Практическая аэродинамика

Сжимаемость

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.

В аэродинамике частным случаем закона сохранения энергии является уравнение Бернулли. Полная энергия складывается из потенциальной энергии (Р — статическое давление) и кинетической (V²/2 — скоростной напор).

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

 — массовая плотность воздуха;

V — скорость потока.

Рис. 2

Сумма статического давления и динамического давления (скоростного напора) в различных сечениях неразрывного потока есть величина постоянная, то есть с уменьшением сечения увеличивается скорость потока и падает статическое давление и наоборот.

рис 3. Геометрические характеристики профиля.

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.



7. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ КРЫЛА
Геометрические характеристики крыла
Геометрические характеристики крыла сводятся в основном к характеристикам крыла в плане.. Геометрическими размерами крыла являются:

- 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 пердней кромке крыла 2. По ¼ хорд крыла. Обычно в технической документации это оговаривается.	рис.5

Удлинение у планеров достигает 25, у спортивных самолетов 12 —15, у сверхзвуковых самолетов 2 — 5.

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.

рис.8

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

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.

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.

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.

Лобовым сопротивлением крыла называется аэродинамическая сила, которая тормозит движение крыла в воздухе и направлена в сторону, противоположную движению.

Формулы этих сил одинаковы, разница только в коэффициентах.

Y= Cy S

X= Cx S

Значения этих коэффициентов получают путём продувки крыла в аэродинамической трубе.

График примерной зависимости C_y от  имеет вид:

Как видно из графика Cy практически линейно растет с увеличением , вплоть до _кр, то есть до срыва потока с крыла.

Значение C_y колеблется на большинстве самолётов от 0 до 2. По сути коэффициент C_y 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 C_y. Однако более C_y = 6 человеку достичь не удалось, тогда как C_y большого орла при взлёте с добычей с земли достигает значения 14.

Коэффициент C_x, 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.

C_{x тр} (трения) — возникает из-за трения воздуха о ЛА.

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

C_xi (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.

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

C_xi 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 X_i. Вот почему у спортивных планеров такие узкие и длинные крылья — для снижения индуктивного сопротивления.

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




13. ПОЛЯРА САМОЛЕТА (ПЛАНЕРА). АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО.
Полярой называется график зависимости C_x от C_y. 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 v_нв — 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 C_y и соответствует _кр.

Предкрылок служит в основном для увеличения максимальных эксплуатационных углов атаки, а также выдвижные предкрылки увеличивают кривизну и толщину профиля при выпуске, что тоже увеличивает несущую способность крыла. Предкрылок как бы принудительно направляет верхний обтекающий поток ближе к поверхности, чем отодвигает _кр до более высоких значений.

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.

Рис. 22.

Рис. 23.

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.

рис. 25

Рис 26. Силы, действующие в горизонтальном полёте самолета

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 .

рис.27. Схема сил, действующих в наборе высоты

В наборе высоты сила G раскладывается в скоростной системе координат на две составляющие Gcos ( — тета — угол наклона траектории) и Gsin. Gcos уравновешивается подъёмной силой Y, а Gsin суммируется с силой X и образует суммарную силу, которая уравновешивается силой тяги.

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 .

рис.28. Схема сил, действующих на планировании

На планировании сила G раскладывается также на 2 составляющие Gcos ( — тета — угол наклона траектории) и Gsin. Gcos уравновешивается подъемной силой Y, а Gsin суммируется с силой X.

То есть на планировании роль силы тяги выполняет составляющая силы веса.

рис.29. Кривые Жуковского

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.

Верхняя кривая отражает максимальную тягу силовой установки в зависимости от скорости полета. Точка пересечения двух кривых является точкой максимальной скорости горизонтального 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 V_нв. То есть ЛА может лететь с заданной тягой на некоторой V большей V_нв и на некоторой V меньшей V_нв.

Рис. 30.

При некотором снижении скорости полета от V₁ на V₁ возникает остаток тяги P₁, который стремится вернуть самолёт в исходный режим, т.е. разогнать до скорости V₁. При таком же снижении скорости на V₂ от скорости V₂ наблюдается недостаток тяги P₂ — и самолёт ещё больше теряет скорость, т.е. тормозится, и для восстановления исходного режима полёта требуется немедленное увеличение тяги для того, чтобы превысить P₂ — фактически, как говорят пилоты, самолёт висит на тяге. Полёт на V менее V_нв требует повышенного внимания к скорости и постоянного импульсного управления тягой.

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

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.

Устойчивостью ЛА называется его способность самостоятельно, без вмешательства лётчика сохранять заданный режим полёта и возвращаться к исходному режиму после непроизвольного отклонения под действием внешних воздействий.

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.

Рис. 33.

При этом моменты сил от силы Y, и балансировочный момент стабилизатора от силы Уст. равны, но противоположны по знаку и взаимно уравновешивают друг друга. По этой причине ЛА находится в горизонтальном полёте.

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.

рис. 34

Увеличение подъёмной силы вызовет увеличение перегрузки. Перегрузкой называется величина, обозначающая, во сколько раз сила, приложенная к телу, превышает массу этого тела. Перегрузку ещё называют ускорением.

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

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 n_y (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 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.

Управляя рулём высоты, лётчик управляет направлением и величиной подъёмной силы стабилизатора. Под действием этой силы ЛА может поворачиваться вокруг поперечной оси Z, изменяя тем самым угол атаки крыла.

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.

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 m_x, который стремится убрать крен.

Рис. 37

Также при случайном накренении ЛА наклоняется и Y подъёмная сила, которая раскладывается на боковую силу Z и вертикальную составляющую Ycos .

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 воздейcтвовать на боковую поверхность ЛА.

Рис. 38.
Боковая поверхность ЛА тоже имеет свой аэродинамический фокус — точку, в которой прикладывается боковая сила, равнодействующая всех боковых сил, воздействующих на ЛА, Как мы видим, из-за большой площади киля боковой фокус находится позади и выше ЦТ.. Боковая аэродинамическая сила, воздействуя на точку F фокуса, стремится повернуть ЛА вокруг продольной оси X (убрать крен) и вокруг вертикальной оси Y (убрать скольжение).

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.

23. ПОПЕРЕЧНАЯ И ПУТЕВАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Поперечная и путевая управляемость обеспечивается достаточной площадью, углами отклонений и расположением рулей, элеронов и руля направления. Эти параметры подбираются при проектировании ЛА из расчёта удовлетворительной управляемости на эксплуатационных режимах. Однако на критических режимах полета, например, при сваливании, поперечная и путевая управляемость, как впрочем и продольная, могут сильно ухудшаться вплоть до полной потери управляемости. Это вызвано, как правило, обтеканием оперения и крыла на , намного превышающих _кр, а также «затенением» оперения фюзеляжем или крылом.

24. ВИРАЖ (СПИРАЛЬ).

рис. 39.Схема сил на вираже.

Спираль — это тоже разворот, только с потерей или набором высоты.

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 =30^о, перегрузка n_y=1,15, при этом крене требуется сравнительно небольшое увеличение тяги или угла планирования.

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

При =60^о n_y=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 15^о.

рис.40
Перегрузка в развороте изменяется в зависимости от угла крена  по закону косинуса.

n_y разворота = .

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.

рис.42

К критическим режимам полёта относятся:

1.Полёт на больших углах атаки.

2. Парашютирование.

3. Сваливание.

4. Штопор.

5. Флаттер.

6. Полёт на режимах, превышающих лётные ограничения.

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.

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.