Właściwości aerodynamiczne samolotu podczas
pilotowania
Aerodynamiczne właściwości samolotu i jego zachowanie w
czasie manewrowania
w znacznym stopniu zależą od kąta ustawienia skosu skrzydła.
Przy kącie skosu skrzydła 30° możliwości pilotażowe są
ograniczone z powodu wąskiego zakresu prędkości dopuszczalnych, małych
dopuszczalnych kątów natarcia i przeciążeń. Dlatego przy ustawieniu kąta skosu
skrzydła 30° można wykonywać wyłącznie figury prostego pilotażu.
Przy kącie skosu skrzydła 63° samolot ma wystarczające
charakterystyki podłużnej stateczności
i sterowności w porównaniu z ustawieniem skrzydła pod innymi kątami. Jednak
boczna stateczność
i sterowność samolotu jest znacznie gorsza, co wyraża się w energicznej reakcji
kierunkowej na powstające ślizgi i w znacznym obniżeniu skuteczności lotek na
dużych kątach natarcia. Przy tym ustawieniu kąta skosu skrzydła samolot w
zakresie wytrzymałości konstrukcji ma największe wartości dopuszczalnych
przeciążeń, kątów natarcia, prędkości przyrządowych i liczb Ma.
Kąt skosu skrzydła 45° jest optymalny.
Aerodynamiczna jakość samolotu, boczna stateczność
i sterowność zbliżone są do odpowiednich charakterystyk samolotu przy kącie
skosu skrzydła 30°,
a stateczność podłużna do charakterystyk przy kącie skosu skrzydła 63°.
Aby zapobiec przekroczeniu w locie maksymalnie
dopuszczalnych prędkości, liczb Ma
i przeciążeń pilot powinien zawsze wiedzieć,
w jakim położeniu znajduje się skrzydło i przed wykonaniem pilotażu w strefie
sprawdzić według wskaźnika ustawienie kąta skosu skrzydła. Przestawienie
skrzydła z położenia 30° w położenie 63° i odwrotnie prowadzi do naruszenia
równowagi podłużnej samolotu. Zmianie ustawienia kąta skosu skrzydła wytrymerowanego samolotu z 30° do 63°, towarzyszy początkowo nieznaczny moment
nurkujący (do kąta skosu skrzydła 45°), a następnie moment wznoszący. Przy
zmianie ustawienia kąta skosu skrzydła wytrymerowanego samolotu z 63° do 30°
występuje moment nurkujący, który zwiększa się do kąta skosu skrzydła 45°, a
następnie zmniejsza swą wielkość do nieznacznego przy kącie skosu skrzydła 30°.
Ze względu na wytrzymałość konstrukcji maksymalnie
dopuszczalne przeciążenia nz mogą być wytwarzane na dużych
prędkościach lotu. Przy braku na samolocie podwieszeń przeciążenia graniczne w
zakresie wytrzymałości mogą być wytwarzane przy prędkościach powyżej:
- 900 km/h przy χ = 63°;
- 850 krn/h przy χ = 45°;
- 750 km/h przy χ = 30°.
Przy prędkościach mniejszych od podanych występują
wcześniej ograniczenia przeciążeń nz nie ze względu na wytrzymałość
konstrukcji, lecz wartości dopuszczalnego kąta natarcia. Pilotowanie samolotu
przy prędkościach, przy których występuje ograniczenie wartością kąta natarcia,
należy wykonywać przy systematycznym sprawdzaniu kątów według wskazań UAP-4. Na
samolocie bez podwieszeń zewnętrznych granicznym kątem natarcia (według
wskaźnika) jest kąt 24° przy kącie skosu skrzydła χ = 63°,22° przyχ= 45° i 20° - przy χ = 30°. Przy podwieszeniach zewnętrznych na
samolocie podane wartości granicznych kątów natarcia należy zmniejszyć o 2°.
UUAP-72 ma lampkę sygnalizacyjną, która migocze po wyjściu
samolotu na niebezpieczne kąty natarcia lub przy energicznym zbliżaniu się do
nich. Przy płynnym zwiększaniu kąta natarcia lampka świeci po osiągnięciu kąta
natarcia 22°, natomiast przy energicznym zwiększaniu przeciążenia po osiągnięciu
kąta natarcia 18°.
Wskaźnik kąta natarcia na samolocie pokazuje kąt prawie o
dwa razy większy w stosunku do rzeczywistego. Występująca różnica uwarunkowana
jest tym, że strumień powietrza
w miejscu zamontowania nadajnika wskaźnika kąta
natarcia odchyla się do góry (profil
w kształcie klina z lewej strony przedniej
części kadłuba), ponieważ wpływają na niego części konstrukcyjne samolotu.
UUAP-72 określa wartość kąta natarcia w stosunku do napływającego strumienia
powietrza w miejscu zamontowania nadajnika. Natomiast rzeczywistym kątem
natarcia jest kąt zawarty między cięciwą skrzydła i potokiem laminarnym. Z tego
powodu kąt natarcia przekazywany na wskaźnik UAP-4 nazywa się lokalnym kątem
natarcia.
Odchylenie strumienia powietrza w czasie zwiększania
rzeczywistego kąta natarcia również się zwiększa. Na podstawie zmiany wielkości
kąta na wskaźniku można stwierdzić zmianę rzeczywistego kąta natarcia samolotu.
Po znacznym przekroczeniu dopuszczalnych wartości kąta
natarcia możliwe jest zwalanie się samolotu zarówno w locie poziomym (Vzw ok.
220 - 240 km/h), jak również w czasie manewrowania, praktycznie przy całkowicie
wychylonym drążku sterowym do siebie. Prędkość zwalania się samolotu zależy od
wartości przeciążenia nz, pozostałości paliwa, liczby i miejsca
rozmieszczenia podwieszeń, występowania ślizgu. Bez podwieszeń
i ślizgu, przy pozostałości paliwa 2000 kg prędkości zwalania się samolotu na wysokości
H =
3000 - 4000 m wynoszą:
- 450 km/h przy nz = 3,0;
- 600 km/h przy nz = 5,0;
- 750 km/h przy nz powyżej 7,0.
W tym przypadku wskazówka na wskaźniku kątów natarcia
wychyla się do oporu na ogranicznik 32,5°.
Obecność ślizgu o wartości 2 - 4° zmniejsza podane wyżej
przeciążenia o 15 - 20%.
Bezpośrednio przed zwalaniem się samolotu występuje jego
samoczynne kołysanie ze skrzydła na skrzydło i zarzucanie przedniej części
samolotu przy ustawionych pedałach
w położeniu neutralnym. Te dwa rodzaje ruchu zawsze występują równocześnie, lecz
na pewnych zakresach lotu pilot dostrzega pierwszy rodzaj ruchu, natomiast na
innych zakresach-drugi rodzaj ruchu. Po zauważeniu dowolnego
z tych ruchów należy natychmiast zmniejszyć kąt natarcia samolotu przez
osłabienie siły ciągnącej na drążku sterowym. Jeżeli kąt natarcia nie zostanie
zmniejszony, nastąpi zwalanie się samolotu, które pilot odbiera jako ruch po
spirali z energicznym zwiększaniem kąta natarcia i ślizgu oraz z jednoczesnym
opuszczaniem przedniej części samolotu. Zmniejszenie prędkości podczas zwalania
się samolotu powoduje zwiększenie kąta natarcia i wejście samolotu na zakres
korkociągu. Należy pamiętać przy tym, że na samolocie do chwili zwalania
praktycznie nie występują odczuwalne drgania ostrzegawcze.
Samolot ze zwalania lub z korkociągu wyprowadzany jest
przez ustawienie sterów
w położeniu neutralnym.
Utrata wysokości podczas wyprowadzania samolotu ze
zwalania lub z korkociągu, od chwili ustawienia drążka i pedałów na
wyprowadzenie oraz doprowadzenia do lotu poziomego, wynosi 3000 - 5000 m na
wysokości początku wyprowadzania 8500 - 11 000 m.
Od kąta ustawienia kąta skosu skrzydła i kąta natarcia w
dużym stopniu zależy boczna stateczność
i sterowność samolotu. Zwiększenie kąta natarcia znacznie zwiększa stateczność
poprzeczną
i obniża skuteczność lotek. Jednocześnie podróżna
stateczność i sterowność zmniejsza się,
a skuteczność steru kierunku na zakresie przechylenia wzrasta. Taka zmiana
charakterystyk bocznej stateczności i sterowności powstaje na dużych kątach
natarcia, na których samolot staje się zbytnio czuły na przechylenie przy
wychyleniu steru kierunku
i słabo reaguje na wychylenie lotek. Tę właściwość
samolotu należy uwzględniać podczas lotu na dużych kątach natarcia, zwłaszcza
przy małych prędkościach.
Potwierdzeniem powyższego zjawiska może być przykład:
wychylenie steru kierunku przy utracie prędkości w górnej części pętli
doprowadzi do energicznego przechylania samolotu w kierunku wychylonego pedału
i dla usunięcia tego przechylenia może nie wystarczyć nawet pełne wychylenie
lotek. Z tego powodu przechylenie na dużych kątach natarcia
i również podczas
wykonywania pętli należy usuwać wyłącznie za pomocą lotek. Powyższa właściwość
stateczności samolotu najwyraźniej odczuwalna jest przy kącie skosu skrzydła
63°.
W strefie przydźwiękowej na Ma = 0,81 - 0,91 samolot jest
niestateczny w zakresie prędkości. Podczas rozpędzania samolotu w locie poziomym
niestateczność przejawia się tendencją do opuszczania przedniej części, a przy
hamowaniu występuje samoistne zwiększenie przeciążenia w stosunku do wyjściowego
zakresu lotu.
W locie prostoliniowym ta właściwość samolotu nie wywołuje
szczególnych zmian
w technice pilotowania, ponieważ nieznaczny moment nurkujący powstający w czasie
rozpędzania jest łatwo usuwany przez wychylenie drążka sterowego do siebie
z
przyłożeniem siły 3 - 4 kg (2,94 - 3,92 daN).
Przy zwiększaniu przeciążenia niestateczność samolotu
zwiększa się, co powoduje narastanie zarzutu przeciążenia podczas hamowania i
blokowanie w kierunku podłużnym drążka sterowego.
Jeżeli na przykład, w czasie hamowania z przeciążeniem 3,0
siły ciągnące na drążku sterowym przy zbliżaniu prędkości do Ma = 0,81 - 0,9 nie
będą osłabione o 1,5 - 3,0 kG (1,47 - 2,94 daN), nastąpi samoczynne zwiększenie
przeciążenia do nz = 3,5 - 3,6 przy χ = 45° i do nz = 4,0 - 4,2 przy χ = 63°. Natomiast jeżeli przeciążenie początkowe wynosi
5 wzrośnie ono do nz = 6,0 przy χ = 45° i do nz = 7,0 przy χ = 63°. Oprócz tego, w miarę zwiększania wyjściowej
wartości przeciążenia, z powodu skrócenia czasu zmniejsza się prawdopodobieństwo
usunięcia jego samoczynnego zwiększania się.
Uwzględniając powyższe fakty, w celu uniknięcia
niezamierzonego przekroczenia dopuszczalnych przeciążeń w czasie pilotowania
przy prędkościach przydźwiękowych, przeciążenie przy Ma> 0,9 nie powinno
przekraczać 5,0.
Układ sterowania podłużnego wyposażony jest w automat
regulacji obciążenia ARZ-1. Automat jednocześnie ze zmianą prędkości lotu
zmienia obciążenie na drążku sterowym, które pilot pokonuje
w celu utrzymania równowagi podłużnej samolotu. W czasie wykonywania figur
średniego pilotażu prędkość samolotu zmienia się w dużym zakresie, wskutek czego
przy pilotowaniu również zmieniają się znacznie obciążenia na drążku sterowym a
nawet zmienia się ich znak.
Włączony do układu sterowania mechanizm efektu trymerowego
pozwala zmniejszać obciążenia drążka sterowego na całym zakresie prędkości lotu.
Przed wykonaniem figur średniego pilotażu należy
wyrównoważyć samolot przy prędkości zbliżonej do prędkości wprowadzenia w
figurę. Podczas wykonywania figur pionowych nie należy zmieniać położenia
mechanizmu efektu trymerowego.
Na samolocie Su-22M4 w porównaniu z poprzednimi
modyfikacjami obciążenia na drążku sterowym
w kanale podłużnym są mniejsze o około 1,5 razy.
|