Основы полета Principles of Flight Оксфордская авиационная академия
EASA принято два документа, определяющих сертификационные требования для самолётов - CS-23
жүктеу/скачать 2.63 Mb.
|
- Бұл бет үшін навигация:
- CS-Definitions
| EASA принято два документа, определяющих сертификационные требования для самолётов - CS-23 для лёгких самолётов с весом до 5670 кг (8618 кг для винтовых двухмоторных самолётов) и CS-25 – для больших самолётов.
Первый документ оперирует скоростями VS0 и VS1. Второй документ использует расчётную (reference) скорость сваливания VSR. В документе CS-Definitions даются следующие определения скоростям сваливания: VS – скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта, на которой самолёт управляется; VS0 - скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта в посадочной конфигурации; VS1 - скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта в заданной конфигурации; VSR – расчётная скорость сваливания; VSR0 – расчётная скорость сваливания в посадочной конфигурации; VSR1 – расчётная скорость сваливания в заданной конфигурации; VSW – скорость, на которой начинаются естественные или искусственные признаки сваливания; VS1g - скорость сваливания, на которой самолёт может развить подъёмную силу, равную его весу. VSR – это индикаторная земная скорость (CAS), определённая производителем. Она не может быть меньше VS1g. VSR VCymax / n zw , где VCymax - индикаторная земная скорость, полученная в процессе плавного торможения, соответствующая первому максимуму Су. Поскольку при этом перегрузка могла немного не соответствовать единице, то Су рассчитывается по формуле Су = ny G / q S. Кроме этого, на самолётах с установленными толкателями штурвала, VCymax не может быть меньше скорости срабатывания толкателя. n zw - перегрузка на траектории, соответствующая моменту достижения скорости VCymax. На самолётах без толкателя штурвала VSR соответствует VS1g. При установке толкателя, VSR будет на 2 узла или на 2% (что больше) превышать скорость его срабатывания. При определении скорости VCymax соблюдаются следующие условия: - тяга двигателей равна нулю; шаг винта во взлётном положении; самолёт находится в заданной конфигурации; вес самолёта, требуемый для сертификации; центровка, дающая наибольшую скорость сваливания (предельно-передняя); самолёт стриммирован перед торможением в диапазоне скоростей 1,13 1,3 VSR; торможение выполняется с темпом не более 1 узел за секунду. Все вышеуказанные факторы влияют на VSR. Кроме этого, на скорость сваливания влияет перегрузка, тяга двигателей и состояние поверхности крыла. Изменение высоты полёта не влияет на скорость сваливания. Предупреждение о приближении сваливания. После того, как определены скорости сваливания для каждой конфигурации самолёта, разработчик самолёта обеспечивает четко различимую сигнализацию о приближении сваливания. Предупреждение о сваливании должно сработать заблаговременно, чтобы не допустить неожиданного сваливания самолёта. Предупреждением может являться аэродинамическая тряска, появляющаяся заблаговременно до сваливания, или же оно должно выдаваться специальным устройством. Визуальная индикация, требующая внимания экипажа недопустима. Устройство предупреждения сваливания должно работать во всех конфигурациях самолёта. При плавном торможении (менее узла в секунду), предупреждение о приближении сваливания должно сработать на скорости (VSW), которая на 5 узлов (или 5% что больше) превышает скорость сваливания (VS1g) или на 3 узла (3% что больше) превышает расчетную скорость сваливания (VSR). Если самолёт будет тормозиться с перегрузкой 1,5 на режиме двигателей, соответствующих балансировке на скорости 1,3 VSR (темп падения скорости не менее 2 узлов в секунду), то предупреждение о приближении сваливания должно обеспечить предотвращение сваливания самолёта, если пилот начнёт вывод через 1 секунду после сигнала. При любом отказе механизации, описанном в руководстве по лётной эксплуатации, пилоты должны быть обеспечены предупреждением о приближающемся сваливании. Устройства предупреждения о сваливании. Естественным признаком приближающегося сваливания является отделяющийся с крыла пограничный слой, создающий аэродинамическую тряску крыла (стабилизатора). Эта тряска может по системе управления передаваться на штурвал. Но, как правило, для своевременного распознания, естественные признаки не достаточны. Предупреждение о сваливании на маленьких самолётах выдаётся обычно сиреной или горном, на больших самолётах – механизмом тряски штурвала в сочетании со световыми и звуковыми сигналами. Механизм тряски – тактильная сигнализация. Поскольку руки пилота могут не лежать на органах управления (при работе автопилота), то предупреждение дублируется звуковым сигналом. Принцип тряски – электромотор с эксцентриком, вращаясь, передаёт вибрацию на орган управления. Существует несколько типов датчиков приближающегося сваливания: Флюгерный переключатель. При увеличении угла атаки точка торможения движется вниз и назад. Флюгерный переключатель расположен таким образом, что на заданном угле атаки точка торможения опускается ниже лопасти, и, от возникшего перепада давления, она поднимается, замыкая контакты переключателя. Флюгерный датчик угла атаки. Располагается на боковой поверхности фюзеляжа. Лопасть флюгарки располагается по потоку, что позволяет определить угол набегания местного потока воздуха и соответствующим пересчетом определить угол атаки крыла. В базе данных вычислителя зашито влияние механизации, шасси и других факторов, влияющих на изменение местного потока в районе флюгарки. Щелевой датчик угла атаки. Устанавливается на боковой поверхности фюзеляжа. Все эти датчики замеряют угол атаки самолёта, а это значит, что изменения веса самолёта автоматически учитываются. Кроме того, большинство датчиков позволяют вычислить темп нарастания угла атаки, что позволяет выдавать более раннее предупреждение при более энергичном росте угла атаки. Датчики угла атаки всегда обогреваются и обычно расположены по обеим сторонам фюзеляжа, чтобы избежать ложных показаний при скольжении. Основные требования к характеристикам сваливания (EASA, FAR). Вплоть до момента сваливания должна сохраняться возможность создания и корректировки крена и скольжения элеронами и рулем направления без проявления обратной реакции на отклонение. Не допускается самопроизвольное кабрирование самолёта. Должна сохраняться управляемость по тангажу до и в процессе сваливания. Должна быть обеспечена возможность быстро предотвратить сваливание или вывести из него прямым действием рулей. При сваливании с прямолинейного полёта крен, возникающий в процессе сваливания и завершения вывода из него, не должен превышать приблизительно 20. При сваливании с разворота реакция самолёта на сваливание не может быть такой резкой, чтобы создать трудности пилоту средней квалификации по выводу самолёта из сваливания и восстановлению его управляемости. При этом крен не должен превысить следующих значений: приблизительно 60 в направлении первоначального разворота, или 30 в противоположную сторону, при темпе торможения перед сваливанием не более одного узла в секунду; приблизительно 90 в направлении первоначального разворота, или 60 в противоположную сторону, при темпе торможения перед сваливанием более одного узла в секунду; Влияние профиля крыла на характеристики сваливания. Форма профиля крыла оказывает сильное влияние на характер сваливания. На некоторых профилях срыв развивается очень стремительно с резким падением подъёмной силы. На других - этот процесс протекает плавней. На тех самолётах, где сваливание происходит резко, устанавливают устройства раннего предупреждения или даже предотвращения сваливания. У каждого крыльевого профиля есть свой угол атаки сваливания, который не меняется. На угол сваливания профиля влияют следующие геометрические характеристики: радиус закругления передней кромки; относительная толщина профиля; кривизна профиля, особенно в районе передней кромки; координаты точек максимальной толщины и кривизны профиля. В целом, более острая передняя кромка, более тонкий профиль, более задняя позиция точек максимальной толщины и кривизны – дают более резкое сваливание (такие профили наиболее эффективны для полётов на больших числах М). Вышеперечисленные характеристики профиля используются для организации более раннего отрыва потока или, наоборот, для обеспечения безотрывного обтекания определённых зон по размаху крыла. Влияние формы крыла в плане. Отделение потока от поверхности крыла не происходит одновременно по всему размаху. На прямоугольном крыле отделение потока начинается у корня крыла и распространяется к законцовкам. Уменьшение подъёмной силы происходит вблизи центра тяжести самолёта, поэтому несимметричный срыв не создаёт большого кренящего момента. Самолёт теряет высоту, но крен, как правило, не развивается. Потеря подъёмной силы ощущается впереди центра тяжести, и центр давления смещается назад. Таким образом, самолёт сам опускает нос и уменьшает угол атаки, то есть самолёт имеет тенденцию к самопроизвольному выходу из сваливания. Отделившийся поток с крыла возбуждает тряску задней части фюзеляжа и хвостового оперения, предупреждая пилота о приближающемся сваливании. Элероны, находясь вне зоны срыва потока, могут сохранять эффективность. Все вышеперечисленные факторы представляют наиболее желательное поведение самолёта на сваливании: сохранение эффективности элеронов; пикирующий момент тангажа; предупредительная аэродинамическая тряска; отсутствие резкого кренящего момента. К сожалению, прямоугольные крылья имеют чрезмерный изгибающий момент и не очень эффективны с точки зрения аэродинамики, поэтому на большинстве современных самолётов используются сужающиеся или стреловидные крылья. На сужающихся крыльях срыв потока начинается в районе законцовок крыла, уменьшая подъёмную силу в этих зонах. Если на реальном крыле возникнет срыв в этих зонах, то будет тряска элеронов и возможно резкое кренение при несимметричном срыве. (Энергичное кренение на сваливании может спровоцировать переход самолёта в штопор). Не будет тряски хвоста, не будет сильного пикирующего момента, вряд ли сохранится эффективность элеронов. Для получения приемлемых характеристик сваливания на сужающихся крыльях проводят следующие мероприятия: геометрическая крутка крыла (washout), уменьшающая установочный угол профилей крыла от корня к законцовкам. Таким образом обеспечивается начало срыва потока у корня крыла. аэродинамическая крутка крыла – размещение более толстых и изогнутых профилей ближе к законцовкам. Эти профили имеют больший Су мах, поэтому срыв будет у корня крыла. щели передней кромки крыла. Расположенные вблизи концов крыльев, они повышают кинетическую энергию пограничного слоя. Тем самым щели задерживают отделение потока и способствуют сохранению эффективности элеронов. Другой метод улучшения характеристик сваливания – это провоцирование срыва потока возле корня крыла. Использование профилей с маленьким радиусом закругления передней кромки способствует отделению потока на меньших углах атаки, но и уменьшает общую эффективность крыла. Того же результата можно достичь, прикрепив к передней кромке крыла турбулизирующие накладки (маленькие треугольные полоски). На больших углах атаки накладки будут способствовать отделению потока, но не будут влиять на эффективность крыла на крейсерском режиме полёта. Генераторы вихрей – это ряды маленьких (около 2,5 см), тонких профилированных пластинок, установленных на крыле вертикально. Каждая из них генерирует маленький вихрь, смешивающий невозмущенный поток воздуха с пограничным слоем, увеличивая кинетическую энергию последнего. Таким образом, задерживается отделение потока у концов крыльев. Стреловидные крылья обеспечивают достижение высоких скоростей полёта, но обладают ещё более сильной тенденцией к зарождению срыва потока на концах крыльев. Если это произойдёт, то центр давления переместится вперёд, создавая кабрирующий момент тангажа. Центральная часть крыла продолжает эффективно создавать подъёмную силу и максимальный скос потока вниз добавляет дополнительный кабрирующий момент. Смещение центра давления вперед совместно с увеличением скоса потока приводят самолёт к энергичному задиранию носа вверх и дальнейшему увеличению угла атаки. Это очень опасная и недопустимая реакция самолёта на срыв потока с крыла – срывной подхват (pitch-up). Попадание в срывной подхват может привести к полной потере управляемости по тангажу и сильно затруднить или даже сделать невозможным вывод из сваливания. Многие скоростные самолёты со стреловидными крыльями склонны к срывному подхвату. Тенденция стреловидных крыльев к срыву на концах крыльев связана с перетеканием пограничного слоя вдоль размаха. Чтобы уменьшить перетекание на крыле устанавливают дополнительные поверхности: - аэродинамические гребни – тонкие металлические барьеры на верхней поверхности крыла вытянутые от передней кромки к задней. Они не позволяют пограничному слою смещаться к концам крыльев. - гребни на нижней поверхности крыла (vortilon). Они более короткие и находятся в районе передней кромки. Пилоны двигателей, расположенных под крылом, выполняют ту же функцию. На больших углах атаки они создают маленький, но интенсивный вихрь, который, распространяясь над верхней поверхностью крыла, играет роль аэродинамического гребня. - запил крыла также генерирует мощный вихрь над верхней поверхностью на больших углах атаки. (Редко используется на современных транспортных самолётах). Глубокое сваливание. Стреловидное крыло склонно к срыву потока на концах крыльев. Поскольку они расположены сзади центра тяжести, то потеря подъёмной силы вызывает кабрирующий момент и дальнейшее увеличение угла атаки. Это «автоматическое» увеличение угла атаки приведёт к увеличению срыва потока с крыла. Лобовое сопротивление будет быстро нарастать, подъёмная сила – падать. И самолёт начнет снижаться с постоянным, большим положительным углом тангажа. Это приведёт к дальнейшему увеличению угла атаки. Высокорасположенный стабилизатор оказывается в зоне оторвавшегося от крыла турбулентного потока с низкой энергией. Эффективность стабилизатора резко уменьшается, делая невозможным для пилота уменьшение угла атаки. Самолёт стабилизируется в состоянии глубокого сваливания. Таким образом, комбинация факторов стреловидного крыла и высокорасположенного стабилизатора способствую входу самолёта в режим глубокого сваливания. Более важную роль здесь играет стреловидность крыла. Как уже было сказано, устройства препятствующие перетеканию пограничного слоя задерживают наступление концевого срыва. Генераторы вихрей также часто используются на стреловидных крыльях, задерживая концевой срыв и улучшая характеристики сваливания. Также принимаются меры для организации первоначального срыва потока у корня крыла. Этого достигают, используя другой профиль крыла в корневой части, устанавливая турбулизирующие накладки, менее эффективные предкрылки (предкрылки Крюгера) на переднюю кромку у корня крыла. Такие самолёты, как DC-9, MD-80, Boeing 727, Fokker 28, Ту-154, Ту-134 и другие, имеют стреловидное крыло и высокорасположенный стабилизатор. Они также имеют двигатели, расположенные в задней части фюзеляжа. Само по себе, такое расположение двигателей не способствует входу самолёта в глубокое сваливание, но является причиной высокой установки стабилизатора. Предотвращение глубокого сваливания – толкатель штурвала. Самолёты, входящие в режим глубокого сваливания, должны быть оборудованы устройствами, предотвращающими их от входа в сваливание. Таким устройством является толкатель штурвала. Для таких самолётов попадание даже на начальную стадию сваливания недопустимо. Переход самолёта в глубокое сваливание происходит слишком быстро, чтобы пилот успел среагировать, и самолёт оказывается на неуправляемом режиме. Толкатель штурвала – это устройство, входящее в систему управления рулём высоты, которое механически отклоняет штурвал на пикирование, уменьшая угол атаки прежде, чем самолёт перейдет в глубокое сваливание. Усилие толкателя около 40 кг. Этого достаточно для эффективного вывода самолёта, и не слишком много, чтобы чрезмерно не забросить руль высоты на пикирование. В случае отказа данная система сама отключается. Повторное включение отказавшего толкателя возможно только после полёта на земле. Исправный толкатель после уменьшения угла атаки до нормального значения снимает нагрузку с проводки управления. Факторы, влияющие на скорость сваливания. Единственной причиной сваливания является превышение критического угла атаки. Сваливание не имеет прямой связи со скоростью самолёта. Критический угол атаки может быть превышен на любой скорости. И, с другой стороны, самолёт не свалится на любой малой скорости, вплоть до нулевой, если не будет превышен критический угол атаки. Тем не менее, при плавном торможении в горизонтальном полёте без крена самолёт свалится на определённой скорости (VSR). На значении этой скорости базируются рекомендованные скорости для взлёта, маневрирования, захода на посадку и посадки. При этом устанавливаются необходимые запасы, например 1,1 VSR, 1,2 VSR и т. п. Факторы, влияющие на VSR: изменение веса самолёта; изменение перегрузки (маневрирование); изменение конфигурации (меняется Су мах и момент тангажа); тяга двигателя и спутная струя за воздушным винтом; число М; состояние поверхности крыла; мощные ливневые осадки. Скорость сваливания в горизонтальном полёте (VS1g). В прямолинейном горизонтальном полёте подъёмная сила равна силе тяжести самолета. Нормальная перегрузка ny = Y/G, то есть, равна единице. Часто с понятием перегрузки связывают g – ускорение свободного падения. Вес нашего тела в повседневной жизни равен массе умноженной на ускорение свободного падения. Поэтому можно сказать, что в прямолинейном горизонтальном полёте, мы испытываем перегрузку равную 1g. Если подъёмная сила станет больше веса, то перегрузка станет больше единицы, самолёт и всё, что в нём находится, будет испытывать дополнительное ускорение и нагрузку. Уравнение подъёмной силы: Y = ½ V2 Cy S. Будем считать плотность воздуха и площадь крыла S постоянными. Рассмотрим влияние оставшихся факторов. Если уменьшить скорость полёта, то подъёмная сила будет падать. Для поддержания её на прежнем уровне, чтобы сохранить горизонтальный полёт, необходимо будет увеличивать Cy, то есть угол атаки. Каждой меньшей скорости будет соответствовать больший угол атаки, и так будет продолжаться, пока угол атаки не достигнет крит (Сумах). Дальнейшее увеличение угла атаки в попытке увеличить подъёмную силу приведёт к сваливанию самолёта. Можно трансформировать формулу подъёмной силы, чтобы показать факторы, влияющие на скорость сваливания в горизонтальном полёте: В формуле подъёмной силы стоит истинное значение скорости воздуха, а скорость сваливания, определяемая разработчиком самолёта, является индикаторной земной скоростью (CAS). Поэтому полученная формула не совсем корректна, в отношении плотности. Изменения высоты (плотности) не влияют на приборную скорость сваливания. Эффект веса самолёта на скорость сваливания. Из полученной формулы VS1g видно, что увеличение веса самолёта, влекущее за собой увеличение потребной подъёмной силы, приведёт к увеличению скорости сваливания. Зависимость будет выглядеть следующим образом: Вес самолёта не влияет на значение критического угла атаки (ниже будет рассмотрено влияние сжимаемости на Су мах, когда изменение веса, влекущее за собой увеличение минимальной скорости при М 0,4, влияет на крит.) Для приблизительного расчета можно пользоваться такой закономерностью: Изменение веса на 20% приводит к соответствующему изменению скорости сваливания на 10%. Разложение силы на составляющие. Сила – это векторная величина. Она характеризуется величиной, направлением и точкой приложения. Изображается сила отрезком прямой линии, исходящей из точки приложения, в направлении действия, с длиной, соответствующей величине силы. Как векторные величины, силы могут складываться или вычитаться, образуя результирующую силу. Или же силу можно разложить на две и более составляющих, которые в сумме дадут исходную силу. Параллелограмм сил. Если три силы, действующие в одной точке, взаимно уравновешены, то их можно представить в виде сторон треугольника. Это называется принципом треугольника сил, или параллелограмма сил (две стороны и диагональ дают тот же треугольник). Если это прямоугольный треугольник, то знание одного угла и длины одной из сторон достаточно, чтобы узнать длины других сторон. tg = против/прилеж; sin = против/гипот; cos = прилеж/гипот. Увеличение подъёмной силы в горизонтальном развороте. На рисунке показан разворот с креном 45. Сила тяжести всегда действует вертикально вниз. Чтобы самолёт сохранял высоту сила, направленная вверх, должна быть равна силе тяжести. Подъёмная сила отклонена от вертикали на 45, и её можно разложить на две составляющие: вертикальную и горизонтальную. Как видно из рисунка, подъёмная сила должна быть увеличена, чтобы её вертикальная составляющая была равна весу. Обозначим значение вертикальной составляющей, как 1. Из треугольника находим требуемое значение подъёмной силы: Y = 1 / cos = 1 / 0.707 = 1.41. Таким образом, в горизонтальном развороте с креном 45 подъёмная сила должна быть больше силы тяжести в 1,41 раза, то есть нормальная перегрузка ny = 1,41. Влияние перегрузки на скорость сваливания. Как было показано, чтобы разворачиваться и сохранять высоту, подъёмная сила должна быть больше веса самолёта. Увеличение подъёмной силы происходит за счёт увеличения угла атаки. Чем больше подъёмная сила, тем больше нормальная перегрузка. С увеличением угла крена на развороте перегрузка также увеличивается. В прямолинейном и горизонтальном полёте на Су мах невозможно одновременно разворачиваться и сохранять высоту. Попытка увеличить подъёмную силу приведет к сваливанию. Если начать разворот без снижения на скорости немного выше VS1g и при этом увеличивать крен, то на каком-то угле крена Су достигнет своего максимума и самолёт свалится на скорости большей, чем VS1g. Увеличение подъёмной силы в развороте на постоянной высоте зависит только от угла крена (нормальной перегрузки). Значение перегрузки не влияет на величину критического угла атаки. VS на развороте = VS1g / cos Допустим, в прямолинейном горизонтальном полёте самолёт сваливается на скорости 150 узлов CAS. Значит, в развороте с креном 25 он свалится на скорости 150 / 0,906 = 158 узлов CAS, с креном 30 - на скорости 150 / 0,866 = 161 узел CAS, с креном 45 - на скорости 150 / 0,707 = 178 узлов CAS, а с креном 60 - на скорости 150 / 0,5 = 212 узлов CAS. Скорость сваливания в горизонтальном развороте с креном 25 на 5%, с креном 30 на 7%, с креном 45 на 19%, а с креном 60 на 41% больше VS1g. И эти пропорции верны для любого самолёта. По мере увеличения крена на развороте, скорость сваливания увеличивается с нарастающим темпом. При полётах на больших углах атаки, особенно на взлёте и посадке, следует избегать создания больших кренов. Для современных скоростных транспортных самолётов максимальный крен, допустимый в нормальной эксплуатации - 30. При этом обычно ограничиваются креном 25, а на больших высотах – 10 15. Влияние механизации крыла на скорость сваливания. Современные скоростные транспортные самолёты имеют стреловидные крылья с относительно тонким профилем крыла (12% у А310). Значение Су мах у таких крыльев довольно низкое и скорость сваливания на «чистом» (без механизации) крыле относительно высокая. Чтобы уменьшить скорости на взлёте и посадке, для увеличения Су мах, применяется механизация передней и задней кромок крыла. Кроме уменьшения скорости сваливания, механизация крыла меняет характеристики сваливания. Из формулы скорости сваливания: видно, что увеличение Су мах уменьшает скорость сваливания. Современная механизация крыла позволяет увеличить Су мах до 100%. Подробнее механизация рассматривается позже. Влияние центра тяжести на скорость сваливания. В соответствие с правилами сертификации, скорость сваливания определяют при самой неблагоприятной центровке самолёта. Как видно из рисунка, если центр тяжести расположен впереди центра давления, то подъёмная сила крыла создаёт пикирующий момент тангажа. Чтобы удержать равновесие самолёта, горизонтальное оперение должно дать силу, направленную вниз (кабрирующий момент). Соответственно, подъёмная сила крыла должна быть увеличена на такое же значение, чтобы удержать равновесие с силой тяжести. Это увеличение потребной подъёмной силы приводит к увеличению скорости сваливания. Смещение центра тяжести вперёд увеличивает скорость сваливания. Влияние шасси на скорость сваливания. Из рисунка видно, что прибавка профильного сопротивления от выпущенного шасси даёт пикирующий момент тангажа. Этот момент будет балансироваться нисходящей силой хвостового оперения, что приведет к увеличению потребной подъёмной силы крыла. Выпуск шасси приводит к увеличению скорости сваливания. Влияние мощности двигателей на скорость сваливания. В соответствие с правилами сертификации, скорость сваливания определяется при нулевой тяге двигателей. То есть силе тяжести самолёта противодействует только подъёмная сила крыла. Тяга двигателей оказывает значительное влияние на скорость сваливания. При этом характер влияния зависит от типа силовой установки, отношения тяги двигателей к весу самолёта и направления вектора тяги на скоростях, близких к сваливанию. Рассмотрим влияние винтовых двигателей. Скорость потока в спутной струе винта больше скорости невозмущенного потока воздуха. Чем выше режим работы двигателей, тем больше разница скоростей. Когда самолёт находится на режиме близком к сваливанию и на высоком режиме работы двигателей, то скоростной напор струи воздуха в зоне обдувки значительно больше напора на остальной части крыла, что приводит к созданию значительной дополнительной подъёмной силы. Так, например, на самолёте Ан-70 в посадочной конфигурации (режим КВП, закрылки 60) за счёт силовой обдувки крыла винтовентиляторами создаётся более половины подъёмной силы. В связи с этим, на винтовых самолётах при выполнении посадки резкая уборка режима двигателей может привести к резкому уменьшению подъёмной силы и, как следствие, к грубому приземлению. И, наоборот, потенциально грубой посадки можно избежать, своевременно добавив режим двигателям на выравнивании. Рассмотрим влияние тяги реактивных двигателей. Крыло большинства реактивных самолётов не обтекается выхлопными газами двигателей и, поэтому, единственным фактором, влияющим на скорость сваливания, является вертикальная составляющая вектора тяги. Поскольку она направлена вверх, то меньше подъёмной силы крыла требуется для горизонтального полёта. Чем выше тяга и чем больше угол наклона вектора тяги, тем сильнее эффект. Критический угол атаки в данном случае от тяги двигателей не зависит. В целом, скорость сваливания на высоком режиме двигателей меньше скорости сваливания без тяги. Влияние сжимаемости воздуха (числа М) на скорость сваливания. По мере увеличения скорости самолёта, линии тока воздуха вокруг крыла видоизменяются. Когда скорость становится более 0,4 местной скорости звука (М 0,4), эти изменения становятся значительными. Это проявление сжимаемости воздуха. Более подробно будет рассмотрено позже. Волны давления, вызванные прохождением крыла через воздух, распространяются перед крылом со скоростью звука. Эти волны вызывают скос потока вверх в направлении зоны разрежения над крылом. На рисунке видно, что на малой скорости линии тока воздуха начинают искривляться на большем расстоянии до крыла и воздух имеет определённую дистанцию для подъёма. На большой скорости расстояние между крылом и, идущими вперёд, волнами давления сокращается, линии движения воздуха искривляются на меньшем расстоянии до крыла, поэтому должны подходить к крылу под большим углом. Эти изменения усиливают неблагоприятный градиент давления возле передней кромки и отделение пограничного слоя происходит на меньшем угле атаки. Уменьшение Су мах на М 0,4 приводит к увеличению скорости сваливания. Если набирать высоту на постоянной индикаторной скорости (EAS), то истинная скорость будет возрастать. При этом с увеличением высоты температура воздуха понижается, что приводит к уменьшению местной скорости звука. Число М – это отношение истинной скорости к скорости звука. Таким образом, при постоянной индикаторной скорости (EAS) число М будет расти. На рисунке показано изменение скорости сваливания при постоянной перегрузке (кривая на рисунке соответствует ny = 1). Данная кривая называется границей сваливания при заданной перегрузке. Самолёт не может выдерживать заданную перегрузку левее данной границы. Как видно из рисунка, на малых высотах скорость сваливания не зависит от высоты. Это происходит, потому что число М в данных условиях менее 0,4 и сжимаемость воздуха не оказывает влияния. На высотах около 30000 футов (9 км) число М на скорости сваливания возрастает настолько, что эффект сжимаемости воздуха приводит к существенному повышению скорости сваливания. С увеличением высоты полёта скорость сваливания сначала остаётся постоянной, а затем возрастает из-за сжимаемости воздуха. Влияние состояния поверхности на скорость сваливания. Любое загрязнение поверхности, а особенно лёд, иней или снег, меняет аэродинамический профиль и влияет на природу пограничного слоя. Отложение льда на передней кромке приводит к: большим изменениям местного профиля, приводящим к появлению сильных местных неблагоприятных градиентов давления. высокому коэффициенту трения поверхности и значительному уменьшению кинетической энергии пограничного слоя. Это приводит к большому уменьшению Су мах и может привести к увеличению скорости сваливания приблизительно на 30%. Увеличение веса самолета за счёт накопления льда также увеличивает скорость сваливания, но основной фактор – уменьшение Су мах. Влияние инея менее заметно. Отложение инея на поверхности крыла повышает его шероховатость. Испытания показали, что иней на передней кромке и верхней поверхности с толщиной и шероховатостью, как у средней или грубой наждачной бумаги, крыла может уменьшить подъёмную силу до 30% (увеличить скорость сваливания от 10% до 15%) и увеличить лобовое сопротивление до 40%. Профиль крыла не меняется. За счёт повышения шероховатости увеличивается трение и падает кинетическая энергия пограничного слоя. Срыв потока начнётся на меньшем угле атаки и меньшем Су, чем на чистом крыле. Влияние снега похоже на влияние инея – повышение шероховатости поверхности. Если самолёт покрыт снегом – снег должен быть удалён перед полётом. Снег не только повышает сопротивление трения - под ним могут оказаться отложения льда. Снег не облетит во время руления и взлёта. Командир экипажа юридически отвечает за обеспечение аэродинамической чистоты поверхностей на момент взлёта. Очень важно знать срок действия выполненной процедуры противообледенения (holdover time). Если он истёк до момента взлёта – самолёт должен быть обработан повторно. Поскольку уменьшение Су мах при образовании инея не такое значительное, как при отложениях льда, то можно подумать, что только большие изменения профиля влияют на Сумах. Тем не менее, уменьшение кинетической энергии пограничного слоя является важным фактором, влияющим на отделение потока. И эта энергия уменьшается при увеличении шероховатости поверхности. Влияние инея и отложений льда на крыле показано на рисунке. Отложения льда, инея, снега изменяют профиль, уменьшают критический угол атаки и увеличивают скорость сваливания. Увеличение скорости сваливания при обледенении крыла трудно рассчитать, поскольку трудно предугадать, какую форму примут отложения льда. Даже малое количество льда - это уже слишком много. Лёд, образовавшийся на крыле в полёте должен быть сброшен. Самолет перед взлётом должен быть очищен от любых форм загрязнений. Предупреждение пилотам о сваливании, вызванном обледенением. Периодически происходят случаи потери управления самолётом в условиях обледенения. Это происходит из-за сваливания самолёта на скоростях, которые существенно выше нормальных скоростей сваливания. Сваливание наступает неожиданно и сопровождается, как правило, резкими колебаниями по крену. Для распознания приближающегося сваливания, вызванного обледенением, и выхода из него предлагаются следующие советы: ухудшение летных характеристик (уменьшение вертикальной скорости набора, увеличение потребного режима двигателей и т. п.) может указывать на значительное отложение льда, уменьшающее подъёмную силу и увеличивающее сопротивление; обледеневшее крыло может свалиться на скорости, превышающей нормальную скорость сваливания на 30%; на сваливании, вызванном обледенением, движение самолёта по тангажу может быть настолько незначительным, что пилот может не обратить на него внимания; система предупреждения о сваливании может не сработать, поскольку сваливание происходит на меньших углах. Возможно появление тряски, как предупреждающего фактора. первым признаком могут быть проблемы с поперечным управлением. Возможно появление колебаний по крену или резкое развитие крена. сочетание развивающегося кренения и возросшего лобового сопротивления может вызвать энергичное снижение самолёта; если возникают проблемы с поперечным управлением в условиях обледенения, то пилот должен немедленно уменьшить угол атаки. Включить противообледенительную систему (включать до входа в зону обледенения). По возможности выйти из зоны обледенения. Срыв потока с обледеневшего стабилизатора. Относительная толщина профиля стабилизатора меньше, чем у крыла, поэтому возможно появление льда на стабилизаторе раньше, чем на крыле. Поскольку аэродинамическая сила на стабилизаторе направлена вниз, то возникший срыв потока из-за обледенения приведёт к уменьшению этой силы и резкому опусканию носа самолёта. Срыв потока со стабилизатора может быть спровоцирован выпуском закрылков. Увеличение скоса потока за крылом от выпущенных закрылков увеличивает отрицательный угол атаки на стабилизаторе и, если он обледенел, это может привести к срыву потока. Выходом из ситуации будет уменьшение угла выпуска закрылков, что уменьшит скос потока за крылом. Эффект сильных осадков на скорость сваливания. Вес. Сильный дождь формирует плёнку воды на поверхности самолёта, увеличивающую его вес на 1 2%, что увеличивает скорость сваливания. Аэродинамический эффект. Пленка воды искажает профиль, повышает шероховатость поверхности и меняет обтекание самолёта. Су мах уменьшается, увеличивая скорость сваливания. Лобовое сопротивление. Плёнка воды увеличивает вредное сопротивление самолёта. Легкий дождь – на 5%, средний – на 20%, сильный – до 30%. Увеличение сопротивления требует повышения тяги двигателей. Импульс. Дополнительным эффектом, не связанным со скоростью сваливания, является потеря количества движения (импульса) самолёта при столкновении с массой падающей воды. Противодействие этому требует дополнительной тяги двигателей. Падающий проливной дождь не только мешает продвижению самолёта, но и увлекает его вниз. Возникает эффект подобный попаданию самолёта в нисходящий сдвиг ветра (будет рассмотрен позднее). Сваливание самолёта типа «утка». На самолётах нормальной аэродинамической схемы горизонтальное оперение обеспечивает продольную устойчивость и продольное управление самолётом. Поэтому при срыве потока с крыла, если на горизонтальном оперении нет срыва, то самолёт устойчив и управляем по тангажу. На самолётах аэродинамической схемы «утка» переднее горизонтальное оперение обеспечивает продольную управляемость, а крыло – продольную устойчивость. Поэтому при срыве потока на крыле самолёт теряет продольную устойчивость, а при срыве потока на переднем горизонтальном оперении – теряется продольная управляемость и уменьшается Сумах (поскольку подъёмная сила на горизонтальном оперении направлена вверх). Штопор.
Самолёт, находящийся в сваливании, может перейти в штопор. Наиболее важные характеристики штопора:
самолёт снижается по крутой спиральной траектории, вращаясь относительно вертикальной оси; угол атаки обоих полукрыльев значительно выше критического угла атаки; самолёт с большой угловой скоростью вращается вокруг вертикальной оси; при взгляде сверху, самолёт описывает спираль вокруг вертикальной оси с радиусом обычно менее чем полуразмах крыла; самолёт в штопоре может находиться в положение «вверх кабиной» или перевёрнутом. Штопор является одним из самых сложных манёвров. Штопор можно определить, как усугубленное сваливание, приведшее к авторотации, которая поддерживается аэродинамическими силами и не прекратится без специального вмешательства. В штопоре полукрылья имеют разную степень срыва потока. Основные причины штопора. Прежде чем самолёт войдёт в штопор, должно произойти сваливание. Если при этом срыв потока на одном полукрыле разовьётся больше, чем на другом, то самолёт начнёт крениться и появится скольжение в сторону опускающегося крыла. Непреднамеренный вход в штопор происходит при превышении критического угла атаки при маневрировании со скольжением. Это происходит, когда нет координации в отклонении элеронов и руля направления (crossed-controls). Координация действий рулями очень важна, особенно при полёте на малой скорости и больших углах атаки. Большинство пилотов в состоянии координировано пилотировать самолёт в нормальной обстановке, но при отвлечении внимания эта способность ухудшается. Потеря координации действий рулями может произойти, например, при маневрировании, чтобы избежать столкновения с другим самолётом или с препятствиями на взлёте (посадке). Штопор также может развиться при боковой разбалансировке самолёта, вызванной несимметричным отказом двигателя или несимметричной выработкой топлива. Три фазы штопора. Зарождающийся штопор – от начала сваливания и вращения до полного развития штопора. Установившийся штопор – угловая скорость вращения, поступательная и вертикальные скорости стабилизировались. Вывод из штопора – силы, работающие на вывод из штопора, становятся больше сил, удерживающих самолёт в штопоре. Если при сваливании самолёта одно полукрыло потеряет больше подъёмной силы, чем другое, то оно начнёт опускаться. Это приведёт у увеличению местных углов атаки на опускающемся полукрыле (усилению срыва потока) и уменьшению местных углов на поднимающемся полукрыле. Возникший крен и разница лобовых сопротивлений полукрыльев приводят к скольжению самолёта на опущенное полукрыло. Это также усугубляет дисбаланс подъёмных сил полукрыльев, поскольку внутреннее полукрыло тормозится, а на внешнем - скорость увеличивается. Как и в обычном сваливании, нос самолёта опускается. По мере того, как начинают действовать силы инерции, вращение стабилизируется. При непреднамеренном попадании в штопор жизненно важно начать вывод как можно раньше. Многие самолёты выходят из установившегося штопора с большим трудом. Самолёт может выполнить несколько витков, прежде чем усилия по выводу начнут действовать. Вывод из зарождающегося штопора требует меньше высоты и времени. Каждый самолёт имеет индивидуальные характеристики штопора, которые могут сильно варьироваться в зависимости от конфигурации, загрузки и прочих факторов. Влияние веса и центровки на штопор. Полная масса самолёта и её распределение влияют на характеристики штопора. Большая масса обычно означает более медленное вращение в зарождающемся штопоре, но в дальнейшем вращение может усиливаться. Более высокий вращательный момент увеличивает время и потерю высоты на выводе из штопора более загруженного самолёта. Центровка самолёта играет ещё более важную роль в поведении самолёта в штопоре: передняя центровка делает самолёт более устойчивым, потребные усилия для создания единицы перегрузки относительно велики, что делает менее вероятным резкое пилотирование. В стриммированном состоянии самолёт стремится самостоятельно вернуться в горизонтальный полёт. Но скорость сваливания при передней центровке имеет большее значение. при задней центровке самолёт менее устойчив, уменьшаются потребные усилия на единицу перегрузки, что позволяет легче вывести самолёт на сваливание. При попадании в штопор, более задняя центровка даёт более плоский штопор. Если центр тяжести выходит за задний предел, или при входе в штопор тяга двигателей не была своевременно убрана, то наиболее вероятен переход в плоский штопор. Плоский штопор характеризуется около нулевыми значениями тангажа и крена и расположением оси вращения недалеко от центра тяжести. Хотя потеря высоты за один виток штопора меньше, чем у нормального штопора, но из-за экстремальной угловой скорости вращения (часто превышающей 400 в секунду), самолёт теряет высоту очень быстро. Направление набегающего потока на самолёт практически вертикально снизу, что создаёт большие закритические углы атаки на крыле. И, что более важно, такое обтекание делает рули высоты и направления неэффективными, что делает вывод из штопора невозможным. Вывод из штопора. Вывод из сваливания заключается в уменьшении угла атаки, что восстанавливает обтекание крыла. Вывод из штопора дополнительно включает в себя остановку вращения. Чрезвычайно сложная аэродинамика штопора обуславливает широкое разнообразие методов вывода для различных самолётов. Не существует универсальной методики вывода из штопора для всех самолётов. Для некоторых самолётов достаточно убрать режим работы двигателя и снять усилия с органов управления. Для других же, наоборот, требуются строго определённые движения органами управления, выполненные строго по времени или привязанные к определённым моментам вращения. Всегда следуйте рекомендациям Руководства по лётной эксплуатации своего самолёта. Далее описана наиболее распространённая процедура вывода из нормального (не перевёрнутого) штопора: уменьшить режим двигателя до малого газа. Это позволяет уменьшить потерю высоты на выводе и уменьшает вероятность развития плоского штопора. Также это уменьшает вероятность асимметричной тяги на многодвигательных самолётах. Крутящий или гироскопический момент двигателя и винта может увеличивать угол атаки или угловую скорость вращения на однодвигательных самолётах, усиливая штопор. установить элероны нейтрально. Отклонённые элероны могут способствовать входу в плоский штопор или росту угловой скорости вращения в нормальном штопоре. отклонить руль направления полностью против вращения. Направление вращения определяется визуально или по гироскопическому указателю поворота. Не используйте указатель скольжения («шарик»), поскольку его показания ненадёжны и зависят от местоположения в кабине. энергично переместите штурвал в нейтральное положение. На некоторых самолётах достаточно только ослабить тянущие усилия, в то время как на других требуется полное отклонение от себя. Эти четыре пункта можно выполнять одновременно. Удерживать рули в рекомендованном положении до остановки вращения. Когда вращение прекратится установить руль направления нейтрально. Задержка с выполнением этого пункта может вызвать штопор в другую сторону. Вывести самолёт из пикирования плавным движением штурвала на себя. Чрезмерные тянущие усилия на штурвале могут привести к повторному сваливанию или превышению ограничений по перегрузке и поломке самолёта. Вялый вывод из пикирования может привести к превышению ограничений по приборной скорости. По этой же причине убирается тяга при попадании в штопор. После вывода увеличить режим двигателям для восстановления нормального полёта (контроль ограничений по двигателю). Особые случаи сваливания. Сваливание при полёте со скольжением. Скольжение может быть вызвано отклонением руля направления в сторону, противоположную отклонению элеронов, или при чрезмерном отклонении руля направления в сторону дачи элеронов. Это вызовет отклонение «шарика» на индикаторе скольжения от нейтрали. Сваливание при скольжении происходит с незначительными предупредительными явлениями или вовсе без них. Одно из полукрыльев срывается намного раньше другого, что создаёт резкий кренящий момент. В этом случае следует воздержаться от «инстинктивной» реакции остановить кренение элеронами. В течение всего полёта, и особенно на малых скоростях, отклонения руля направления должны быть координированными с отклонением элеронов для обеспечения полёта без скольжения. Сваливание на манёвре происходит при перетягивании штурвала на себя при выполнении маневрирования с перегрузкой более 1. Обычно оно происходит более резко, чем сваливание с горизонтального полёта. Часто это происходит неожиданно, поскольку сваливание происходит на большей скорости. Повторное сваливание может произойти при выводе из первоначального сваливания. Это обычно случается при попытке ускорить выход из сваливания не дождавшись уменьшения угла атаки или не дав самолёту достаточно времени на набор необходимой скорости, прежде чем набирать потерянную высоту. Переведя двигатели на полную мощность, уменьшите тянущие усилия на штурвале, чтобы дать возможность самолёту набрать скорость и, затем, плавным движением на себя набирайте потерянную высоту. Сваливание большого самолёта. В процессе подготовки и тренировки пилотов на больших самолётах не отрабатывается полное сваливание. Для ознакомления с особенностями самолёта отрабатывается только приближение к сваливанию (до срабатывания предупредительной сигнализации). На самолётах с реактивными двигателями при срабатывании механизма тряски штурвала: плавно опустить нос самолёта на горизонт или немного ниже; одновременно установить максимальный режим двигателям; устранять кренение поперечным управлением; убрать шасси, установить заданную конфигурацию. На многомоторных винтовых самолётах действия те же, но с учётом особенности, что при увеличении режима работы двигателей на самолёт будут действовать крутящие моменты от винтов и изменившейся обдувки крыла. Для пилота важно соблюдать координацию отклонений руля направления и элеронов при парировании кренящих и разворачивающих моментов, вызванных изменением режима работы двигателей. Следует избегать развития скольжения при сваливании и выходе из него. Сваливание маленького самолёта. Для одномоторного винтового самолёта есть особенности в поведении на сваливании в зависимости от режима работы двигателя. При сваливании на малой тяге двигателя, действия такие же, как при сваливании большого самолёта (см. выше). Поведение самолёта на сваливании при высоком режиме работы двигателя имеет свои сложности. Большой угол тангажа и малая скорость, характерные для такого рода сваливания, заметно усиливают влияние крутящего момента от винта. Поэтому пилоту требуется отклонением руля направления и элеронов компенсировать этот момент, чтобы не допустить развития скольжения. В противном случае сваливание легко переходит в штопор. Также при опускании носа на сваливании на самолёт будет действовать гироскопический момент винта, разворачивающий нос влево (при вращении винта по часовой стрелке). Неожиданное сваливание на высоком режиме двигателя (взлёт, уход на второй круг), когда внимание пилота отвлечено, может легко перейти в штопор. Очень важно, чтобы действия по выводу были начаты при первых признаках сваливания. (Штурвал/ручку от себя, элероны нейтрально, убирать кренение рулём направления). Сваливание в развороте с набором высоты или снижением. Когда самолёт выполняет координированный разворот с постоянным креном, то скорость обтекания внутреннего полукрыла меньше, чем внешнего (движется по меньшему радиусу) и, поэтому, создаёт меньшую подъёмную силу. Поэтому самолёт стремится увеличить угол крена (спиральный момент крена). Для сохранения крена пилоту необходимо опускать элерон на внутреннем крыле, и чем меньше скорость, тем больше потребный угол отклонения элеронов. Из-за отклоненного элерона местный угол атаки внутреннего полукрыла больше и может достигнуть критического значения первым. Руль направления должен постоянно удерживать нулевое скольжение (шарик в центре). В развороте с набором высоты на однодвигательном винтовом самолёте компенсация крутящего момента от винта требует дополнительного отклонения руля направления и элеронов. Например, при вращении пропеллера по часовой стрелке на координированном развороте влево с набором высоты может потребоваться отклонение руля направления и элеронов вправо. Если самолет выйдет на сваливание, то крен и скольжение будут развиваться бурно из-за больших отклонений рулей. Выводы: В любой конфигурации, пространственном положении, на любом режиме двигателей при попадании в сваливание пилот должен уменьшить угол атаки, установить максимальный режим двигателю, чтобы уменьшить потерю высоты на выводе, и не допускать скольжения самолёта, чтобы уменьшить вероятность попадания в штопор. «Держите шарик в центре». Скоростная тряска (Волновой срыв). На скоростях полёта более 0,4 М начинает проявляться сжимаемость воздуха, что влияет на поведение самолёта. На больших высотах полёта реактивные транспортные самолёты имеют крейсерские скорости полёта немного большие М критического. И поэтому имеют на крыле небольшой скачок уплотнения. Если самолёт будет далее увеличивать скорость, то скачок резко усиливается, возрастает перепад давления. Создаётся резкий неблагоприятный градиент давления в районе скачка, что приводит к отрыву пограничного слоя (волновой срыв). Отделённый поток, попадая на стабилизатор, вызывает очень сильную вибрацию самолёта (скоростная тряска). Поскольку эта тряска может повредить конструкцию самолёта, то устанавливается специальная сигнализация, предупреждающая пилота о превышении максимально-допустимой скорости полёта (VMO/MMO). Индикация максимально-допустимой скорости и скорости начала скоростной тряски выводится на приборы пилотам, кроме этого используют звуковую трещотку (clacker), легко отличимую по звуку от другой звуковой сигнализации. Таким образом, существуют два вида аэродинамической тряски, вызванные полётом на малых (low speed buffet) и слишком больших скоростях (high speed buffet). Любая тряска конструкции нежелательна, поскольку приводит к ослаблению конструкции самолёта и дискомфорту пассажиров. На больших высотах полёта (36 000 – 42 000 футов), разница по скорости между этими двумя трясками может уменьшаться всего до 15 узлов. Примечание: В процессе сертификационных испытаний проверяются расчетные максимальные скорости полёта и устанавливаются значения максимально-допустимых скоростей. При этом обеспечивается запас по скорости, который позволяет пилоту при непреднамеренном превышении ограничения вернуть самолёт в нормальный полёт без проявления нежелательных явлений (Затягивание в пикирование, потеря эффективности управления, проблемы с устойчивостью и т. п.). Глава 8 Механизация крыла Скорости взлёта и посадки. Механизация крыла предназначена для уменьшения потребных взлётных и посадочных дистанций. Это позволяет увеличить вес (полезную нагрузку) самолёта при заданной длине ВПП. Взлётная дистанция зависит от безопасной скорости взлёта V2, которую самолёт должен занять на высоте 35 футов над ВПП, а посадочная – от скорости пролёта торца ВПП VАТ, которую самолёт имеет на высоте 50 футов. V2 не может быть больше 1,2 VS1, а VАТ не может быть меньше 1,3 VS0. Скорость сваливания определяется максимальным коэффициентом подъёмной силы крыла Сумах. Таким образом, чтобы получить минимально возможные дистанции, требуется иметь максимально возможный Сумах. Повышение Сумах. Один из главных факторов, влияющих на Сумах крыла, это кривизна профиля. Поэтому для взлёта и посадки желательно иметь изогнутый профиль крыла. В то же время, в крейсерском полёте изогнутый профиль создаёт большое сопротивление. Обычно в крейсерском полёте используется гладкое крыло с профилем малой кривизны, а на взлёте и посадке для увеличения кривизны профиля используют шарнирные передние и задние кромки крыла (flaps). На низкоскоростных профилях обычно используют только отклоняемую заднюю кромку крыла – закрылки. На скоростных профилях, где передняя кромка может быть симметричной или даже с отрицательной кривизной, кроме этого используют ещё и отклоняемую переднюю кромку (предкрылки). В англоязычной литературе шарнирные предкрылки называют flaps, а выдвижные – slats, закрылки же, в любом случае – flaps. Закрылки. Простые закрылки. Имеют простую конструкцию, дают хороший прирост Сумах, но относительно высокое лобовое сопротивление. Используются на не скоростных самолётах, когда не требуются очень короткие дистанции взлёта и посадки. Разделяющиеся закрылки формируются из задней части нижней поверхности крыла. Верхняя поверхность не изменяется при выпуске закрылков, что позволяет затянуть отделение пограничного слоя на большие углы атаки. Но сопротивление такого закрылка больше, чем простого, из-за образовавшегося разрыва между верхней и нижней поверхностью. Щелевые закрылки. Когда выпускается щелевой закрылок, то между ним и крылом образуется щель. Через эту щель воздух из зоны высокого давления под крылом, ускоряясь, выходит над закрылком, увеличивая кинетическую энергию пограничного слоя. Это задерживает отделение пограничного слоя с закрылка. Щелевые закрылки дают больший прирост Сумах, чем простые и разделяющиеся закрылки и намного меньшее лобовое сопротивление. Недостатком является сложность конструкции. Закрылки Фаулера выдвигаются назад, а затем отклоняются вниз. Первоначально увеличивается площадь крыла, а затем кривизна. Закрылки Фаулера могут быть щелевыми. Из-за двойного эффекта, данные закрылки дают наибольший прирост подъёмной силы из всех перечисленных. Также наименьший прирост лобового сопротивления из-за щелей и уменьшения отношения толщины профиля к длине хорды. Недостатком является большой момент тангажа из-за удлинения хорды назад. Харлан Фаулер был инженером, работающим на ВВС США. В личное время и за свои деньги он разработал свой вид закрылков, которые впервые были установлены на Локхиде 14 в 1937 году. Из современных самолётов закрылки Фаулера установлены на Боинге 727. На рисунке показана сравнительная зависимость Cy=f() для вышеперечисленных видов закрылков при одном том же угле отклонения закрылка. Следует заметить, что максимальный прирост подъёмной силы у разных типов закрылков происходит при разных углах отклонения закрылка. На рисунке показано изменения прироста подъёмной силы в зависимости от угла выпуска закрылков. Из него видно, что прирост подъёмной силы увеличивается при увеличении угла отклонения закрылка до определённого оптимального угла, а затем уменьшается. Сумах и критический угол атаки. На сравнительных графиках Cy=f() видно, что выпуск закрылков увеличивает Сумах, но уменьшает критический угол атаки. Это происходит потому, что выпуск закрылков увеличивает местный угол атаки. Обычно график Cy=f() изображают, используя угол атаки основной (не отклоняемой) секции крыла. Поэтому, как видно из рисунка, когда крыло с выпущенным закрылком будет находиться на критическом угле атаки, угол атаки основной секции крыла будет значительно меньше. Лобовое сопротивление. На рисунке показаны сравнительные поляры для различных видов закрылков при одном заданном угле отклонения закрылка. Из рисунка видно, что сопротивление различных видов закрылков сильно отличается. Наибольшее сопротивление у разделяющихся закрылков и наименьшее – у закрылков Фаулера. На взлёте, лобовое сопротивление уменьшает ускорение самолёта, поэтому закрылки должны давать минимальное сопротивление. На посадке, лобовое сопротивление помогает остановке самолёта и поэтому благоприятно. При заходе на посадку повышенное лобовое сопротивление увеличивает устойчивость по скорости. Прирост лобового сопротивления тем больше, чем больше угол отклонения закрылков. Аэродинамическое качество. При выпуске закрылков одновременно увеличиваются подъёмная сила и лобовое сопротивление, но в разных пропорциях. Хотя подъёмная сила больше сопротивления, но растёт быстрее и, поэтому, аэродинамическое качество уменьшается. Чтобы найти точку максимального аэродинамического качества, нужно провести касательную к поляре из начала координат. Тангенс угла наклона касательной (или секущей в любой точке графика) будет равен аэродинамическому качеству. Аэродинамическое качество определяет эффективность самолёта и влияет на лётные характеристики, такие как, дальность полёта, углы наклона траектории набора высоты и планирования. При выпущенной механизации дальность полёта и угол наклона траектории набора высоты уменьшаются, а угол наклона траектории планирования увеличивается. Момент тангажа. При выпуске закрылков меняется расположение центра давления на крыле и скос потока в районе стабилизатора. Оба эти процесса влияют на результирующий момент тангажа от выпуска закрылков. Движение задней кромки крыла вызывает изменение картины распределения давления по всему профилю, но наибольшие изменения происходят в районе самих закрылков. При их выпуске центр давления крыла смещается назад, что дает пикирующий момент относительно центра тяжести самолёта. В случае закрылков Фаулера, сдвиг закрылка назад приводит к ещё большему пикирующему моменту. Местный угол атаки стабилизатора зависит от скоса потока за крылом. При выпуске закрылков скос потока увеличивается, что приводит к увеличению отрицательной подъёмной силы стабилизатора – кабрирующему моменту. Знак результирующего момента тангажа зависит от того, какой из указанных моментов окажется выше. Это зависит от вида закрылков, их расположения на крыле и расположения стабилизатора относительно крыла. Например, при высокорасположенном стабилизаторе эффект скоса потока мал и самолёт при выпуске закрылков будет испытывать пикирующий момент. Изменение угла тангажа при выпуске закрылков. Для сохранения горизонтального полёта подъёмная сила должна быть равна весу самолёта. При выпуске закрылков на постоянной скорости, подъёмная сила будет возрастать и необходимо уменьшить угол атаки для сохранения прямолинейности полёта. Таким образом, самолёт с выпущенными закрылками будет лететь с меньшим углом тангажа. Это благоприятно для посадки, поскольку улучшается обзор из кабины вперёд. Но если угол тангажа самолёта при снижении по глиссаде отрицательный, это может спровоцировать посадку на переднюю стойку. Предкрылки. Предкрылки бывают двух видов: шарнирно отклоняемая вперёд нижняя поверхность передней кромки (flaps); выдвигаемая вперёд передняя кромка крыла с образованием щели (slats). Передняя кромка профиля крыла скоростного самолёта обычно имеет малую кривизну и маленький радиус закругления. Это может вызывать отделение пограничного слоя непосредственно за передней кромкой на довольно малых углах атаки. Этого явления можно избежать, используя предкрылок, увеличивающий кривизну профиля в районе передней кромки. Предкрылок Крюгера – это часть нижней поверхности передней части крыла, которая может, вращаясь, формировать новую переднюю кромку крыла. Чтобы способствовать первоначальному срыву потока в средней части стреловидного крыла, предкрылки Крюгера (как менее эффективные) устанавливают у корня крыла. Чтобы улучшить эффективность предкрылка, кривизна его поверхности может увеличиваться в процессе выпуска (см. рисунок). В отличие от закрылков, рассмотренный вид предкрылков не имеет промежуточных выпущенных положений. Он либо полностью выпущен, либо полностью убран. Влияние шарнирных предкрылков на подъёмную силу. Главный эффект от отклонения шарнирного предкрылка заключается в увеличении критического угла атаки и соответствующего ему Cy мах. Кроме этого происходит небольшое увеличение подъёмной силы на более низких углах атаки из за увеличения кривизны профиля крыла. Щелевые предкрылки. Щелевой предкрылок, при выпуске, образует профилированный проход для воздуха между нижней и верхней поверхностями крыла. На некоторых самолётах такая щель может быть постоянной частью конструкции крыла. При выпуске щелевого предкрылка кинетическая энергия пограничного слоя увеличивается, и отделение пограничного слоя затягивается на большие углы атаки. Срыв потока начнётся при угле атаки приблизительно 25, когда усилившийся неблагоприятный градиент давления пересилит кинетическую энергию пограничного слоя. Если щель является постоянной конструкцией крыла, то на больших скоростях полёта это приведёт к дополнительному лобовому сопротивлению. Поэтому, как правило, щелевые предкрылки делают убирающимися и выпускающимися. Выпуск/уборка предкрылков происходит обычно одновременно с выпуском/уборкой закрылков и управление обоими механизмами осуществляется от одного органа управления. На рисунке показаны сравнительные цифры для чистого крыла и с выпущенным щелевым предкрылком. Выпуск предкрылка продлевает график Cy=f() на большие углы атаки. На больших углах предкрылок сам создаёт подъёмную силу благодаря своей кривизне. Если рассмотреть картину распределения давления по профилю, то видно, что выпущенный предкрылок сглаживает пик разрежения, чем уменьшает неблагоприятный градиент давления на нисходящей части профиля. Сглаживание пика разрежения означает, что пограничный слой не подвергается резкому утолщению, которое происходит при преодолении сильного неблагоприятного градиента давления, и сохраняет достаточно кинетической энергии, чтобы пройти вдоль всего профиля без отделения от поверхности. При этом общая величина зоны разрежения над крылом не меняется или даже становится больше. Существенного перемещения центра давления не происходит, поэтому изменение момента тангажа при перемещении предкрылков незначительное. Автоматически выпускающиеся щелевые предкрылки. На некоторых самолётах (например, Ан-2), предкрылки не контролируются пилотом, а выпускаются автоматически. Выпуск предкрылков происходит из-за перераспределения давления в районе передней кромки. На малых углах атаки высокое давление в точке торможения потока удерживает предкрылок в прижатом положении. На больших углах атаки точка торможения потока уходит на нижнюю поверхность, а зона разрежения смещается на верхнюю поверхность предкрылка. Этот перепад давлений приводит предкрылок в движение, он смещается вперёд и образует щель. Такая система применяется на маленьких самолётах, как система защиты от сваливания. На больших самолётах предкрылки выпускаются с помощью механического привода по команде пилота. Недостаток щелевых предкрылков. Щелевые предкрылки могут давать такой же прирост Cy мах, как и закрылки. Но при выпущенных закрылках Cy мах достигается на углах атаки немного меньших, чем критический угол гладкого крыла. В то время как, выпущенные предкрылки требуют значительного увеличения угла атаки, чтобы достичь Cy мах. Для пилота, это означает, что на малых скоростях полёта угол тангажа самолёта будет большой и зона обзора вперед будет ограничена. Изменение лобового сопротивления и момента тангажа при выпуске/уборке предкрылков небольшое по сравнению с выпуском/уборкой закрылков. Совместное использование закрылков и предкрылков. На большинстве больших транспортных самолётов закрылки и предкрылки используются одновременно. Последовательность выпуска/уборки. У многих скоростных профилей последовательность выпуска/уборки предкрылков и закрылков является критичной. Выпуск закрылка увеличивает скос потока вниз за крылом и скос потока вверх перед крылом. У скоростных профилей, эта прибавка скоса потока вверх критична и может быть причиной отрыва потока и сваливания. Поэтому перед выпуском закрылка обязателен выпуск щелевого предкрылка. И наоборот, начала происходит уборка закрылка, а затем убирается предкрылок. Данная последовательность реализована, например, на Су-24. Асимметрия механизации крыла. Выпуск механизации создаёт большие изменения в подъёмной силе, лобовом сопротивлении и моменте тангажа. Если движение механизации будет не симметрично, несбалансированные силы могут создать серьезные проблемы в поперечном управлении самолётом. Многие системы выпуска/уборки механизации контролируют симметричность работы и прекращают движение при наличии рассогласования левых и правых секций. Тем не менее ситуация рассогласования возможна. Разность подъёмных сил полукрыльев будет давать кренящий момент, который должен быть сбалансирован поперечным управлением, разница в лобовом сопротивлении создаст момент рыскания, который должен быть сбалансирован рулём направления (разнотягом двигателей). Возможность балансировки самолёта зависит от степени асимметрии и эффективности управления самолёта. Система снятия излишней нагрузки с закрылков. На больших скоростных транспортных самолётах в систему выпуска/уборки закрылков устанавливается устройство, предотвращающее выпуск закрылков, если скорость самолёта более разрешенной. Если пилот установил рычаг на выпуск закрылков, но скорость более скорости выпуска закрылков (VFE), то выпуск не произойдёт, пока скорость не уменьшиться ниже разрешённой. На Боинг 737 система автоматически уменьшает угол отклонения закрылков с 40 до 30 при превышении заданной скорости, и снова выпускает закрылки до 40 при её уменьшении. Выбор угла установки закрылков для взлёта, набора высоты и посадки. Взлётная дистанция зависит от скорости отрыва и ускорения на разбеге. а) Наименьшая скорость отрыва достигается на наивысшем Cy мах. Для этого нужен наибольший угол выпуска закрылков. б) Но большой угол выпуска закрылков даёт большое лобовое сопротивление, что уменьшает ускорение разбега и увеличивает дистанцию разбега. в) Меньший угол закрылков даст большую скорость отрыва, но улучшает ускорение, что в итоге даёт меньшую дистанцию разбега. Таким образом, существует оптимальный угол выпуска закрылков, обеспечивающий минимальную дистанцию взлёта. После отрыва от ВПП самолёт должен выдерживать определённый градиент набора высоты во взлётной конфигурации. Выпуск закрылков ухудшает градиент набора высоты. Поэтому, если выдерживание градиента набора является ограничивающим фактором, для взлёта может быть выбран меньший угол закрылков (как оптимальный), даже если это приведет к увеличению взлётной дистанции. Посадочная дистанция определяется скоростью касания и ускорением торможения. Наименьшая скорость касания ВПП достигается при максимальном угле выпуска закрылков, дающем наибольший Cy мах. Также при этом возникает наибольшее лобовое сопротивление, что благоприятно для торможения. Поэтому, для посадки, закрылки выпускают на большие углы. Использование механизации крыла. Чтобы эффективно использовать механизацию крыла, экипаж должен правильно производить уборку и выпуск. Уборка после взлёта. Предположим, что после взлёта самолёт находится на режиме, соответствующем точке А, графика Cy=f(). Если при этом убрать закрылки не увеличив скорости, то коэффициент подъёмной силы уменьшится до точки С, подъёмная сила уменьшится и самолёт начнёт снижаться. Поэтому, прежде чем убрать закрылки, следует разогнать самолёт (соответственно уменьшить Cy и угол атаки до точки В). В процессе уборки закрылков угол атаки будет вновь увеличен при сохранении скорости и коэффициента Cy. Это позволяет сохранить подъёмную силу. Таким образом, пилот не должен начинать уборку закрылков, пока самолёт не набрал соответствующую приборную скорость. В процессе уборки закрылков происходят три важных процесса: изменение распределения давления по крылу даёт кабрирующий момент. Но уменьшение скоса потока вниз за крылом увеличивает угол атаки стабилизатора, давая пикирующий момент. Направление результирующего момента тангажа зависит от того, влияние какого процесса на самолёт окажется выше. уборка закрылков приведёт к уменьшению лобового сопротивления и увеличению ускорения самолёта. (Переход от точки В к точке С на графиках поляр). уборка закрылков обычно выполняется ступенчато. В процессе уменьшения угла отклонения закрылков угол атаки крыла должен быть увеличен, для сохранения Cy. Если самолёт медленно набирает скорость во время уборки закрылков, то угол атаки должен быть увеличен существенную величину, чтобы не допустить снижения. Эта ситуация типична для взлёта с большим весом в условиях разреженной атмосферы. Тем не менее, большинство современных транспортных самолётов довольно быстро разгоняются в процессе уборки закрылков, поэтому потребное увеличение угла атаки малозаметно. Выпуск закрылков перед посадкой. Предположим, что самолёт летит горизонтально и находится на режиме, соответствующем точке А. Если закрылки будут выпущены без соответствующего уменьшения угла атаки, то Cy увеличится до величины, соответствующей точке С и самолёт перейдёт в набор высоты («вспухнет»). При выпуске закрылков из точки А, угол атаки должен быть уменьшен до величины, соответствующей точке В, чтобы сохранить постоянство Cy. Из точки В, графика Cy=f(), скорость самолёта должна быть уменьшена до величины, соответствующей точке С. Глава 9 Обледенение Поверхность самолёта может быть покрыта льдом, инеем или водой. Это может произойти в полёте или при стоянке на земле. Рассмотрим влияние отложений на лётные характеристики и управляемость. Типы отложений. Иней. Иней может образовываться на поверхности во время стоянки на земле, когда температура падает ниже нуля, или в полёте, когда холодный самолёт движется через тёплый слой воздуха. Иней состоит из относительно тонкого слоя кристаллического льда. Лёд. Основные формы обледенения - это чистый лёд, матовый лёд и отложение переохлаждённого дождя (дождевой лёд). Чистый лёд (глянцевый лёд) – это прозрачный слой льда с гладкой поверхностью. Он образуется при ударе больших капель переохлаждённой воды о переднюю кромку. Поскольку замерзание воды происходит с некоторой задержкой, то происходит растекание вдоль поверхности по потоку от передней кромки. Матовый лёд образуется от соударения с маленькими каплями переохлаждённой воды. Они замерзают почти мгновенно, без растекания и образуют белое непрозрачное отложение. Дождевой лёд образуется от соударения с каплями переохлаждённого дождя, падающего из слоя инверсии и попадающего в воздух с температурой ниже нуля. Эти капли не замерзают мгновенно, а растекаются по поверхности. Отложение льда происходит очень быстро. Влияние льда и инея на самолёт. Отложения льда и инея на самолёте: изменяют форму профиля крыла; увеличивают шероховатость поверхности; увеличивают вес самолёта. Основное влияние инея состоит в повышении шероховатости поверхности и увеличении потери энергии пограничного слоя. Сопротивление трения повышается. Пограничный слой начинает отделяться раньше, что приводит к уменьшению Cy мах. Выполнение взлёта с крыльями, покрытыми инеем, может привести к сваливанию после отрыва при использовании нормальных взлётных скоростей. Испытания показали, что отложения с толщиной и шероховатостью средней или грубой наждачной бумаги уменьшают подъёмную силу до 30% и увеличивают лобовое сопротивление до 40%. Лёд обычно откладывается в районе передней кромки крыла и оперения. Это может вызвать сильное искажение формы передней кромки и привести к сильному увеличению лобового сопротивления и существенному уменьшению Cy мах. И, как последствие, увеличение скорости сваливания. Уменьшение Cy мах стабилизатора может привести к «клевку» самолёта, особенно при увеличении скоса потока от крыла при выпуске закрылков. Отложения чистого льда и, особенно, матового льда могут существенно увеличить вес самолёта. Это повлечёт дальнейшее увеличение скорости сваливания и увеличение индуктивного сопротивления. Избыток располагаемой тяги двигателей уменьшится, уменьшая возможности самолёта по набору высоты. Обледенение лопастей винтов может привести к их разбалансировке, сильной вибрации, особенно при несимметричном сходе льда с лопастей. Куски льда, оторвавшиеся от винтов, могут повредить фюзеляж самолёта. Влияние на приборы. Отложения льда на приёмниках полного и статического давления могут привести к ошибочным показаниям приборов и, в конце концов, к полной потере информации о скорости и высоте. Влияние на управление самолётом. Рулевые поверхности могут быть заклинены отложениями льда в отверстиях, окружающих рулевые поверхности и тяги управления. Это может вызвать ухудшение управляемости вплоть до полной её потери. Влияние воды на поверхности самолёта. Если крыло покрыто слоем воды от сильного дождя, то пограничный слой может стать турбулентным в зонах ламинарного движения в нормальных условиях. Это вызывает увеличение лобового сопротивления и может вызвать увеличение скорости сваливания. Следует строго выполнять рекомендации производителя по увеличению скоростей на взлёте и посадке в условиях сильного дождя. Старение конструкции. Со временем состояние конструкции самолёта ухудшается из-за царапин, повреждений, ремонтов и общего накопления грязи и смазки. Это приводит к увеличению лобового сопротивления самолёта (главным образом сопротивления трения) с соответствующим увеличением расхода топлива. Стоимость эксплуатации самолёта повышается. Ухудшение состояния самолёта учитывается в таблицах расчета летных характеристик. жүктеу/скачать 2.63 Mb. Достарыңызбен бөлісу:
|