Отклоняя рычаги управления, летчик заставляет самолет подниматься или опускаться, поворачиваться вправо или влево, вращаться вокруг продольной оси. При каждом таком изменении режима полета возникают угловые ускорения и, следовательно, перегрузки. Большие по величине и продолжительные по времени угловые ускорения возникают при выполнении таких фигур, как переворот через крыло и штопор. Переворотами через крыло называются фигуры, при которых самолет переворачивается (вращается) вокруг линии направления полета. Перевороты через крыло разделяются на одинарные (простые), когда самолет поворачивается вокруг линии полета на 180°, и двойные, когда самолет поворачивается на 360°.
При одинарном перевороте самолет, повернувшись из нормального положения в положение вверх колесами, переходит в пикирование и затем выходит в нормальный полет в направлении, обратном тому, в каком летел раньше. При двойном перевороте самолет, повернувшись в положение вверх колесами, продолжает вращение и, оказавшись снова в нормальном положении, продолжает полет в том же направлении, в каком летел ранее. На практике эту фигуру называют «бочкой».
Штопор представляет собой особую не управляемую фигуру, при которой центр тяжести самолета описывает винтовую линию вокруг вертикальной оси, называемой осью штопора. Различают штопор:
— по виду вращения — правый и левый;
— по величине угла атаки — крутой и плоский.
В установившемся штопоре на самолет действуют аэродинамическая сила, направленная приблизительно перпендикулярно к хорде крыла, и вес самолета G. Схема сил, действующих при штопоре. Скорость по траектории на крутом штопоре довольно велика, и поэтому самолет быстро теряет высоту. На плоском штопоре скорость по траектории значительно меньше и лишь немного превышает минимальную. Штопор может быть непроизвольным, т. е. неумышленным (вследствие ошибок в пилотировании), и умышленным. В 1916 г. русский летчик К. К. Арцеулов впервые выполнил умышленный штопор и-тем положил начало его практическому изучению. Штопор самолета всегда связан с потерей скорости, причем переход в штопор может произойти как с прямолинейного, так и с криволинейного полета. Основным условием перехода самолета в штопор является нарушение обтекания крыла при увеличении угла атаки сверх критического. В результате нарушается равенство подъемных сил правого и левого крыльев и самолет, сваливаясь на крыло, начинает штопорить. Установившийся штопор достигается через 6—8 витков после начала штопора и продолжается до тех пор, пока не будут приняты меры для его прекращения. При выводе самолета из штопора эффект действия рулей сказывается не сразу, а с запаздыванием в 2—3 витка. Это заставляет летчика ждать выхода в течение 5—8 сек после того, как он поставил рули в положение на выход, и связано, естественно, с некоторым нервным напряжением и дополнительной потерей высоты. Действуя рулями, летчик обеспечивает вывод самолета из штопора и после перехода самолета в пикирование движением ручки «на себя» плавно выводит самолет из пикирования.
Переворот через крыло
При одинарном перевороте самолет, повернувшись из нормального положения в положение вверх колесами, переходит в пикирование и затем выходит в нормальный полет в направлении, обратном тому, в каком летел раньше. При двойном перевороте самолет, повернувшись в положение вверх колесами, продолжает вращение и, оказавшись снова в нормальном положении, продолжает полет в том же направлении, в каком летел ранее. На практике эту фигуру называют «бочкой».
Схема штопора самолета, и—угловая скорость вращения самолета
Штопор представляет собой особую не управляемую фигуру, при которой центр тяжести самолета описывает винтовую линию вокруг вертикальной оси, называемой осью штопора. Различают штопор:
— по виду вращения — правый и левый;
— по величине угла атаки — крутой и плоский.
Схема сил, действующих на самолет при штопоре. G—вес самолета, Д—аэродинамическая сила, Nцс—центростремительная сила, ω—угловая скорость вращения самолета в штопоре
В установившемся штопоре на самолет действуют аэродинамическая сила, направленная приблизительно перпендикулярно к хорде крыла, и вес самолета G. Схема сил, действующих при штопоре. Скорость по траектории на крутом штопоре довольно велика, и поэтому самолет быстро теряет высоту. На плоском штопоре скорость по траектории значительно меньше и лишь немного превышает минимальную. Штопор может быть непроизвольным, т. е. неумышленным (вследствие ошибок в пилотировании), и умышленным. В 1916 г. русский летчик К. К. Арцеулов впервые выполнил умышленный штопор и-тем положил начало его практическому изучению. Штопор самолета всегда связан с потерей скорости, причем переход в штопор может произойти как с прямолинейного, так и с криволинейного полета. Основным условием перехода самолета в штопор является нарушение обтекания крыла при увеличении угла атаки сверх критического. В результате нарушается равенство подъемных сил правого и левого крыльев и самолет, сваливаясь на крыло, начинает штопорить. Установившийся штопор достигается через 6—8 витков после начала штопора и продолжается до тех пор, пока не будут приняты меры для его прекращения. При выводе самолета из штопора эффект действия рулей сказывается не сразу, а с запаздыванием в 2—3 витка. Это заставляет летчика ждать выхода в течение 5—8 сек после того, как он поставил рули в положение на выход, и связано, естественно, с некоторым нервным напряжением и дополнительной потерей высоты. Действуя рулями, летчик обеспечивает вывод самолета из штопора и после перехода самолета в пикирование движением ручки «на себя» плавно выводит самолет из пикирования.