Практическая аэродинамика

Структура курса тщательно продумана и не содержит излишних отступлений и уточнений.

Перевод из Цельсия в Фаренгейта toC*1,8+32=toF.

Температура воздуха примерно до 11 км уменьшается в среднем на каждый километр на 6,5 оС.

- барометрическое давление Р =760 мм рт. ст. (Ро= 10330 кгс/м2);

- температура t=+15°C (То=288 К);

- массовая плотность о=0,125 кгс см4;

Согласно МСА температура воздуха на высоте до 11 км падает на 6,5°С на каждые 1000 м., то есть tо= — 0,65о на 100 м высоты ( — “дельта” – значок обозначает приращение параметра).
4. ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ВОЗДУХА
Характер взаимодействия воздуха и движущегося в нем тела зависит от физических его свойств: инертности, вязкости, сжимаемости.

Инертность. Инертностью называется свойство воздуха сопротивляться изменению скорости. Мерой инертности является его масса.

Чем больше плотность воздуха, тем большую инертность будет иметь единица объёма. Инертность принято характеризовать массовой плотностью о.

На торможение “прилипшего” воздуха и преодоление вязкости воздуха затрачивается энергия, что является причиной возникновения силы трения о воздух.

Слой, в котором поток тормозится от своей скорости до нуля у поверхности тела, называется пограничным слоем. Он невелик и имеет толщину от 1,5 до 3 % от длины обтекаемого тела.

Сжимаемость. Воздух — это газ, и он подвержен сжимаемости. Заметное влияние на обтекание тел сжимаемость оказывает на М=0,4 и более. До М=0,4 влияние сжимаемости обычно не учитывается.

Число М (Маха) показывает отношение скорости полёта к скорости распространения звуковых волн. У земли скорость звука около 1230 км/ч. С увеличением высоты плотность воздуха падает, он становится менее упругим и скорость звука падает. Следовательно, при равной скорости относительно воздуха с поднятием на высоту число М растет.

Выражение V2/2 называется скоростным напором и характеризует кинетическую энергию потока, где

 — массовая плотность воздуха;

V — скорость потока.

С до 13% считается тонким или средним профилем, свыше 13% — толстым профилем. Кривизна профиля (f) — наибольшее расстояние от средней линии до хорды, выраженное в процентах.

- размах l;

- хорда b(корневая и концевая);

- площадь S;

-угол поперечного V(-пси);	рис.4.
-угол стреловидности (хи); Стреловидность крыла может измеряться двумя способами: 1. По передней кромке крыла 2. По ¼ хорд крыла. Обычно в технической документации это оговаривается.	рис.5

- удлинение  (лямбда) — отношение размаха крыла к средней хорде  = .

Удлинение у планеров достигает 25, у спортивных самолетов 12 —15, у сверхзвуковых самолетов 2 — 5.
8. СВЯЗАННАЯ И СКОРОСТНАЯ СИСТЕМА КООРДИНАТ.

УСТАНОВОЧНЫЙ УГОЛ.
Системы координат, применяемые в аэродинамике, имеют начало координат в центре тяжести (ЦТ). Так как ЦТ или центр масс (они совпадают) являются такой точкой, вокруг которой происходят все вращения и повороты тела в пространстве.

рис.6

Скоростная система координат — это система координат, ось Х в которой параллельна вектору потока, а ось Y — перпендикулярна ей.

рис.7

Связанная система координат — это система координат, ось Х в которой параллельна хорде крыла, а ось Y-перпендикулярна ей. Угол атаки профиля крыла - угол между хордой крыла и направлением вектора скорости набегающего потока. Важно понять, что угол атаки - это угол между вектором скорости набегающего потока и хордой крыла, а не между продольной осью ЛА и горизонтом, Этот угол называется углом тангажа и обозначается буквой (тета).

Установочным углом называется угол между продольной осью ЛА и хордой крыла. Этот угол выбирается таким, чтобы на крейсерской скорости полёта угол атаки имел оптимальное значение, а фюзеляж ЛА создавал минимальное сопротивление.

9. КАРТИНА ОБТЕКАНИЯ КРЫЛА И РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ДАВЛЕНИЯ НА КРЫЛЕ R.




Рис.8 Обтекание крыла и распределение давления на крыле R
Из-за обтекания выпуклой части профиля поток сжимается, скорость в нём растёт и соответственно падает давление (закон Бернулли). Поэтому на плосковыпуклом профиле при  = 0 возникает разность давлений под крылом и над крылом и появляется подъёмная сила.

Обтекание крыла при  > 0. При столкновении потока с плоскостью под углом  он отбрасывается параллельно плоскости, изменяя направление вниз, при этом возникает сила A — реактивная сила (второй закон Ньютона). Кроме этого, поток, встречая препятствие и изменяя направление движения, несколько тормозится и в нём повышается давление (закон Бернулли). В совокупности с разрежением, возникающим над верхней поверхностью крыла, образуется аэро­дина­ми­че­ская сила — R или полная аэро­ди­на­ми­че­ская сила, которая отклонена несколько назад из-за сопротивления воздуха. Кроме силы R, на крыло действуют ещё две силы — это сила тяжести G и сила тяги P. Вот собственно эти самые лебедь, рак и щука преследуют самолёт в полёте постоянно, и, управляя балансом этих зверей, лётчик управляет самолётом.

Рис.10

10. КРИТИЧЕСКИЙ УГОЛ АТАКИ И СРЫВ ПОТОКА С КРЫЛА.
С увеличением  величина силы R растет, и она отклоняется более и более назад из-за роста сопротивления воздуха, но угол атаки  не может постоянно и безнаказанно расти, в конце концов, сук обламывается и наступает срыв потока с крыла.

При срыве потока крыло теряет свою несущую способность и мало чем отличается от обычной обрезной доски. Кроме того, срыв происходит неодновременно на всём крыле и сопровождается тряской с последующим вращением ЛА.

Каждое крыло имеет свой, критический угол атаки , после превышения, которого наступает срыв потока. У толстых профилей кр больше, чем у тонких из-за более плавного обтекания профиля.

кр мало зависит от скорости полёта.

Следует понять и прочно запомнить, что срыв происходит из-за превышения кр, потеря скорости лишь частный случай достижения кр.

На кр можно вывести ЛА в широком диапазоне скоростей, при интенсивном маневрировании.

После срыва ЛА для возвращения в нормальный режим полёта требуется запас высоты.

Срыв ЛА вблизи земли из-за дефицита высоты ведет к столкновению землей.

Срыв на малой высоте — это причина 80% всех аварий и катастроф среди пилотов-любителей. Существует специальный прибор “Указатель угла атаки”, который ставится на все современные самолеты. Он показывает текущий реальный угол атаки.


11. ПОЛНАЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКАЯ СИЛА R. ЕЁ СОСТАВЛЯЮЩИЕ. ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ.


Рис.12

Полной аэродинамической силой R называют равнодействующую всех сил трения и давления, действующих на тело в полете. Точка пересечения силы R с хордой называется центром давления (ЦД). Формула силы R — это главная аэродинамическая формула всех времён и народов, впрочем, не только силы R — но и вообще ВСЕХ аэродинамических сил, действующих на самолёты, тепловозы, падающие кирпичи и автомобили. Она проста и гениальна и состоит из трёх множителей: 1) S — площадь крыла 2) — скоростной напор 3) коэффициент (в нашем случае CR — це эр) полной аэродинамической силы.

рис.13

Если силу R разложить по осям скоростной системы координат, то получим 3 (три) её составляющие: X, Y и Z.

X — сила лобового сопротивления;

Y — подъёмная сила.

Z — боковая сила.

рис. 14

рис. 15

Угол  (бета) — угол скольжения. Это угол между продольной плоскостью симметрии ЛА и вектором скорости набегающего потока.

Сила Z возникает только при возникновении скольжения. Без скольжения сила R раскладывается только на Y и X.

Формулы этих сил одинаковы, разница только в коэффициентах.

Y= Cy S

X= Cx S

Значения этих коэффициентов получают путём продувки крыла в аэродинамической трубе.

Значение Cy колеблется на большинстве самолётов от 0 до 2. По сути, коэффициент Cy характеризует способность крыла преобразовывать скоростной напор в подъёмную силу. Существуют самолёты, оснащённые мощной механизацией крыла для уменьшения посадочной скорости и уменьшения взлётной дистанции, они имеют более высокие значения Cy. Однако более Cy = 6 человеку достичь не удалось, тогда, как Cy большого орла при взлёте с добычей с земли достигает значения 14.

Коэффициент Cx, как, впрочем, и сила X, состоит в основном из 3-х составляющих. Волновая — 4-я составляющая появляется при числах M, близких к M критическому, около M = 0,8.

Cx тр (трения) — возникает из-за трения воздуха о ЛА.

Cx давления (или вихревое) — возникает из-за разности давлений перед крылом и за крылом.

Cxi (индуктивное) — возникает из-за так называемого скоса потока. Когда набегающий поток встречает наклонную, нижнюю, плоскость крыла, он изменяет направление движения параллельно плоскости, то есть несколько наклоняется вниз. Подъёмная сила отклоняется вместе с потоком на такой же угол назад, так как является производной от потока, изменившего направление. Появившаяся составляющая подъёмной силы на оси X и есть индуктивная составляющая.

Cxi возникает ещё и из-за перетекания воздуха через торцы крыла и из-за разности давлений под крылом и над крылом.

Cxi зависит от удлинения крыла и угла атаки.



Рис. 17.

Чем короче и шире крыло, тем интенсивнее происходит перетекание потока и больше индуктивное сопротивление. Чем больше , тем также интенсивнее происходит перетекание и увеличивается Xi. Вот почему у спортивных планеров такие узкие и длинные крылья — для снижения индуктивного сопротивления.

Cx трения и Cx давления в пределах эксплуатационных  практически не изменяются, а коэффициент Cxi в зависимости от  изменяется по параболическому закону.



13. ПОЛЯРА САМОЛЕТА (ПЛАНЕРА). АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО.
Полярой называется график зависимости Cx от Cy. Грамотный пилот, взглянув на поляру самолёта, сразу может представить, что из себя представляет ЛА в аэродинамическом отношении.



Рис. 19
На поляре можно определить несколько важных параметров.

1. нв (наивыгоднейший) — он соответствует точке соприкосновения касательной из начала координат с полярой. нв — это угол атаки, на котором крыло создаёт максимальную подъёмную силу с минимальным лобовым сопротивлением, он обычно соответствует vнв — наивыгоднейшей скорости, скорости, на которой ЛА выполняет полёт с минимальными энергетическими затратами.

2. Угол наклона касательной — φ. Чем сильнее наклонена касательная, тем меньше аэродинамическое качество ЛА.

Аэродинамическим качеством называется отношение подъёмной силы к лобовому сопротивлению. K = Y/X. Обычно, говоря о качестве ЛА, имеют в виду максимальное качество, которое соответствует отношению Y к X на нв или наивыгоднейшей скорости. У спортивных планеров оно достигает 50, у большинства самолётов оно колеблется от 4 до 15.

3. Наивысшая точка поляры соответствует максимальному значению Cy и соответствует кр.

Закрылок изменяет кривизну и толщину профиля, если это поворотный закрылок или посадочный щиток и увеличивает подъёмную силу, но вместе с тем резко увеличивает лобовое сопротивление, что требует увеличения тяги или увеличения угла планирования. Такие закрылки весьма полезны для уменьшения посадочной скорости, однако из-за большого лобового сопротивления их проблематично применять при взлёте для уменьшения скорости отрыва и сокращения взлётной дистанции.

Работа рулей аналогична работе поворотного закрылка с той лишь разницей, что, отклоняясь в противоположную сторону, изменяется на противоположную и сила, создаваемая крылом, килём или стабилизатором.

Интерцепторы устанавливают на крыльях. Принцип работы схож с принципом работы посадочного щитка. При дифференциальном подъёме на крыльях они могут работать совместно с элеронами или вместо них. На посадке их применяют для резкого снижения подъёмной силы после касания самолётом земли, чтобы исключить подскакивание самолёта.



Рис. 24.
Триммер — это маленькая аэродинамическая поверхность на задней кромке руля, которая способна отклоняться. Триммер управляется из кабины и служит для снятия постоянных усилий с органов управления.

Небольшие усилия всегда присутствуют на ручке управления, они необходимы пилоту для ощущения рулей и являются результатом воздействия обтекающего потока на рули. Однако на разных режимах полёта среднее положение рулей различно, и для снятия постоянных значительных усилий служит триммер.

В горизонтальном полёте на крыло воздействуют 3 силы. R — полная аэродинамическая сила, которая раскладывается на 3 составляющие: Y — подъёмная сила; X — сила сопротивления; Z — боковая сила. G — сила веса; P — сила тяги. при этом P=X есть условие сохранения скорости Y=G есть условия сохранения горизонтального полета,

Gcos=Y — условие постоянного .

Силы, возникающие при наборе высоты планером при старте с лебёдки, мы рассмотрим далее в специальной статье.

X= Gsin — условие постоянной скорости;

Gcos=Y — условие постоянного .

Кривыми Жуковского называется график, на котором изображены в одной системе координат две кривые. На вертикальной оси откладывается тяга, на горизонтальной — скорость полёта. Эти кривые обычно рассматривают применительно к горизонтальному полету. Нижняя кривая отражает потребную тягу для горизонтального полета относительно скорости полёта.

При снижении тяги двигателя верхняя кривая опускается вниз, и мы видим уже 2 точки пересечения кривых, которые соответствуют двум скоростям, которые располагаются по разные стороны от точки Vнв. То есть ЛА может лететь с заданной тягой на некоторой V большей Vнв и на некоторой V меньшей Vнв.

Полёт на V более Vнв называется полётом на 1-ом режиме, а полёт на V менее Vнв — полётом на 2-ом режиме. Границей 1-го и 2-го режима полёта является Vнв.

Полёт на 2-ом режиме сопряжён с повышенной опасностью, так как происходит вблизи V срыва и может выполняться только на самолёте с большим запасом тяги и с высокой приёмистостью двигателя. Техника выполнения требует специальной тренировки. На лёгких и самодельных ЛА не рекомендуется выполнять полёт на 2-ом режиме. Второй режим используется как проходной лишь на посадке от момента выравнивания и до касания.

На планере полёт на 2-ом режиме не используется, поскольку это уже будет не полёт, а беспорядочное снижение по ступенчатой траектории.

Кривые Жуковского применительно к планеру имеют вид одной кривой, которую можно изобразить как кривую углов планирования.



Рис. 31


17. СУЩНОСТЬ РАВНОВЕСИЯ, УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
Равновесие сил и моментов, действующих на ЛА в полёте, называется равновесием ЛА. Моментом называется произведение силы на плечо, на которое она воздействует. Например, моменты на этих рисунках равны.

Плечи этих моментов различны на величину воздействующих, на них сил.

Уравновешивание моментов называется балансировкой ЛА. Балансировка осуществляется рулями.

Равновесие может быть устойчивым, неустойчивым и нейтральным. Если равновесие неустойчиво, то после каждого внешнего воздействия на ЛА лётчик должен заново балансировать ЛА. Полёт на таком ЛА утомителен. Поэтому в пилотажном отношении ЛА должен быть устойчивым.

В полёте на устойчивом самолёте лётчик имеет возможность отвлекаться.

Определённая степень устойчивости является необходимым условием управляемости.

Управляемостью называется способность ЛА изменять режимы полёта при отклонении рулей. Управляемость — важнейшая характеристика ЛА, поскольку неуправляемый полёт интересен только артиллеристам.
18. ПОНЯТИЕ О САХ КРЫЛА. ЦЕНТРОВКА ЛА.
Положение ЦТ (центра тяжести) или ЦД (центра давления) определяется расстоянием от носика профиля. Для удобства это расстояние измеряется не в см или мм, а в процентах. То есть длина всей хорды крыла берётся равной 100%, и расстояние от носика профиля выражается в процентах. Однако это справедливо только для крыла прямоугольной формы, так как хорды во всех сечениях совпадают. Для крыльев сложной формы эта задача решается следующим образом:

Реальное крыло условно заменяют эквивалентным крылом прямоугольной формы и используют для обозначения положения ЦТ и ЦД. Хорда этого крыла называется средней аэродинамической хордой или САХ.

Расстояние ЦТ от носика САХ, выраженное в процентах её длины, называется центровкой ЛА. Центровка ЛА может изменяться в зависимости от наличия членов экипажа, грузов или пассажиров на борту, из-за выработки топлива, выпуска шасси и т.д. Но в любом случае она не должна выходить за допустимые пределы. Это очень важно. А почему это важно, мы попытаемся разобраться, изучая следующую главу.

При случайном увеличении возникает неуравновешенная сила Y (дельта игрек), которая приложена в аэродинамическом фокусе крыла. На самом деле никакой дополнительной силы не возникает, а сила Y несколько смещается назад. Но в аэродинамике для удобства введено понятие аэродинамического фокуса, т.е. точки приложения приращения подъёмной силы.

В аэродинамике перегрузка, как и аэродинамическая сила R, раскладывается по осям координат и обозначается ny (эн игрек) — вертикальная перегрузка, nx (эн икс) — горизонтальная перегрузка, nz — боковая перегрузка. В данном случае речь идёт о вертикальной перегрузке ny.

Дальнейшее поведение ЛА будет зависеть от взаимного расположения фокуса и центра тяжести.

Если фокус расположен позади центра тяжести, то Y создаёт пикирующий момент, который превышает балансировочный момент стабилизатора и стремится уменьшить угол атаки, а, следовательно, и перегрузку до исходной. ЛА с такой центровкой называется устойчивым по перегрузке.

Если фокус расположен впереди ЦТ, то Y создаёт дополнительный кабрирующий момент, который стремится ещё больше увеличить и ny (перегрузку). ЛА с такой центровкой называется неустойчивым по перегрузке.



Рис. 35.
Если фокус совпадает с центром тяжести, то Y не создаёт никакого момента и ЛА сохраняет полученную дополнительную перегрузку. Такая центровка называется нейтральной по перегрузке.

Таким образом, расположение фокуса позади центра тяжести является обязательным условием устойчивости ЛА по перегрузке.

Расстояние между нейтральной центровкой и фактической центровкой называется запасом центровки или запасом устойчивости ЛА по перегрузке.

При всех вариантах загрузки и заправки ЛА центровка должна находиться в допустимых пределах. ЛА должен всегда иметь минимальный запас центровки, ни при каких условиях нельзя допускать нейтральной или запредельно задней центровки. В авиации и по сей день, происходят аварии и катастрофы из-за пренебрежения или незнания необходимости контроля центровки ЛА.

Каждый ЛА имеет свой диапазон допустимых центровок, он приводится в инструкциях экипажу и инженерно-техническому составу.

20. УСТОЙЧИВОСТЬ ПО СКОРОСТИ
Статической устойчивостью по скорости называется способность ЛА сохранять заданную скорость без вмешательства лётчика. Статическая устойчивость по скорости обеспечивается аэродинамической схемой и запасом центровки.



Рис. 36.
При случайном увеличении скорости увеличивается подъёмная сила на стабилизаторе, создаётся небольшой кабрирующий момент и ЛА, несколько увеличив скорость, начинает набирать высоту. Скорость снижается, момент стабилизатора возвращается к исходному и ЛА возвращается в исходный режим.

При снижении скорости подъёмная сила стабилизатора уменьшается, ЛА опускает нос и происходит разгон скорости. При достижении исходной скорости стабилизатор поднимает нос ЛА и восстанавливается исходный режим.

Продольная управляемость сильно зависит от центровки ЛА, а также от площади руля высоты, стабилизатора и длины хвостовой части фюзеляжа.

При передней центровке ЛА более устойчив по перегрузке, и для создания требуемой перегрузки необходим больший расход руля высоты, и, наоборот, при предельно задней центровке устойчивость минимальна, и ЛА резко реагирует на малейшее отклонение руля высоты.
22. ПОПЕРЕЧНАЯ И ПУТЕВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Поперечной устойчивостью называется способность ЛА самостоятельно выходить из образовавшегося крена.

Поперечная устойчивость обеспечивается положительным V крыла и расположением бокового фокуса ЛА выше центра тяжести. При случайном накренении самолёта опущенное крыло устанавливается почти горизонтально, и подъёмная сила на нём увеличивается, а поднятое крыло добавляет к углу крена ещё и угол  — угол поперечного V крыла. Подъёмная сила на нём уменьшается, и возникает восстанавливающий момент mx, который стремится убрать крен.

Из-за наличия боковой силы Z ЛА начинает двигаться в сторону опущенного крыла, т.е. появляется угол скольжения, набегающий поток начинает обтекать ЛА как бы немного сбоку и начинает воздействовать на боковую поверхность ЛА.

Из этого следует, что поперечная и путевая устойчивость обеспечивается в основном расположением бокового аэродинамического фокуса позади и выше центра тяжести ЛА. Это обеспечивается в основном подъёмом и площадью вертикального оперения.

Вираж или разворот при помощи создания крена  (гамма) едва ли не самый важный и распространённый маневр ЛА. Каждый полёт, если это не подлёт по прямой, включает в себя выполнение разворотов. Поэтому очень важно понять физический смысл выполнения разворота.

При выполнении разворота лётчик создает крен, несколько берет штурвал на себя, одновременно увеличивая тягу двигателя, и небольшим движением педалей несколько поворачивает руль направления в сторону разворота. Если полёт происходит на планере или на самолёте с задросселированным двигателем или выключенным двигателем, то вместо увеличения тяги лётчик несколько увеличивает угол планирования.

Такой порядок действий у натренированного пилота отточен до автоматизма и не изменяется от типа ЛА, будь то планер или стратегический бомбардировщик Ту-160.

Попробуем рассмотреть, почему происходит так, а не как-нибудь иначе.

При создании крена  подъемная сила Y раскладывается на две составляющие Ycos и Ysin, при этом первая Ycos — должна компенсировать вес ЛА, а вторая Ysin — искривлять траекторию в горизонтальной плоскости. Для того, чтобы не допустить снижения ЛА, необходимо увеличить подъёмную силу Y настолько, чтобы составляющая Ycos была равна весу. То есть при вводе в крен летчик несколько увеличивает угол атаки , а для компенсации возросшего лобового сопротивления увеличивает тягу двигателя или увеличивает угол планирования. Рулём направления пилот компенсирует первоначальный момент скольжения при создании крена.

При кажущейся простоте этот маневр таит в себе неприятные моменты, которые нужно знать и умело их обходить. Первое и самое главное.

С увеличением угла крена необходимо увеличивать подъёмную силу, то есть перегрузку, а это ведет к резкому увеличению лобового сопротивления. Это самое лобовое сопротивление нужно компенсировать тягой двигателя или увеличением угла планирования. Например, при крене =30о, перегрузка ny=1,15, при этом крене требуется сравнительно небольшое увеличение тяги или угла планирования.

При =45о ny=1,43 — это уже значительный прирост перегрузки, и он требует внушительного увеличения тяги.

При =60о ny=2 — это уже большой прирост перегрузки, и он требует увеличения тяги более, чем вдвое по сравнению с горизонтальным полётом, а при полёте на планировании перехода на пикирование с углом более 15о.

Графически это выглядит так:

рис.41

, о 30 45 60 70 80 85

ny 1,16 1,43 2,0 3 6 11

На практике нужно соизмерять энергетические возможности ЛА с желанием «залудить» крутой вираж или разворот.

Ввод в разворот с большим креном и малым запасом тяги приводит к резкому торможению, выходу на  критический и сваливанию, что на малой высоте ведет к столкновению с землей.

Такие манёвры еще более опасны на легких самодельных ЛА, имеющих малую массу и небольшой запас тяги: падение скорости в крутом развороте на них происходит ещё быстрее и обычно происходит в течение 1 — 2 секунд.

Существует предельный крен, при котором ЛА может выполнять разворот в горизонтальной плоскости, обусловленный максимальной тягой, которую может развить силовая установка ЛА. Разворот с таким креном называется предельным по тяге. Разворот с большим креном неминуемо вызовет падение скорости.

Второй момент, характерный для пилотов-любителей. Не вдаваясь в подробности аэродинамики и посмотрев какой-нибудь художественный фильм про лётчиков, у некоторых возникает безудержное желание зафентилить крутой вираж на глазах изумленной публики. Такой товарищ, взлетев на ЛА, создает энергичный крен, но, не зная, что для поддержания горизонтального полета следует увеличить перегрузку и тягу, этого не делает и к собственному искреннему сожалению наблюдает, как его самолётик начинает скользить на крыло и сталкиваться с землей. Часто это удивление бывает последней яркой эмоцией в его жизни.

Для выполнения скольжения необходимо создать крен 15 — 30о в любую удобную для вас сторону, не создавая дополнительной перегрузки. Самолет, повинуясь закону собственной путевой и поперечной устойчивости, будет стремиться развернуться в сторону созданного вами крена, но вам это совсем не нужно, поэтому педалями, повернув руль направления в противоположную крену сторону, удерживайте ЛА на прямолинейной траектории, при этом, увеличив угол снижения, поддерживайте нормальную скорость. ЛА начинает лететь как бы боком по крутой нисходящей траектории без разгона скорости. При этом остаётся легко управляемым. Направление снижения можно корректировать изменением крена или уменьшением угла отклонения педалей. При выполнении скольжения также необходимо следить за скоростью и не допускать её падения ниже Vнв+10…15 км/ч.

1.Полёт на больших углах атаки.

2. Парашютирование.

3. Сваливание.

4. Штопор.

5. Флаттер.

6. Полёт на режимах, превышающих лётные ограничения.

Каждый из этих пунктов достоин толстых заумных комментариев и исследований. Если вы решите посвятить себя авиации и полётам, то познакомиться с ними вам придется глубоко и серьёзно. Этот обзор можно назвать наивным предупреждением.

1. С особенностями полётов на больших  мы знакомились в 16-й главе, сейчас хотелось бы добавить, что полет на , близких к критическому, искусственно выполняют в демонстрационных полётах на различных шоу, причём не всегда успешно (более подробно можно спросить у Анатолия Квочура), а также по необходимости на некоторых боевых самолётах при заходе на посадку.

2. Парашютирование — это режим, при котором при уменьшении скорости в ГП до , близких к критическому не происходит сваливания и вращения ЛА, а происходит именно парашютирование, то есть полупадение, полуполёт с большой вертикальной скоростью, при этом ЛА сохраняет остатки управляемости.

3. Сваливанием ЛА называют выход ЛА на закритические углы атаки  вследствие уменьшения скорости до скорости сваливания или увеличения угла атаки  выше кр. при создании перегрузки, а чаще 1-го и 2-го одновременно с последующим вращением и частичной потерей управляемости.

4. Штопор — это то, что чаще всего следует после сваливания. Штопор — это падение ЛА на закритических углах атаки  по по спиралевидной траектории малого радиуса, соизмеримого с размахом крыла ЛА. При попадании в штопор при наличии запаса высоты и если не тянуть время, обычно удается вывести ЛА в нормальный полёт. Для этого обычно достаточно отдать ручку от себя и энергично, до отказа повернуть руль направления против вращения. При прекращении вращения поставить ноги нейтрально, так как ЛА может перейти в штопор противоположного вращения. Установив разумный угол пикирования, разогнать скорость и плавно, не допуская повторного срыва, вывести ЛА в нормальный полёт.

Не следует, попав в штопор, уповая на большой запас высоты, раскручивать самолет в штопоре, так как скорость вращения может увеличиться, на ЛА начинают действовать сложные инерционные и гироскопические моменты, и ЛА может перейти в так называемый плоский штопор, вывод из которого весьма проблематичен. Более склонен к штопору ЛА с более задней центровкой. Кроме того, ЛА с задней центровкой более неохотно выходит из штопора.

Что касается плоского штопора, то методика вывода из него индивидуальна для каждого ЛА, однако она схожа с методикой вывода из нормального штопора, но обычно необходимо увеличить тягу двигателя до максимальной.

При неудачной попытке вывода из штопора и наличии высоты присутствие на борту может быть нецелесообразным, и следует воспользоваться парашютом.

5. Флаттером называются самопроизвольные автоколебания аэродинамических плоскостей с нарастающей амплитудой, которые чаще всего приводят к разрушению ЛА в полете.

Физика этого явления приводится в научной литературе. В настоящее время на стадии проектирования каждый ЛА рассчитывается на флаттер.

Применяются специальные конструктивные решения, позволяющие в эксплуатационных режимах полета избежать возникновения флаттера. Однако, на неграмотных любительских конструкциях возникновение флаттера вполне возможно. Обычно флаттер начинается при превышении критической скорости флаттера. Если при увеличении скорости появляются непонятные вибрации ЛА или органов управления, необходимо снизить скорость и произвести посадку. Выяснить причину автоколебаний и устранить её.

6. Необходимо четко знать лётные ограничения ЛА, на котором вы собрались лететь, и не допускать их превышения. В случае превышения лётных ограничений в полете, необходимо принять все возможные меры для возвращения ЛА в нормальный режим полета и произвести посадку. На земле выяснить причины случившегося, тщательно проверить ЛА квалифицированным специалистам, только после этого, возможно продолжение полётов на ЛА, который превысил лётные ограничения.

27. РЕКОМЕНДАЦИИ ПО БЕЗОПАСНОСТИ ПОЛЁТОВ
1. Собираясь в полёт, ознакомьтесь с лётными данными ЛА, на котором вы собираетесь лететь. Запомните рекомендуемые скорости, режимы работы двигателя, перегрузки.

2. Самый главный прибор в полёте — указатель скорости. Каждый взгляд на приборный щиток начинается с прибора скорости и заканчивается им. Не уставайте контролировать скорость.

3. Продумывайте полет на земле. Выполняя полет, вы должны знать, что вы будете делать далее и как. Летчик должен лететь впереди самолета, а не наоборот.

4. Не допускайте выполнения спонтанных, непродуманных маневров, особенно вблизи земли. Если вы что-нибудь задумали, посоветуйтесь перед выполнением с более опытными пилотами.