Энциклопедия техники - сваливание

критический режим летательного аппарата, при котором возникает самопроизвольное апериодическое или колебательное с возрастающей амплитудой боковое движение летательного аппарата относительно какой-либо одной или обеих (продольной и нормальной) осей координат, не парируемое обычными методами пилотирования без уменьшения угла атаки. С. принадлежит к одному из явлений, наряду с бафтингом, колебаниями по крену и др., сопровождающих выход летательного аппарата на большие углы атаки, то есть на углы атаки, где происходят перестройка структуры обтекания и, как следствие, значительное изменение аэродинамических характеристик. С. дозвукового летательного аппарата с прямыми крыльями и крыльями малой стреловидности связано главным образом с самовращением и начинается вблизи критических углов атаки. С. самолётов с треугольными крыльями, крыльями умеренной и большой стреловидности может начинаться на углах атаки значительно меньших, чем углы атаки, где коэффициент подъёмной силы достигает максимального значения, и вызывается потерей боковой устойчивости. Основными причинами, определяющими С. таких самолётов, являются потеря путевой статической устойчивости (m(()y > 0), уменьшение запаса поперечной статической устойчивости (m(()x) и значительное уменьшение демпфирования крена (m(()xx;см. Степень устойчивости, Вращательные производные). С. характеризуется углом атаки начала С. ( )св и интенсивностью развития угловых движений. Допустимый в эксплуатации угол атаки обычно устанавливается на несколько градусов меньше (н)св.

Наиболее характерны два вида С.: апериодическое и колебательное , причём апериодическое С. наиболее опасно, так как развивается весьма быстро. Известны самолёты, у которых скорость крена при С. возрастает от 0 до 2—2,5 с—1 за время t t 1 с. Значение (с)св и поведение летательного аппарата при С. определяются как аэродинамической компоновкой, так и условиями полёта (наличием скольжения, Маха числом полёта, высотой полёта, режимом работы двигателя, положением органов управления и т. д.). Режимы полёта после С. классифицируются по более или менее отличным друг от друга движениям по углам атаки (которые, как правило, больше ( )св), скольжения и отсутствием установившихся движений крена и рыскания. Среди этих режимов следует выделить «вращение после С.» (реализуются (») > (()св, но могут иметь место и выходы летательного аппарата на С. при ( ) < (()св) и «глубокое С.» (реализуются малые угловые скорости и углы атаки значительно большие, чем (»)св). В литературе сваливанием иногда называют подхват, приводящий к С.

Несмотря на то, что основным методом изучения С. остаются лётные испытания, значительное развитие получили расчётные методы, а также моделирование С. на пилотажных стендах с участием лётчиков; при этом главная трудность состоит в получении достоверной и полной модели аэродинамики летательного аппарата вследствие срывного обтекания на больших углах атаки. Для предварительной оценки тенденции к С., что особенно важно на ранней стадии создания летательного аппарата, может быть использован ряд приближенных критериев, основанных на минимальной информации об аэродинамических характеристиках. Такими критериями, показавшими хорошее соответствие с результатами лётных испытаний, являются неравенства:

m(()xx ((()) < 0 (сохраняется демпфирование крена),

((()((()) < 0 (обеспечивается боковая динамическая устойчивость),

m(()y((())m(()x((()) — m(()x((())m(()y((()) > 0 (условие сохранения «прямой» реакции летательного аппарата по крену на отклонение органов поперечного управления, нарушение которого воспринимается лётчиком как С. (m(()x, m(()y — частные производные аэродинамических коэффициентов моментов крена и рыскания по углу отклонения ( ) органов поперечного управления). Значение угла атаки, при котором перестаёт выполняться хотя бы одно из неравенств, и является приближенным значением ( )св.

Со С. и штопором связана наибольшая доля лётных происшествий. Методы вывода из С. довольно сложны и в определенной степени индивидуальны для каждого типа самолётов. Особая острота проблемы заключается в частичной или полной потере лётчиком пространственной ориентации при попадании в С. и необходимости преодоления им некоторых привычных приёмов и рефлексов при выводе самолёта из С. Мерами предупреждения приближения к С. могут служить как естественные (рост интенсивности бафтинга, появление боковых колебаний, увод носа самолёта в сторону и т. д.), так и искусственные (тактильная (механические воздействием на кожу лётчика), звуковая, световая сигнализация) признаки. Для улучшения поведения летательного аппарата при С. и затягивания его начала на большие ( ) могут использоваться системы улучшения устойчивости и управляемости. Для предотвращения выхода самолёта на опасный режим применяются различного рода системы ограничения угла атаки, а также автоматические системы вывода из начальной стадии С. Известны также способы вывода из С. с помощью парашюта. Много внимания уделяется созданию «несваливающегося» самолёта. Авиация: Энциклопедия. — М.: Большая Российская Энциклопедия

Главный редактор Г.П. Свищев

1994