Авиация и космонавтика 1994 03-04

На больших углах атаки

Полковник в отставке А. ДЬЯЧЕНКО, кандидат технических наук, доцент;

капитан О. ЯКИМЕНКО, кандидат технических наук

Как известно, для истребителей четвертого поколения ограничения по максимально допустимому углу атаки адоп вводятся из-за возможного возникновения обратной реакции по крену при пилотировании на

α >= α_доп ~ 23-25° Однако на практике в случае отказа автомата перекрестной связи ухудшение поперечной управляемости происходит значительно раньше, на α ~ 12-15°, причем весьма своеобразно, о чем свидетельствуют результаты моделирования бокового возмущенного движения самолетов типа МиГ-29 и Су-27.

Оценка их поперечной управляемости при резком (ступенчатом) отклонении ручки управления самолетом (РУС) в прямолинейном установившемся полете проводилась по двум интегральным характеристикам – изменению угловой скорости крена ω_х и самого угла крена γ в зависимости от времени – и позволила выделить области прямой, локальной обратной и обратной реакций самолета по крену, которые представлены на рис. 1. Соответственно происходящие в этих областях переходные процессы отражены на рис. 2-4 (где δ_э – угол отклонения элеронов).

Рис.1

Как видно из рис. 2, уже при полете на а«11° наблюдаются значительные колебания угловой скорости крена (оцениваются по величине и знаку нормируемого параметра ε = ω_xmin/ω_xmax

Между тем угол крена монотонно возрастает, что свидетельствует о прямой реакции по крену на отклонение РУС.

При углах атаки α ~ 12-15° (кривая 2, рис. 1) происходит так называемое локальное «зависание» угла крена (рис. 5), когда в какой-то момент времени («А») ω_х , а следовательно, и ε становятся равными нулю. У летчика может сложиться впечатление, что угол крена как бы «завис», не достигнув нужного значения. Естественно, он будет стремиться еще больше отклонить РУС, хотя буквально через доли секунды и без его вмешательства крен продолжит рост с первоначальным темпом.

По мере дальнейшего увеличения угла атаки начинает проявляться локальная обратная реакция самолета по крену (рис. 3), когда величина ω_х попеременно меняет свой знак в течение одного или нескольких временных циклов. Не знающий этой особенности пилот, создавший самолету крен и обнаруживший вместо его возрастания, наоборот, уменьшение, постарается еще больше отклонить РУС. Может произойти и такое: если летчик предположил, что по каким-то непонятным ему причинам возникла обратная реакция по крену, то он решит вернуть РУС в нейтральное положение, однако через 1-2 с угол крена вновь, как и при «зависании», начнет возрастать.

Все сказанное справедливо для полета с n_y = 1. А что произойдет в случае резкого отклонения РУС, допустим, при выполнении виража с n_y = 4? То же самое! Только кривые / и 2 (рис. 1) переместятся правее, поскольку значения чисел М полета увеличатся в SQRT(n_y)раз, промежуток же между ними сократится, так как с ростом числа М α_доп составит примерно 16° Так что между ними все же сохранится, хотя и очень узкая (всего 1-2°), область локальной обратной реакции по крену.

По вполне понятным соображениям мы неправомочны давать какие-либо практические рекомендации авиаторам, основываясь лишь на собственных выводах по результатам исследований. Однако в качестве предупреждения на случай отказа в полете автомата перекрестной связи хотим подчеркнуть следующее: если при маневрировании с большими перегрузками диапазон значений углов атаки, при которых проявляется локальная обратная реакция по крену, достаточно узок (летчик порой даже и не может его выявить), то при пилотировании с n_y = 1-3 на малых скоростях у земли этот диапазон составляет порядка 10° (от 12-15 до 23-25 ). Об этом пилоты не должны забывать.

Рис. 2

Рис. 3

Рис. 4

Рис. 5