Чувайки звука на самолет, малко хора могат да устоят на изкушението да погледнат към небето.
Мнозина ще се чудят как нещо толкова голямо и тежко като самолет може да остане във въздуха.
За случайния наблюдател този въпрос е любопитен, но за пилота това е основно знание.
Отговорът се крие отчасти във въздуха, през който лети самолетът. За да бъдем точни, този въздух се нарича
атмосфера.
Разбирането на земната атмосфера е от основно значение за пилота, тъй като не само въздухът дишаме,
но средата, в която лети един самолет. В земната атмосфера протичат много физически процеси,
но засега нека разгледаме какво представлява атмосферата и какви са нейните основни свойства.
Атмосферата се определя като газова обвивка, обграждаща небесно тяло.
С по-прости думи нашата атмосфера е колекция от газове, която се задържа около земята от гравитацията.
Има над 20 от тези газове, някои по-разпространени от други. Ще се съсредоточим върху четирите най-изобилни
газове.
Най-често срещаният газ е азотът, който представлява около 78% от атмосферата.
Кислородът съставлява 21% от атмосферата. Кислородът е от съществено значение за поддържането на живота и е необходим, за да позволи на
изгаряне на гориво в самолетни двигатели.
Само по-малко от 1% от атмосферата е аргон, като въглеродният диоксид съставлява по-голямата част от останалата част.
Има много други газове, съставляващи останалата част от атмосферата, но те се намират в толкова малки количества
че ги разглеждаме като следи от газове.
Те включват въглероден окис, хелий, метан, озон и водород.
Има обаче един друг газ, който може да се намери в нашата атмосфера, който е важен за работата на
самолет. Това е водна пара.
Въпреки че е невидим като газ, той може да се види в течно или твърдо състояние.
Облаците и дъждът са примери за течното му състояние, докато снегът, ледът и градушката са примери за твърдото му състояние.
Количеството водна пара във въздуха се изразява като процент от количеството водна пара
във въздуха в сравнение с количеството пара, необходимо за насищане на въздуха при текущата температура на въздуха.
Това е известно като относителна влажност. 100% влажност ще се вижда като облак.
Относителното количество газове в атмосферата остава сравнително постоянно до около 60 км над земята. след това,
гравитационното разделяне променя състава на атмосферата.
За целите на принципите на полета ние разглеждаме само ниските части на атмосферата, така че можем
приемете, че съставките остават постоянни.
Атмосферата е структурирана в четири концентрични сегмента или слоя. Започвайки с най-близките до земята, това са
Тропосферата, която е приблизително на 11 км над земята. Тогава стратосферата се простира до приблизително 50 км.
От този момент нататък мезосферата продължава до 80 км. И накрая, термосферата.
Между тропосферата и стратосферата има граница, известна като тропопауза. Височината на тропопаузата варира,
но средно е 36 090 фута.
Самолетите са ограничени до полети в тропосферата и стратосферата.
В мезосферата и термосферата летят само ракетни изследователски самолети и космически кораби. Тези слоеве на атмосферата се определят от
промяната в температурата, която изпитват с увеличаване на надморската височина.
Земята се нагрява от слънцето. Тъй като е най-близо до земята, тропосферата се нагрява от земята.
С увеличаване на надморската височина атмосферата се нагрява все по-малко и температурата й пада с отдалечаването
източникът на топлина.
Ще се занимаваме само с ефекта на температурата върху тропосферата и стратосферата, защото, както вече казахме, тя е
в тези слоеве летят самолетите.
Температурата остава постоянна от тропопаузата през ниските части на стратосферата, преди да се повиши отново.
Като притежател на лиценз за частен пилот, обикновено ще летите на височини под 10 000 фута.
Ще бъдете ограничени във височина от редица фактори – времето, характеристиките на самолета и, което е по-важно, необходимостта
да дишам.
Вече казахме, че относителните количества на газовете в атмосферата са постоянни.
Телата ни трябва да дишат малко кислород, за да оцелеем, но за да вкараме кислорода в
белите дробове, трябва да вземем предвид друго свойство на атмосферата, което е атмосферното налягане.
Един от проблемите, които хората имат, когато обсъждат атмосферата или въздуха, както обикновено се нарича,
е, че не можем да го видим.
Ако беше видимо за нас, следващите няколко твърдения щяха да бъдат по-лесни за приемане.
Въздухът има вещество. Състои се от молекули и те имат маса.
Разбира се, не е много в сравнение с, да речем, парче дърво, но въпреки това притежава тези качества.
Целта на тези уроци не е да ви превърнат във физик, а няколко технически определения и формула
са необходими, за да ни позволят да изучаваме този предмет.
Налягането се определя като силата, действаща върху площ или сила на единица площ.
Силата се дефинира като тласък или дърпане и ще се произведе, когато маса се ускори.
Единиците за измерване на маса и ускорение са тези, посочени в Systeme Internationale, обикновено наричани
система SI
Тогава мерните единици са килограм за маса и метър в секунда на квадрат за ускорение.
Тогава произведението на масата по ускорението е сила, а силата се измерва в нютони.
Масата на въздуха, атмосферата, се ускорява към повърхността на Земята от гравитацията. Това разбира се ни дава
сила.
Ако разгледаме тази сила, действаща върху площ от един квадратен метър, тогава това, което имаме, е силата
упражнявано от въздушен стълб от един квадратен метър, простиращ се нагоре в атмосферата.
Това ни дава сила на квадратен метър, която се нарича налягане. Това налягане, действащо върху земната повърхност, се нарича
атмосферното налягане.
Единицата за налягане в SI е нютон на квадратен метър. Един нютон на квадратен метър се нарича паскал. Паскалът
е много малка единица, затова в авиацията се използва хектопаскала.
Хекто означава сто, така че хектопаскал е сто паскала.
Само за да добавим към объркването, един хектопаскал е известен още като милибар. Също така е вероятно да чуете натиск
наричан измерван в паундове на квадратен инч или инчове живачен стълб.
Това не са единици SI и следователно няма да бъдат използвани в това изследване на принципите на полета.
Разгледахме само един въздушен стълб, но разбира се всеки метър от земната повърхност ще поддържа a
подобна колона.
Налягането на въздуха действа във всички посоки и ако поставим самолет във въздушните стълбове,
върху него също ще действа въздушно налягане.
Атмосферното налягане, което действа върху всичко, потопено във въздуха, е известно също като статично налягане.
Това е терминът, който ще се използва често в тези принципи на летателните уроци.
По-рано беше обяснено, че налягането в атмосферата се дължи на гравитацията, ускоряваща масата на въздуха
към повърхността на Земята.
Това ще доведе до увеличаване на броя на въздушните молекули, когато се приближим до повърхността на
Земята.
Колкото по-голям е броят на молекулите в едно вещество, толкова по-голяма е неговата маса.
Това означава, че налягането не е постоянно, докато се отдалечаваме от повърхността на Земята.
Така че статичното налягане намалява с надморската височина.
Поради тази причина дишането е трудно на надморска височина, тъй като има по-малко налягане за насочване на кислород в дробовете ни.
Освен това ще намали притока на кислород в двигател с вътрешно горене, който задвижва самолет през
въздух.
Този факт ни налага да разгледаме въпроса колко молекули има в определени нива на атмосферата.
Това свойство е известно като плътност на въздуха.
Плътността на въздуха се определя като количеството маса на вещество в известен обем на това вещество.
Това е технически посочено като маса на единица обем.
По отношение на въздуха уточняваме обема на един кубичен метър.
Това дава SI единицата за плътност като килограм на кубичен метър.
Подобно на налягането, плътността също намалява с надморската височина.
Плътността на въздуха се влияе и от неговата температура.
Повишаването на температурата на въздуха води до намаляване на плътността на въздуха, а намаляването на температурата ще се увеличи
неговата плътност.
По-рано казахме, че налягането и температурата намаляват с увеличаване на надморската височина.
Въпреки това, ефектът от налягането има най-голям ефект върху плътността и както току-що казахме, плътността намалява
с надморска височина.
Количеството водна пара в атмосферата също ще повлияе на плътността.
Разглеждаме масата въздух във всеки кубичен метър, а не количеството вода.
Ако в кубическия метър има вода, в резултат на това трябва да има намаление на количеството
въздух в него.
Начинът, по който се променят свойствата на атмосферата, силно влияе върху начина, по който самолетът лети.
През 1964 г. Международната организация за гражданска авиация, IKO, дефинира свойствата на тази средна стандартна атмосфера.
Това е известно като стандартната атмосфера на IKO или ISA.
ISA приема, че при средно морско ниво температурата е 15°C, налягането е 1013,25 hPa, а плътността
е 1,225 кг на кубичен метър.
От средното морско ниво до 11 километра, или 36 090 фута, температурата намалява с 1,98°C на 1000
фута или 0,65°C на 100 метра.
За бързи умствени изчисления това обикновено се закръгля до 2°C на 1000 фута.
От 11 километра до 20 километра температурата остава постоянна - минус 56,5°C.
Забележете, че на 11 километра температурата вече не пада с височината и това следователно маркира върха на
тропосфера.
Може би си спомняте, че нарекохме тази точка тропопауза.
Слоят над това се нарича стратосфера и защото е доста над височината, на която се намира частен пилот
обикновено лети, намерението в тази тема не е да гледаме отвъд стратосферата.
Уроците по метеорология в тази серия от CD-ROM дискове обаче ще покрият подробно промените, които настъпват в
атмосфера над тези слоеве.
Това завършва урока за атмосферата. ISA е само един от няколкото типа стандартна атмосфера, но е така
най-известният и този, за който ще говорим по време на следващите уроци.
Трябва да се подчертае обаче, че ISA не се отнася до действителните атмосферни условия през деня.
След като разгледахме свойствата на въздуха в урок 1, атмосферата, сега ще разгледаме принципите на аеродинамиката.
Аеродинамиката е изследване на силата на въздуха, както когато е в покой, така и в движение.
За издаването на лиценза за частен пилот ще изследваме физическите свойства на въздуха, който е или статичен,
или се движат със скорости под скоростта на звука.
Скоростта на звука на морското равнище в условията на ISA е приблизително 660 възела и въздухът се движи с тази скорост
се казва, че е звуков.
Ще обмисляме скорости, по-ниски от звуковите, които се наричат дозвукови.
Самолетът, в който ще проведете първоначалното си летателно обучение, вероятно ще лети със скорост от около 100 възела.
Това е доста под скоростта на звука.
Фактът, че не можем да видим или докоснем въздуха, ни прави много трудно да си го представим
се движи.
В урока за атмосферата вече разгледахме плътността на въздуха като тази маса, съдържаща се в a
обем от един кубичен метър.
Следователно в следващите графики ще видим движението на въздуха като кубична кутия от един метър, засенчена, за да стои
на фона на околната атмосфера.
Въздухът, ще си спомните, има маса. Масата на един кубичен метър въздух на морското равнище е 1,225
килограми.
Ако въздухът се движи, той също ще притежава енергия и ще упражнява натиск върху всеки обект в него
път.
Отново, това често е трудна концепция за приемане, когато не виждаме въздуха, но вземете нормален
килограмова торба захар и я хвърлете в стената.
Не можем да се съмняваме, когато чуем тропота на торбата, когато се удря в стената, която a
сила е действала срещу него.
Въздухът се държи по абсолютно същия начин.
Терминът тяло се отнася за всеки обект, който пречи на въздушния поток. В нашия случай това
тялото е самолет.
Спомняте си, че статичното налягане вече действа върху самолета и сега, ако въздухът се движи,
самолетите също ще бъдат подложени на динамичен натиск.
Когато тяло като самолет е подложено както на статично, така и на динамично налягане, се казва, че има общо
налягане, действащо върху него.
Това общо налягане е сумата от статичното и динамичното налягане.
Може също да чуете общо налягане, наречено Пито или стагнационно налягане.
Терминът общо налягане ще бъде използван в тези уроци за принципите на полета.
В действителност не въздухът се движи, а самолетът се движи във въздуха.
Този относителен въздушен поток, както се нарича, винаги е успореден и противоположен на пътя на самолета през
въздух.
Важно е да се отбележи, че посоката на траекторията на полета на самолета често не е посоката навътре
към която сочи носът му.
Няма значение дали се движи въздухът или самолетът. Крайният резултат ще бъде същият.
Ще има динамичен натиск.
Като пилот трябва да знаете стойността на динамичното налягане, тъй като то е фундаментално за начина на работа на самолета
мухи.
Динамичното налягане не може да бъде измерено само по себе си, тъй като статичното налягане винаги ще присъства.
Но от математическа гледна точка е лесно да се определи стойността на динамичното налягане чрез просто пренареждане на формулата.
Статичното налягане плюс динамичното налягане е равно на общото налягане.
Просто транспониране на формулата ни показва, че общото налягане минус статичното налягане е равно на динамичното налягане.
В самолета задачата на статичната система на Пито е да разреши проблема как да се разделят статичните
налягане от динамично налягане.
Тази система пневматично изважда статичното налягане от общото налягане, за да достави само динамично налягане към индикатора за въздушна скорост,
който е калибриран да показва на пилота указаната въздушна скорост или IAS. Инструментите за налягане могат да бъдат изучавани другаде по този въпрос
диск.
Колко значителен е динамичният натиск за разбирането на принципите на полета, не може да се подчертае.
За да лети конвенционален самолет, въздухът трябва да се движи над него и това, разбира се, ще бъде така
подложени на динамичен натиск.
Да приемем, че за да лети, определен самолет трябва да се движи във въздуха с 60 морски мили на
час.
60 морски мили в час обикновено се наричат скорост от 60 възела, като възелът е мерната единица
от скоростта, която обикновено се използва в самолетите.
Тъй като самолетът се ускорява по пистата, динамичният натиск, действащ върху него, ще се увеличи поради нарастващата му скорост.
Сега нека приложим част от знанията, които научихме досега.
Динамичното налягане е равно на половината rho, плътността, умножена по скоростта на квадрат.
При излитане от летище на морското равнище, при преобладаващи условия на ISA, формулата за динамично налягане ще ни даде
показаните на екрана фигури.
Ще видите от формулата, че тъй като работим в единици SI, сме преобразували 60 възела в 31 метра на
второ.
Формулата ни дава динамично налягане от 589 нютона на квадратен метър.
Следователно можем да видим, че при скорост на излитане от 60 възела, сила от 589 нютона, т.е.
Сила от 60 килограма или сила от 132 паунда действа върху всеки квадратен метър от челната повърхност на самолета.
589 нютона на квадратен метър могат също да бъдат изразени в единици SI като 589 паскала или 5,89 хектопаскала, което
е нормалната единица за налягане в системата SI.
Естествено, математиката на динамичното налягане не трябва да се взема предвид от пилота всеки път, когато излита.
Пилотът просто разчита динамичното налягане като въздушна скорост на своя индикатор за въздушна скорост. В настоящия пример 60 възела.
Посоченият измервател на въздушната скорост ви дава цялата необходима информация, но трябва да се има предвид, че този инструмент
почти никога не измерва истинската скорост на самолета във въздуха.
Той измерва динамичното налягане, упражнявано от въздушния поток.
Тъй като динамичното налягане зависи както от плътността на въздуха, така и от скоростта на самолета, е необходимо да си припомним
че плътността се променя с налягане, температура и влажност.
Поради тази причина единственият случай, когато истинската въздушна скорост на самолета ще бъде показана на
показаният манометър на въздушната скорост е, когато атмосферните условия съответстват на тези на морското равнище ISA.
Ако плътността намалее поради повишаване на температурата или увеличаване на надморската височина, за да се поддържа
същото динамично налягане, тогава истинската въздушна скорост ще трябва да се увеличи.
Промените в истинската въздушна скорост са от значение за навигацията.
При изучаването на принципите на полета ни интересува динамичното налягане или указаната въздушна скорост.
Точно както гъстия доматен кетчуп изтича бавно от бутилката си, така гъстият плътен въздух не е склонен да
поток.
Това влияе върху начина, по който въздухът ще тече около тялото.
Мярката за съпротивлението на течността срещу потока е известна като вискозитет.
Колкото по-гъст или по-плътен е въздухът, толкова по-голямо е съпротивлението му на потока.
Въздухът, който е по-плътен, се нарича по-вискозен.
Ще се занимаваме с поведението на въздушния поток, който е най-близо до самолета, докато самолетът се движи през
въздух.
Този въздушен поток ще тече плавно около самолета, стига да не се забавя рязко или да се изисква
правят големи и резки промени в посоката.
Въздушният поток, който е в непосредствен контакт със самолета и който най-много е само няколко милиметра
дебел, се нарича граничен слой.
Сега ще разгледаме въздушния поток и граничния слой около крилото на самолета.
Триенето между повърхността на крилото и въздушните молекули, които се движат над него, ще намали скоростта на
въздух.
Въздухът в директен контакт с повърхността на крилото може да се забави до нула.
Този ефект на забавяне намалява колкото по-далеч е въздушният поток от повърхността на крилото.
В крайна сметка няма да има забавящ ефект върху въздушния поток.
Тази точка се нарича свободен въздушен поток.
Граничният слой може да бъде категоризиран в два типа поток.
Те са известни като ламинарен поток и турбулентен поток.
Ламинарният поток е плавно протичане на въздуха около тялото, или в нашия случай крилото на самолета.
Всяка молекула въздух следва пътя на предходните молекули и е подложена на същите промени в налягането
и скорост в различни точки по пътя си.
Този тип поток се показва графично като токови линии, които не се пресичат.
Промените в скоростта се представят чрез промяна на разстоянието между линиите.
Намаляването на разстоянието представлява увеличение на скоростта, а увеличаването на разстоянието представлява намаляване на скоростта.
При турбулентен поток въздушните молекули не се придържат към пътя на предходните молекули.
Всъщност те могат да се движат във всяка посока с различна скорост.
Това води до леко удебеляване на граничния слой.
Турбулентният поток не е желателен за повечето фази на полета.
Не е представено графично чрез рационални линии, тъй като параметрите му варират толкова много, но обикновено се показва като къдрици.
Граничният слой може да бъде комбинация от ламинарен поток и турбулентен поток.
Граничният слой може да започне като ламинарен поток и след това да стане турбулентен поток.
Точката, в която се променя от едната към другата, се нарича точка на преход.
Един от основните закони на Вселената е, че енергията и масата не могат нито да бъдат създадени, нито унищожени
се променя от една форма в друга.
Помислете за обтекаем поток от въздух, преминаващ през тръба.
Дебитът на въздушната маса ще зависи от площта на напречното сечение на тръбата, скоростта на потока и
плътност на въздуха.
Масовият поток ще остане постоянен във всички точки по дължината на тръбата.
Това е известно като уравнение на непрекъснатостта.
Вече казахме, че в тези уроци ще разглеждаме само въздушни потоци под скоростта на звука.
При тези скорости промените в плътността на въздуха са незначителни и могат да бъдат пренебрегнати.
Уравнението на непрекъснатостта сега може да бъде опростено до площ, умножена по скорост, равна на константа.
Нека сега разгледаме обтекаем въздушен поток през тръба, която има намалено напречно сечение в средата.
Този тип тръба е известна като Вентури.
За по-ясна представа какво ще се случи с въздуха, докато тече през тази тръба на Вентури, ще видим
то отстрани.
За да обясним този принцип, нека приложим някои прости измерения и стойности към диаграмата.
Да приемем, че тръбата първоначално има площ на напречното сечение от един квадратен метър.
За простота нека приемем, че въздухът има плътност един килограм на кубичен метър.
Ако скоростта на въздуха е 52 метра в секунда, това ще даде масов поток от 52 килограма
секунда.
В средата на Вентури, нека приемем, че площта на напречното сечение е намалена само до половин метър на квадрат.
Тъй като масовият поток трябва да остане постоянен, скоростта на въздушния поток ще се увеличи.
В този пример скоростта ще бъде удвоена.
От уравнението за непрекъснатост може да се види, че намаляването на площта на напречното сечение води до увеличение
в скоростта на въздуха.
Когато площта на напречното сечение се увеличи отново, скоростта на въздуха намалява до 52 метра в секунда.
Принципът на непрекъснатост се отнася до постоянни масови потоци. Теоремата на Бернули се занимава с енергията на този поток.
Даниел Бернули е швейцарски учен от 18 век.
Неговата теорема гласи, че общата сума на енергията в рационализиран поток от идеална течност остава постоянна.
Идеалната течност е едновременно несвиваема и няма вискозитет.
Въпреки че всъщност въздухът не отговаря на тези изисквания, при дозвуковите скорости, които разглеждаме, можем да приемем това
го прави.
Енергиите във въздушния поток, които ще разгледаме, ще бъдат неговата енергия на статично налягане и кинетична енергия.
Вече дефинирахме кинетичната енергия на въздуха като динамично налягане.
Така твърдението, което току-що направихме, може да бъде изразено като статично налягане плюс динамично налягане е равно на константа.
Нека сега се върнем към потока през тръбата на Вентури.
Този път обаче ще разгледаме ефектите върху статичното и динамичното налягане.
Точно както направихме, когато изучавахме уравнението за непрекъснатост, нека дадем някои прости стойности на статичното и динамичното налягане
на въздуха, преминаващ през Вентури.
Ако приемем, че въздухът е на морското равнище при условията на ISA, ще приемем, че статичното налягане при отвора
на Вентури е приблизително 1013 хектопаскала или милибара.
Това налягане може също да бъде изразено като 101300 нютона на квадратен метър или 101,3 килонютона на квадратен метър.
Динамичното налягане, както знаем, се дава от уравнението половин rho V на квадрат.
Следователно при отварянето на Вентури, при скорост на потока от 52 метра в секунда, изчисляваме, че
динамичното налягане на въздуха е 1,656 килонютона на квадратен метър.
Това е 16,56 хектопаскала.
Тогава виждаме, че общата енергия на налягането при отвора на Вентури ще бъде равна на статичното налягане
плюс динамично налягане.
Давайки ни 103 килонютона на квадратен метър, закръглени до цели числа или, ако предпочитате, 1030 хектопаскала или 1030
милибарен.
Сега ще разгледаме ситуацията в гърлото на Вентури. Това е площта на най-малкия кръст
раздел.
Вече видяхме, че скоростта на въздушния поток се увеличава през гърлото на Вентури.
В нашата Вентури скоростта се удвоява до 104 метра в секунда.
Уравнението на динамичното налягане половин rho V на квадрат ни позволява да изчислим, че динамичното налягане на въздушния поток
сега ще се увеличи до около 6,62 килонютона на квадратен метър или 66,2 хектопаскала и милибара.
Не забравяйте обаче, че теоремата на Бернули гласи, че общата енергия на налягането трябва да остане постоянна.
В нашия случай общото налягане остава постоянно при 103 килонютона на квадратен метър.
Така че едно просто аритметично изчисление ни позволява да видим, че ако динамичното налягане се увеличи от 1,656 килонютона на
квадратен метър до 6,62 килонютона на квадратен метър статичното налягане трябва да намалее от 101,3 килонютона на квадрат
метър до приблизително 96,4 килонютона на квадратен метър.
Или ако предпочитате 964 хектопаскала или милибара.
Научихме, че когато нашето Вентури се разширява отново, скоростта на въздушния поток намалява до първоначалната си стойност от
52 метра в секунда.
Следователно динамичното налягане, упражнявано от въздуха, също намалява до първоначалната си стойност.
Тъй като общото налягане остава постоянно, по този начин е очевидно, че статичното налягане също ще се увеличи още веднъж до
първоначалната му стойност.
От това изследване на уравнението за непрекъснатост, теоремата на Бернули и потока въздух през тръба на Вентури научихме
няколко основни факта за дозвуковата аеродинамика, които са от решаващо значение за нашето разбиране на принципите на полета.
Първо, масовият поток на въздуха остава постоянен.
Второ, скоростта на въздушния поток се влияе от формата на обектите, около които тече.
Трето, общата енергия на налягането на въздуха, която е сумата от неговите динамични и статични налягания, остава постоянна.
И накрая, комбинирайки всичко, което сме научили, когато скоростта на въздушния поток увеличава динамичното налягане, което упражнява
ще се увеличи и статичното му налягане ще намалее.
Обратно, когато скоростта на въздушния поток намалява, неговото динамично налягане намалява, а статичното му налягане се увеличава.
За да демонстрираме принципите на непрекъснатостта и теоремата на Бернули, използвахме тръба на Вентури.
Всъщност въздухът ще се държи по същия начин, ако премахнем тръбата, оставяйки само част от извитата повърхност
въздухът да тече.
Въздухът, протичащ над такава извита повърхност, ще увеличи скоростта си и неговото статично налягане съответно ще намалее.
Ако сега направим напречно сечение през крилото на типичен лек самолет, можем да видим, че ние
имат ясно изразена извита повърхност на върха на крилото.
Понякога наричаме такова напречно сечение като аерокрил.
Ще видите, че долната повърхност на крилото почти няма извивки.
Когато въздухът тече около аерокрила, въздушният поток над горната повърхност ще се увеличи в скорост, причинявайки статично електричество
налягането там да намалее.
Под частта на крилото статичното налягане остава с по-висока стойност.
Тъй като налягането или силата на единица площ е по-голяма под крилото, отколкото над крилото, силата е
генерирани през крилото, което се стреми да премести крилото нагоре.
Тази сила се нарича повдигане.
Можете лесно да демонстрирате този ефект сами.
Дръжте лист хартия между палеца и показалеца на всяка ръка.
Хартията трябва да се извива от вас.
Донесете хартията до устата си и издухайте срещу извития ръб, обърнат към вас.
Точно като лист хартия, крилото на самолета ще генерира сила, действаща нагоре, докато налягането
разликата между горната и долната част на крилото е достатъчно голяма.
Това разбира се ще зависи от скоростта на въздушния поток.
Това е този прост принцип, който ще поддържа самолета да лети.
Нека разширим нашето възприятие за извитата секция на Вентури и да я превърнем в горната част на самолета
крило.
Разбира се, атмосферното налягане ще действа под крилото.
Така че сега намерихме отговора на въпроса, зададен в първия урок, който беше как работи самолетът
лети?
Основният принцип, с който се надявам да се съгласите, е прост.
Но има много други фактори, които трябва да се вземат предвид.
Как се управлява самолет?
Коя е най-добрата форма за крило?
Какви сили действат върху самолета по време на полет?
На всички тези и още въпроси ще намерите отговор в следващите уроци.
Самолетите се предлагат в различни форми и размери.
Всеки е предназначен за конкретна задача.
Всички задвижвани самолети обаче ще споделят определени характеристики.
Самолетът ще има фюзелаж, в който да се помещават пилотът, пътниците, багажът или товарът.
Крила за генериране на подемна сила за полет.
Стабилизиращи повърхности.
Контролни повърхности, които ни позволяват да променяме посоката на полета.
Двигател или двигатели за осигуряване на движение напред на самолета.
И ходова част, която позволява на самолета да се движи по земята.
Това може да бъде фиксирано или прибиращо се.
Заедно фюзелажът, крилата, контролните повърхности, стабилизиращите повърхности и шасито образуват това, което е известно като корпус на самолета.
Двигателят или двигателите ще бъдат монтирани към корпуса на самолета.
Двигателите могат да бъдат монтирани отпред или отзад на самолета или може би монтирани отгоре
фюзелаж.
Ще покажем, че корпусът на самолета е подложен на четири сили.
Тези сили са много големи и корпусът на самолета трябва да е достатъчно здрав, за да ги издържи.
Самолетът притежава маса по силата на количеството материя, което съдържа.
Масата на самолета е подложена на ускорение поради гравитация, което води до сила, действаща върху самолета
което се нарича тегло.
Теглото действа през точка на самолета, наречена неговия център на тежестта.
Линията на действие на силата на тежестта винаги е насочена вертикално надолу към центъра на земята.
Буталния двигател осигурява мощност за задвижване на витло.
Витлото генерира сила, наречена тяга, която движи самолета напред.
Реактивният двигател обаче произвежда тяга без необходимост от витло.
По-рано в този урок показахме, че докато тягата движи самолета във въздуха, самолетът ще бъде
подложени на динамичен натиск.
Това води до промени в налягането върху крилата, които създават сила, противопоставяща се на теглото на самолета.
Тази сила се нарича повдигане.
Спомняте си, че ще има триене между движещ се въздух и всяко тяло, с което има контакт.
Това триене се съпротивлява на движението на тялото.
В нашия случай движещото се тяло е самолетът, а съпротивителната сила се нарича съпротивление.
За да обобщим тогава, четирите сили, действащи върху самолета по време на полет, са тегло, повдигане, тяга и съпротивление.
За да може самолетът да лети в това, което е известно като балансиран полет, повдигащата сила трябва да бъде еднаква и
противоположни на тежестта и тягата трябва да са равни и противоположни на съпротивлението.
Тези четири сили са тясно свързани помежду си.
Колкото по-голямо е теглото на самолета, толкова по-голяма е необходимата подемна сила.
Колкото по-голямо е повдигането, толкова по-голямо е генерираното съпротивление.
Колкото по-голямо е съпротивлението, толкова по-голяма е необходимата тяга и т.н.
В действителност не всички сили действат от една и съща точка, както е показано на тези диаграми.
Теглото може да действа пред точката на повдигане.
Когато две сили действат на разстояние една от друга, те се наричат двойка.
Двойката ще създаде повратен момент.
В този пример въртящият момент има тенденция да спуска носа на самолета.
Това движение на самолета е около неговия център на тежестта.
По време на полет самолетът винаги ще се върти около центъра на тежестта.
Равновесието по време на полет се постига, когато всички сили са в равновесие и сумата от всички въртящи моменти
е равно на нула.
Точно както повдигането не винаги действа в противовес на теглото, така и тягата и съпротивлението също не винаги действат
директно противопоставени един на друг.
Обикновено тягата действа от точка, по-ниска от тази, от която действа силата на съпротивление.
Това би дало момент на завъртане, който би повдигнал носа на самолета.
Пилотът управлява тягата с дросела.
При отваряне на дросела мощността на двигателя се увеличава и това ще увеличи тягата от перката.
Тази промяна в момента ще доведе до повдигане на носа на самолета.
Обратно, носът ще падне, когато дроселът е затворен.
За нас би било удобно, ако въртящият момент на повдигане и тегло се отменя от въртящия момент
на тяга и съпротивление, но има още един проблем.
Центърът на тежестта, около който действа тежестта, може да се движи.
Това се дължи на факта, че тъй като горивото се използва по време на полет, не само намалява теглото, но и
но разпределението на това тегло също може да се промени.
За да се усложни още повече, повдигащата сила също се движи по време на полета.
Защо това се случва ще научим в по-късен урок и няма нужда да ни занимавате тук.
За момента трябва да се занимаваме само с факта, че повдигащата сила се движи по време
полет.
За да поддържаме самолета в равновесие, трябва да компенсираме тези движения на центъра на тежестта и повдигането
сила.
Хоризонталният стабилизатор или опашната плоча, както обикновено се нарича, създава коригиращия момент.
Опашната плоча ще осигури притискаща сила, ако тежестта действа пред повдигането.
Тази сила ще намалее, когато повдигането се движи напред или центърът на тежестта се движи назад.
Изобразеният тук самолет има това, което е известно като дизайн на канард.
Този тип дизайн на самолети стана по-популярен през последните години.
Дизайнът на canard твърди, че е по-ефективен и способен да демонстрира по-безопасни летателни характеристики от конвенционален дизайн на самолет.
Както можете да видите от снимката на канарда, самолетът няма конвенционален хоризонтален стабилизатор.
Основното крило е отзад, а по-малко крило е разположено в предната част на самолета.
Тези по-малки крила се наричат канарди.
Думата canard е френска и преведена на английски означава патица.
Гледайки страничен изглед на самолета и добавяйки силите на повдигане и тегло, можете да видите, че
получава се момент на носа надолу.
За да противодейства на този момент, канардът произвежда усилване.
Сега има две сили, противопоставящи се на тежестта, тази, произведена от канарда, и тази, произведена от главното крило.
По този начин, за да се постигне балансиран полет, тези две сили трябва да бъдат равни на теглото, развитата подемна сила
основното крило може да се намали.
Вече казахме, че всички сили са тясно взаимосвързани и тази следваща точка го доказва.
Намаляването на повдигането, развито от главното крило, ще доведе до намаляване на съпротивлението при сравнение
към главното крило на конвенционален самолет с еднакво тегло.
Самолетът, задвижван от витло, може също да има въртящ момент, действащ върху него, произведен от това, което се нарича поток
на перката.
Работата на витлото е разгледана подробно в раздела за витлата на този CD-ROM, но като a
кратко обяснение витлото е устройство, което преобразува мощността на двигателя в тяга.
Той прави това, като ускорява въздуха и го движи назад.
Това движение на въздуха се нарича хлъзгав поток на витлото, който се движи по спираловидна траектория зад витлото.
Монтирането на витлото в предната част на самолета може да доведе до момент на завъртане на самолета, който е
противоположно на посоката на въртене на витлото, тъй като плъзгащият поток се удря във вертикалния стабилизатор.
Ако витлото се върти надясно, самолетът ще има тенденция да се люлее наляво и обратното
ще има тенденция да се люлее надясно, ако витлото има ляво въртене.
Ефектът от въртящия момент може да се противодейства чрез изместване на вертикалния стабилизатор, обикновено наричан перка, на
самолет.
Това ще произведе аеродинамична сила, която е в противоположност на момента, причинен от плъзгащия поток.
Това отместване е прекалено подчертано в тази диаграма, за да се демонстрира по-добре ефектът.
Когато самолетът лети с постоянна скорост в равновесие, всички сили са в равновесие и сумата от
всички моменти са равни на нула.
Пилотът обаче понякога ще иска да маневрира самолета и също така ще увеличи или намали скоростта.
Балансът на силите трябва да се промени по време на тези фази на полета.
Процесът на създаване на аеродинамична сила, обяснен по-рано, е доста лесен, но както току-що видяхме самолетите да се появяват
много и различни дизайни.
За да се постигне необходимата производителност за конкретна операция, всеки тип ще бъде конфигуриран по специфичен начин.
Високо крило, ниско крило, различни форми на крилото, всяка функция има предназначение.
Структурният и аеродинамичен дизайн на един самолет е шедьовър на компромис.
Подобрение в една област може да доведе до загуба на ефективност в друга.
Ефектите от фините промени във формата и конфигурацията на самолета ще бъдат обяснени в следващите уроци.
Крилата на самолета осигуряват силата за преодоляване на тежестта на самолета, така че той да може да лети.
Вече дефинирахме тази сила като повдигане.
Подемната сила е аеродинамична сила.
Въздухът, който се движи около крилото, ще създаде разлика в налягането между горната и долната повърхност на крилото.
Този принцип на промяна на налягането беше обяснен в предишния урок.
Ако трябваше да разрежете крилото и след това да погледнете това, което се нарича неговото напречно сечение, формата
произведеното се нарича аерокрил.
Аерокрилът е оформен така, че да може да произвежда повдигане с относително висока ефективност.
Следните термини се използват за описание на аерокрил.
Предната част на крилото се нарича преден ръб, а задната част се нарича заден ръб.
Права линия, начертана от центровете на кривината на предния и задния ръбове, се определя като хорда
линия.
Разстоянието, измерено по линията на хордата между предния и задния ръб, се нарича хорда.
Линия, свързваща предния и задния ръбове на крилото, която е на еднакво разстояние от горната и долната повърхност
е известна като средна линия или линия на наклон.
Линиите на хордата и наклона всъщност не биха се появили на истинско крило. Те се използват само в обяснението
на теорията.
Максималният наклон на крилото се определя като точката, в която разстоянието между средната линия и
линията на акорда е в своя максимум.
Когато линията на наклон е над линията на хордата, се казва, че крилото има положителен наклон.
Някои аерокрила имат симетрично напречно сечение. Аерокрил със симетрично напречно сечение няма да има извивка като
линията на хордата и линията на камбера съвпадат.
Перките на самолета имат симетрични аерокрила, както и някои опашни самолети.
Максималната дебелина или дълбочина на аерокрила се дава като максималното разстояние между горната и долната повърхност
на крилото, измерено по линия на 90 градуса спрямо линията на хордата.
Максималната дебелина на аерокрила се изразява като процент от хордата, измерена назад от предния ръб.
Например, максималната дебелина на крилото, показана на екрана, е около 25% хорда.
Съотношението дебелина-хорда е максималната дебелина, разделена на хордата, изразена като процент.
Повечето аерокрила, използвани в леки самолети, имат съотношение дебелина-хорда от 12 до 15%, като максималната им дебелина е
на около 40% от акорда.
Радиусът на кривината на предния ръб се нарича радиус на предния ръб.
Размерът на радиуса на предния ръб, количеството на наклона и дебелината на аерокрила имат голямо значение
влияние върху характеристиките на въздушния поток около крилото и произведената подемна сила.
Крилото не трябва да бъде оформено като крило, за да произведе аеродинамична сила, която да се противопостави на тежестта на
самолета.
Ако обаче крилото трябва да бъде ефективно, тогава то трябва да има форма на аерокрил.
Сега ще разгледаме как повдигането може да бъде произведено от плоска плоча.
Ако крилото на нашия самолет беше просто плоска плоча, то все още можеше да произведе аеродинамичната сила за повдигане
самолета.
Плоската плоча може да се оприличи на линията на хордата на нашата секция на крилото на аерокрила.
Ъгловата връзка между линията на хордата и хоризонталната опорна точка на самолета се нарича ъгъл на падане.
Крилото обикновено е здраво закрепено към фюзелажа на самолета и ъгълът на падане е фиксиран.
В тази графика ъгълът на падане е показан като 2 градуса, което е доста типично за светлина
самолет.
Хоризонталният стабилизатор на самолета също има ъгъл на падане.
Това може да бъде фиксирано като основното крило, но в някои дизайни може да бъде променливо.
Такъв опашен самолет се нарича опашен самолет с променлив наклон.
В предишния урок изучавахме дозвуковия поток на въздух около тяло и посочихме конвенция за
графично представяне на потока.
Ако сега разгледаме плоска плоча, успоредна на относителния въздушен поток, и изследваме обтекаемия поток около нея, ние
вижте, че няма промяна в скоростта на потока и следователно няма промяна в налягането.
Ако обаче плочата се подложи на въздушния поток под ъгъл, характеристиките на потока се променят.
Ъгълът между относителния въздушен поток и линията на хордата, която в този случай е просто оста на
плоска плоча, се нарича ъгъл на атака.
Тук трябва да се отбележи, че ъгълът на атака е различен от ъгъла на падане.
Не забравяйте, че ъгълът на падане е фиксиран ъгъл между линията на хордата на крилото и хоризонталната точка на самолета.
Ъгълът на атака от друга страна, както ще видим по-късно, е ъгълът между въздушния поток и
линия на хордата на крилото.
Ето защо, когато говорим за ъгъл на атака, ние често наричаме въздушния поток като относителния въздушен поток.
Трябва да имате предвид, че когато разглеждате генерирането на повдигане и съпротивление, това е ъгълът на атака
интерес към нас.
Преди това, когато се изучаваха ефектите от въздушния поток, беше удобно да се гледа потокът през тръба на Вентури.
Още веднъж ще използваме въображаема тръба около самолета и крилото, за да обясним какво се случва с въздушния поток.
Тази въображаема тръба се нарича потокова тръба.
Ако сега разгледаме ефекта от поставянето на плоската плоча под ъгъл на атака, той може да се види
че площта в тръбата е намалена.
В предишния урок уравнението за непрекъснатост заяви, че скоростта на въздуха следователно ще се увеличи, а принципът на Бернули
заявява, че по този начин енергията на статичното налягане ще намалее.
Това намаляване на налягането се случва върху горната повърхност на плочата.
Под плочата въздушният поток се спира и се отклонява надолу.
Това, както си спомняте, ще има два ефекта.
Първо, тъй като въздухът се забавя, статичното налягане ще се увеличи в съответствие с теоремата на Бернули.
Второ, както видяхме в урока за четирите сили, силата, упражнявана върху въздуха от плоскостта
плочата, за да промени посоката на въздушния поток, ще генерира еднаква и противоположна сила върху плоскостта
плоча.
И двата ефекта ще увеличат общата енергия на налягането под плочата.
Сега имаме разлика в налягането между горната и долната повърхност и плочата ще има аеродинамична сила
действайки върху него.
Тази аеродинамична сила може да бъде представена графично чрез векторна диаграма.
Векторът има едновременно величина или размер и действа в известна посока.
На аерокрил този вектор се нарича обща реакция.
Това вероятно е първият път, когато чувате термина пълна реакция по отношение на този аеродинамичен ефект, но аз чувам
със сигурност сте изпитали ефекта му в ежедневието си.
Докато сте в кола в слънчев ден със спуснат прозорец, за да влезе прохладен бриз,
който като дете не е подавал ръката си през прозореца и не е усещал силата на въздуха
духайки срещу него.
Държането на ръката в съответствие с въздушния поток генерира малък ефект, но лекото накланяне на ръката във въздушния поток генерира
сила, която кара ръката да иска да се движи назад и нагоре или надолу.
Така ръката изпитва пълната реакция.
Връщайки се към нашата плоска плоча и нейната обща реакция, виждаме, че при този ъгъл на атака плочата ще
движете се назад и нагоре.
Това е стойността на възходящия компонент на общата реакция, която ни интересува, тъй като това ще стане
директно се противопоставят на теглото на самолета.
Вече споменахме тази сила, тя се нарича повдигане.
Сега можем да го дефинираме.
Повдигането се определя като компонент на общата реакция, който действа под ъгъл от 90 градуса спрямо относителния въздушен поток.
Има една поговорка, че нищо в живота не е безплатно и в конкретния случай цената, която плащаме за асансьор
е, че има компонент от общата реакция, който също действа назад.
Този компонент на общата реакция действа успоредно на относителния въздушен поток и в противоположност на движението на
плоча.
Дефинира се като плъзгане.
Конструкторът на самолети винаги трябва да взема предвид връзката между повдигане и съпротивление.
Дефинирахме аерокрила като форма, способна да произвежда повдигане ефективно.
Тази ефективност е връзката между повдигането и съпротивлението.
Нека сега сравним характеристиките на повдигане и съпротивление на плоска плоча с тези на аерокрил, на същото
хорда, представляваща типично напречно сечение на крилото на лек самолет.
Това ще ни помогне да разберем защо използваме този тип аерокрил при конструирането на леки самолети.
Ще продължим да наблюдаваме потока около тях с помощта на струйната тръба.
Ако няма движение на въздуха, тогава няма динамично налягане. Това означава липса на аеродинамични сили.
Без пълна реакция, без повдигане, без съпротивление.
Така можем да кажем, че както повдигането, така и съпротивлението се влияят от скоростта.
Ако и аерокрилът, и плоската плоча сега са подложени на постоянен въздушен поток, характеристиката на потока около всеки от тях
може да се гледа.
Това, което ще видите сега, е графично представяне на въздушния поток, който може да възникне, ако извършите това
експеримент в аеродинамичен тунел.
Както плочата, така и аерокрилът са под ъгъл на атака нула градуса.
Аерокрилът, който ще видите, дори при нулев ъгъл на атака, променя въздушния поток, карайки го да се ускорява над
аерокрил и по този начин намалява статичното налягане.
По този начин крилото вече произвежда аеродинамична сила.
Плоската плоча обаче, както се видя по-рано, има малък ефект върху въздушния поток.
Увеличаването на ъгъла на атака леко намалява площта в струйните тръби.
По този начин въздушният поток се ускорява, намалявайки още повече налягането над аерокрила и предизвиквайки първоначално намаляване на налягането над
плоска чиния.
Това ускорение е по-голямо над извития аерокрил, отколкото над плоската плоча.
Забележете как при еднакви ъгли на атака аерокрилът произвежда повече повдигане и по-малко съпротивление от плоската плоча.
Налягането върху долните повърхности се увеличава, тъй като скоростта на въздушния поток намалява.
Също така, над плоската плоча, граничният слой става турбулентен доста скоро след преминаване на водещия ръб.
Спомняте си, че въздухът ще тече плавно около тялото, ако не се изисква да се завърта на големи ъгли.
Предният ръб на плоската плоча образува голям ъгъл.
За разлика от това, извитият преден ръб на крилото нежно обръща въздуха и граничният слой остава ламинарен.
Турбулентният поток удебелява граничния слой. Това ще увеличи съпротивлението.
Увеличаването на ъгъла на атака още повече намалява площта в тръбата на потока.
Въздушният поток се ускорява до по-висока скорост и налягането намалява още повече.
Още веднъж, генерираният ефект е по-голям върху аерокрила, отколкото върху плоската плоча.
Ако продължим да увеличаваме ъгъла на атака, дори граничният слой на крилото ще започне да става
турбулентен, тъй като въздушният поток се опитва да се обърне през по-големи ъгли.
Въздушният поток отново се ускорява, тъй като площта в тръбата на потока намалява и ще има допълнителен спад на налягането
над горните повърхности.
На долните повърхности налягането се увеличава с намаляване на скоростта на въздуха.
Това дава по-голяма разлика в налягането, увеличавайки общата реакция.
Обърнете внимание също, че турбулентният поток започва да се отделя от горните повърхности.
Този процес продължава до ъгъл на атака от около 16 градуса.
Все повече и повече турбулентен въздух се отделя от горните повърхности. Той е заменен от въздух с по-високо налягане от атмосферата.
Разликата в налягането между горната и долната повърхност е намалена, което води до спад на повдигането.
Аеродинамичната сила, произведена в това състояние, е предимно съпротивление.
Има по-голямо отделяне от плоската плоча, отколкото от аерокрила.
Плоската плоча произвежда много по-малко повдигане и много повече съпротивление.
Това състояние се нарича срив.
От наблюденията, които току-що видяхме, можем да направим някои твърдения относно връзката повдигане-съпротивление на плоската плоча
и крилото и как се сравняват двете.
Първо, можем да кажем, че за еднакъв размер на хорда, въздушен поток или динамично налягане и ъгъл на атака, различно налягане
настъпили промени в секциите.
Това би дало различни стойности на аеродинамичната сила.
Двете аеродинамични сили, с които се занимаваме, са тези на повдигането и съпротивлението.
За да се изразят тези промени в големината, се използва номерационен индекс, който се нарича коефициент на повдигане и съпротивление.
Коефициентите обикновено се представят с буквите CL за коефициента на повдигане и CD за коефициента на
плъзнете.
Например, при ъгъл на атака нула градуса, плоската плоча не е повлияла на въздушния поток, докато аерокрилът го е направил.
За плоската плоча коефициентът на повдигане ще бъде нула. Той не произвежда сила, когато е подложен на динамичен натиск.
По този начин на крилото ще бъде определен по-голям номер, за да отрази този факт. Например неговият коефициент на повдигане би
равно на 0,4.
Сега имаме метод за сравняване на аерокрила. Същият принцип ще се прилага при сравняване на съпротивлението.
Повечето самолети не използват плоски плочи за основните крила. Те обаче понякога се използват за хоризонтални стабилизатори.
Освен факта, че не са аеродинамично ефективни, би било трудно да се конструира крило с плоска пластина
секция с достатъчна структурна здравина, за да издържи на силите, които биха действали върху нея.
Аерокрилите се предлагат в много различни форми. Най-общо можем да ги разделим на три категории, които биха били високо повдигане, общо
цел и висока скорост.
При обсъждане на терминологията, използвана за аерокрила, беше посочено, че наклонът, дебелината и радиусът на предния ръб влияят на
характеристики на въздушния поток и повдигане.
Секцията с високо повдигане има ясно изразена извивка, високо съотношение на хордата на дебелината и добре заоблен преден ръб. Това би
осигуряват добра повдигаща сила при ниски скорости.
Но също така би имал относително високо съпротивление. Ще се използва за самолети, където не е висока скорост
разглеждане.
Секцията с общо предназначение има по-ниско съотношение на хордата на дебелината, по-малко наклон и по-остър преден ръб. Това води до
крило с по-ниско съпротивление и коефициент на повдигане от секцията с високо повдигане.
Това вероятно е типът аерокрил, монтиран на самолета, с който ще се научите да летите.
Изискването за високоскоростните аерокрила е да имат ниско съпротивление. Това се постига чрез направата на тънък
участък с малък или никакъв наклон.
Максималният коефициент на повдигане за високоскоростен участък е нисък. Показаното сечение е симетрично сечение, което
е типично за високоскоростен крило.
Сега ще разгледаме промяната в коефициента на повдигане, която възниква при промяна на ъгъла на атака
за всяка от секциите, като се започне с аерокрила с високо повдигане.
Извитият крило е способен да произвежда повдигане при отрицателни ъгли на атака до около минус 4 градуса.
С увеличаване на ъгъла на атака коефициентът на повдигане нараства до около 16 градуса. В този момент коефициентът на
повдигането е максимално.
По-нататъшното увеличаване на ъгъла на атака води до намаляване на коефициента на повдигане. Това е смисълът на
кабина, където въздушният поток се отделя от горната повърхност.
Имайте предвид, че коефициентът на повдигане намалява постепенно. Ако сега добавим коефициента на кривите на повдигане за общия
предназначение и високоскоростни аерокрила може да се направи сравнение между различните секции.
Обърнете внимание на по-ниските стойности на C L max и формата на кривите при сергията. Коефициентът на повдигане
за високоскоростния аерокрил намалява много бързо.
Това означава, че самолетът ще спре без много предупреждение за пилота. Също така имайте предвид, че подобно на плоската плоча,
не се произвежда повдигане при нулев ъгъл на атака на участъка с висока скорост.
След като видяхме как промените в ъгъла на атака влияят на коефициента на повдигане, сега трябва да продължим да разглеждаме
как коефициентът на съпротивление варира в зависимост от ъгъла на атака.
Но първо трябва да разгледаме по-отблизо как се променя налягането около секция на аерокрила.
Промените в налягането се представят графично като тези, показани тук. Отрицателен символ се използва за обозначаване на налягане, по-ниско от
атмосферно и положителен символ се използва за обозначаване на налягане, което е по-високо от атмосферното.
Формата на модела на налягане ще бъде получена в действителност чрез експеримент. Сега ще ви покажем графика
представяне на типичен експеримент за получаване на модел на налягане върху горната повърхност на аерокрил.
Експериментът е много лесен за провеждане. Секцията на аерокрила, която се тества, ще има малки дупки, пробити в нея
повърхност през хордата. След това дупките ще бъдат свързани с прозрачни тръби към контейнер с цветна течност.
След това секцията се окачва във въздушен поток, който се произвежда от вентилатор.
Когато въздухът преминава през участъка, знаем, че той ще се ускори и по този начин ще има намаляване
статично налягане. Точно както засмуквате напитка през сламка, оцветената течност ще бъде изсмукана
тръби.
Моделите на налягане за повишаване на налягането са представени по подобен начин.
Високото налягане в предния ръб на аерокрила се дължи на факта, че движещият се въздух има
е приведен в покой. Това е известно като точка на застой.
Динамичното налягане ще действа върху предния ръб в допълнение към статичното налягане. Това сега дава разлика в налягането
между предния и задния ръб.
Това се съпротивлява на движението напред на крилото и е друга форма на съпротивление.
Вече беше посочено, че както повдигането, така и съпротивлението се влияят от скоростта, така че ако динамичното налягане се увеличи
моделът на налягане ще се промени.
Следващата анимация показва промяната в разпределението на налягането, когато ъгълът на атака се променя при постоянна въздушна скорост или по друг начин
изразено при постоянно динамично налягане.
Увеличаването или намаляването на зоните на ниско и високо налягане, показани на диаграмите, представлява увеличение или
намаляване на големината на разпределението на налягането в аерокрила.
Видяхме, че разпределението на налягането около крилото генерира сила, известна като обща реакция, вертикалната компонента на
което е асансьор.
Подемната сила се представя като действаща през въображаема точка на хордата на крилото, наречена център на натиск.
При типичен крейсерски ъгъл на атака от 4 градуса, центърът на натиска е върху хордата около
една трета от пътя назад от предния ръб.
Тази анимация показва как центърът на натиск и по този начин линията на действие на повдигащата сила се премества напред
по дължината на хордата с увеличаване на ъгъла на атака.
Приемаме постоянна въздушна скорост.
Забележете, че точно преди спирането повдигащата сила достига максимална стойност и това е центърът на налягането
в най-предната си позиция.
При спиране повдигащата сила намалява значително и центърът на натиска се премества назад.
Изследваните досега принципи се основават на концепцията за хипотетичен двуизмерен поток.
Въздухът протича през крилото от предния към задния ръб. Това дава едно измерение.
Второто измерение е във вертикалната равнина.
Тъй като налягането върху горната повърхност намалява, въздушният поток се приближава до водещия ръб, който е по-висок
налягане, тече към ниското налягане.
Приближаващият въздушен поток тече нагоре към горната повърхност. Това се нарича upwash.
След преминаване над аерокрила въздушният поток се връща в първоначалното си положение и състояние. Това се нарича промиване надолу.
В действителност има трето измерение, поток по размах, който дава истинския поток по цялото крило.
Промиването нагоре беше обяснено като възникващо, защото въздухът с високо налягане винаги ще тече към зона с по-ниско налягане.
Навсякъде, където взаимодействат потоци с различно налягане, ще се случи едно и също нещо, без значение колко малка е разликата в налягането.
Когато разглеждаме целия самолет, а не само частта от крилото, тези разлики в налягането ще променят въздушния поток досега
обсъждани.
Това ще промени ъгъла на атака, което ще промени аеродинамичните сили върху самолета.
Този модифициран въздушен поток се нарича триизмерен поток и е истинският въздушен поток над самолет.
За да определим къде се случва това взаимодействие, трябва да въведем допълнителна терминология, свързана с крилото.
Размахът на крилата е разстоянието между върховете на крилата.
Коренът на крилото е на кръстопътя на крилото към фюзелажа.
Хордата, която вече е определена, е постоянна на показаното крило.
Този тип крило с постоянна хорда често се използва на учебни самолети.
Тази форма на крилото е известна като правоъгълно крило.
Поради аеродинамични причини, които ще бъдат обсъдени по-късно, някои самолети имат намалена хорда на края на крилата си в сравнение с техните
корен.
Тази форма на крилото е известна като заострени крила.
Тъй като повдигането зависи от разликата в налягането между горната и долната повърхност на крилото и налягането се определя
като сила на единица площ, плановата площ на крилото е основен фактор за величината на
произведена подемна сила.
Площта на крилото се определя като размахът, умножен по средната хорда, като средната хорда е средното геометрично на
крилото.
Въпреки че част от площта може да бъде покрита от фюзелажа или, в случай на многодвигателен
самолет, гондолите на двигателя, цялата планова площ може да се вземе предвид.
Трябва да се обърне допълнително внимание на това, което се нарича пропорция на крилото. Това е съотношението на обхвата
към акорда.
Ако разгледаме само половината от размаха на крилата, както е показано тук, може да се види, че въпреки че всяка половина от
крилото има същата площ, съотношенията са много различни.
Съотношението има голямо влияние върху аеродинамичната ефективност на крилото, крилата с голямо съотношение са по-ефективни.
Ще забележите, че крилете на планерите например са много дълги и тънки. Те имат много висок аспект
съотношение, защото без налична сила на тягата крилата трябва да са ефективни.
Сега, когато можем да идентифицираме различните секции на крилото, могат да се покажат областите, в които възниква взаимодействие на въздушния поток.
Те са в задния ръб и върховете на крилата.
Разликата в налягането променя посоката на въздушния поток, като индуцира вектор по ширината, обикновено в посока на корена
на крилото на горната повърхност и към върха на долната повърхност.
Обикновено самолетът се гледа отзад. Въздушният поток от високо към ниско налягане е ротационен
неговото движение и се нарича вихър.
В дясното крило се предизвиква вихър обратно на часовниковата стрелка, а в лявото крило - вихър по посока на часовниковата стрелка.
Трябва да се помни, че промените в налягането се дължат на факта, че самолетът се движи. The
следователно вихрите непрекъснато се въртят и също се движат назад.
Вихрите обикновено са най-силни в върховете на крилата.
Вихрите създават компоненти на вертикална скорост във въздушния поток в близост до крилото. Това увеличава както измиването, така и
промиването надолу.
Това води до промяна на посоката на относителния въздушен поток, което от своя страна ще доведе до промяна на
ъгъл на атака.
Произтичащите промени във въздушния поток произвеждат това, което се нарича ефективен въздушен поток и ефективен ъгъл на атака.
И подемната сила, и съпротивлението, произведени от крилото, ще бъдат засегнати от тези промени.
Нека първо разгледаме компонента на повдигането.
По-рано беше заявено в този урок, че повдигането се влияе пряко от ъгъла на атака, до
ъгъл на спиране.
Повдигането също се определя като компонент на общата реакция, действащ под 90 градуса спрямо относителния въздушен поток.
Повдигането вече може да се предефинира като действащо под 90 градуса спрямо ефективния въздушен поток.
Ще забележите, че това действа назад.
Тъй като ефективният ъгъл на атака се намалява, величината на тази подемна сила също ще бъде намалена. Вдигане трябва
разбира се е равно на теглото или масата на самолета, за да поддържа хоризонтален полет.
За да се възстанови повдигането, загубено поради наклона, крилото трябва да бъде избрано на по-висок ъгъл на атака.
Това ще увеличи съпротивлението.
Тази добавка към съпротивлението се нарича индуцирано съпротивление или съпротивление, зависимо от повдигането. В този урок терминът предизвикано съпротивление ще
да се използва.
Когато по-рано въведохме силата на съпротивлението, беше заявено, че тя се противопоставя на тягата, за да се постигне балансиран
полет.
Всяка част от самолета, изложена на въздушния поток, създава съпротивление на неговото движение напред. Ние определяме това като
плъзнете.
Общото съпротивление на самолета се състои от два различни вида съпротивление. Тези два вида плъзгане
се наричат паразитно съпротивление и индуцирано съпротивление.
По-рано казахме, че съпротивлението се увеличава с увеличаване на скоростта. Това твърдение се отнася до плъзгането на паразити.
Вижте следващата графика, която показва графика, показваща съпротивление спрямо посочената въздушна скорост. Можете да видите, че съпротивлението се увеличава
с въздушна скорост. Спомняте си, че това е заради динамичния натиск.
Поради функцията на квадрат на формулата, графиката е крива.
Индуцираното съпротивление намалява със скоростта. Причината за това ще бъде обяснена по-късно, но имайте предвид, че графиката на предизвиканото съпротивление
пак е крива.
Това е така, защото индуцираното съпротивление варира обратно на квадрата на скоростта.
Комбинирани заедно, кривите на паразита и индуцираното съпротивление дават общата крива на съпротивление.
Действителната обща крива на съпротивление ще варира от самолет до самолет, но ще бъде подобна на показаната крива.
Сега ще разгледаме различните типове плъзгане по-подробно, като започнем с паразитно плъзгане.
Паразитното съпротивление се подразделя допълнително на съпротивление чрез триене на кожата, съпротивление при натиск върху формата и съпротивление на намесата.
Триенето на кожата и съпротивлението на формата заедно са известни като съпротивление на профила.
Ако самолет трябваше да лети при нулев ъгъл на атака, единственото налично съпротивление би било паразитно съпротивление.
Въпреки че триенето на кожата и съпротивлението на формата вече бяха споменати, когато обсъждахме двуизмерния поток, те не бяха дефинирани.
Вече беше посочено, че ламинарният граничен поток произвежда по-малко съпротивление от турбулентния поток.
Състоянието на повърхността и площта, върху която тече тънкият граничен слой, оказват значително влияние върху неговите характеристики на потока.
Всяка грапавост по обшивката на водещата част на самолета ще предизвика преход към турбулентен поток и
увеличава съпротивлението на триене на кожата.
Полираният лъскав самолет не само изглежда добре, но ще лети по-ефективно, тъй като съпротивлението на триенето на кожата е намалено.
Методите на изграждане могат значително да повлияят на триенето на кожата.
Самолетите със занитена или закрепена метална обшивка ще имат по-малко триене на обшивката от самолетите с обшивка, която има нитове
глави, които стоят гордо, или самолети, които са покрити с плат с ясно изразени шевове.
Много самолети днес са конструирани от композитни материали, които произвеждат непрекъснати гладки структури, които имат ниски стойности на триене на кожата.
Производителят ще определи вида на конструкцията на самолета и присъщите му стойности на триене върху кожата.
По време на експлоатация повърхността на самолета може да се замърси с мръсотия, вода, лед, скреж или сняг.
Тези замърсители ще повлияят не само на съпротивлението при триене на кожата, но и на произведеното количество повдигане.
Тестовете показват, че замърсяването на предния ръб на крило с дебелина и грапавост на повърхността, подобни на
средна или груба шкурка ще намали повдигането с до 30%.
Съпротивлението на формата се причинява от разликата в налягането между увеличението на налягането в предната част на даден обект, поради
до спиране на въздушния поток и по-ниското налягане в задната част на този обект.
Точката, в която въздушният поток спира върху аеродинамичния профил, преди това е определена като стагнация
точка.
Стойността на увеличението на налягането е функция на динамичното налягане. Увеличаването на въздушната скорост ще означава ан
увеличаване на динамичното налягане.
Съпротивлението на формата ще се увеличи с квадрата на скоростта.
Тъй като налягането се определя като сила на единица площ, следва, че увеличаването на площта на
точката на стагнация ще увеличи съпротивлението на формата.
Дебел аерокрил или дебел самолет би имал повече съпротивление на формата, отколкото по-тънък за същата динамика
налягане.
Увеличената повърхностна площ на по-дебело крило или по-дебел самолет също ще повлияе на съпротивлението при триене на кожата.
Тези промени във формата на самолета се наричат негов профил.
Профилът се отнася до площта на напречното сечение.
Профилът на самолета засяга както триенето на кожата, така и съпротивлението на формата.
Общо тези два типа плъзгане се наричат плъзгане на профил.
Съпротивлението на формата също се влияе от промените в ъгъла на атака.
Видяхме, че когато ъгълът на атака се увеличава, точката на преход се премества напред.
В крайна сметка турбулентният въздушен поток ще се отдели от горните повърхности на аерокрила.
Точката, в която това се случва, се нарича точка на разделяне.
Това разделяне кара въздуха в задния ръб да тече напред към точката на разделяне.
Това ще доведе до намаляване на налягането в задния ръб.
Тъй като съпротивлението на формата се причинява от разликата в налягането между предния ръб и задния ръб на крилото,
съпротивлението на формата ще се увеличи с увеличаване на ъгъла на атака.
Всяка част от самолета ще бъде подложена на съпротивление.
Примерът, показан на графиката, е на ходовата част на самолета.
За да намалите съпротивлението на формата, е необходимо да забавите разделянето до точка, възможно най-близо до задния ръб.
Това се постига чрез рационализиране.
Рационализирането увеличава съотношението между дължината и дълбочината на тялото.
Това забавя отделянето и намалява съпротивлението.
Идеалното съотношение е около 3 към 1.
Трябва да се отбележи, че формата на задното напречно сечение на тялото има голямо влияние върху
форма плъзгане.
Когато разглеждаме цялостен самолет, паразитното съпротивление ще бъде по-голямо от сбора на триенето на кожата и съпротивлението на формата.
Допълнителното съпротивление е резултат от турбуленцията на граничния слой, причинена на кръстовището на различни конструкции на самолета.
Например, където крилата се съединяват с фюзелажа или където крилната подпора е прикрепена към крилото или фюзелажа.
Това допълнително съпротивление се нарича интерференционно съпротивление.
Гарантирането, че няма остри ъгли, образувани в тези кръстовища, може да намали съпротивлението на смущенията.
Това се постига чрез използването на филета или обтекатели в тези кръстовища.
Този принцип е подобен на рационализирането, тъй като намерението е да се намали турбулентният поток.
Съпротивлението на смущенията също ще се увеличи с увеличаване на скоростта.
Връщайки се към кривата на паразитното съпротивление, можем да видим, че паразитното съпротивление се увеличава със скоростта
и сега можем да идентифицираме, че се състои от триене на кожата и съпротивление на формата, известно общо като съпротивление на профила,
и съпротивление на смущенията.
Обяснено е как замърсяването може да увеличи съпротивлението на паразитите.
Конфигурацията на самолета също ще повлияе на съпротивлението.
Да вземем за пример спускането на ходовата част на самолет с прибираща се ходова част.
Обърнете внимание как се променя кривата на съпротивление.
Естеството на индуцираното съпротивление беше обяснено по-рано в този урок.
Сега ще разгледаме факторите, които влияят на неговата величина.
Може би си спомняте, че предизвиканото съпротивление е един от нежеланите продукти на повдигането.
Винаги, когато има повдигане, има индуцирано съпротивление.
Ето защо понякога се нарича съпротивление, зависимо от повдигането.
Индуцираното съпротивление се причинява от наклона назад на повдигащата сила под въздействието на вихрите, произведени при
върха на крилото.
Тъй като тези вихри растат по размер и сила с увеличаване на ъгъла на атака, следва, че предизвиканото съпротивление ще
също се увеличават с увеличаване на ъгъла на атака.
Както научихте, за дадено крило, коефициентът на повдигане е право пропорционален на ъгъла на атака.
Следователно можем също така да кажем, че предизвиканото съпротивление се увеличава с увеличаване на коефициента на повдигане.
Всъщност индуцираното съпротивление е право пропорционално на квадрата на коефициента на повдигане.
Нека да разгледаме случая на два идентични самолета, летящи с еднаква скорост, един леко натоварен и един тежко
заредени.
При по-високия ъгъл на атака, коефициентът на повдигане ще бъде по-голям и предизвиканото или зависимо от повдигането съпротивление,
ще се увеличи.
Следователно по-тежкият самолет създава по-голямо съпротивление.
По време на полет теглото на самолета ще намалее, тъй като се използват консумативи като гориво и масло.
Поради това предизвиканото съпротивление ще намалява по време на целия полет.
Досега връзката между повдигане и тегло се взема предвид само за прав и равен полет.
Някои маневри ще изискват повдигащата сила да бъде по-голяма от теглото на самолета.
Връзката между повдигане и тегло е известна като коефициент на натоварване.
Това обикновено се нарича g-сила.
Когато повдигането е равно на теглото, самолетът има коефициент на натоварване от 1 g.
Самолетът лети на 1g.
Ако повдигането е по-голямо от теглото, коефициентът на натоварване ще се увеличи.
В показания пример повдигането е два пъти по-голямо от стойността на теглото и самолетът има коефициент на натоварване от 2 g.
Ако вземем предвид самолет, който маневрира в стабилен хоризонтален наклонен завой, както е показано тук, повдигането вече не се балансира
тегло.
Тежестта винаги ще действа вертикално надолу. Вертикалният компонент на повдигането вече е по-малък от теглото.
Самолетът, разбира се, щеше да се спусне в това състояние.
Коефициентът на повдигане трябва да се увеличи чрез увеличаване на ъгъла на атака, докато вертикалната компонента на повдигане стане
равно на теглото.
Тъй като повдигането е увеличено, ще има увеличение на индуцираното съпротивление и коефициента на натоварване.
Коефициентът на натоварване и следователно промяната в повдигането могат да бъдат изчислени по формулата 1 върху косинус от
наклонен ъгъл.
Косинус е термин, използван в математическото изследване на тригонометрията.
Целта на този курс не е да преподава тригонометрия.
Косинусовата стойност за даден ъгъл може да се намери от косинусови таблици или по-често днес с електронен калкулатор.
Стойността на косинус 60 градуса е 0,5. 1 върху 0,5 е равно на 2.
Самолетът е извършил маневра от 2g, така че повдигането трябва да се увеличи два пъти.
Коефициентът на натоварване и следователно повдигането и индуцираното съпротивление ще варират в зависимост от ъгъла на наклона, под който се лети.
Използвайте бутоните на графиката, за да изберете стойността на ъглите на наклона, които обикновено се летят в светлина
самолет,
и вижте как се променят факторът на повдигане и натоварване за самолет с маса 700 kg.
Тази маса трябва да се умножи по 9,81, ускорението, дължащо се на гравитацията, за да се получи силата на тежестта, равна
до 6,867N.
Индуцираното съпротивление на самолета варира в зависимост от дължината на самолета.
Тя варира обратно пропорционално на квадрата на скоростта. С увеличаване на скоростта предизвиканото съпротивление намалява.
Това намаляване на индуцираното съпротивление се получава, защото вихрите, произведени върху крилото, имат по-малък ефект върху въздушния поток над
крилото, когато скоростта на самолета е висока.
Мислете за въздуха като за футболна топка. Представете си, че топката е ритната леко към вратата.
При пълно разтягане вратарят просто докосва топката и я отклонява покрай гредата.
Сега си представете, че топката е ритната силно към точно същата зона на вратата.
Силата, която вратарят прилага върху топката, докато се протяга, за да я докосне, е същата, но сега
топката не се отклонява толкова много и се удря в задната част на мрежата.
При по-ниски скорости се избират по-високи ъгли на атака. По-големият спад на налягането върху горната повърхност увеличава якостта
на вихрите и това има по-голям ефект върху въздушния поток, увеличавайки предизвиканото съпротивление.
Вихрите на крилата са най-големи в края на крилото. От това следва, че ако вихрите могат да бъдат намалени, предизвикани
съпротивлението ще намалее. Това може да се постигне по няколко начина.
Използването на крила, които имат високо аспектно съотношение, означава, че вихрите ще засегнат по-малка част от
обхвата, така че общата промяна в промиването ще бъде по-малка и по този начин предизвиканото съпротивление се намалява.
Използването на заострени крила има същия ефект.
Друг метод за намаляване на индуцираното съпротивление е чрез използване на така нареченото отмиване. Крилото е конструирано с редуктор
ъгъл на падане от корена до върха. Всъщност крилото е усукано по размаха си.
На крило, което има измиване, ъгълът на атака също ще се промени по дължината на обхвата, като е по-малък при
край на крилото. Намалената разлика в налягането на върха намалява по-слабите вихри.
Един последен метод, използван за намаляване на предизвиканото съпротивление, е да се модифицират върховете на крилата, за да се намали потокът от високо налягане
въздух отдолу на крилото до върха.
Крайните плочи на крилата, горивните резервоари на върховете на крилата, промяната на формата на върховете на крилата и крилата се използват за намаляване на потока
въздух, който произвежда вихри, които причиняват индуцирано съпротивление.
Тази снимка на планер с висока производителност илюстрира използването на крилца.
Обяснението, което е дадено за образуването на вихри и техния ефект върху повдигането и съпротивлението предполага, че самолетът
е в полет и е доста далеч от земята.
Въпреки това, когато самолет излита или каца, близостта на крилото до земята предотвратява пълното развитие
на вихрите, което ги прави много по-слаби. Това се нарича земен ефект.
Летателното средство има земен ефект, когато е в рамките на приблизително половината от разстоянието на крилата от земята.
Намаляването на вихрите води до намаляване на съпротивлението и увеличаване на повдигането.
Промяната в тези сили толкова близо до земята причинява проблеми на много студенти-пилоти.
Помислете за кацане на самолет. Самолетът е в последния етап на подход с постоянна скорост.
При навлизане в наземния ефект вихрите ще намалеят и ще има увеличение на ефективния ъгъл на атака.
Подемната сила ще се увеличи, предизвиканото съпротивление намалява и самолетът ще се ускори, което отново ще увеличи подемната сила.
Ако подходът е извършен с твърде висока въздушна скорост, особено с избран малък ъгъл на задкрилките, балон
може да доведе до кацане, като самолетът започне да се издига отново.
Това демонстрира защо пилотите трябва да упражняват добър контрол на скоростта при подхода и защо заобикалянето и задържането
-off са такива критични фази на кацането.
Има още един аспект от принципите на полета, който трябва да се спомене, когато обсъждаме надолу, и това е
ефект на промиване надолу върху хоризонталния стабилизатор или опашната равнина.
Опашната плоча на самолета осигурява стабилност и влияе върху управляемостта на самолета.
Надолу също ще повлияе на аеродинамичните характеристики на опашната равнина, както и на основното крило.
Ефективният ъгъл на атака се модифицира от променящия се наклон от главното крило. Това разбира се ще се промени
както стабилността, така и управляемостта на самолета.
Това ще бъде обсъдено подробно в уроци 4 и 5.
Обяснено е как повдигането и съпротивлението варират в зависимост от скоростта и ъгъла на атака.
За да поддържа прав и равен полет при различни скорости, пилотът трябва да управлява самолета, за да поддържа равновесие между
четири сили, действащи върху самолета.
Има три фактора, които определят подемната сила, произведена от крилото на самолета.
Това е стойността на динамичното налягане, половин ро V на квадрат, което, както научихте, се показва на
пилотът на индикатора за въздушна скорост,
коефициентът на повдигане на определена секция на крилото, който се увеличава с ъгъла на атака до точката на
сергия и повърхността на крилото.
Знаем, че повдигащата сила се генерира от разликата в налягането, създадена между горната и долната повърхност на
крило.
Тъй като налягането е сила на единица площ, колкото по-голяма е повърхността на крилото, толкова по-голямо е повдигането.
Това ни дава основната формула за повдигане, която е, че повдигането е равно на половин rho V на квадрат по коефициента на
повдигане, умножено по повърхността на крилото.
Нека разгледаме по-подробно съображенията за подемна сила за поддържане на прав и хоризонтален полет.
Ще приемем, че нашият самолет има маса 700 кг. Това прави теглото му в единици SI 6867
N.
При прав и равен полет повдигащата сила трябва, разбира се, също да бъде 6867 N, за да балансира самолета
тегло.
Ще приемем, че площта на крилото на самолета е 20 квадратни метра, а плътността на въздуха е 1,225 kg
на кубичен метър.
Тези две стойности са константи, така че не е необходимо да ги разглеждаме отново.
В настоящото изображение на екрана самолетът лети със 100 възела, което е 52 метра в секунда в единици SI,
кои са единиците, които трябва да използваме, за да балансираме уравнението за повдигане.
Вмъквайки тази стойност в уравнението за повдигане, виждаме, че при 100 възела самолетът трябва да лети под ъгъл
на атака за постигане на коефициент на повдигане от 0,2073.
100 възела би била типична крейсерска скорост за учебен самолет.
Но ако пилотът лети с по-ниска скорост, очевидно динамичното налягане, половин rho V на квадрат, ще намалее.
Това трябва да се компенсира чрез увеличаване на коефициента на повдигане.
Както знаем, единственият начин пилотът да промени коефициента на повдигане е като промени ъгъла на
атака.
Следователно пилотът трябва да дръпне назад контролната колона и да избере по-висока позиция на наклон.
Сега щракнете върху бутона за намаляване на скоростта и отбележете промените в коефициента на повдигане и ъгъла на
атака, когато въздушната скорост намалява.
Научихме, че коефициентът на повдигане на крилото се увеличава само до приблизително 16 градуса ъгъл на атака,
след което крилото спира.
Следователно настоящата въздушна скорост от 37 възела, което е 19 метра в секунда, съответства на минималната скорост на полета на самолета.
Ако пилотът се опита да избере по-висок ъгъл на атака, за да лети с по-ниска скорост,
самолетът ще спре.
Следователно току-що изчислихме това, което е известно като скорост на спиране.
Сега изберете бутона за увеличаване на скоростта и ще видите, че ъгълът на атака трябва да бъде намален, тъй като самолетът
ускорява, ако пилотът трябва да поддържа прав и равен полет, като крилото произвежда постоянна повдигаща сила
балансирайте точно теглото на самолета.
Простият факт е, че когато самолетът се забавя, пилотът трябва да избере по-висок наклон, увеличавайки ъгъла
на атака и с увеличаване на скоростта, пилотът трябва да избере по-ниско положение на тангажа, намалявайки ъгъла на атака,
е фундаментално за разбирането на принципите на полета.
Ако вземем предвид, че повдигането е добро, а съпротивлението е лошо и че и двете се променят с ъгъла на атака, има
трябва да бъде точка, в която получаваме най-голямата стойност на коефициента на повдигане за минимална стойност от
коефициентът на съпротивление.
Връзката между повдигане и съпротивление ще даде оценка на ефективността на произведената повдигаща сила и
сравнението на двете се нарича коефициент на повдигане и съпротивление, като високото съотношение на повдигане и съпротивление е по-ефективно.
Нека да разгледаме промяната в коефициента на съпротивление с ъгъла на атака и след това да добавим кривата на повдигане
към графиката.
Кривите на повдигане и съпротивление не са в мащаб и не трябва да се правят заключения от пресечната точка на
парцели.
Пропорциите на CL и CD могат да се изчислят за всеки ъгъл на атака и да се начертаят, за да се даде повдигането
-крива на съпротивлението.
Максималното съотношение на повдигане и съпротивление се получава при приблизително 4 градуса ъгъл на атака и този ъгъл е известен като
оптимален ъгъл на атака.
Максималното съотношение на повдигане и съпротивление на лек самолет е от порядъка на 10 или 15 към 1. Това
означава, че за всяка единица съпротивление повдигането ще бъде 10 до 15 пъти по-голямо.
По-рано беше показано, че за самолет в прав и равен полет има съответна скорост, при която
самолетът трябва да се лети за всеки ъгъл на атака.
Скоростта, с която всеки самолет трябва да се движи, за да получи оптимален ъгъл на атака, се появява в пресечната точка
на индуцираната крива на съпротивление и кривата на паразитно съпротивление.
Тази скорост се нарича минимално съпротивление на скоростта или VMD и се намира в най-ниската точка на общото съпротивление
крива.
Тази скорост се използва за плъзгане и катерене.
Уроците, разгледани досега в този курс, формират основите за следващите теми.
Препоръчва се, преди да продължите по-нататък, да сте сигурни, че разбирате добре принципите, обхванати дотук.
Дистанциите за излитане и кацане на самолета зависят от минималната скорост, необходима за създаване на подемна сила
равно на теглото на самолета.
Това е определено като скорост на срив и се определя от стойността на C Lmax на крилото.
За безопасност след това към скоростите на излитане и кацане се прилага малък коефициент над скоростта на спиране.
Най-високата стойност на CL ще бъде постигната чрез дебела извита част на крилото.
Това ще осигури необходимата стойност на повдигане при най-ниската скорост.
Самолетът в горната част на вашия екран, който е снабден с крило с по-висок коефициент на повдигане, излита
при по-ниска въздушна скорост и по този начин има по-кратък пробег при излитане.
За кацане, колкото по-ниска е скоростта, с която самолетът може да се лети при подход, толкова по-късо е разстоянието, необходимо за изминаване
самолета до пълно спиране.
Излитането и кацането отнемат само малък период от време, като се има предвид цялата продължителност на самолета
полет.
По-голямата част от полета преминава в круиза.
При високи крейсерски скорости извитата секция би дала голямо съпротивление и изисква ясно изразена наклонена позиция на носа надолу
самолета.
Обичайно е да изберете крило с по-малко извита секция, за да оптимизирате круиза, и след това да промените секцията, като имате подвижна
предни и задни ръбове за увеличаване на наклона и C L, така че да се намалят дистанциите за излитане и кацане.
Това е целта на C L Max аугментацията или устройствата за високо повдигане, както са известни. Те намаляват приема
-дистанции за излитане и кацане.
Най-често използваното устройство за високо повдигане е клапата на задния ръб.
Предкрилката е шарнирна част от задния ръб на крилото, която може да се отклони надолу и така
предизвикват увеличаване на наклона.
Предкрилието рядко се простира по цялата дължина на задния ръб, тъй като контролните органи за полет също заемат тази зона.
Клапата е разположена вътре в управлението на полета.
Точно както размерът на крилото оказва влияние върху големината на повдигащата сила, произведена от крилото,
така че размерът на клапите ще повлияе на увеличаването на произведения CL.
Трябва да се направи компромис между размера на задкрилките и органите за управление на полета.
В някои самолети се използва комбинирана система за управление на задкрилките и полета и това ще бъде обсъдено в урока
5, Контроли.
Предкрилките се управляват от пилота от кабината.
Механизмът за управление може да бъде чисто механичен или задвижван електрически, хидравлично или пневматично.
Опитайте сами електрическото управление на клапата на екрана.
Механичната система осигурява на пилота лост, който е свързан чрез пръти или кабели към задкрилките.
Пилотът осигурява силата за задействане на системата.
За да работи със задвижвана система, пилотът просто задейства превключвател. След това ще задейства електрически, хидравличен или пневматичен
двигател за захранване на системата.
Малко самолети имат настройки на клапите просто нагоре или надолу. Повечето имат набор от настройки, които позволяват клапата
да се избират на етапи.
Например 10°, 25° и 40°. Тези стойности всъщност са настройките на клапите за Piper PA-28 Warrior. други
самолетът може да има различни настройки.
Ъгълът на отклонение на клапата се измерва от линията на хордата на клапата до линията на хордата
на секцията крило.
Наличието на различни настройки изисква пилотът да има индикация за избраната настройка.
Възможно е да има маркировки в основата на ръчния лост на клапата, ограничители на захранваната система с превключвател или
габарит, показващ позицията на клапата.
Различните настройки на използваните клапи зависят от условията на полета и тяхната последователност на работа ще бъде обяснена
по-късно.
Основният принцип на клапата е разработен по много начини. Трябва да се оцени това, както и
увеличаване на коефициента на повдигане, съпротивлението също ще се увеличи с използването на клапата.
Сега ще бъдат разгледани по-често използваните видове капаци на задния ръб.
Равнинната клапа е типът клапа, който беше разгледан досега. Той е с проста конструкция и дава
добро увеличение на CL max, но също така дава голямо увеличение на съпротивлението.
Използва се главно при нискоскоростни самолети и там, където не се изисква много кратко излитане и кацане.
Разделената клапа представлява част от долната повърхност на задния ръб на крилото, като контурът на горната повърхност не е засегнат
когато клапата е спусната.
Разделената клапа дава малко по-висок CL max от равнинната клапа при по-високи ъгли на атака, но съпротивление
също е по-висока, тъй като дълбочината на турбулентния въздух зад крилото е по-голяма.
Прорезният капак е много по-сложен като конструкция. Въпреки това, за една и съща площ на клапата дава по-голяма
увеличаване на CL max за по-малко съпротивление в сравнение както с равнината, така и с разделената клапа.
Това се постига чрез насочване на въздух под високо налягане отдолу на крилото през прорезите, образувани между клапата и
задния ръб на крилото. Това има ефект на повторно захранване на граничния слой и по този начин забавя разделянето.
Последният вид клапа на задния ръб, която се разглежда, е клапата на Fowler. Този тип клапа не само увеличава наклона,
но и площта на крилото.
Не забравяйте, че повдигането може да се изчисли по формулата a половин ред v2 cls, където s е площ от
крилото.
Клапата на Fowler увеличава както стойността на CL max, така и повърхностната площ. Клапата на Fowler дава най-големия
увеличение на CL max.
Тъй като съотношението дебелина-корда се намалява, тъй като капакът увеличава дължината на корда, има намаление на съпротивлението
от клапата на Fowler.
По-големите самолети може да имат предкрилки на Fowler с прорези. Те са по-ефективни, но много сложни по своята конструкция.
Сравнение на повдигането и съпротивлението, произведени от различните видове клапи за един и същ ъгъл на атака
може да се види графично.
В сравнение с основната част на крилото, може да се види, че клапата на Fowler може да увеличи CL с повече от
100% с най-ниското увеличение на съпротивлението.
Беше заявено, че точката на CL max се появява точно преди спирането. Забележете какво се случва с
ъгълът на атака в срив при разпънати клапи.
Помислете за самолет, летящ близо до кабината с крило на CL max.
Ако след това клапата се спусне, линията на корда ще се премести и ъгълът на атака ще се увеличи.
Беше заявено, че едно крило ще спре, ако неговият ъгъл на атака се увеличи над приблизително 16 градуса.
За да се предотврати спирането на крилото, трябва да се намали ъгълът на атака на основното крило.
Закрилките намаляват ъгъла на атака на крилото.
Тъй като самолетът трябва да бъде наклонен с носа надолу, за да се намали ъгълът на атака с избрани задкрилки, ще има
подобряване на видимостта на пилота към земята пред самолета.
Това ще бъде особено полезно при приближаване до сушата.
В каквото и състояние на полет да се намира самолетът, било то изкачване, снижаване или право и хоризонтално,
ако лети със същата скорост, самолетът винаги ще има по-ниско положение на носа с разпънати задкрилки в сравнение с
клапите прибрани.
Терминът чиста конфигурация се използва, когато се описва въздухоплавателно средство, което няма предкрилия или удължена ходова част.
Видяхме, че положението на наклона на самолета трябва да бъде намалено при избора на задкрилка, която да се намали
ъгъла на атака.
Възможно е самолетът действително сам да направи тази промяна на тангажа.
В урок 2 разгледахме силите, действащи върху самолета.
Връзката между повдигане и тегло създава момент на накланяне на носа надолу.
Тягата, съпротивлението и силата от опашната равнина балансират този момент.
Увеличаването на наклона поради използването на клапи на задния ръб не само увеличава стойността на повдигането и
плъзгане,
но също така променя разпределението на налягането около крилото.
При обяснението на тези промени ще бъде използвана капачка на Fowler, тъй като тя ясно ги илюстрира графично.
Все пак трябва да се разбере, че ефектът се прилага за всички клапи на задния ръб.
В чистата конфигурация при CLmax разпределението на налягането ще бъде подобно на показаното,
като центърът на натиск действа доста напред върху кабела.
При избора на клапа в задната част на крилото се извършва основната промяна в модела на натиск
място.
Центърът на натиска се премества към задния ръб, променяйки двойката повдигащи тежести и увеличавайки наклона на носа надолу.
Работата на задкрилките на задния ръб винаги ще доведе до накланящ момент на крилото с носа надолу.
Тъй като крилото е прикрепено към самолета, може да предположите, че самолетът ще наклони носа си надолу,
но ние също трябва да вземем предвид силите на съпротивление и ефектите на клапите върху опашната равнина преди
ефектът върху самолета може да бъде установен.
Изборът на клапа също ще увеличи съпротивлението и за поддържане на скоростта може да е необходима повече тяга.
Това ще промени двойката съпротивление на тягата.
В зависимост от това дали самолетът е с високо, ниско или средно крило ще се определи дали съпротивлението на тягата
двойка се противопоставя или подпомага момента на накланяне на крилото.
Изборът на клапа увеличава наклона и това може да промени силата на опашната равнина.
Позицията на опашната равнина, независимо дали е високо или ниско монтирана, ще определи колко ще бъде засегната
от долната вода.
В заключение, не можете да кажете какво ще се случи с положението на тангажа на самолета при избор на задкрилки.
Всеки самолет ще реагира по различен начин в зависимост от местоположението на главното крило, позицията на опашната равнина и
позицията на линията на тягата на двигателя.
Която и двойка да е по-голяма, ще определи евентуалната промяна на наклона на самолета при избор на заден ръб
клапи.
След като проучихме предназначението, различните типове, управление и ефектите на задкрилките върху самолета, сега ще разгледаме тяхната работа
използване.
Доказано е, че клапите увеличават както повдигането, така и съпротивлението, но за съжаление това не е в същата пропорция.
Въпреки че повдигането е най-голямата сила, пропорционалното увеличение на съпротивлението е по-голямо.
Това намалява максималното съотношение на повдигане и съпротивление.
В Урок 3 съотношението повдигане-съпротивление беше определено като мярка за аеродинамична ефективност.
В допълнение към характеристиките при излитане и кацане, задкрилките също ще влияят на обхвата, изкачването и плъзгането на самолета.
Максималното съпротивление се получава в чиста конфигурация при ъгъл на атака от приблизително 4 градуса.
Използването на задкрилки ще намали това съотношение и обхватът, изкачването и плъзгането ще намалят.
Колкото по-голяма е настройката на задкрилките, толкова по-голям ще бъде ефектът върху тези маневри.
За излитане увеличаването на CL до максималната му стойност със задкрилка би дало най-ниската минимална скорост на полета, но съпротивлението би
също да бъде на своя максимум и това може да намали ускорението, така че разстоянието за излитане действително да се увеличи.
За излитане обикновено се използва по-ниска настройка на задкрилките от пълната.
Ръководството за експлоатация на пилота за определен тип въздухоплавателно средство ще посочи оптималната настройка на клапите, която да се използва.
В този пример на дистанция за излитане спрямо настройка на задкрилките, най-късата дистанция за излитане се получава при 25 градуса от
клапа.
Може да се види, че дистанцията за излитане се увеличава, ако се използва по-ниска или по-голяма настройка на задкрилките.
Трябва да се подчертае, че това е само пример и ръководството за експлоатация на пилота ще уточни настройките на клапите
за конкретен тип самолет.
След излитане задкрилките ще бъдат прибрани, за да се подобри ефективността при изкачване и круиз.
Поради промените в CL, моментите на съпротивление и накланяне с използването на клапи, клапите трябва да бъдат прибрани
на етапи, за да се предотвратят големи промени в позицията на самолета.
За да се предотврати внезапна загуба на повдигане при прибиране на задкрилките, самолетът трябва първо да се ускори с
клапи разширени. Това е показано от точки А до Б на придружаващата графика.
Тъй като задкрилките се прибират, ъгълът на атака трябва да се увеличи, за да се поддържа коефициентът на повдигане. Това е показано
от точки B до C.
Когато предкрилието се прибере, съпротивлението ще намалее и самолетът ще се ускори, показано като точки B до C
кривите CL-CD.
Увеличаването на ъгъла на атака, необходимо при прибиране на клапата, може да е необходимо само за кратко време, в зависимост
колко бързо ускорява самолетът. Важно е обаче самолетът да не потъва, особено когато
близо до земята.
При кацане високото съпротивление, свързано с използването на по-високи настройки на задкрилките, е от полза за самолета.
Той ще помогне за забавяне на самолета при кацане и ще намали разстоянието за кацане. По-високите стойности на CL
наличните ще позволят заходът да се изпълнява при най-ниските възможни скорости.
Както при излитане, задкрилките се преместват на етапи, за да се намалят ефектите от промяната на подемната сила, съпротивлението
и моментите на накланяне на самолета.
Има едно допълнително съображение при кацане с задкрилки, което не е от значение при избора на задкрилки за излитане. това
е скоростта на самолета.
Тъй като повдигането е пропорционално на скоростта и CL, ако задкрилките са избрани с твърде висока скорост, голямото повдигане
произведената сила може да пренапрегне корпуса на самолета или работния механизъм на клапите.
За да се гарантира, че самолетът не е пренатоварен, задкрилките не трябва да се избират, докато самолетът не намали скоростта до
специфична скорост. Тази скорост е известна като VFE, което означава Velocity Flap Extension Speed.
Отбелязва се на индикатора за въздушна скорост с бяла дъга. Предкрилките могат безопасно да се управляват, ако скоростта на самолета е висока
е в рамките на тази дъга.
Другите цветни дъги на индикатора за въздушна скорост ще бъдат обсъдени в урока за ограниченията.
Показаната скорост за тази стойност на VFE е само пример и не се отнася за конкретен самолет.
Въпреки че не е проблем при първоначалния избор на задкрилки за излитане, пилотът трябва да се увери, че задкрилките са прибрани
преди ускоряване чрез VFE.
Пилотът планира подхода на самолета към летището и постепенно забавя самолета и постепенно избира
повече етапи на клапи в подготовка за кацане.
Не забравяйте, че при избора на задкрилка, пилотът трябва да наклони носа на самолета надолу. Това ще запази стойността
на CL чрез намаляване на ъгъла на атака. Това също ще подобри гледката на пилота към летището.
Това е показано от точка А до точка Б на графиката. С увеличаването на съпротивлението самолетът може да се забави до
точка C на кривата на повдигане.
Пилотът трябва да избере пълна позиция на задкрилките само след като е напълно ангажиран с кацането.
Ако задкрилките са избрани и пилотът не намали ъгъла на атака, ще се повдигне за кратко
моментът да бъде по-голям от необходимия и самолетът ще се издигне. Казват, че самолетът балонира. Това не е
приятно усещане за пилота или пътниците.
Същият термин, който си спомняте, беше използван в Урок 3, за да обясни ефекта от повишеното повдигане при навлизане в земята
ефект.
Това завършва изследването на клапите на задния ръб. Сега ще разгледаме водещите устройства за високо повдигане.
Има два типа устройства за високо повдигане на водещия ръб. Това са клапата на предния ръб и прорезът или летвата.
Закрилката на предния ръб е сложна система и обикновено се използва при транспортиране на големи реактивни самолети. Леки самолети на общата авиация
е по-вероятно да използват слотове или ламели.
Основният ефект на устройствата на предния ръб е да забавят отделянето на въздуха от крилото, увеличавайки срива
ъгъл на атака и съответната стойност на CLmax.
Обърнете внимание, че това е обратното на клапите на задния ръб, които намаляват ъгъла на спиране.
Принципът на това как слотът и ламелата постигат това забавяне на разделянето всъщност вече беше обяснен при обсъждането
прорезната клапа.
Клапата с прорези насочваше въздух под високо налягане отдолу на крилото, за да активира граничния слой на горната повърхност
на задния ръб.
Слотът на предния ръб прави точно същото, но разбира се е разположен на предния ръб на крилото.
От долната повърхност до горната повърхност на предния ръб на крилото се образува фиксирана междина
корен точно преди върха на крилото. Това образува слота.
Хоризонталният стабилизатор също е аерокрил и като такъв може да спре. Някои самолети може да имат прорези на опашката
самолет.
Нека отново да разгледаме промяната в модела на налягане около основния аерокрил, тъй като той увеличава ъгъла на атака.
Точката на най-ниско налягане се премества напред. Това означава, че потокът на граничния слой назад от тази точка тече
срещу непрекъснато нарастващо налягане.
Това се нарича градиент на неблагоприятно налягане.
За граничния слой става все по-трудно и по-трудно да тече срещу това нарастващо налягане и започва да се отделя от
горна повърхност.
Колкото по-напред е точката на най-ниско налягане, толкова по-голям е градиентът на неблагоприятното налягане.
В точката на спиране големият неблагоприятен градиент на налягането кара по-голямата част от въздуха на горната повърхност да се разпадне
отделно.
Слотът позволява на енергията на граничния слой да се увеличи и да продължи да тече срещу неблагоприятния градиент на налягане.
След това ъгълът на атака може да се увеличи и да се увеличи CLmax.
Слотът, разбира се, все още ще насочва въздух с по-високо налягане към горната повърхност дори при ниски ъгли на атака.
Това удебелява граничния слой и го прави турбулентен. Това увеличава съпротивлението, което не е желателно при круизни скорости
ще се използват ниски ъгли на атака.
Този проблем с фиксирания слот може да бъде преодолян чрез наличието на подвижен слот. Това се нарича летва.
Решетката е малка подвижна секция на аеродинамичния профил, прикрепена към предния ръб на крилото. При разгръщане се движи
напред, образувайки слот.
Ламелите могат да бъдат от тип преден ръб с цял обхват или частичен обхват.
Ламелата е отворена или затворена. Няма междинни етапи на селекция като клапите.
Изборът на летвата може да бъде ръчен, от пилота с помощта на механична или задвижвана система за управление, или както е
често при леките самолети изборът е автоматичен.
Промените в налягането около предния ръб на крилото се използват за управление на ламелите.
При ниски ъгли на атака високото налягане на предния ръб затваря ламелата.
С увеличаване на ъгъла на атака центърът на натиска се премества напред. Не забравяйте, че летвата е малък въздушен профил
сам по себе си и разликата в налягането между горната и долната му повърхност издърпва летвата отворена.
Работата на ламелите причинява само малка промяна в наклона на самолета в сравнение с наклона
промяна, причинена от работата на клапите на задния ръб.
Това е така, защото центърът на натиск не се движи много по дължината на хордата. Моделът на натиск приключи
крилото е по-равномерно разпръснато върху хордата.
Недостатъкът на устройствата с водещ ръб е, че въпреки че те могат да увеличат CLmax до същата величина като изоставащите
edge flaps, то се постига при по-високи ъгли на атака.
Това дава на пилота много лошо виждане напред. Поради тази причина водещите устройства рядко се монтират сами.
На практика устройствата с предния и задния ръб се използват заедно.
Тогава видимостта на пилота при полет с ниска скорост значително се подобрява.
Много големи увеличения на CLmax могат да бъдат постигнати чрез използване на устройства с водещ и заден ръб.
След това това ще даде най-късите дистанции за излитане и кацане, което, както си спомняте, е целта на използването на високо
асансьорни устройства.
Това завършва урока за устройствата за увеличаване на повдигането. Сега ще изучаваме стабилността на самолета.
Речникът дава значението на думата стабилност като битие
здраво фиксирани, установени да не се местят, не се променят.
Когато тези определения се прилагат към самолет, това означава, че ако самолетът лети в определена посока,
при определено положение на наклона и определен ъгъл на наклон,
самолетът ще се стреми да продължи да лети в избраната посока, при избраното положение на наклон и избрания ъгъл на накланяне.
Самолет, който притежава стабилност, ще устои на всяка промяна в траекторията на полета си,
и ако временно се премести от стабилно състояние на полет, ще се стреми да се върне в първоначалната си позиция без никакви
контролен вход от пилота.
Самолет, който демонстрира тази способност, се нарича стабилен.
Стабилността е присъща на самолета по дизайн.
Нивото на стабилност на самолета варира в зависимост от вида и ролята на самолета.
Акробатичният самолет би бил по-малко стабилен от самолет, използван за превоз на пътници.
В този урок ще се говори за изместване на самолет по време на полет.
Това изместване или движение на самолета може да бъде причинено от внезапен порив на вятъра или вход от
управление на пилота.
Трябва да се разбере, че силата, предизвикваща това изместване, е външна за самолета и има временен характер.
Статична стабилност
Самолетът има два вида устойчивост. Те са известни като статични и динамични.
Първо ще дефинираме статичната стабилност.
Статичната стабилност се определя като първоначалната реакция на въздухоплавателното средство, ако бъде изместено от своя полет
път.
Има три различни вида статична стабилност.
Самолетът може да има положителна статична стабилност, което означава, че е стабилен.
Той може да бъде неутрален, неутрално стабилен или може да притежава отрицателна статична стабилност, което означава, че е нестабилен.
Помислете за изместване на самолета на графиката по тангажа.
Ако въздухоплавателното средство се стреми да се върне в първоначалната си позиция след изместване, то е показало положителна статична стабилност и
е стабилен.
Ако самолетът отново бъде изместен и този път самолетът няма тенденция да се върне в първоначалната си позиция
но остава в тази нова позиция, той демонстрира неутрална статична стабилност.
Започвайки отново от първоначалната позиция на самолета в графиката.
Ако самолетът отново бъде изместен, но сега самолетът продължава да се отдалечава от първоначалната си позиция,
самолетът вече показва отрицателна статична стабилност.
Нестабилно е.
Статичната стабилност на самолета се определя от първоначалната реакция на самолета към неговото изместване.
Динамичната стабилност се определя от реакцията на въздухоплавателното средство на изместване за определен период от време.
Гледайки графиката от разстояние, нека сега разгледаме динамичната стабилност, която, подобно на статичната стабилност, може да бъде положителна,
неутрален или отрицателен.
Самолетът е изместен.
Трябва да се помни, че самолетът също лети и ще се движи напред.
Ако самолетът има положителна статична стабилност, той ще се опита да се върне в първоначалното си положение, като се наклони надолу.
Тъй като се движи, самолетът притежава кинетична енергия и импулс и е вероятно да прелети през линията на
първоначалната траектория на полета и осцилиране около тази линия.
Ако самолетът има положителна динамична стабилност, тези трептения ще намалеят с времето и самолетът ще се установи в своята
оригинално отношение и траектория на полета.
Самолетът има неутрална динамична стабилност, ако трептенията продължават и остават със същата величина независимо от времето веднъж
самолетът е изместен.
Отрицателна динамична стабилност би била показана от въздухоплавателно средство, ако с течение на времето големината на трептенията се увеличи и
самолетът се отдалечава все повече и повече от първоначалното си положение и траектория на полета.
Имайте предвид, че във всички тези примери самолетът демонстрира положителна статична стабилност. То се опита да се върне към първоначалното си отношение.
Самолет, който има положителна динамична стабилност, трябва да има положителна статична стабилност.
Референтната ос
Самолетът има три референтни оси, по които маневрира.
Те са известни като надлъжна, странична и нормална ос.
Всички те преминават през центъра на тежестта на самолета.
Надлъжната ос минава през центъра на тежестта от носа до опашката. Самолетът се върти около тази ос.
Когато разглеждате стабилността около оста, за да избегнете объркване, вземете предвид движението около оста. Самолетът е стабилизиран
странично около надлъжната ос.
Страничната ос минава през центъра на тежестта и минава успоредно на линия от върха на крилото до края на крилото. The
самолетът накланя носа си нагоре или надолу около тази ос.
Надлъжната стабилност е около страничната ос.
Нормалната ос минава вертикално през центъра на тежестта на 90 градуса спрямо надлъжната ос.
Движението на самолета около тази ос се нарича люлеене.
Стабилност на посоката е терминът, използван за изразяване на стабилност около нормалната ос.
Големината или типът стабилност около всяка ос на самолета може да не е еднакъв.
Като цяло самолетът ще бъде проектиран със силна надлъжна стабилност, намалена, но все пак положителна стабилност около нормалната ос и
слаба, вероятно дори неутрална странична стабилност.
Един самолет трябва да демонстрира следните качества по време на разработката, преди да може да бъде сертифициран за обща употреба.
Той трябва да притежава подходяща стабилност, за да поддържа стабилен полет в целия диапазон на скоростта на самолета, но също така да позволява правилна реакция
към органите за управление на полета, позволяващи необходимата управляемост и маневреност на самолета.
Това води до компромис в зависимост от ролята на самолета.
Един много стабилен самолет би оказал голямо съпротивление на контролните органи на пилота и би намалил управляемостта и маневреността.
Пилотът физически ще трябва да използва много сила, за да премести контролите.
Пълното обратното ще се случи, ако самолетът има малка или никаква стабилност, т.е. той е неутрален или нестабилен.
Самолетът ще бъде много маневрен, а контролите на полета много лесни за преместване.
Ако се върнем назад в детството си, може да си спомним, че всъщност сме се натъкнали на принципа
на стабилност преди.
Малко дете, което се учи да кара велосипед, може да се възползва от поставянето на стабилизиращи колела, които да му помогнат да се задържи
неговия баланс, докато не се научи да поддържа равновесие на велосипеда си без чужда помощ.
Когато велосипедът е изправен и в равновесие, стабилизиращите колела не докосват земята.
Пренебрегвайки всякакви жироскопични ефекти от въртящите се колела, силите надолу се балансират от силите нагоре и сумата от
всички моменти са равни на нула.
Цикълът е в равновесие.
Ако балансът се загуби, велосипедът ще се наклони в една посока и стабилизиращото колело ще докосне земята.
Преместването на тежестта по време на цикъла създава въртящ момент, сила, умножена по разстоянието около централната точка, образувана в
кръстовището на главното колело и земята.
Стабилизиращото колело създава момент в обратна посока, предотвратявайки падането на велосипеда и водача, предотвратявайки
цикълът става нестабилен.
Ездачът не изисква никакви специални умения, за да постигне това ниво на стабилност.
Конструкцията на стабилизиращото колело автоматично създава необходимите сили, когато е необходимо.
Вие вече сте разбрали за себе си какъв тип стабилност притежава системата за стабилизиране на велосипеда
неутрална стабилност.
Ще се радвате да научите, че на вашия самолет няма монтирани стабилизиращи колела за полет.
Стабилността на самолета зависи от използването на аеродинамични сили за създаване на необходимите моменти на завъртане и точно като
циклично стабилизиращи колела, те го правят автоматично.
Първо ще разгледаме надлъжната стабилност на самолета, тъй като тя може да бъде изследвана изолирано.
Страничната и насочената стабилност са склонни да си взаимодействат, както ще бъде обяснено по-късно.
Самолетът е стабилизиран надлъжно около страничната ос. Това поддържа отношение на терена.
Беше заявено, че с увеличаването на ъгъла на атака на аеродинамичния профил центърът на натиск се премества напред и
големината на повдигането се увеличава.
За да се опрости разбирането на стабилността, е удобно да се разглеждат промените в величината на повдигащата сила като ъгъл
на атака се увеличава, действайки през неподвижна точка.
Тази точка се нарича аеродинамичен център или AC.
В действителност видяхме, че повдигането действа зад центъра на тежестта на самолета, но отново, за да опростим темата
на стабилност, ще считаме, че аеродинамичният център е пред центъра на тежестта.
Едно крило, когато се разглежда самостоятелно, е статично нестабилно.
Моментен порив ще увеличи ъгъла на атака и ще увеличи повдигането.
Когато се умножи по разстоянието x, това генерира наклон на носа нагоре, който има тенденция да увеличава допълнително ъгъла на атака.
Сега помислете за крило, заедно с опашен самолет.
Опашната плоча или хоризонталният стабилизатор е много по-малък от основното крило и като такъв произвежда много по-малък повдигащ удар
сила.
Той обаче е разположен на по-голямо разстояние от центъра на тежестта и генерира стабилизиращ момент на накланяне.
Ако крилото и опашната равнина сега са подложени на моментен порив, ъгълът на атака, а оттам и повдигането,
ще се увеличи и на двамата.
Тъй като промяната в момента на опашката е по-голяма от тази на крилото, сумата от моментите е
вече не е нула.
Моментът на накланяне с носа надолу ще бъде произведен от опашката.
По този начин самолетът ще се върне в първоначалното си положение и е демонстрирал положителна статична надлъжна стабилност.
По отношение на надлъжната стабилност, моментите, създадени около центъра на тежестта на самолета, зависят от аеродинамиката
сили, произведени в крилото и опашната равнина, L и LT в диаграмата,
и разстоянието от центъра на тежестта, на което действа всяка сила.
Центърът на тежестта на самолета не е фиксиран. Променливи като масата на пилота, пътниците, горивото, маслото
и багажа, както и тяхното разпределение в самолета, ще повлияят на неговата позиция.
Тази тема е покрита изцяло в урока за маса и баланс на диск 6 от тази серия.
Помислете за преместване напред на центъра на тежестта в графиката.
Имайте предвид, че моментното рамо, X, за крилото, е намаляло, а моментното рамо, Y, за опашната равнина, е намаляло
увеличена.
За същия порив и промяна в ъгъла на атака, промяната в подемната сила няма да се промени, но
моментите на обръщане ще бъдат повлияни от промяната в дължината на рамената на момента.
Ясно е, че ако самолетът е бил стабилен, преди да преместим центъра на тежестта напред, по-големият въртящ момент, произведен от
опашката ще увеличи статичната стабилност.
Тъй като повишената стабилност намалява маневреността и увеличава силата, необходима на пилота за преместване на контролите, точка трябва
се достигне, когато предната позиция на центъра на тежестта ще увеличи стабилността до стойност, при която самолетът
не може да отговори на изискванията за сертифициране.
Следователно ще бъде зададена граница за най-предната позиция на центъра на тежестта, която осигурява минимума
изискване за маневреност с правилна реакция на управлението на полета.
Ако центърът на тежестта се премести назад, статичната стабилност намалява, тъй като моментното рамо на опашната равнина намалява.
В крайна сметка ще бъде достигната точка, в която въртящият момент на опашната равнина се намалява до стойност, при която
само балансира въртящия момент на крилото.
Това се нарича неутрална точка.
Ако случаят беше такъв, след всяко изместване на стъпката поради порив, да речем, коригиращият момент на
опашката не би била достатъчно голяма, за да върне самолета в първоначалното му положение на наклон.
Тъй като моментът на завъртане на крилото и моментът на завъртане на опашната равнина сега ще бъдат равни, самолетът ще остане в
нова позиция на височината, към която е била изместена.
Тъй като стабилността намалява, управляемостта и маневреността ще се увеличат, което ще изисква намалени сили от пилота за преместване на контролите на полета.
Ако центърът на тежестта се премести по-назад от неутралната точка, самолетът ще стане нестабилен, притежавайки отрицателни
статична стабилност.
За да отговаря на изискванията за сертифициране, самолетът трябва да има ниво на надлъжна стабилност.
Поради тази причина задната граница за центъра на тежестта е поставена пред неутралната точка.
Това ще осигури минималната положителна статична стабилност с максимална управляемост и маневреност.
След това това дава диапазон от позиции на центъра на тежестта за самолета от предната до задната граница.
Центърът на тежестта трябва да лежи в някаква точка в този диапазон за излитане, круиз и кацане на
самолета.
Поради тази причина пилотът трябва да изчисли позицията на центъра на тежестта за всички етапи на полета, за да гарантира
стабилността и управляемостта на самолета остават приемливи.
При разглеждане на надлъжната стабилност на самолета беше направено предположение, че порив, влияещ върху ъгъла на атака
на крилото ще доведе до същата промяна на ъгъла на атака на опашната равнина.
В урок 3 от този компактдиск беше обяснено измиването надолу и ефектът му върху опашната равнина беше показан.
Промиването надолу ще повлияе на повдигането, произведено от опашната равнина.
Това от своя страна влияе на въртящия момент, произведен срещу момента на крилото.
Повишеното измиване намалява надлъжната стабилност на самолета.
Промиването се увеличава при ниски скорости и с използване на клапа.
При тези условия на полет статичната надлъжна стабилност на самолета ще намалее.
Самолетът ще бъде в тази конфигурация по време на заход за кацане и излитане.
Самолетът все още трябва да демонстрира положителна статична надлъжна стабилност при тези условия.
Може би си спомняте, че ефектът на земята намалява отмиването.
Когато въздухоплавателното средство навлезе в земен ефект, ъгълът на атака на опашния самолет ще бъде по-малко повлиян от наклона.
Това ще доведе до увеличаване на надлъжната стабилност.
Самолет с положителна надлъжна стабилност е много желателен, тъй като намалява натоварването на пилота.
Както беше посочено по-горе, надлъжната стабилност обикновено е най-силната от стабилизираните оси.
За изискванията на този курс не се изисква допълнително разбиране на динамичната стабилност.
Самолетът е стабилизиран странично около надлъжната ос.
Движението около тази ос е въртене.
Дефинициите за положителна, неутрална и отрицателна статична стабилност не са се променили.
Ако въздухоплавателното средство се измести при накланяне и след това се върне в първоначалната си позиция без никаква информация от пилота,
той е стабилен и има положителна статична странична стабилност.
Ако самолетът остане в новата си позиция, той има неутрална странична стабилност.
Ако ъгълът на наклон на самолета продължава да се увеличава без тенденция да се върне в първоначалното си положение,
самолетът притежава отрицателна статична странична стабилност и е нестабилен.
Няколко фактора трябва да се вземат предвид, когато се решава колко стабилен трябва да бъде самолетът при накланяне.
Например за определени полетни маневри, като излитане и кацане при страничен вятър,
високата положителна странична стабилност може да причини трудности при контрола.
Като цяло, следователно, добри качества на управление се получават с по-ниска стойност на положителна странична стабилност.
За определени летателни маневри, например излитане и кацане при страничен вятър,
силната положителна странична стабилност може да причини усложнения и е нежелателна.
Като цяло, добрите качества на управление на самолета се получават при относително слаба положителна стабилност.
Основният компонент на самолета, допринасящ за страничната стабилност, е крилото.
Други части на корпуса на самолета имат ефект върху страничната стабилност,
но те са незначителни в сравнение с това на крилото.
За да разберем как аеродинамичните сили се произвеждат от крилото, за да се стабилизират при накланяне,
трябва да проучим промените, които настъпват във въздушния поток, докато самолетът се измества при накланяне.
Ако въздухоплавателното средство се измества при накланяне от едното крило пада и другото се повдига,
асансьорът ще бъде наклонен от вертикалата.
Повдигането вече не е пряко противоположно на тежестта,
и резултантната сила на повдигане и тежест причинява странично движение на самолета
по посока на долното крило.
Това се нарича странично приплъзване и относителен въздушен поток в противоположност на това движение сега ще повлияе на самолета.
Промените във въздушния поток, засягащи самолета, създават аеродинамични сили
което ще превърти самолета обратно в първоначалното му ниво на крилото.
Получава се стабилизиращ въртящ момент.
Положението и ъгълът, образуван на кръстовището на крилото и фюзелажа
влияят значително на произведения стабилизиращ момент.
Ще разгледаме разликите между самолети с високо и ниско крило.
Но първо, ще разгледаме ефекта на това, което се нарича двустенно крило.
Могат да се произведат по-големи стабилизиращи търкалящи моменти
ако равнината на всяко крило е под положителен ъгъл над базовата линия
успоредна на страничната ос, минаваща през корена на крилото.
Това се нарича двустенно крило.
Колкото по-голям е двустенният ъгъл на самолета,
толкова по-голямо ще бъде увеличението на страничната стабилност.
За да обясня как диедралното крило увеличава страничната стабилност,
първоначално ще разгледаме крило без фюзелаж.
При хоризонтален полет повдигането, произведено от всяка страна на крилото, е еднакво.
Ако крилото е изместено, последващият въздушен поток се дължи на страничното приплъзване
предизвиква увеличаване на ъгъла на атака на долното крило и увеличава подемната му сила.
По-високото крило е подложено на намален ъгъл на атака
и повдигането му е намалено.
Създаден е стабилизиращ момент
и крилото се връща в първоначалното си положение.
Колкото по-голям е двустенният ъгъл, толкова по-голяма е промяната в ъгъла на атака,
повдигащ и стабилизиращ момент.
Досега графиките, използвани за илюстриране на двустен
всички са били на самолети с ниско крило.
Самолетът с ниско крило има тенденция да бъде странично нестабилен
поради следните причини.
Поради позицията на крилото спрямо фюзелажа,
относителният въздушен поток поради странично приплъзване
тече надолу около фюзелажа на долното крило
намаляване на ъгъла на атака
и тече нагоре към по-високото крило, увеличавайки своя ъгъл на атака.
Това не създава необходимите стабилизиращи моменти.
Другият проблем с нискокрилите самолети
е, че ако центърът на тежестта е над крилото,
силата на тежестта, която винаги действа право надолу
създава дестабилизиращ повратен момент.
Това е частично компенсирано от всяка структура като фюзелажа или перката
който е над центъра на тежестта
което създава стабилизиращ момент.
За да може самолетът с ниско крило да има правилната степен на странична стабилност
те са склонни да имат крила с ясно изразен двустен.
Това може да се види на тази снимка на Piper PA-28 Warrior.
Ако сега разгледаме самолет с високо крило,
ще видите, че ефектите са напълно противоположни.
Ъгълът на атака е увеличен на долното крило
като относителния въздушен поток поради страничното приплъзване
тече нагоре около фюзелажа.
Това създава стабилизиращ момент.
Фюзелажът и перката над центъра на тежестта
отново се стабилизират,
но самолетът с високо крило също се възползва от теглото на самолета
създаване на стабилизиращ момент.
Това е известно като ефект на махалото.
Самолетите с високо крило имат толкова присъща странична стабилност
че не са необходими изразени двустенни ъгли.
Можете да видите на тази снимка Cessna 172
този двустен едва ли се вижда.
Обърнете внимание на разликата в двуъгълника на високото крило на Cessna
в сравнение със самолета Piper с ниско крило.
Изучаването на високоскоростен полет не е изискване за частния пилот.
Въпреки това може да сте виждали стреловидните назад крила, използвани на високоскоростни самолети.
Изметнатият гръб увеличава страничната стабилност.
Поради тази причина някои самолети,
и особено тези с високо монтирани стреловидни крила,
имат отрицателен двустен,
за да няма твърде висока стойност на страничната устойчивост.
Този отрицателен диедър е известен като анедрален.
Спомняте си, че клапите намаляват до надлъжна стабилност
поради влиянието им върху промиването.
Страничната стабилност също е намалена с използването на клапи с частичен обхват.
Избор на клапи с частичен обхват
води до увеличаване на повдигането на вътрешната част на крилото.
Това намалява тяхното рамо на размаха на момента.
Следователно, всякакви промени в повдигането поради странично приплъзване
се появяват по-близо навътре и двустенният ефект се намалява.
Това ще намали страничната стабилност.
Потокът на витлото при високи настройки на мощността и ниски скорости напред
също намалява двустенния ефект
тъй като вътрешните секции на крилото стават по-ефективни.
Намаляването на диедричния ефект е най-критично при клапа
и силовите ефекти на витлото се комбинират
както при задвижвания подход за кацане.
Намаляването на страничната стабилност ще бъде предадено на пилота
като намаляване на контролната сила за маневриране на самолета при накланяне.
Доказано е, че самолетът постига предимно статична странична стабилност от крилата си.
Това се дължи на увеличаването на повдигането, причинено от странично приплъзване.
От предишните ни уроци научихме, че с увеличаването на повдигането нараства и съпротивлението.
Това кара самолета да се държи малко по-различно от обсъжданото досега.
Помислете за самолет, който е изпуснал крило и е на път да бъде върнат в първоначалната си позиция
от увеличеното повдигане, произведено от двустенния ефект.
Увеличеното повдигане на долното крило също ще доведе до увеличаване на съпротивлението на това крило.
в сравнение с противоположното крило.
Ако сега погледнем самолета в изглед отгоре,
може да се види, че е създаден въртящ момент около центъра на тежестта на самолета.
Това движение на самолета е около нормалната ос и се нарича отклонение.
Това взаимодействие между накланяне и отклонение винаги ще се случва.
Големината на отклонението зависи от големината на страничната стабилност.
Поради тази причина страничната стабилност трябва да е положителна, но лека.
Самолетът е стабилизиран насочено около нормалната ос.
Движението около тази ос се нарича отклонение.
Основният компонент на самолета, осигуряващ стабилност на посоката, е опашната перка,
наричан още вертикален стабилизатор.
Стабилността на посоката е вградена в самолета.
Терминът ветропоказател често се използва за означаване на склонността на самолета да обръща носа във вятъра.
Опашната перка е симетричен аерокрил.
С относителния въздушен поток право върху опашната перка, перката е под нула градуса ъгъл на атака.
Следователно перката няма да генерира никаква аеродинамична сила, освен съпротивление.
Както при страничната стабилност, терминът странично хлъзгане се използва, когато се има предвид, че самолетът е изместен при отклонение.
Ако е изместен наляво, самолетът се хлъзга надясно,
и странично приплъзване наляво, когато се завърта надясно.
Самолетът се хлъзга обратно на посоката на отклонение.
Както можете да видите от графиките, страничното приплъзване променя ъгъла на атака на перката.
Това ще генерира аеродинамична сила на разстояние от центъра на тежестта.
Създава се стабилизиращ въртящ момент и ако е достатъчно силен,
ще върне самолета в първоначалното му положение.
Самолетът демонстрира положителна статична стабилност на посоката.
Термините за неутрална статична и отрицателна статична устойчивост на посока
би означавало, че произведеният момент е равен само на момента на отклонение, когато е неутрален,
и по-малко от момента на отклонение, когато е отрицателен или нестабилен.
Самолетът трябва да демонстрира положителна статична стабилност на посоката.
Въртящият момент, произведен от опашната перка, зависи от три фактора.
Ъгълът на странично приплъзване или промяната в ъгъла на атака на перката,
размера и ефективността на профила на използваната секция на аеродинамичния профил,
и дължината на рамото на момента от центъра на тежестта.
От тези фактори, като пилот на самолета, вие имате контрол само върху позицията на центъра на тежестта.
Това, което знаем, трябва да бъде в определени граници, за да отговори на изискванията за надлъжна стабилност.
Колкото по-напред е центърът на тежестта, толкова по-голяма е стабилността на посоката.
Перката е аерокрил и като такава, нейният ъгъл на атака може да бъде увеличен до точката на
сергия.
Това налага ограничение на страничното приплъзване на самолета,
тъй като перката може да блокира и самолетът да стане нестабилен по посока.
Ефективността на перката зависи от нейния размер, планова форма и аспектно съотношение.
Точно като ефективността на основното крило.
В урок 3 разгледахме как модифицирането на върховете на крилата на основното крило намалява индуцираното съпротивление и подобрява
ефективност.
Същият резултат може да се постигне чрез високо монтирана опашка на перката.
Може да сте виждали някои самолети с повече от една перка на опашката.
Това предполага, че самолетът се нуждае от по-голяма площ
отколкото би могло разумно да се осигури от една перка, за да се осигури достатъчна стабилност на посоката.
Друг начин за преодоляване на нестабилността на посоката е използването на гръбни и коремни перки.
Това са малки секции на аерокрила, разположени над и под фюзелажа.
Те увеличават така наречената повърхност на кила зад центъра на тежестта.
Вентралната перка е особено полезна за самолетите, когато те летят при високи ъгли на атака.
Дизайнът на фюзелажа маскира перката от въздушния поток.
Коремната перка е много очевидна на този самолет BAE Bulldog.
При големи ъгли на атака съпротивлението ще бъде голямо с ниска въздушна скорост напред.
Промените, които може да са необходими на пилота, за да избере мощността и задвижването на плъзгача, променят въздушния поток над
перка, причинявайки големи промени в посоката на самолета.
Вече видяхме как търкалящите се движения предизвикват свързано движение на обръщане.
Нека сега разгледаме как движенията на люлеене също ще генерират търкаляне.
Стабилизиращият момент, произведен от перката, кара едното крило да се придвижи напред, докато самолетът се връща в първоначалната си позиция.
Това увеличава скоростта на въздуха над крилото и увеличава повдигането.
Ако сега погледнем самолета отпред, може да се види, че увеличението на подемната сила от
напредващото крило създава търкалящ момент.
Преобръщането може, разбира се, да доведе до странично приплъзване, което, както научихме, на свой ред ще причини самолета
завъртане към долното крило.
Въпреки че страничната стабилност и стабилността на посоката са проучени в детайли, поотделно е ясно, че те са взаимосвързани.
Коригиращото отклонение ще генерира търкалящ момент.
По същия начин, по време на странично приплъзване, присъщата странична стабилност на самолета ще генерира както моменти на търкаляне, така и моменти на отклонение.
Страничната и насочената стабилност са станали това, което се нарича свързано.
Ако стабилността на посоката е много висока в сравнение със страничната стабилност, самолетът ще изпита спирално отклонение, бавно завъртане и снижаване
в полет.
Ако страничната стабилност е много висока в сравнение със стабилността на посоката, самолетът страда от така нареченото холандско накланяне.
Това е много неудобно полетно изживяване за пилота и пътниците, тъй като самолетът бавно осцилира при накланяне и отклонение.
Холандската ролка е нежелателна и спиралната дивергенция е допустима.
Изискването за странична стабилност трябва, както вече беше посочено, да е достатъчно, за да осигури положителна стабилност,
и стабилността на посоката трябва да бъде достатъчна, за да бъде положителна, без да произвежда холандско кренване.
В началото на този урок беше заявено, че стабилността е присъща на самолета по дизайн.
Изучаването на маса и баланс в тази поредица от уроци ще гарантира, че вие, пилотът, няма да превишите
ограничения, които ще намалят стабилността и управляемостта на самолета.
Всички самолети са оборудвани със система за управление, която позволява на пилота да маневрира по време на полет около всеки
от трите му оси.
Необходим е контрол относно надлъжната, страничната и нормалната ос.
Движението на самолета е около центъра на тежестта.
Контролът около осите се постига чрез промяна на аеродинамичните сили в секциите на въздушните сили на върховете на крилата, опашката
равнина и опашна перка на самолета.
Тези крайни позиции се използват, защото дават най-голямото рамо на момента около центъра на тежестта,
и за дадена сила ще генерира най-големите въртящи моменти.
При самолетите на общата авиация аеродинамичните сили обикновено се променят чрез промяна на наклона или ъгъла на падане на
военновъздушни секции.
Пилотът може да промени наклона на върха на крилото, опашната равнина или перка, като отклони подвижна клапа с
използване на система за управление от пилотската кабина,
и променя коефициента на повдигане на тази секция за даден ъгъл на атака.
При някои въздухоплавателни средства ъгълът на падане на целия профил се премества, за да се постигне контрол по време на полет.
Изцяло движещата се опашка е пример.
Промяната на ъгъла на падане отново се контролира от пилота от кабината,
и промените в коефициента на повдигане се появяват, когато ъгълът на атака се променя.
Секциите на крилото, управлявани от пилота, са известни като повърхности за управление на летене.
Големината на силата, която произвеждат, е произведение от ъгловото изместване на контролната повърхност и
динамично налягане.
Ъгловото отклонение на контролните повърхности е ограничено чрез механични ограничители.
Обикновено има три отделни системи за управление и три комплекта контролни повърхности.
Самолетът се управлява предимно в посока на отклонение от кормилото.
Това осигурява контрол върху нормалната ос.
Кормилото е управление тип клапа и се управлява от пилотската кабина от краката на пилота, движещи руля
бар,
който е свързан с руля чрез кабели или пръти.
Бутането на кормилото напред с десния крак премества кормилото надясно,
генерирайки аеродинамична сила и самолетът ще се завърти надясно.
Ако щангата на кормилото се премести напред с левия крак, се случва обратното и самолетът ще се отклони до
отляво.
Трябва да се има предвид, че отклонението на курса на самолета е различно от маневрата на завиване.
Надлъжното управление се постига чрез използване на асансьор,
което е управление от тип клапа или чрез използване на опашна равнина с променлив наклон,
наричан още стабилатор или изцяло движеща се опашка.
Тези повърхности контролират самолета по наклон около страничната ос.
Пилотът управлява асансьора или стабилатора с помощта на хомут или контролна колона.
Контролната колона понякога се нарича просто пръчка.
Това управление е свързано чрез кабели или пръти към летящата контролна повърхност
и се движи в посока напред и назад от пилота, за да контролира самолета по тангаж.
Ако пилотът дърпа ярема или пръчката към него,
тогава асансьорът се движи нагоре, както и задният ръб на стабилатора.
Степента на движение на управлението на пилотската кабина пряко влияе върху ъгловото изместване на контролната повърхност.
В тази графика не е направен опит да се покаже работата на контролния цикъл.
Това движение създава аеродинамична притискаща сила върху опашката, която ще наклони носа на самолета нагоре.
Ако пилотът отблъсне хомота или тоягата от себе си,
след това асансьорът ще се движи надолу и задният ръб на стабилатора се спуска.
Сега на опашката ще се създаде усилие, което ще наклони носа на самолета надолу.
Страничното управление около надлъжната ос се постига основно от елероните.
Самолетът се върти около тази ос.
Има елерон, разположен извънбордово на задния ръб на всяко крило.
Елероните също се управляват от контролния хомут или лоста.
Движението за управление се върти наляво и надясно за игото
и се движи настрани наляво и надясно за контролния стик.
Елероните са контроли от тип клапи, но тяхното ъглово движение е в противоположност едно на друго.
Ако единият елерон е под ъгъл нагоре, другият е под ъгъл надолу.
Помислете за самолета на графиката.
Лявото крило има спускащ се елерон.
Това ще увеличи наклона и повдигането.
Издигащият се елерон на дясното крило има намален наклон и повдигането му ще бъде намалено.
Подемните сили вече са извън равновесие и самолетът ще се преобърне надясно.
Той ще продължи да се върти надясно, докато елероните бъдат върнати в неутрална позиция от пилота.
Движението на контролния хомут или пръчката е инстинктивно.
Ако пилотът желае самолетът да се търкаля надясно, контролният хомут или лостът се премества надясно.
Преместете контролите наляво и самолетът ще се преобърне наляво.
Спускащото се надолу крило определя посоката на въртене и елеронът му ще бъде отклонен нагоре.
В Урок 4 за увеличаване на повдигането беше направено позоваване на комбинирана система за управление на клапи и полет.
Това се нарича флаперон.
Тъй като и елеронът, и задкрилката заемат част от задния ръб на крилото,
трябва да се направи компромис с размера на всеки компонент и следователно неговата ефективност.
Решението е да се използват флаперони с пълен обхват, които могат да се спускат симетрично като клапи или да се движат различно като елерони.
Голямата площ на задкрилките осигурява на самолета отлични характеристики на къси полета.
За управление на ролката флаперонът се движи диференциално.
Това намалява повдигането от едната страна на крилото, създавайки мощен търкалящ момент.
Използването на флаперони на самолет не променя управлението на полета на пилота или начина, по който те се управляват.
Въпреки това, действителната контролна връзка, която управлява системата, е доста сложна.
Органите за управление са проектирани да дават въртящ момент около определена ос,
но може допълнително да даде момент около втора ос.
Това свързване възниква с моментите на въртене и търкаляне и създава вторичен ефект върху управлението на руля и елерона.
Няма вторично движение, свързано с асансьора или стабилатора,
но ще има промяна в скоростта, ако самолетът е наклонен нагоре или надолу.
Ако самолетът се завърти наляво с ляв рул, напредващото дясно крило ще изпита увеличение на
въздушна скорост,
увеличаване на повдигането му в сравнение с лявото крило.
Тази разлика в повдигането ще доведе до момент на търкаляне наляво.
Вторичният ефект на руля е да произвежда накланяне в посока на отклонение.
Сега разглеждаме вторичния ефект на елероните.
Работата на елероните за преобръщане на самолета наляво увеличава повдигането на дясното крило и намалява
повдигане на лявото крило.
С увеличаването на наклона самолетът започва да се приплъзва към долното крило.
Следователно относителният въздушен поток сега има значителен страничен компонент.
Тъй като килът или страничната повърхност на самолета зад центъра на тежестта е по-голяма от тази отпред
на центъра на тежестта,
самолетът ще се отклони наляво, докато се плъзга.
Тогава вторичният ефект на елерона е да произвежда отклонение в посоката на накланяне.
Нека сега да разгледаме друг вторичен ефект от търкаляне, неблагоприятно отклонение.
Този феномен ще ви обясни защо елероните обикновено се управляват от пилота заедно с руля.
При въртенето на самолета наляво видяхме, че подемната сила се увеличава на дясното крило и намалява на
лявото крило.
Нашите познания за принципите на полета ни казват, че трябва да има съответно увеличение на съпротивлението отдясно
крило и намаляване на съпротивлението отляво.
Това генерира двойка, която предизвиква завъртане в посока, обратна на ролката.
Това се нарича неблагоприятно отклонение.
И така, както можете да видите от екрана, когато самолетът се търкаля наляво, той се завърта надясно.
И когато се търкаля надясно, се завърта наляво.
Като пилот можете да елиминирате неблагоприятното отклонение от посоката на движение, като приложите руля в същата посока като елерона.
Тоест чрез координирани движения на елероните и руля.
Степента на кръстосано свързване на органите за управление варира от самолет до самолет.
При някои самолети ефектите може да са приемливи. При други може и да не са.
Сега ще разгледаме различни начини за намаляване на тези ефекти.
Един от методите за противодействие на вторичните ефекти на отклонение и накланяне е свързването на контролите на руля и елерона към
автоматично прилага необходимата корекция на контрола.
Неблагоприятното отклонение на елерона може също да бъде намалено чрез използването на диференциални и замразени елерони.
Принципът на действие на диференциалните елерони е, че управляващата връзка кара повдигащия се нагоре елерон да се движи през
по-голям ъгъл на отклонение от падащия елерон.
По-големият ъгъл на отклонение на издигащия се елерон в системата за управление на диференциала ще увеличи повече паразитното съпротивление
отколкото на падащия елерон.
Увеличаването на паразитното съпротивление на издигащия се елерон помага да се компенсира увеличаването на индуцираното съпротивление, свързано с
допълнителното повдигане, произведено от падащия елерон.
По този начин разликата в общото съпротивление между двете крила се намалява. Следователно неблагоприятното отклонение също се намалява.
Елероните от тип Freeze постигат същия баланс на съпротивлението, като проектират така водещия ръб на повърхността за управление на летене
така че да се простира под долната повърхност на крилото върху издигащия се елерон и да увеличи съпротивлението му.
Спускащият се надолу елерон остава покрит и създава по-малко съпротивление.
Някои самолети могат да използват система за управление, използваща двата принципа заедно, и да имат елерони от диференциален тип замразяване.
Представете си повърхността за управление на летящия като крило, изолирано от основното крило.
Аеродинамичната сила, която ще произведе, ще зависи от следните параметри, които съставляват уравнението на повдигането.
Динамичното налягане, половината rho v на квадрат, което се показва на пилота под формата на посочената въздушна скорост.
Динамичното налягане често се обозначава със символа Q.
Коефициентът на повдигане, неговият ъгъл на атака се променят от командите за управление на пилота.
И S, повърхността на контролата.
В уравнението за повдигане имайте предвид, че Q и половина rho v на квадрат се използват взаимозаменяемо, тъй като те са две
начини за обозначаване на едно и също нещо, тоест динамичен натиск.
Размерът или площта на повърхността на летящия контрол се задава по време на конструкцията.
Това оставя две променливи, стойността на Q, която се променя с указаната въздушна скорост, и стойността на коефициента на
повдигане, променено от отклонение на управлението на полета.
Помислете за самолет, който лети с 80 възела и пилотът желае да наклони носа на самолета нагоре.
Ще бъде произведена стойност на аеродинамичната сила и генериран въртящ момент около центъра на тежестта.
Ако сега скоростта се увеличи до 100 възела, динамичното налягане ще се увеличи и за същата контролна деформация a
ще се произведе по-голяма аеродинамична сила, генерирайки по-голям момент на накланяне на носа нагоре.
Ако пилотът желае да поддържа същата промяна в тангажа при по-висока скорост, степента на отклонение на управлението
би трябвало да се намали.
При ниски въздушни скорости, за да се получи необходимата реакция на управлението, обикновено са необходими големи движения на органите за управление на полета.
С увеличаването на скоростта на въздуха, контролите ще станат по-ефективни и е необходимо по-малко движение на контролната повърхност за маневриране
самолета.
При ниска скорост често се използват термините небрежно, мудно и кашаво, за да се опише по-малко ефективна работа на контролите.
Въпреки това, при висока скорост контролите могат да бъдат толкова ефективни, че да генерират сили, надвишаващи тези, които самолетът
е проектиран да издържи.
Тези ограничения са разгледани в Урок 7.
Самолет при подход за кацане ще лети с ниска скорост. Това би означавало по-малко ефективен, небрежен контрол.
При избрани задкрилки и под гараж съпротивлението ще бъде високо, което ще изисква високи нива на тяга за поддържане на балансиран полет.
Увеличеният плъзгащ поток на витлото ще активира граничния слой през тези контролни повърхности, върху които тече.
При повечето витлови самолети с един двигател това означава, че кормилото и елеваторът или стабилизаторът имат повишена ефективност на управление при
тези условия на полет.
Елероните обаче, които са извън влиянието на плъзгача, пак биха били небрежни.
Силите, генерирани от летящите контролни повърхности, са с достатъчна величина за маневриране на самолета около небето.
По естеството на конструкцията на повърхността за управление на летящата аеродинамична сила, действаща от нейния център на налягане
ще се опита да завърти контрола около шарнирната си точка по посока на силата.
Това се нарича шарнирен момент.
Пилотът трябва да премести повърхността за управление на полета до необходимото ъглово изместване и да я поддържа в това положение
за да преодолеете и след това да балансирате шарнирния момент чрез прилагане на сила към управлението на пилотската кабина.
Това се нарича сила на стик.
Имайте предвид, че този термин все още се използва, дори когато говорим за управление на руля.
Ако шарнирният момент се увеличи, силата на лоста ще се увеличи.
Тази връзка между силата на пръчката и шарнирния момент дава на пилота усещане за създаваните аеродинамични сили
на самолета.
При висока скорост силата на стик трябва да е относително висока, което показва на пилота, че ако продължава да опитва
за да изместите управлението до пълното му отклонение, нещо може да се счупи.
По-големите и по-бързи самолети могат да произведат шарнирни моменти, които са твърде мощни, за да могат пилотът лесно да ги преодолее и балансира.
Пилотът ще има нужда от помощ, за да премести контролите.
Това може да стане или чрез използване на задвижвани системи за управление на летене, или чрез аеродинамично балансиране.
Съвременните големи самолети имат системи за управление на полета, които обикновено се управляват от хидравлична енергия.
Самолетът, с който вероятно ще летите, ще има механична система за управление, при която вие, пилотът, осигурявате движещата сила.
Въпреки че силата, необходима за преместване на контролите на лек самолет, обикновено е малка, усилието, необходимо от
пилотът може да се измори по време на дълги полети при високи крейсерски скорости, особено при турбулентни метеорологични условия.
Поради тази причина контролите често са балансирани.
Най-често срещаният и най-прост принцип на балансиране, прилаган към леки самолети, който помага на пилота да движи контролите, но
все още го оставя с разумна доза усещане, е принципът на аеродинамичния баланс.
Аеродинамичният баланс включва използване на аеродинамичните сили на контролната повърхност за намаляване на шарнирния момент.
Може да се постигне по няколко начина.
Първият метод, който ще разгледаме, се нарича вградена панта.
Поставянето на пантата обратно в контролната повърхност я поставя по-близо до центъра на натиск, което кара шарнирния момент да
бъдат намалени.
Освен това въздушният поток удря повърхността пред пантата, упражнявайки сила на натиск при F1, която се противопоставя на пантата
момент и помага на пилота да премести управлението.
Ще оцените, че ако центърът на натиск се премести напред от пантата, ще има a
опасност цялото усещане за контрол да бъде премахнато, отнемайки контрола от ръцете на пилота.
Следователно не повече от една пета от контролната повърхност може да бъде пред шарнира.
Подобно на действие на вградената панта е балансът на клаксона.
Клаксонът е част от контролната повърхност и е пред линията на шарнира.
По време на полет, когато контролната повърхност е изместена, както е показано на диаграмата, ще се генерират аеродинамични сили както напред,
и зад линията на пантите.
Това създава моменти на завъртане около пантата, намалявайки общия момент на пантата и силата на залепване.
Ефективността на контрола остава непроменена.
Дизайнът на баланса на клаксона ще означава, че по време на работа рогът се простира над или под повърхността на
основна секция на аерокрила.
Това ще доведе до увеличаване на съпротивлението.
Същият принцип се прилага без увеличаване на съпротивлението чрез използване на вътрешен баланс.
Вътрешният баланс е затворен в задната част на основната секция на аерокрила.
Това образува камера, която ще усети същите промени в налягането, каквито се получават върху контролната повърхност.
Както е показано на графиката, разликата в налягането вътре в камерата ще създаде момент в противоположност на пантата
момент.
Методът за постигане на аеродинамичен баланс, обсъждан досега, не е имал ефект върху силата, която произвежда контролната повърхност.
Силата на стик може също да бъде намалена чрез малки пластини на аерокрила, разположени в задната част на контролната повърхност, но те
променят ефективността на управлението на летенето.
Има три основни типа устройства с табове с задния ръб.
Това са разделът за баланс, разделът за антибаланс и разделът за серво.
Тези пластини са малки секции на аерокрила, шарнирно закрепени към задния ръб на повърхността за управление на летене.
Действителният им размер ще варира от самолет до самолет.
Първо ще разгледаме раздела баланс.
Пилотът няма пряк контрол върху движението на раздела.
Входящите данни на пилота към управлението на летенето се предават чрез връзка, за да се премести раздела за баланс в обратна посока
към повърхността за управление на летящия.
Пилотът премества контролната повърхност, контролната повърхност премества езичето.
Езикът за баланс генерира аеродинамична сила в посока, обратна на повърхността за управление на летене.
Това намалява момента на шарнира и силата на залепване, но също така ще доведе до известно намаляване на ефективността на контрола.
Самолетите, оборудвани с големи елеватори или стабилизатори, са способни да генерират много мощни аеродинамични сили поради голямата си повърхност
площ.
За сравнително малки отклонения на управлението, особено при високи скорости, произведените сили могат да накарат пилота да надвие контрола.
Ако това беше така, увеличаването на силата на пръчката би намалило възможността за свръхконтрол.
Това може да се постигне чрез използването на антибалансираща пластина.
Можете да видите от графиката приликата между баланс и раздел против баланс.
Разликата е, че разположението на контролната връзка води до преместване на антибалансиращата пластина навътре
посока като управление на летене.
Може да се види от графиката, че както силата на езичето, така и на летящата контролна повърхност действат в
същата посока.
Това увеличава силата на пръчката и ефективността на контрола.
Езичетата против баланс обикновено се използват на всички летящи опашни самолети, иначе известни като стабилатори.
Последният тип таб контрол е серво таб.
Това се различава от другите контроли на раздела по това, че пилотът всъщност контролира раздела, а не основното летене
контролна повърхност.
Движението на езичето генерира аеродинамична сила, която движи главния контролен елемент.
Вижте последователността от събития в графиката, докато пилотът избира стъпка нагоре.
Имайте предвид, че за да наклоните носа нагоре, езикът се премества надолу, за да накара основния контрол на летенето да се премести нагоре.
Това не засяга начина, по който пилотът управлява контролите в пилотската кабина.
Серво разделите са склонни да се използват на по-големи самолети, където теглото се дължи на физическия размер на полета
контролите, да не говорим за техните аеродинамични сили, ще произведат много големи сили на лостовете.
Обсъжданите различни видове аеродинамичен баланс могат да се използват на всяка от повърхностите за управление на летене.
По-вероятно е обаче да бъдат намерени на асансьора или руля на самолета.
Не забравяйте, че тези устройства се използват за намаляване на силата на пръчката до приемливи нива, но въпреки това дават на пилота усещане за
аеродинамични натоварвания на самолета.
Конструкторът на самолета гарантира, че силата на лоста се увеличава с увеличаването на силите върху контролните органи на самолета.
Това усещане помага да се предотврати опитът на пилота да маневрира самолета извън структурните граници на корпуса.
Има друга форма на балансиране, приложима за летящи контролни повърхности, но това няма нищо общо с подпомагането на
пилот, за да преместите контролите или да намалите силата на лоста.
Нарича се балансиране на масата и се използва за предотвратяване на трептене на контролната повърхност.
Флутерът е явление, свързано с по-високите скорости на самолета и представлява колебание на контролната повърхност
съчетано с трептене при огъване или усукване на равнината на крилото, бина или опашката.
Трептене може да се развие поради лоша поддръжка на системата за управление на полета на самолета в резултат на свободна игра между
управление на пилотската кабина и повърхността за управление на полета.
Пренебрегвайки този фактор, има вероятност да възникне трептене, ако позицията на центъра на тежестта на контролната повърхност
е зад линията на пантите.
Помислете за контролната повърхност на графиката, която се отклонява надолу.
Знаем, че това ще произведе аеродинамична сила нагоре.
Това кара основния аерокрил да се повдига, като линията на пантата се изравнява с него.
Когато центърът на тежестта е зад шарнирната линия, инерцията, нейното нежелание да се движи, кара контролната повърхност да изостава
отзад.
В крайна сметка твърдостта на структурата на контролната повърхност я кара да се движи нагоре.
Неговата инерция пренася контролната повърхност извън необходимата позиция и създава притискаща сила около пантата.
Пантата се движи надолу, като контролната повърхност отново изостава.
Този цикъл от колебания продължава и може да причини структурна повреда.
Проблемът може да бъде разрешен чрез преместване на центъра на тежестта върху или точно напред от линията на шарнира
добавяне на тежести към контролата.
Това намалява инерционните моменти около шарнирната линия.
Балансирането на масата може да се приложи към елеватори, кормило или елерони.
Общите методи за балансиране на масата са показани на графиката.
Тази снимка показва масовото балансиране на елероните на самолета.
Самолетът се настройва, когато поддържа избраното си положение и скорост, без пилотът да прилага сила
управлението на пилотската кабина.
Тъй като не е необходима сила за задържане на контролите, силата на лоста е нула.
Ако самолетът може да се управлява по този начин, това ще бъде по-малко уморително за пилота и ще му позволи
време, за да се концентрирате върху други задачи, необходими по време на полета.
Проблемът е, че промените в скоростта, мощността на двигателя и положението на центъра на тежестта ще повлияят на позицията на контрола
необходими за получаване на съкратен полет.
Проблемът може да бъде разрешен чрез използване на система за управление на трим.
Основно има три метода за подстригване на лек самолет и постигане на нулеви сили на стик.
Това може да се постигне чрез използването на фиксирани или регулируеми пластини, опашна плоча с променлив наклон или пружини.
Най-простият метод за постигане на подстригване е с помощта на фиксирана подстригваща пластина.
Това е малка метална пластина, прикрепена към задния ръб на повърхността за управление на полета.
Помислете за самолет, при който, за да поддържа нивото на крилото по време на полет, пилотът трябва непрекъснато да държи контролния хомут или
придържайте се леко вдясно.
За да предотвратите това, след като сте на земята, тримерът на елерона се регулира, като го огънете леко
приложете аеродинамична сила, за да позиционирате повърхността за управление на летене в желаната позиция.
Елероните могат да имат език, монтиран само на един от тях.
В този конкретен случай фиксираният тапицерий на лявото крило е регулиран нагоре, така че да има притискаща сила
приложен към този елерон, когато самолетът лети с крейсерска скорост.
Тази корекция е чрез проба-грешка и може да се провери при следващия полет.
Фиксираните пластини се използват на обикновени самолети с ниска производителност и се подрязват само за една скорост. Тази скорост обикновено е
круиз.
Ефективността на много от днешните леки самолети изисква тримът да се регулира по време на полет в целия диапазон на скоростта на самолета
тъй като силите на пръчките могат да станат неприемливи.
Това може да се постигне чрез използването на регулируеми подстригващи елементи.
Най-големите промени в силата на пръчката с промени в скоростта обикновено се случват в стъпката.
Следователно асансьорът или стабилаторът обикновено ще бъдат снабдени с регулируема по време на полет пластина за подстригване.
Елероните и кормилото също могат да бъдат снабдени с регулируеми пластини, но тъй като техните управляващи сили обикновено са по-леки,
някои самолети може да запазят фиксирано ухо, регулирано за круиз на тези контролни повърхности.
Регулируемият триммер се премества или ръчно чрез механична връзка, или се управлява електрически от пилотската кабина от
пилот.
Ако пилотът трябваше да наклони носа на самолета нагоре, да продължи да лети при това ново отношение като сила
трябва непрекъснато да се прилага от пилота към контролите, за да поддържа позицията.
Това скоро ще стане много уморително за пилота.
Управлението на раздела за подрязване е проектирано да бъде интуитивно при работа.
Например, ако пилотът дърпаше контрола на полета към себе си, както в този пример, контролът за тримиране щеше да го направи
да се движат в същата посока.
Управлението на пилотската кабина може да бъде колело, лост или пружина на превключвател, натоварена в изключено положение за
система с електрическо захранване.
На пилота се показва индикация за позицията на тримера.
Движението на езичето бавно прилага нарастващ момент на противоположния шарнир на контролната повърхност, докато балансира пръчката
сила.
Това прави стойността на силата на пръчката нула.
Обърнете внимание, че разделителят се движи в посока, обратна на повърхността за управление на летящия.
Като цяло, за разлика от накрайниците, използвани за аеродинамичен баланс, накрайникът не се движи, когато се движи повърхността за управление на полета.
Тя трябва да се позиционира отново всеки път, когато контролната повърхност се измести.
Въпреки това, при някои самолети табелката може да бъде проектирана да изпълнява двойна роля като трим и аеродинамичен баланс
раздел.
Има редица недостатъци при използването на регулируема контрола тип раздел за постигане на изрязване.
Това е леко намаление на ефективността на контрола, тъй като силата на раздела е в опозиция на основното летене
контролна повърхност,
увеличаване на съпротивлението поради деформация на езичето,
и намален ефективен обхват на контролната повърхност.
Този последен фактор е от особено значение по отношение на управлението на тангажа на самолета.
Равнината на опашката за подстригване с променлив наклон няма недостатъците на тримерната пластина,
освен това има възможност за подстригване за по-големи промени в скоростта и положението на центъра на тежестта поради
мощни сили, които може да произведе.
Системата отново се управлява от пилотската кабина и може да бъде ръчна или с електрозадвижване.
Пример за работа на равнина на опашката с променлив наклон на тримиране за постигане на тримиране след промяна на позицията е
показано на тази графика.
Асансьорът се отклонява, за да промени позицията на терена.
Ъгълът на падане на равнината на опашката вече е променен, за да се постигне диферент.
Недостатъкът на равнината на опашката с променлив наклон е, че е по-сложен и тежък в сравнение с
разделителна система.
Последният тип система за управление на подстригване, който трябва да бъде обсъден, е пружинният тип на отклонение.
Използва се регулируема сила на пружината, за да се намали силата на пръчката.
Не са необходими езичета, така че пружинната система няма недостатъците, свързани с езичетата,
нито пък е сложен и тежък като опашната равнина с променлив наклон.
Системата за отклонение на пружината се различава от другите системи, разгледани досега
в това, че управлението на триминг кабината на пилота е свързано не към повърхността за управление на летене, а към нейната връзка за управление.
Регулаторът на подстригване накланя пружини, които прилагат сила към контролната връзка, за да осигурят нулева сила на застопоряване.
Преди излитане е важно пилотът да настрои тримона в правилната позиция, както е посочено в
ръководство за експлоатация на самолета.
Ако настройката не е правилно настроена, може да възникне прекомерна скорост на наклон на самолета,
което води до удар на опашката в земята при въртене или пилотът изпитва много тежка сила на стик.
Основните органи за управление на полета, обсъдени в този урок, са тези, които обикновено се намират на повечето самолети.
Има обаче самолети, които имат комбинирано управление.
Единадесетте действат като елеватори и елерони.
Tailerons за контрол на наклона и накланянето.
А елеваторът, или V-образната опашка, както е известно, съчетава ефектите на руля и елеватора.
Познаването на тези системи за контрол не се изисква с лиценза за частен пилот.
Терминът сергия не трябва да е нов за вас. За първи път беше представен в Урок 3.
Нека обобщим информацията, разгледана дотук, по отношение на щанда.
Коефициентът на повдигане, CL, се увеличава с увеличаване на ъгъла на атака до CL max, приблизително 16 градуса
ъгъл на атака.
Отвъд този ъгъл CL рязко намалява, но коефициентът на съпротивление CD продължава да се увеличава.
Това беше определено като точка на застой.
Крилото на самолета винаги ще спре при този ъгъл на атака.
Известен е като спиращ или критичен ъгъл на атака.
С увеличаване на ъгъла на атака моделът на натиск се променя около крилото и центърът на натиск се премества напред.
Той е в най-предната си точка на хордата, точно преди срива.
Тъй като центърът на налягането се движи напред, граничният слой трябва да тече срещу нарастващ неблагоприятен градиент на налягане.
Това кара въздушния поток да се сгъсти и да стане по-турбулентен и да започне да се отделя от горната повърхност на
крило.
Точката на разделяне се премества напред, тъй като ъгълът на атака продължава да се увеличава и площта на крилото, която генерира a
разликата в налягането става по-малка.
При ъгли на атака над приблизително 16 градуса, въздухът се е отделил върху по-голямата част от горната повърхност и недостатъчно
се произвежда повдигане, за да се балансира теглото на самолета.
Беше заявено също, че стойността на CL max съответства на минимална скорост на полета и това беше определено
като скоростта на спиране.
За да бъдем точни, това е 1g скорост на спиране, при която повдигането е равно на теглото и коефициентът на натоварване е 1.
Това се случва, когато самолетът е в стабилен прав и равен полет.
Тази скорост е важна отправна точка и се обозначава съкратено като VS1g.
Важно е да запомните, че дефиницията на ъгъла на атака е ъгълът между линията на хордата и
относителния въздушен поток.
Следователно, ако ъгълът на атака се увеличи до или над критичния ъгъл, самолетът може да спре
при всяка скорост или позиция на полет.
Пилотът идентифицира кога самолетът е спрял, когато следните симптоми се появяват поотделно или в комбинация.
Ако пилотът не е в състояние да спре носа на самолета, който се накланя надолу, това е индикация, че
самолетът е спрял.
Тъй като турбулентният граничен слой се отделя от крилото при големи ъгли на атака, той може да удари областта на опашката
на самолета, което го кара да се разклаща.
Това се нарича бюфет.
Ако бюфетът е много тежък, това би възпрепятствало по-нататъшно намаляване на скоростта.
Това идентифицира факта, че самолетът е в застой.
Трябва да се отбележи, че при малко по-ниски ъгли на атака от критичния ъгъл, отделянето може да причини лек бюфет
на корпуса, което ще предупреди пилота, че продължаващото увеличаване на наклона ще спре самолета.
Последният симптом, идентифициращ срива, е, ако управлението на наклона е достигнало задната си позиция за спиране на наклона на носа нагоре
и не се получава по-нататъшно увеличаване на позицията на тангажа, когато контролът се държи в тази позиция.
По време на летателното си обучение за лиценз за частен пилот ще трябва да демонстрирате типа самолет, който управлявате на
сергия.
Различните самолети ще имат различни характеристики в точката на спиране.
Разбира се, ще се запознаете с тези на самолета, на който се учите да летите.
Сега ще разгледаме как дизайнът на самолета, особено на крилото, влияе върху тези характеристики.
Характеристиките на спиране на самолета зависят от много неща.
Радиусът на предния ръб, наклонът и съотношението на дебелината на аерокрила.
Формата на крилото, както и типът на потока на граничния слой, допринасят за начина, по който
кабини на самолети.
Сравнявайки графичните криви на повдигане на две аерокрила с различен профил, може да се види, че кривата в точката
на срива за по-тънкия крило е много по-остър от този на по-дебелата секция.
Реалността на това е, че въздухоплавателно средство с този тип профил на крилото би склонно да спре внезапно с
много бърза загуба на повдигане.
Като студент-пилот ще се радвате да знаете, че повечето самолети, използвани за летателно обучение, имат по-дебели извити аерокрила,
чиито характеристики на спиране са много меки и предвидими.
Крилото на самолета е проектирано да спира постепенно от основата до върха.
Има три причини да направите това.
Първо, за предизвикване на ранен светлинен бюфет върху повърхността на опашката на самолета.
След това, за да се запази ефективността на управление на елерони до критичния ъгъл на атака.
И накрая, за да избегнете падане на крилото, което е голям момент на търкаляне, който би възникнал, ако единият край на крилото го направи
сергия пред другия.
Формата на плана на крилото, използвана за самолет, има голямо влияние върху това къде първо се случва срива.
Правоъгълното крило обикновено ще спре, както желаете, в основата, но си спомняте, че тази форма на крилото страда от висока
предизвикано съпротивление.
Заостреното крило намалява предизвиканото съпротивление, но има тенденция да спира на върха.
Отново трябва да се направи компромис и крилото да се модифицира, за да се постигне спиране в основата.
Индуцираното съпротивление се причинява от вихрите на върха на крилото, които намаляват ефективния ъгъл на атака.
На правоъгълно крило тези вихри са много силни и намаляването на ефективния ъгъл на атака при
съвети гарантира, че коренът на крилото първо спира.
Заостреното крило има много по-слаби завихряния на върха на крилото и следователно може да има по-голям ефективен ъгъл на атака
отколкото корена.
Това би накарало крилото да спре първо на върха.
Поради посочените причини спирането на бакшиша не е желана характеристика.
Сега ще разгледаме начини за модифициране на крило, за да сме сигурни, че първо ще спре в основата.
Съществуват редица методи, използвани за предотвратяване на срив на върха на крилото.
Най-често срещаните характеристики на дизайна са измиване, ленти за свиване, промени в секцията на аерокрила, вихрови генератори и ламели или процепи.
Може би си спомняте, че отмиването също се използва за намаляване на предизвиканото съпротивление.
Намаляването на ъгъла на падане на крилото на върха ще доведе до достигане на корена
критичен ъгъл на атака преди края на крилото.
Беше заявено, че крило с по-остър радиус на предния ръб ще спре пред по-заоблена секция,
но общата му ефективност ще намалее.
Същият резултат може да бъде постигнат чрез закрепване на ленти за завиване към предния ръб на коренното крило на ефективна секция.
Лентата на срива е малък триъгълен участък, който при по-високи ъгли на атака насърчава отделянето, но няма да повлияе
ефективност на крилото в круиза.
Дизайнерът всъщност може да избере да използва секция в основата на крилото, която има по-остър преден ръб и
малко наклон.
Ако секцията на върха на крилото е извита с голям радиус на предния ръб, крилото е по-вероятно да
първо спрете в основата.
Вихровите генератори са редици от малки, тънки остриета с форма на аерокрил, които стърчат на около 2,5 cm вертикално от горната част
повърхността на крилото.
Всяко острие създава малък вихър в рамките на граничния слой. Въздух с по-високо налягане отвън на граничния слой, т.нар
свободният поток се индуцира от вихрите.
Това удебелява граничния слой, увеличавайки неговата маса.
Въпреки че е по-турбулентен и увеличава съпротивлението, по-голямата маса увеличава кинетичната енергия на граничния слой, което
забавя отделянето и запазва ефективността на управлението на елерони.
Използването на ламели и слотове за захранване на граничния слой и забавяне на отделянето в сергията беше разгледано в
Урок 4.
Използването им върху предния ръб на извънбордовото крило дава полезно локално увеличение на коефициента на повдигане при
върха и отново запазва ефективността на елерона.
Един самолет винаги ще спира, ако неговият ъгъл на атака се увеличи до или над критичната стойност.
Много големи реактивни самолети са оборудвани с индикатори за ъгъл на атака, но самолетът, с който ще летите, не е
толкова изтънчен.
Тъй като CL max съответства на минимална скорост на полета, лесно е да се отнесе сривът на самолета към това
скорост.
Това обаче е вярно само когато самолетът лети право и хоризонтално и със скоростта на самолета
намалява много бавно.
Не може да се подчертае, че спирането наистина няма нищо общо със скоростта на самолета. Критичният ъгъл
на атака може да бъде превишена при всяка скорост.
Чрез пренареждане на формулата за повдигане при CL max, използвана в урок 3, скоростта V може да бъде обект.
Това показва, че скоростта V е равна на корен квадратен от повдигащата сила, разделена на половина
умножена по плътността на въздуха, умножена по максималния коефициент на повдигане, умножен по повърхността на крилото.
Все още не натискайте бутона за бягство. Няма да правим никаква математика. Е, във всеки случай не е много.
Формулата ще се използва само за показване чрез пример на факти, които вече знаете, които ще повлияят на скоростта.
За практически цели, плътността, rho и повърхността на крилото, S, могат да се считат за постоянни за даден
надморска височина и конфигурация.
Тъй като подемната сила трябва да бъде равна на теглото, за да се поддържа равен полет, коефициент на натоварване 1G, стойността на подемната сила в
следователно формулата ще бъде същата като стойността на теглото.
При CL max, скоростта V, която се намира по формулата, се определя като скорост на спиране при 1G.
Сега просто ще го наричаме скорост на спиране, VS.
Скоростта на спиране за конкретен самолет се намира по време на първоначалното му полетно изпитване от производителя и фигурата
се публикува в ръководството за летателна експлоатация на пилота.
Скоростта на сриване е указана въздушна скорост и не се променя с надморската височина.
Съществуват обаче редица фактори, които ще променят скоростта на спиране по време на нормална работа на самолета.
За следващия раздел на този урок ще приемем, че въздухоплавателното средство има чиста скорост на сриване от 60 възела
указана въздушна скорост.
Първият фактор, който ще разгледаме, е теглото.
Ако теглото на самолета трябва да се увеличи, повдигането ще трябва да се увеличи, за да се поддържа хоризонтален полет.
Ако стойностите на теглото на повдигане се увеличат във формула, половин ред CL max S ще се раздели на нея повече
пъти.
Това ще доведе до увеличение на VS.
Скоростта на спиране се увеличава с увеличаване на теглото.
20% увеличение на теглото ще увеличи скоростта на спиране с приблизително 10%.
Тъй като горивото се използва по време на полет, теглото на самолета, разбира се, ще намалее и скоростта на спиране намалява.
Отново, 20% намаление на теглото намалява скоростта на спиране с приблизително 10%.
Скоростта на сриване, публикувана в ръководството за полети, обикновено се цитира за максимална излетна маса или тегло на
самолета.
Скоростта на спиране при 1g не трябва да надвишава цитираната стойност.
Важен е принципът на ефекта от промяната в теглото върху скоростта на спиране.
Положението на центъра на тежестта в допълнение към теглото също влияе върху скоростта на спиране.
Ако центърът на тежестта е на границата на предната позиция, за да балансирате момента между повдигане и тежест
опашната равнина трябва да произвежда притискаща сила.
Това ефективно увеличава теглото на самолета, тъй като силата на опашната равнина и теглото действат надолу.
Трябва да се генерира повече повдигане, за да се балансира притискащата сила.
Увеличаване на теглото, увеличаване на скоростта на спиране.
Ако центърът на тежестта се премести назад, скоростта на спиране ще намалее, тъй като теглото и повдигането намаляват ефективно.
По време на полетното изпитване скоростта на сриване се изчислява при максимално тегло и най-предно положение на центъра на тежестта.
Урок 4 обхващаше увеличаването на повдигането, където използването на клапи и ламели повишава CLmax.
Ако стойността на CLmax се увеличи, стойността на половин ред CLmax S също ще се увеличи.
Тази по-голяма стойност ще се раздели на повдигане или тегло по-малко пъти и следователно VS ще намалее.
Разбира се, предкрилките на фаулер също биха увеличили стойността на S, повърхностната площ, и това допълнително намалява спирането
скорост.
Досега винаги сме считали, че повдигането е равно на теглото в нашите изчисления на кабината.
В урок 3 беше показано, че тъй като самолетът се накланя, за да поддържа хоризонтален полет, той трябва да увеличи повдигането.
Това увеличава коефициента на натоварване.
Коефициентът на натоварване за наклонения самолет беше определен по формула 1, разделена на косинуса на ъгъла на наклон.
В този пример това е 1 делено на косинус от 60 градуса или 1 делено на половина е равно на
2.
Самолетът е в 2G маневра.
За да се увеличи повдигането при наклонен полет, ъгълът на атака трябва да се увеличи.
Ако самолетът вече беше на CLmax изправено ниво, би било невъзможно да го наклоните.
Ако наклонът е започнат при посочена въздушна скорост над скоростта на срив, при някакъв ъгъл на наклон CLmax ще бъде
достигнат.
Скоростта на спиране се увеличава с увеличаване на ъгъла на наклон.
Увеличаването на скоростта на спиране е функция само на ъгъла на наклон и може да се намери от
формула
скоростта на спиране на първоначалното ниво VS, умножена по корен квадратен от коефициента на натоварване.
В показания пример самолетът е наклонен на 60 градуса.
Приемайки, че скоростта на спиране при изправен хоризонтален полет е 60 възела, самолетът ще спира при 84,8 възела.
Това се равнява на 41% увеличение на скоростта на спиране.
Изберете различните ъгли на наклон и отбележете увеличението на скоростта на срив в сравнение с тази за изправен хоризонтален полет.
Във всички случаи скоростта на сриване на самолета при изправен хоризонтален полет е 60 възела.
Скоростта на срив на всяка височина на полета може да се увеличи значително, ако крилото е замърсено.
Спомняте си, че сняг, скреж или силен дъжд могат да намалят стойността на CLmax с до 30%.
Замърсителят ще увеличи и теглото на самолета.
При установяване на скоростта на спиране при CLmax, двигателите трябва да бъдат настроени да развиват нулева тяга.
Предполага се, че цялото тегло на самолета се поддържа изцяло от повдигане.
Ако тягата се прилага близо до срива, скоростта на срива на самолета ще бъде намалена.
Намаляването на скоростта на спиране се постига по два начина.
Първо, с високото положение на носа на самолета, при CLmax вертикалният компонент на силата на тягата подпомага повдигането
в поддържането на тежестта.
Вторичната причина за намаляване на скоростта на спиране идва от потока на витлото, който захранва граничния слой на крилата.
При ниски скорости на полет и висока мощност, динамичното налягане в потока на витлото е много по-голямо от дължимото
към скорост напред.
Много по-голяма повдигателна сила се генерира от секциите на крилата, когато са подложени на потока, отколкото при нулева тяга.
Това трябва да се помни, тъй като може да възникне тежко кацане, ако мощността бъде намалена внезапно точно над пистата.
Един разумен взрив на мощност на този етап би могъл да помогне да се избегне това да се случи.
PILOT SPEED
Летенето с ниска скорост близо до кабината изисква пилотът да е наясно с определени промени в поведението
на самолета.
След като току-що разгледахме ефектите от мощността в кабината, ще започнем, като разгледаме как мощността влияе на самолета.
В Урок 2 беше обсъден ефектът от плъзгащия се поток на витлото, създаващ въртящ момент.
Това е най-ясно при ниска скорост.
Ако се приложи захранване, самолетът ще има тенденция да се наклонява в посока, обратна на въртенето на витлото.
Ако мощността е намалена, самолетът ще има склонност да се наклонява в посоката на въртене.
Наклоняването на самолета ще увеличи съпротивлението и ако скоростта вече е ниска, ще намали още повече.
Другият проблем, свързан с отклонението, разбира се, е, че самолетът ще има тенденция да се търкаля.
Напредващото крило ще генерира повече подемна сила от отстъпващото крило и се създава момент на въртене.
Накланянето се контролира от елероните.
При ниски скорости, близки до срива, намаленото динамично налягане изисква по-големи контролни отклонения, за да се постигне необходимото управление
отговор.
Опитът да се повдигне падащо крило поради преобръщане с елерон ще увеличи неговия ъгъл на атака.
При скорости, близки до срива, елероните трябва да се използват с повишено внимание.
Предпочитаният метод за повдигане на крило при тези скорости е да се използва кормило, за да се завърти самолета достатъчно
за увеличаване на скоростта на падащото крило и увеличаване на повдигането му.
Падането на крилото в кабината трябва да се избягва, тъй като може бързо да доведе до завъртане, което ще бъде обсъдено
по-късно.
Сривът не е маневра, която пилотът извършва често.
Сривове обаче се практикуват по време на първоначалното и продължаващото обучение и по време на теста за умения за лиценз за частен пилот, вие
обикновено трябва да демонстрирате, че можете правилно да извадите самолета от напълно развито свиване.
Тъй като сривът възниква, защото ъгълът на атака е увеличен до критичния ъгъл или повече, трябва
не е изненадващо, че ако ъгълът на атака бъде намален до под критичния ъгъл, крилото ще го направи
вече не се спира.
Целта на този курс по Принципи на полета не е да ви научи как да летите. Вашият инструктор по летене ще
ще ви научи на стандартния метод за възстановяване на срива.
Тук обаче си струва да разгледате практическите последици от всичко, което току-що научихте за щанда в този урок.
Първо, когато самолетът спре, подемната сила, генерирана от крилата, рязко намалява и има
рязко повишаване на съпротивлението.
Следователно самолетът бързо ще загуби височина.
Когато практикувате възстановяване от срив на височина, имайки предвид минималната си височина за възстановяване и след като сте извършили проверките си, това бързо
загубата на височина не е проблем.
Но дори и да приложите правилния метод за възстановяване на срива, загуба на височина от няколкостотин фута не е така
нечести.
Следователно, както ще оцените, неволното спиране близо до земята може да има катастрофални последици.
Поради това е изключително важно за вас като пилот да гарантирате, че никога няма да позволите самолетът ви да спре
неволно.
Поради това по време на летателното си обучение трябва да се научите да разпознавате всички признаци на приближаващ срив, така че да
може да предотврати появата на срив.
Вашият инструктор по летене ще ви научи как да направите това. Крилата на повечето самолети всъщност помагат при възстановяването
на щанда.
В точката на спиране центърът на натиск на крилото се премества бързо назад и предизвиква навеждане на носа надолу
момент на накланяне на самолета.
Това намалява ъгъла на атака под критичния ъгъл.
По време на всички маневри пилотът трябва да управлява плавно и постепенно управлението на полета.
Ако се направят много внезапни промени в тангажа, самолетът може да спре при скорости, много по-високи от публикуваното
скорост.
Това е известно като ускорено спиране.
Както беше посочено, пилотът обикновено не управлява самолета в състояние на срив.
След установяване на скоростта на сваляне на самолета чиста и със задкрилки, самолетът трябва да даде ясен и отличителен
предупреждение достатъчно предварително за сергията, така че самата сергия да бъде избегната.
Това трябва да бъде не по-малко от 5 възела или 5% над посочената скорост на срив, което от двете е по-голямо.
Това изискване трябва да бъде изпълнено за всички полетни маневри и промени в конфигурацията на въздухоплавателното средство.
Предупреждението може да бъде предоставено или чрез присъщите аеродинамични качества на самолета, с това имаме предвид бюфет, или
автоматичната работа на предните ламели.
Бюфетът, причинен от отделянето на турбулентния въздух от крилото, удрящо се в опашката на самолета, може да причини
корпусът да се разклати достатъчно, за да предупреди пилота, че самолетът се приближава към срива.
Автоматичните предни ламели работят, когато центърът на натиск на ламелата се движи напред с увеличаване на ъгъла на атака
докато разликата в налягането между горната и долната повърхност издърпа летвата.
Това е проектирано да се случи достатъчно преди крилото да достигне своя критичен ъгъл на атака.
Ако въздухоплавателното средство няма присъщи аеродинамични качества, за да осигури предупреждение, трябва да се монтира изкуствено предупредително устройство.
Устройство за визуално предупреждение, изискващо вниманието на екипажа, само по себе си не е приемливо и обикновено се предоставя звуково предупреждение.
Показаната графика демонстрира работата на типично предупредително устройство за изкуствено спиране.
Движението на стагнационното налягане около аерокрила при увеличаване на ъглите на атака се използва за задействане на превключвател на клапата
който прави електрическа верига към зумер в пилотската кабина.
Има различни конструкции на устройства за предупреждение за изкуствено сриване, но всички те са предназначени да предотвратят пилота от неволно
спиране на самолета.
Ако обаче самолетът спре и правилното действие за възстановяване не бъде извършено, както беше посочено по-рано, самолетът
след това може да влезе в завъртане.
За да може въздухоплавателното средство да влезе във въртене, двете крила на самолета трябва да са блокирали, но едното крило е на
по-голям ъгъл на атака от другото крило и се казва, че е по-закъсал.
Това може да се случи, ако самолетът по невнимание изпусне крило в срива.
Компонентът на въздушния поток, предизвикан от движението на крилото надолу, променя посоката на относителния въздушен поток и увеличава
ъгъл на атака по-далеч от критичния ъгъл.
Промяната във въздушния поток на издигащото се нагоре крило води до намаляване на неговия ъгъл на атака, но все още
над критичния ъгъл и следователно блокира.
Сравнявайки кривите на повдигане и съпротивление за аерокрил, може да се види, че отвъд срива падащото
крилото има по-малко повдигане и повече съпротивление от това на повдигащото се нагоре крило.
Намаляването на повдигането в кабината не може да балансира силата на тежестта. Самолетът се накланя и посоката
полета на самолета е предимно надолу.
Промяната в съпротивлението между движещите се нагоре и надолу крила причинява момент на завъртане, който също предизвиква отклонение на
самолета в посока на падащото крило.
Следователно самолетът се накланя, търкаля и криволинейно. Посоката на въртене се определя от отклонението.
Това е предизвиканото отклонение на самолета в кабината, което го кара да се върти.
Всяко действие за възстановяване естествено ще изисква пилотът да е наясно с посоката на въртенето.
Тъй като това се определя от посоката на отклонението, което е провокирало въртенето, пилотът трябва да знае в коя
посоката, в която се движи самолетът.
Но въртенето може да бъде много дезориентиращо и сетивата на пилота може да не му дадат веднага пълната картина
какво прави самолетът.
Освен това изкуственият хоризонт почти сигурно ще се е сринал.
Ето два начина за определяне на посоката на въртене.
При добри визуални условия на полет пилотът може да гледа покрай носа на самолета към земята и да отбелязва
посоката на въртене на самолета.
Като алтернатива той може да се позовава на стрелката за завъртане на индикатора за завой и приплъзване. При завъртане, завъртете иглата
ще бъде напълно отклонен в посоката на въртене.
Завъртането е една от най-сложните от всички маневри на полет. Може да се определи като утежнено забиване
което води до авторотация.
Това означава, че самолетът ще се стабилизира при завъртане, като и двете крила ще останат неравномерно блокирани, продължавайки надолу
спираловидна пътека, докато или пилотът не извади самолета, или земята го изпревари.
Въртенето не е цел в учебната програма за летателно обучение на частния пилот. Обяснението на въртенето, дадено по-рано
е да ви накара да разберете какво може да се случи, ако сгрешите.
Спинингът се извършва умишлено от много обучени за това пилоти. Това е вълнуващо изживяване, на което се радват много пилоти.
Акцентът във вашето летателно обучение обаче е върху избягването на въртенето.
Завъртането се състои от три отделни фази. Началното въртене, напълно развитото въртене и накрая възстановяването от
завъртане.
Както научихме, по време на завъртане крилата на самолета блокират. Следователно избягването на въртене се постига основно чрез гарантиране на това
самолетът не спира.
Ако възникне спиране, прилагането на правилната процедура за възстановяване на спирането ще гарантира, че ще се избегне въртенето.
Най-честата причина за навлизане във въртенето е лошата координация на управлението на полета при ниски скорости и
по време на възстановяване на срива.
Например, при спиране, пилотът никога не трябва да се опитва да коригира всяко падане на крилото с помощта на управление на елерони.
Това само ще влоши срива на падащото крило и значително ще увеличи риска от последващо завъртане.
Взаимовръзката между въртенето на елерона и отклонението на кормилото беше обсъдена в Урок 5.
Разсейването вътре или извън пилотската кабина по време на полет често може да намалят способността на пилота да извършва координирани маневри.
Неизправности в системата, заетост с оборудването, избягване на други самолети или препятствия са примери за тези разсейващи фактори.
Завъртане може да възникне и ако силите върху самолета са странично небалансирани. Горивото често се носи в крилата
на самолета.
Лошото управление на горивната система от пилота може да доведе до странично изместване на центъра на тежестта и
самолетът ще има тенденция да изпуска крило.
Когато летите с ниска скорост и ниска надморска височина по време на излитане и кацане, значението на разпознаването на срива
и бързото отказване от процедурата за възстановяване, така че предотвратяването на навлизането на самолета във въртене, не може да бъде подчертано.
В Урок 2 обсъдихме четирите сили, действащи върху самолета и как корпусът на самолета трябва да може да
устоявайки на тези сили.
Графичното представяне на тези сили беше за прав и равен полет.
При маневриране на самолета има промяна в силите. Първо ще разгледаме самолета в стабилен режим
изкачване.
Започвайки от прав и хоризонтален полет, тук разглеждаме опростена подредба на четирите сили, действащи върху самолета
в полет.
Както можете да видите, по време на прав и равен полет повдигането поддържа цялата тежест на самолета.
Ако сега разгледаме самолета, изкачващ се вертикално, ясно е, че повдигането не поддържа нищо от теглото на самолета.
В този пример може да се види, че съпротивлението действа в същата посока като тежестта, добавяйки към
действащи надолу сили.
За да може самолетът наистина да лети в това състояние, силата на тягата трябва да балансира не само
съпротивление, но и теглото на самолета.
Способността на самолета да може да се изкачва вертикално ще зависи единствено от способността му
произвежда достатъчна тяга.
В момента, с изключение на някои изключителни типове, самолетите не са в състояние да поддържат стабилно вертикално изкачване. Те просто не са в състояние да произведат
необходимата величина на тягата.
Пълното обяснение на силите, действащи при изкачването, е извън обхвата на този курс, но ако ние
приемете, че траекторията на изкачване на самолета е в същата посока като линията на тягата, силите
ще бъдат подредени, както е показано на екрана.
Ако сега разрешим силите успоредно и под прав ъгъл на посоката на полета и приемем изкачване
ъгъл от 10 градуса, получаваме две уравнения.
Подемната сила е равна на теглото, умножено по косинус от 10 градуса, а тягата е равно на съпротивление плюс тегло, умножено по синус от 10
степени.
Приехме, че теглото на самолета е 9810 нютона.
Сега отделете малко време, за да разгледате изчисленията в текстовото поле.
Това, което нашите две уравнения ни казват на нематематически език е, че първо при изкачване повдигането е по-малко от
тегло.
И второ, при изкачване необходимата тяга е по-голяма от съпротивлението и ще нараства със стръмността на
изкачването.
Заключението, че повдигането е по-малко от теглото при изкачване, е интересно, но не и противоречиво.
Ако разгледате внимателно диаграмата, ще видите, че теглото на самолета е балансирано от подемната сила и тягата
действащи заедно.
След това повдигането се подпомага от тяга за противодействие на тежестта.
Следователно повдигането само по себе си е по-малко от теглото.
Най-големият ъгъл на изкачване за самолет се постига, когато излишната тяга, налична от двигателя, е равна
най-голямото му в сравнение с общото съпротивление на самолета.
Това ще се случи при определена скорост, която се нарича Vx.
Тази скорост е известна като скорост с най-добър ъгъл на изкачване и се намира в точка на графиката
където разстоянието между кривите на тягата и съпротивлението е най-голямо.
Най-добрият ъгъл на скоростта на изкачване също се нарича максимална скорост на наклон на изкачване.
Градиентът на изкачване е съотношението на промяната във вертикалната височина към изминатото хоризонтално разстояние.
Има и други скорости, използвани за постигане на най-добра скорост на изкачване и круизно изкачване. Те се обсъждат в
уроци по изпълнение на диск 6 от тази серия.
Повечето хора нямат проблем да приемат, че когато самолетът се спуска, повдигането е по-малко от теглото.
Силата на тежестта върху самолета при снижаване се разделя на два компонента.
Единият е перпендикулярен на траекторията на полета и се балансира от повдигащата сила.
Другият действа напред по траекторията на полета, като добавя към стойността на тягата, за да балансира съпротивлението.
Това постига балансирано спускане при постоянна скорост.
Ако пилотът затвори дросела и ако пренебрегнем остатъчната тяга от двигателя при обороти на празен ход, единственият
Оставащата сила за тласкане на самолета напред е тази на компонента на теглото, действащ по траекторията на полета.
Разглеждайки графиката, може да се види, че векторът на съпротивление вече е по-голям от компонента на действащото тегло
напред.
За да се поддържа постоянна показана въздушна скорост, носът трябва да се спусне, за да се увеличи компонентът на теглото, действащ напред. The
ъгълът на слизане ще се увеличи.
Самолетът вече е в плъзгане.
За да се осигури минимален ъгъл на слизане и следователно най-голямо разстояние за плъзгане, съпротивлението трябва да бъде минимално.
Минималното съпротивление се постига при определена стойност на указаната въздушна скорост. Нарича се VMD.
В чистата конфигурация това също е скоростта за максимално съотношение на повдигане и съпротивление и съответства на ъгъл от
атака от приблизително 4 градуса.
Изкачването и спускането на обсъждания самолет е в балансиран, неускорен полет. Това не създава допълнителни натоварвания
структурата на самолета.
Това обаче не е така, когато самолетът се върти.
Когато един самолет лети, той непрекъснато се опитва да се подчинява на първия закон за движението на сър Исак Нютон.
Част от този закон гласи, че тялото ще продължи да се движи по права линия, освен ако не бъде въздействано от
външна сила.
Най-голямата аеродинамична сила, генерирана от самолета, е повдигането и това е тази сила, която се използва за завъртане
самолет.
Скоростта на самолета и неговата маса ще определят стойността на силата, необходима за завиването му.
Завоят се постига чрез накланяне на самолета.
Силата на наклонено повдигане сега трябва както да поддържа теглото на самолета, така и да осигури силата за промяна
посоката на полета на самолета.
Обърнете внимание, че подемната сила трябва да се увеличи, ако вертикалният му компонент трябва да бъде достатъчно голям, за да поддържа хоризонтален полет, и
неговият хоризонтален компонент е достатъчно голям, за да произведе необходимата сила на завъртане.
Хоризонталният компонент на повдигането осигурява центростремителна или централна сила, която постоянно се отклонява по време на маневра на завиване
траекторията на самолета към центъра на завоя.
Центростремителната сила се балансира от центробежната сила, която е нейната равна и противоположна реакция.
Ефектът от тези две сили може да се види, ако разгледаме модел на самолет, прикрепен към парче от
връв и се върти в кръг, както е показано на графиката.
В този пример струната осигурява центростремителната сила.
Центробежната сила ще бъде равна и противоположна на нея, а моделът поддържа постоянна извита траектория.
Моделът е в балансиран, координиран завой.
Ефектите върху въздухоплавателното средство от неблагоприятна елерона и хлъзгане на витлото дават възможност завоят да бъде некоординиран
и небалансиран.
Това състояние съществува, когато самолетът се хлъзга.
Това ще доведе или до подхлъзване, или до приплъзване.
На тази графика е показана траекторията, измината от въздухоплавателното средство при хлъзгащ и плъзгащ се завой.
Индикациите за странично хлъзгане се показват на пилота от частта на инклинометъра на координатора за завой или завой и плъзгане
индикаторен инструмент в пилотската кабина.
Инклинометърът се състои от стъклена тръба с поставена в нея топка.
Тази графика показва координиран, балансиран завой надясно.
Топката в инклинометъра е центрирана.
Няма странично приплъзване.
Ако самолетът беше в плъзгащ се завой, индикациите биха били както е показано на тази графика.
Топката се измества по посока на завоя.
Топката може да бъде центрирана по два начина.
Намаляването на ъгъла на наклона ще центрира топката, но със следващия метод съм сигурен, че ще ви удари
вашият летателен инструктор.
Стъпете върху топката е просто правило, използвано за центриране на топката с помощта на кормилото.
Топка вдясно, приложете дясно кормило.
Стъпете върху топката.
При плъзгащ завой топката се измества в посока, обратна на завоя.
Това би изисквало увеличаване на ъгъла на наклона, за да центрирате топката, или, да, познахте, да стъпите на
топка.
Приложете ляв рул в този пример.
За да се произведе необходимата сила за поддържане и завъртане на самолета, повдигащата сила се увеличава над тази на теглото
и коефициентът на натоварване се увеличава при завой.
Завой на 60 градуса, като този, показан тук на екрана, предизвиква коефициент на натоварване 2.
Популярно казваме, че завой на 60 градуса е 2G завой.
Пилотът усеща този увеличен коефициент на натоварване като сила, която го тласка надолу към седалката му.
При 60-градусов наклонен 2G завой той ще почувства, че теглото му се е удвоило.
Коефициентът на натоварване при завой е функция само на ъгъла на наклон.
Не само при завиване самолетът може да изпита увеличени коефициенти на натоварване или G, както са популярни
посочено.
Ако пилотът внезапно наклони носа на самолета нагоре по време на пикиране, нарастващият ъгъл на атака
при висока скорост ще генерира увеличение на повдигането над това на тежестта.
Тази маневра, наречена издърпване, би довела до увеличаване на коефициента на натоварване.
Помислете в този пример, че коефициентът на натоварване се е увеличил до стойност 2.
Ако въздухоплавателното средство има тегловна сила от 9 810 нютона, повдигането ще бъде два пъти по-голямо от тази стойност при 19 620
Нютони.
Конструкцията на самолета ще има обща сила, действаща върху нея, равна на два пъти собственото й тегло,
и ще се ускори по посока на силата два пъти по-голяма от тази, дължаща се на гравитацията.
Това е положителна G маневра.
Пилотът също ще бъде подложен на увеличение на коефициента на натоварване.
Но той ще го почувства като инерционна реакция на силата, произведена от крилото, действащо в обратна посока,
тоест при издърпване през седалката на пилота надолу по посока на силата на тежестта.
Тогава при коефициент на натоварване от две, пилотът ще се почувства така, сякаш го тласкат по-надолу в неговия
седалка, тъй като теглото му е ефективно удвоено.
Това е известно като положително G.
Самолетът може също да бъде подложен на отрицателно G.
Помислете за самолета по неговата извита траектория на полета след изтеглянето.
Ако пилотът изведнъж наклони носа на самолета надолу,
за момент ъгълът на атака на крилото става отрицателен и повдигащата сила ще действа надолу.
Това създава инерционна реакция на повдигащата сила, действаща в обратна посока, тоест нагоре.
Това е популярно известно като отрицателна G сила. Той действа както върху корпуса, така и върху пилота.
Важно е пилотът да може да разпознае разликата между тази отрицателна G маневра и срива.
Вероятно наистина сте изпитвали отрицателно G в ежедневието си.
Пътуването с кола твърде бързо през гърбав мост ви кара да се надигате от мястото си.
Това е отрицателно G.
Ще изпитате същото в самолет по време на маневри с отрицателна G.
Ефектите на G силата върху тялото са разгледани в диск 2 от тази серия.
Този урок се занимава с неговите ефекти върху структурата на самолета.
Конструкциите на въздухоплавателното средство са проектирани да се справят с нивото на сила, наложено от пилота по време на маневриране, както е подходящо за
тип самолет.
Правилата определят G силите, на които трябва да може да издържи самолетът. Те са както за положителни, така и за отрицателни
G.
Положителните граници на G обикновено са по-високи от отрицателните.
Например, в момента JAA определя минимално изискване от плюс 6 и минус 3G за пилотажни самолети.
Необходимостта от минимално структурно тегло налага факторите на безопасност да бъдат сведени до минимум.
G сили, надвишаващи одобрените стойности, ще причинят трайни повреди на конструкцията.
Силите над 150% от проектните стойности почти сигурно ще доведат до структурна повреда.
Освен силите, наложени на самолета чрез маневриране, полетът при лошо време може да наложи много значителни G
натоварвания.
И по-специално, полет през турбуленция при високи скорости може да произведе сили, достатъчни да причинят структурна повреда.
Помислете за самолета на графиката, летящ със 100 възела в гладък въздух.
Ако турбулентността произведе вертикален порив на вятъра със скорост 20 възела, относителният въздушен поток ще се промени в
посока, показана на графиката.
Това разбира се ще промени ъгъла на атака и стойността на произведеното повдигане.
Чрез проста математика може да се покаже, че в този пример ъгълът на атака ще се промени с около 11
степени.
Това значително ще увеличи коефициента на повдигане и натоварване.
Математиката е без значение, но принципът трябва да се разбере.
Максималните коефициенти на натоварване, които трябва да бъдат разрешени по време на маневри, са показани в обвивка на скорост, V, срещу
коефициент на натоварване, N.
Всеки тип въздухоплавателно средство има своя конкретна V-N диаграма със специфични Vs и Ns.
Тази диаграма показва типична маневрена обвивка или V-N диаграма.
Кривата OA представлява нарастващото G натоварване на самолета, тъй като скоростта се увеличава с пълно отклонение назад
на контролната колона.
Максималната положителна способност за повдигане първоначално е ограничена, тъй като самолетът ще спре, преди да бъде достигнат факторът за ограничаване на натоварването.
В точка А максималната положителна способност за повдигане ще накара натоварването върху конструкцията да достигне положителната граница
коефициент на натоварване.
Въздушната скорост в тази точка е минималната въздушна скорост, при която положителният граничен фактор на натоварване може да се развие аеродинамично.
Обичайният термин за описание на тази скорост е V-A или маневрена скорост.
Ако въздухоплавателното средство се движи със скорости над тази, представена от точка А, трябва да се има предвид, че
всяко пълно или внезапно отклонение на асансьорите
ще увеличи коефициента на натоварване до точка, в която може да възникне постоянна деформация на основната структура на самолета.
Ако скоростта на самолета се увеличи още повече, той в крайна сметка ще достигне точката, в която ще настъпи структурна повреда или повреда.
Това е максималната скорост, която трябва да се вземе предвид при оценката на здравината на самолета.
Обичайният термин, използван за описване на тази скорост, е проектната скорост на гмуркане или V-D.
Като цяло, V-M-E, никога не превишава скоростта, която ще дефинираме по-късно, е зададена на около 10%
по-малка от проектната скорост на гмуркане.
Подобни напрежения ще се развият в конструкцията на самолета по време на полет с отрицателна повдигателна сила.
Ограниченията на коефициента на отрицателно натоварване обаче са определени по-ниски от тези за полет с положителна подемна сила.
Сега наслагваме върху обвивката на маневрата значителните скорости и скоростни диапазони, с които, като пилот, ще
трябва да са много запознати.
Скоростите и диапазоните на скоростта ще бъдат дадени в ръководството на самолета, както и обозначени с цветни дъги
индикатор за въздушна скорост на самолета или ASI.
Ще разгледаме ASI индикациите малко по-късно в този урок.
Имайте предвид, че Vₙₒ, горната граница на нормалния работен диапазон, е с по-висока стойност от V
-A, скоростта на маневриране.
V-A е максималната скорост, при която пълно или рязко отклонение на управлението ще доведе до спиране без
риск от причиняване на структурни щети.
Самолетът може да се управлява доста безопасно над тази скорост, стига да се разбере напълно маневрената обвивка.
Над V-A пилотът не трябва да използва пълни, резки контролни отклонения.
Самолетът не трябва да се лети в турбулентен въздух със скорости над Vₙₒ.
Диапазонът на скоростта между Vₙₒ и Vₙₑ е диапазонът на внимание и трябва да се въвежда само
в гладък въздух.
Както казахме, Vₙₑ е скоростта, която никога не трябва да се превишава.
Между Vₙₑ и V-D има опасност от трептене на контролната повърхност, което може да доведе до корпус на самолета
структурна повреда или повреда.
Граничните коефициенти на натоварване ще зависят от проектната категория на самолета.
Съвместните авиационни правила гласят това
Това е така, че структурното тегло да може да бъде сведено до абсолютен минимум, така че производителят да не проектира
въздухоплавателното средство да е по-здраво от минимума, изискван от разпоредбите.
За помощни самолети положителният граничен коефициент на натоварване е 4,4G.
За въздухоплавателни средства от акробатична категория положителният граничен коефициент на натоварване е 6G.
Отрицателният граничен коефициент на натоварване не може да бъде по-малък от минус 1G за нормални категории въздухоплавателни средства.
Минус 1,76G за самолети от полезна категория.
Минус 3G за самолети от пилотажна категория.
На индикатора за въздушна скорост зелена дъга показва нормалния работен диапазон на скоростта.
Vₙₒ е горната граница на зелената дъга.
Vₙₒ е нормалното работно ограничение на крейсерската скорост.
Vₙₑ е скоростта без превишаване.
Въпреки че въздухоплавателното средство може да се лети безопасно в условия на неподвижен въздух при тази скорост, е добро летателно майсторство да се позволи
разлика между Vₙₑ и скоростта, с която летите, само в случай, че срещнете поривисти условия.
Пориви, наблюдавани по време на полет при Vₙₑ, могат да увеличат натоварванията върху конструкцията на самолета над положителното
коефициент на ограничаване на натоварването.
Vₙₑ се показва с радиална червена линия на индикатора за въздушна скорост в края на високата скорост
жълтата дъга.
От Vₙₒ до Vₙₑ ще има жълта дъга, която е диапазонът на внимание.
Можете да летите със скорости в рамките на жълтата дъга само в гладък въздух и тогава само с повишено внимание.
Някои ASI имат два комплекта цветни дъги, за да покажат граничните скорости и диапазоните на скоростта над и под
дадена работна маса.
Закрилките са предназначени да намалят дистанциите за излитане и кацане.
Клапите и техните работни механизми и точки на закрепване към конструкцията не са проектирани да издържат натоварванията, които
ще се прилага при високи въздушни скорости.
Както можете да видите от екрана, с отворени задкрилки, обхватът на полета на самолета е значително намален.
Кратко изследване на обвивката с разгънати клапи ще ни покаже, че границите на коефициента на натоварване са по-ниски.
Това означава, че трябва да зададем много по-ниска максимално допустима скорост.
Критичната скорост, която никога не трябва да се превишава с разширени клапи, се нарича V-F-E, Velocity Flaps Extended.
За да посочите на пилота скоростите, с които той може да лети, без да натоварва свръхнатоварването на самолета,
бяла дъга на циферблата на индикатора за въздушна скорост се простира от скоростта на сваляне при конфигурация за кацане при изключване на самолета до V
-F-E.
V-F-E, скоростта на разпънатите задкрилки, е максималната въздушна скорост, при която самолетът трябва да се лети с
клапи в предписано разтегнато положение.
Колесникът обикновено се прибира възможно най-скоро след излитане, за да се намали съпротивлението и да се увеличи
наклон на изкачване.
Няма нормално изискване съоръженията да работят при висока посочена въздушна скорост,
така че механизмът за прибиране и разширяване, заедно с точките на закрепване към конструкцията, са оразмерени за изискваната задача.
Проектирането на съоръженията за работа при високи посочени въздушни скорости би увеличило ненужно структурното тегло.
По този начин ще бъдат определени едно или две ограничения на скоростта за вашия самолет, в зависимост от дизайна на системата.
V-L-O е скоростта на работа на колесника. Това е скоростта, с която е безопасно както да се удължи, така и
за прибиране на колесника.
Ако скоростта на разгъване не е същата като скоростта на прибиране, двете скорости трябва да бъдат обозначени като V
-L-O Разширяване и V-L-O Прибиране.
Когато колесникът е прибран или изтеглен, първо трябва да се отворят вратите на колесника.
Вратите просто рационализират отсека на ходовата част и не са проектирани да поемат аеродинамичните натоварвания, които биха били поставени
върху тях при високи посочени въздушни скорости.
Следователно V-L-O обикновено е по-нисък от V-L-E.
V-L-E е удължената скорост на колесника.
Може да има случаи, когато е необходимо самолетът да се превози с изключена предавка и за да направите това a
по-високата допустима скорост би била удобна.
V-L-E е скоростта, с която е безопасно да летите на самолета със закрепен колесник
напълно разтегнато положение.
Тъй като вратите на колесника са затворени, V-L-E обикновено е по-високо от V-L-O.
Натоварванията върху самолета се прилагат не само във въздуха.
По време на рулиране, излитане и кацане, шасито трябва да поеме приложените натоварвания.
Ходовата част е проектирана основно да издържа на натоварвания отпред и отзад, т.е. натоварвания, приложени върху ходовата част в
посоката на надлъжната ос на самолета.
Тези натоварвания обикновено възникват по време на излитане, кацане и спиране, така че ходовата част трябва да е здрава.
Въпреки това теглото трябва да бъде сведено до минимум, тъй като, както знаем, във въздуха ходовата част е просто
мъртво, генериращо съпротивление тегло.
Следователно, проектантите трябва да гарантират, че границите на безопасност в необходимата носеща якост на ходовата част са запазени, както
възможно най-ниско.
Прекомерните странични натоварвания на самолета могат лесно да доведат до повреда на конструкцията на шасито.
Това може да бъде причинено от прекалено бързо рулиране или опит за завъртане на самолета под твърде малък ъгъл.
Но по-често по време на излитане и кацане, особено при страничен вятър, ходовата част е подложена на тези
прекомерни натоварвания.
Ограниченията са определени за максималната стойност на страничния вятър, приемлива за различните въздухоплавателни средства.
Първоначално, по време на излитане при страничен вятър, теглото на самолета върху шасито ще помогне да се устои на странично движение.
Тъй като скоростта се увеличава и крилата генерират повече повдигане, крилото между вятъра може да започне да се повдига, поставяйки странично натоварване
на ходовата част.
Това се предотвратява чрез прилагане на елерони между вятъра.
Самолетът се задържа на земята за по-дълго време, поддържайки посоката с руля, преди да излети.
Освен страничен вятър, по време на излитане самолетът е подложен и на въртящ момент от витлото.
Това обикновено се нарича суинг при излитане.
Ефектите на витлото са описани в общия раздел на двигателя на този диск.
Поради редица причини самолетът ще се завърти в посока, обратна на въртенето на витлото.
Трябва да се управлява с рул.
На тази снимка, ако имаше страничен вятър отляво, моментът на отклонение, причинен от въртенето на витлото, би
да се влоши.
Страничният вятър отдясно ще има тенденция да компенсира отклонението поради въртенето на витлото.
По време на този урок като цяло показахме снимки на това, което обикновено се нарича триколесен самолет с шаси.
Този тип има две основни колела и още едно колело в предната част на самолета.
Задното колело или самолетът с плъзгач за опашка, както често се нарича, все още се използва широко.
Във въздуха той лети не по-различно от самолета с триколка с шаси, но на земята се справя много по-различно.
Разликите в наземното обслужване възникват, защото центърът на тежестта на самолета със задно колело е зад основните колела.
Това води до нестабилност на самолета по време на движение на земята.
Ако по време на излитане самолет със задно колело започне да се люлее, амплитудата на люлеенето ще
са склонни да се увеличават, тъй като центърът на тежестта на самолета е зад основните колела.
Освен ако не бъде отметнато, тази нестабилност на посоката може да доведе до заземяващ контур.
Пилотите със задно колело скоро научават, че всяко завъртане при излитане трябва бързо да се провери с руля.
В точката на съприкосновение при кацане дроселът е затворен и витлото има малък или никакъв ефект
корпуса на самолета.
Това е кацане със страничен вятър, който може да причини прекомерни странични наклони на ходовата част.
Както при излитането, ограниченията за страничен вятър са определени за конкретен самолет.
Ще бъдете научени на различни методи за кацане при страничен вятър по време на вашето летателно обучение.
Важно е, когато самолетът се докосне, всякакви странични натоварвания върху ходовата част да бъдат сведени до минимум.
Това приключва уроците за принципите на полета.
Сега трябва да можете да отговорите подробно на въпроса,
Как лети нещо толкова голямо и тежко като самолет?, което беше представено в началото на Урок 1.
Но следващия път, когато чуете звука на самолетен двигател, може да не го гледате с учудване
в мрамора на полета,
но седейки в самолет и изпитвайки въодушевлението от полета.