0.ВСТУПЛЕНИЕ.
Попробуем говорить о сложном, как можно ПРОЩЕ: "Если ученый, не может в двух словах объяснить пятилетнему ребенку, чем он занимается, — он шарлатан, а не учёный." (Р. Фейнман). Порой, будем умышленно ИГНОРИРОВАТЬ ДЕТАЛИ, чтобы сосредоточиться на ГЛАВНОМ, а поняв физическую суть явлений, Вы легко адаптируете информацию к Вашему типу ВС.
Данный курс базируется на итогах интервью с выпускниками лётных училищ, претендовавших на работу в Авиакомпанию «Ютэйр». Прочитав вопрос, попробуйте сделать ПАУЗУ и ответить на него сами, а потом читайте дальше. Большое спасибо Сергею Баикину за помощь.
1.ЗАЧЕМ НУЖНЫ ЗАКРЫЛКИ?
Чаще всего экзаменатор слышит – «для улучшения взлётно-посадочных характеристик».
НЕ сердитесь, но ЭТОТ ответ мне НЕ нравится! Он отчасти ВЕРНЫЙ, но НЕ отражает физическую СУТЬ происходящего. Например, экипажи ВТА, выпускают механизацию перед десантированием парашютистов (грузов), после прохождения точки НБП (начало боевого пути), при этом речь о взлете и посадке НЕ идёт ВОВСЕ.
Начнём с более простого вопроса: сравним качество самолета в 3-х конфигурациях: закрылки убраны, закрылки во взлетном положении, закрылки в посадочном положении.
В каком случае КАЧЕСТВО будет МАКСИМАЛЬНЫМ?
Если собеседник знает аэродинамику, он ответит правильно – на «чистом крыле», когда закрылки и предкрылки убраны. Тогда ещё раз УТОЧНЯЕМ: если, при выпуске механизации КАЧЕСТВО УХУДШАЕТСЯ, о каком УЛУЧШЕНИИ лётных характеристик может идти речь?
ПРАВИЛЬНЫЙ ОТВЕТ: ЗАКРЫЛКИ нужны для получения ДОСТАТОЧНОЙ подъёмной силы (соответствующей текущему весу самолёта) на МАЛЫХ скоростях и возможности полета на меньших скоростях с приемлемыми углами атаки. Ни о каком улучшении аэродинамики самолета речь НЕ идёт, да оно нам СЕЙЧАС и НЕ нужно. Для нас важно оторваться от планеты и приземлиться, на минимальных скоростях, что в свою очередь позволит делать ВПП короче, и НЕ превысить скорость разрушения пневматиков.
Увеличение площади и кривизны крыла, неизбежно приведёт НЕ ТОЛЬКО к росту подъёмной силы, но и к РЕЗКОМУ увеличению лобового сопротивления! К счастью, эти две силы прилагаются ПЕРПЕНДИКУЛЯРНО друг к другу, следовательно прирост лобового сопротивления мы сможем компенсировать увеличением ТЯГИ двигателей (вырастет расход топлива, уменьшится КАЧЕСТВО самолёта, но это всё будет длиться недолго, ведь в горизонтальном полёте – (бОльшую часть времени) самолёт будет в ПРАВИЛЬНОЙ конфигурации, с оптимальным качеством!)
Пилотам, претендующих на получение ATPL, стоит знать, что так называемые flaps (закрылки) можно обнаружить и на передней кромке крыла (Krueger flaps), они также меняют кривизну профиля. Разных типов закрылков не меньше пяти, и у всех свои особенности, однако, эту тему оставим для самостоятельного рассмотрения потенциальным эмигрантам. При желании, сами прочтите, в ЧЁМ различие между flaps и slats (в западной терминологии используется понятия и trailing flaps, и leading flaps).
ВАЖНО ПОМНИТЬ: при выпуске закрылков сильно ухудшается КАЧЕСТВО, поэтому, при отказе двух двигателей, даже на глиссаде, закрылки лучше убрать, если такая возможность есть!
3.ЗАЧЕМ НУЖНЫ ПРЕДКРЫЛКИ?
Как было сказано выше, есть leading edge flaps и есть leading edge slats. Более ранним, более простым, но имеющим то же НАЗНАЧЕНИЕ, что и предкрылки, являются щитки Крюгера (изобретение Вернера Крюгера, 1943 г. хотя первые упоминания о них датируются 1937 г).
Разумеется, щитки Крюгера менее эффективны, чем предкрылки. В лётном училище нам говорили, что предкрылки образуют щель, и ЭТО ускоряется поток обтекания, но Крюгер сделал тоже самое БЕЗ щели, что позволяет применить определение «flaps» для его изделия тоже.
МНОГО чего происходит с крылом, при выпуске предкрылков (по аналогии с закрылками), однако ГЛАВНАЯ МИССИЯ щитков Крюгера и предкрылков (если отбросить всё второстепенное) – это увеличение КРИТИЧЕСКОГО угла атаки, который ВСЕГДА уменьшается при выпуске закрылков! Мы обязаны ЗАЩИТИТЬ самолёт от «сваливания» на малых скоростях (ЗАЧЕМ и КОГДА мы летаем на МАЛЫХ скоростях, мы обсудили ранее).
ВАЖНО: при выборе положения механизации для ВЗЛЁТА, необходим верный БАЛАНС.
МИНИМАЛЬНУЮ длину разбега обеспечит МАХ. УГОЛ выпуска механизации, но ведь взлёт НЕ заканчивается разбегом, а условия НАБОРА ВЫСОТЫ в горной местности, могут выйти на ПЕРВОЕ место и диктовать ИНЫЕ требования. МIN угол выпуска механизации, УВЕЛИЧИВАЕТ длину разбега (при длинной ВПП это НЕ критично), но при этом, за счёт снижения лобового сопротивления, растёт ДИНАМИКА разбега и СОКРАЩАЕТСЯ расход топлива. Разумеется, безопасность ВАЖНЕЕ, но если с безопасностью всё в порядке, то почему бы не сэкономить для своей Авиакомпании $200?
Ещё, ДО взлёта, подумайте, КАК Вы будете компенсировать ПОТЕРЮ подъемной силы при УБОРКЕ механизации (чем больше был угол отклонения механизации, тем существенней будет её потеря при уборке). Вариантов всего два: - либо УВЕЛИЧИВАТЬ угол атаки (в рамках эксплуатационных ограничений, если НЕОБХОДИМО выдерживать градиент набора высоты (в ГОРНОЙ МЕСТНОСТИ или для снижения ШУМА), либо можно увеличивать СКОРОСТЬ, что конечно, экономичнее (но наклон траектории набора уменьшится). Выбор за Вами!
4.ЗАЧЕМ НУЖЕН СТАБИЛИЗАТОР?
ДО ответа на ЭТОТ вопрос рассмотрим НЕСКОЛЬКО сопутствующих, не менее важных:
а) в каком случае самолет будет лететь РАВНОМЕРНО и ПРЯМОЛИНЕЙНО?
Для этого должны быть соблюдены ДВА условия:
- сумма всех СИЛ должна быть равна НУЛЮ (основные силы это: подъёмная сила, вес, тяга и лобовое сопротивление).
- сумма всех МОМЕНТОВ должна быть равна нулю (а их возникает немало).
Подъёмная сила крыла, ОЧЕНЬ важна для нас, но из-за того, что она прикладывается ЗА ЦЕНТРОМ ТЯЖЕСТИ, она создаёт ПИКИРУЮЩИЙ момент, который нужно компенсировать (почему так сконструировано большинство ВС рассмотрим позже). Особенно велик этот момент при выпущенных ЗАКРЫЛКАХ, так как крыло сильно «прирастает» площадью сзади.
Из учебника физики за 7-ой класс известно: M = F x A, то есть момент – это «сила», умноженная на «плечо» (расстояние, приложения этой силы). Сразу вспоминается Архимед, заявлявший: «Дайте мне точку опоры, и я переверну МИР». Иначе говоря, даже самая малая сила способна создать ОГРОМНЫЙ МОМЕНТ, если «плечо» велико. К счастью, при УБРАННЫХ закрылках, «плечо» - точка приложения подъёмной силы относительно центра тяжести – величина небольшая, но только НЕ на взлёте и на посадке.
Подъёмная сила стабилизатора (при «классической схеме»), ВСЕГДА направлена ВНИЗ и всегда ВЫЧИТАЕТСЯ из полной подъёмной силы всего самолёта, (про схему «утка», со стабилизатором впереди крыла, поговорим позже). Это неизбежное «зло», без которого нам НЕ обойтись.
Зададим себе вопрос: МОЖНО ли ИЗБАВИТЬСЯ от этого отвратительного «пикирующего момента», который нам ПРИХОДИТСЯ компенсировать, ухудшая аэродинамические характеристики самолета? Подумали???
КОНЕЧНО можно, ЭЛЕМЕНТАРНО, просто существует такое понятие, как «устойчивость самолёта» (устойчивость — это способность самолёта, БЕЗ вмешательства пилота, ВОССТАНАВЛИВАТЬ исходный режим полёта).
ГЛАВНЫМ и ЕДИНСТВЕННЫМ условием продольной устойчивости самолета «по перегрузке» (в западной терминологии - статической устойчивости), является расположение ФОКУСА позади ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ.
Как это «работает»? Предположим, самолёт летит равномерно и прямолинейно, автопилот ВЫКЛЮЧЕН, и пилот СПИТ! Если в таких условиях произошло воздействие ветра (порыв), и приборная скорость ВЫРОСЛА, то сразу же, пропорционально вырастет и ПОДЪЁМНАЯ СИЛА (нам же знакома формула подъёмной силы), самолёт начёт набирать высоту, ведь подъёмная сила стала БОЛЬШЕ веса. Однако, если фокус (а именно в ФОКУСЕ будет приложено «приращение подъёмной силы») находится сзади «центра тяжести», то возникнет ПИКИРУЮЩИЙ момент, который ВЕРНЁТ воздушное судно на исходную высоту. Вот и всё.
Можно разместить стабилизатор ВПЕРЕДИ ЦТ, тогда и на крыле, и на стабилизаторе подъёмная сила будет направлена ВВЕРХ, но такой самолет будет НЕУСТОЙЧИВ по перегрузке, и потребуется компьютерное управление, чтобы постоянно сохранять балансировку.
Раз уж мы НЕЧАЯННО упомянули «фокус», обсудим и этот вопрос. В аэродинамике существуют понятия «фокус» и «центр давления». Одна из этих точек существует на самом деле и другую придумали аэродинамики. ЗАЧЕМ?
Центр давления – точка пересечения ПОЛНОЙ аэродинамической силы с САХ (средней аэродинамической хордой), а «фокус» — это точка приложения ПРИРАЩЕНИЯ подъёмной силы, при изменении угла атаки или скорости.
Реально существующая точка, это ЦЕНТР ДАВЛЕНИЯ, но почему же аэродинамики ОТКАЗАЛИСЬ «работать» с ней? Дело в том, что «центр давления» ПОСТОЯННО перемещает вдоль САХ. На критическом угле атаки, когда пусть небольшая, но подъемная сила ещё сохраняется на НОСКЕ крыла (дальше начинается срыв потока), «центр давления» находится соответственно на носке крыла, а на угле «нулевой подъёмной силы» αо – подъёмная сила профиля равна НУЛЮ, но лобовое сопротивление всё равно существует - «полная аэродинамическая сила» приложена в самом конце САХ, (полная аэродинамическая сила, как бы ВЫХОДИТ из концевой точки хорды крыла), а вот на «рабочих углах атаки», в течении всего полета, «центр давления» НЕПРЕРЫВНО движется вперёд и назад по САХ, по мере изменения угла атаки. Разумеется, аэродинамики не захотели «работать» с такой «капризной» точкой и придумали «фокус», который (до наступления волнового кризиса) почти стационарен и находится примерно на 25% САХ.
Чтобы завершить эту тему, поговорим про «КЛЕВОК самолета».
Много авиаторов погибло, до того момента, пока как не стала ясна его природа!
Начнём с того, что лопатка компрессора, несущий винт вертолёта, лопатки турбины, лопасти винта Ан-12, крыло и стабилизатор ЛЮБОГО САМОЛЁТА — это просто аэродинамический профиль, для которого характерны ОДНИ и те же законы аэродинамики.
Стабилизатор — это, как правило, симметричный профиль, с критическим углом атаки «ПЛЮС- МИНУС» 15-16 ° и совсем НЕ важно с какой стороны будет превышено это значение, но если ЭТО произойдёт, то подъёмная сила на стабилизаторе резко уменьшится.
При полёте в условиях обледенения, критический угол стабилизатора (из-за ухудшения обтекания) может снижается до - 11-12 °, а при выпуске ЗАКРЫЛКОВ, когда увеличивается СКОС потока, этого может оказаться достаточно для того, чтобы стабилизатор «вышел» на ОТРИЦАТЕЛЬНЫЕ, ЗАКРИТИЧЕСКИЕ углы атаки и на нём вообще ПРОПАЛА подъёмная сила (направленная вниз). Общая подъёмная сила самолета в данном случае ВЫРАСТЕТ, но нас вряд ли это обрадует, ведь момент, создаваемый подъёмной силой крыла окажется НЕ компенсированным, и суммарный продольный момент самолёта, направленный на пикирование, «вгонит» самолёт в землю, что и происходило!
Бороться с «клевком» можно:
- установив противообледенительную систему стабилизатора.
- НЕ выпуская закрылки на полный угол (в посадочное положение).
- увеличив скорость захода на посадку.
- применением Т-образного оперения (когда выпуск закрылков оказывает существенно меньшее влияние на обдувку стабилизатора), но это всё просто частные случаи.
Разумеется, теперь не сложно ответить на вопрос: стабилизатор СТАБИЛИЗАТОР предназначен для того, чтобы компенсировать ПИКИРУЮЩИЙ момент, создаваемый подъёмной силой КРЫЛА. Далее, мы поговорим о центровке, что дополнит понимание важности данной темы.
5.ЧЕМ ЛИМИТИРОВАНА «ПРЕДЕЛЬНО-ПЕРЕДНЯЯ» ЦЕНТРОВКА?
Обычно, ВНАЧАЛЕ даётся ПОЧТИ правильный, хотя и НЕ полный ответ:
– для обеспечения продольной управляемости на взлёте и посадке. Однако при попытке уточнить детали и паре ПРОВОКАЦИОННЫХ вопросов, всё становится немного хуже.
Спрашиваем: А в наборе высоты? Разве на ЭТОМ этапе вопрос продольной управляемости при предельно-передней центровке НЕ актуален? А на снижении?
Обычно собеседник добавляет, ах, да, и в наборе, и на снижении вопрос лимита передней центровки ВАЖЕН ТОЖЕ. Это абсолютно НЕВЕРНЫЙ ОТВЕТ!
Задаём ещё один «наводящий вопрос»: что произойдёт с самолетом, если НА СТОЯНКЕ, Вы сядете в кресло пилота и полностью отклоните штурвал на себя?
Пару раз слышал ответ, что самолет ТУТ ЖЕ сядет за «задницу», что, разумеется, полный БРЕД, к счастью, ТАКИЕ плохие знания — исключение из правил!
Разумеется, с самолетом абсолютно НИЧЕГО НЕ произойдёт, ведь ЭФФЕКТИВНОСТЬ рулей – это функция от СКОРОСТИ и если скорость равна НУЛЮ, то эффективность рулей тоже равна НУЛЮ.
На современных самолетах в канале продольного управления, уже давно применяется «дифференцированное управление», чем БОЛЬШЕ скорость, тем МЕНЬШЕ угол отклонение рулей, к примеру на скорости более 210 узлов, ПОЛНОЕ отклонение штурвала «на себя», на многих типах ВС, приведёт к отклонению руля высоты всего лишь на 4 ° (меньше четверти от полного хода).
Именно при предельно-передней центровке мы достигаем максимальной устойчивости и в то же время, минимальной УПРАВЛЯЕМОСТИ, а также максимально разрешенного усилия на штурвале, (а ещё, при предельно передней центровке «сваливание» начинается гораздо РАНЬШЕ).
Итак. Правильный ответ на вопрос: чем лимитирована «предельно-передняя» центровка? – звучит так: В ОСНОВНОМ, исходя из условий ДОСТАТОЧНОСТИ продольной управляемости на МАЛЫХ скоростях (самые малые скорости полета — это скорость отрыва и касания). Как только скорость самолёта ВЫРАСТЕТ, ограничения, связанные с эффективностью управления, теряют актуальность.
Если бы речь шла о СОВЕТСКИХ самолётах, на этом можно было бы закончить, но… на современных ВС, ради снижения расхода топлива, производители снижают (в пределах разумного) вес конструкции и ЗАПАС прочности, ВЕЗДЕ, где это возможно.
Толщина металла и прочность на современных самолётах МЕНЬШЕ, поэтому на многих типах ВС, предельно передняя центровка, при МАКСИМАЛЬНЫХ весах, может быть также ограничена прочностью передней стойки шасси на земле, и максимальной нагрузкой на крыло и хвостовое оперение в полёте!
Чем дальше точка приложения полной аэродинамической силы, находится от центра тяжести ВС, тем БОЛЬШЕ пикирующий момент создаваемый крылом, соответственно и компенсирующий его, кабрирующий момент создаваемый хвостовым оперение, (а значит крутящий момент из-за нагрузки на крыло, фюзеляж и хвостовое оперение, должен быть БОЛЬШЕ (особенно при МАХ (эксплуатационных) ПЕРЕГРУЗКАХ).
Риск получить структурные повреждения элементов, на современных ВС, становится значимым фактором и также должен может быть ограничен выбором предельно-передней центровки!
6.ЧЕМ ЛИМИТИРОВАНА «ПРЕДЕЛЬНО-ЗАДНЯЯ» ЦЕНТРОВКА?
Ответ на данный вопрос частично рассмотрен ранее, – условиями продольной устойчивости самолета по перегрузке, но давайте уточним пару деталей.
Центровка, при которой центр масс располагается строго ПОД фокусом, называется «нейтральной», а минимальный запас центровки (близость допустимой предельно-задней центровки к нейтральной), обычно должна быть не МЕНЕЕ 10 % САХ (параметр закладывается при конструировании, чтобы устойчивость по перегрузке была ДОСТАТОЧНОЙ). То есть, если нейтральная центровка 54 % САХ, то предельно-задняя НЕ должна превышать 44 % САХ.
В коммерческой авиации, самолеты стараются грузить так, чтобы центровка ВС НЕ была передней. Самолёт с передней центровкой очень устойчив, но потребляет БОЛЬШЕ топлива. ПОЧЕМУ?
К примеру, вес ВС = 100 тонн. Чтобы самолет оторвался от земли, нам необходимо создать подъёмную силу, ПРЕВЫШАЮЩУЮ 100 тонн. Точка приложения полной аэродинамической силы, на самолётах с классической схемой расположения стабилизатора, ВСЕГДА находится сзади центра масс, и НА ВЗЛЁТЕ (при выпущенных закрылках), создаст большой «пикирующий момент, который мы компенсируем, создавая ОТРИЦАТЕЛЬНУЮ подъёмную силу НА СТАБИЛИЗАТОРЕ!
Предположим, что расстояние между центром масс и центром давления 1 метр. Умножим 100 тонн – (вес самолёта и необходимая подъёмная сила) - на 1 метр, получается нам надо создать противодействующий момент в 100 единиц (момент измеряется в ньютон-метрах, хотя я не уверен, что тут прямая зависимость).
А теперь сместим центровку назад, ближе к точке приложения подъёмной силы (правильно загрузив груз и пассажиров), чтобы расстояние между ЦТ и центром давления крыла уменьшилось до 0,5 метра. Теперь, пикирующий момент создаваемый подъёмной силой крыла, уменьшится до 50 единиц (ньютоно-метров) и чтобы сбалансировать самолёт, на стабилизаторе нужно создать отрицательную подъёмную силу в два раза МЕНЬШЕ.
Конечно, взлёт и посадка – это кратковременные этапы полета, в горизонтальном полеты, на высокой скорости, угол атаки крыла меньше, центр давления крыла близок к ЦТ самолета, и стабилизатор почти всегда стоит на околонулевом угле, НЕ создавая существенной, отрицательной подъёмной силы – именно так и рассчитываются крейсерские режимы полёта.
7.ЛОБОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ.
Условно, лобовое сопротивление делят на: ПРОФИЛЬНОЕ (обязательные компоненты летательного аппарата), ВРЕДНОЕ (лючки, антенны, вмятины - всё, что не связано с созданием подъёмной силы), ВОЛНОВОЕ и ИНДУКТИВНОЕ. В разных странах вопрос классифицируется по-разному, сейчас мы поговорим про ИНДУКТИВНОЕ сопротивление (induced drug)- ЧТО это такое?
Ответ на оценку «хорошо», который ЧАЩЕ всего слышит экзаменатор, звучит так: это часть лобового сопротивления, связанное с перетеканием воздуха с нижней части крыла на верхнюю!
Неплохо, но такой ответ немедленно провоцирует встречный вопрос: можно ли уменьшить это мерзкое индуктивное сопротивление до «нуля». Обычно пилоты отвечают - «НЕТ», или же вспоминают про круглые крылья и ещё какие-то экзотические профили. Это ОШИБОЧНЫЙ ПУТЬ, причина СОВСЕМ в ДРУГОМ!
Снизить индуктивное сопротивление ДО НУЛЯ очень ПРОСТО: это СИММЕТРИЧНЫЙ профиль, на Ԃо – угле атаки НУЛЕВОЙ подъёмной силы. Тогда эпюры давления сверху и снизу симметричны, и НИКАКОГО перетекания воздуха снизу наверх НЕ будет, но ВРЯД ЛИ это нас ОБРАДУЕТ!
Ещё один вопрос: может ли самолет с симметричным профилем и углом установки крыла равным «НУЛЮ» вообще ЛЕТАТЬ? Подумали?
– Конечно может! Так и было на многих самолетах начала 20 века.
Вы разбегаетесь по взлётно-посадочной полосе (ВПП), в процессе разбега индуктивное сопротивление равно НУЛЮ (симметричный профиль, на нулевом угле атаки), на скорости отрыва Вы отклоняете штурвал НА себя, руль высоты отклоняется ВВЕРХ и ДИНАМИЧЕСКИ, самолет поднимает нос! Как только угол атаки крыла стал положительным, всё мгновенно изменилось - эпюра давления поменялась, давление воздуха ПОД крылом, стало БОЛЬШЕ, чем над ним! Появилась НЕОБХОДИМАЯ нам подъёмная сила, но одновременно с ней, свободолюбивый воздух устремился с нижней кромки крыла (где давление ВЫШЕ), на верхнюю кромку крыла, где давление НИЖЕ – ТО ЕСТЬ появилась ПОДЪЁМНАЯ СИЛА и ИНДУКТИВНОЕ сопротивление.
Уверен, сейчас Вы точно сможете ответить ПРАВИЛЬНО, на этот простой вопрос:
ИНДУКТИВНОЕ сопротивление – это часть лобового сопротивления, связанная с созданием ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ! Это НЕИЗБЕЖНОЕ ЗЛО, если Вы вообще хотите летать!
Жгуты воздуха, связанные с перетеканием воздуха на БОЛЬШИХ ВС, могут достигать 15 км и представляют угрозу, для ЛЁГКИХ ВС, которые попадают в них.
Что же происходит? Очень упрощённо говоря, чтобы самолет массой 200 тонн держался в воздухе, он должен «оттолкнуться» от такого-го же количества ВОЗДУХА (третий закон Ньютона), при этом происходит скос потока вниз (так называемый downwash), самолет «отбрасывает» воздух вниз (при этом уменьшается эффективный угол атаки). Это приводит к отклонению от вертикали вектора подъемной силы. Очевидно, что чем ближе профиль крыла расположен к wing tip (законцовке крыла), тем ситуация хуже.
Уменьшить индуктивное сопротивление можно установить «ВИНГЛЕТЫ», коих огромное множество, самых разных конструкций. Три основных типа законцовок это: wingtip fence, blended winglet, raked wingstips, а также аэрбасовские sharklets, но во всём "хорошем" всегда есть что-то "плохое".
Данные девайсы СНИЖАЮТ индуктивное сопротивление, но вот их МИНУСЫ:
- Во-первых: это цена доработки.
- Во-вторых: дополнительный вес – примерно 200 кг для В-737, (на больших ВС ещё больше),
- В-третьих, площадь соприкосновения (взаимодействия) с воздушным потоком больше, а значит и лобовое сопротивление ВЫРАСТЕТ.
Помимо этого, винглеты — это дополнительная изгибающая сила, то есть увеличенная нагрузка на крыло, а значит требуется его дополнительное упрочнение, что ведет за собой дальнейшее увеличение веса.
И тем не менее, при длительных полётах, установка «винглетов» позволяет добиться экономии топлива до 5 %, за счёт снижения индуктивного сопротивления (то есть, эта опция принесёт нам больше пользы, чем вреда).
Из теории мы помним, что индуктивное сопротивление равно нулю у крыла с БЕСКОНЕЧНЫМ размахом. В реальной жизни такого крыла нет, но УВЕЛИЧИВАЯ РАЗМАХ, мы можем добиться снижения индуктивного сопротивления. Очень жаль, что делать бесконечно это нельзя, помимо нагрузки на крыло и проблем с прочностью, возникают дополнительные крутящие моменты и иные конструктивные трудности, к тому же большинство аэродромов МИРА просто НЕ принимают самолеты с размахом крыла более 80 метров.
Кстати, характерный пример самолета с очень большим размахом крыла — знаменитый АНТ-25 чкаловского экипажа. Он создавался именно для такого ДАЛЬНЕГО перелета.
Именно по этой причине на В-777, дальнемагистральном самолете (где казалось бы «сам Бог велел»), не ставят «винглеты», ведь его крыло имеет слишком большое удлинение. В концевой части крыла, где ставится «винглет», оно уже настолько тонкое, что усиливать конструкцию (утяжелять и укреплять, ради установки «винглета») НЕ имеет смысла, получится только хуже.
Еще один способ борьбы с индуктивным сопротивлением применен на В-767 и 787. Это оригинальный дизайн крыла – большАя площадь крыла в корневой части, малая в концевой и изменение угла установки в сторону законцовки, применение так называемой «отрицательной крутки». Из-за малой площади и мЕньшего угла атаки, на законцовку крыла в процентном отношении приходится очень мало подъемной силы, а значит её НЕ страшно потерять.
Традиционно, самолет проектируют так, чтобы БОЛЕЕ несущие профили располагались ближе к фюзеляжу. Делается это для того, чтобы при «выходе» на критические углы атаки, когда с профиля у фюзеляжа уже начался срыв потока и самолет начнёт опускать нос, он был ЕЩЁ управляем в поперечном отношение, ведь на участках крыла, там, где находятся элероны, срыв потока пока НЕ начинался!
Напоследок добавим, что чем МЕНЬШЕ скорость, тем БОЛЬШЕ составляющая индуктивного сопротивления, и наоборот, чем больше скорость, тем меньше угол атаки, а значит меньше индуктивное сопротивление.
Примечание: законцовки типа raked wingstips применяются даже на ВИНТАХ военного C-130J «Super Hercules», а на лопастях вертолета AgustaWestland AW101 укреплены специальные законцовки, изменяющие скос потока от несущего винта и упрощающие пилотирование около земли в пыльных местностях.
8.КРИТИЧЕСКОЕ ЧИСЛО М (Mmo)? Почему число М ограничивается на дозвуковых ВС.
ПОЧЕМУ о волновом кризисе беспокоятся даже производители самолетов, которые летают на числах существенно МЕНЬШЕ ЕДИНИЦЫ, когда, казалось бы, маржа (запас) до достижения скорости звука ВОЗДУШНЫМ СУДНОМ ещё очень велик, и ПОЧЕМУ у самолётов, летающих на ДОЗВУКОВЫХ скоростях (НЕ приближаясь к скорости звука), такие низкие ограничения по критическому числу М (порядка 0,8)?
Вернёмся в самое начало аэродинамики чтобы понять: ПОЧЕМУ САМОЛЁТ ЛЕТАЕТ, а крыльями НЕ машет? Родоначальник этой науки (фактически, в то время речь шла о газодинамике), Даниил Бернулли родился в 1700 году, за 213 лет до первого полёта братьев Райт, но именно его умозаключения помогли человечеству подняться в небо! Так что же сказал швейцарский ученый, после чего человечество осознало, что сможет летать?
Не вдаваясь в детали (очень упрощенно), было сказано следующее:
- за единицу времени, через единицу сечения проходит одно и то же количество воздуха!
- струйка воздуха НЕРАЗРЫВНА.
- сумма статического и динамического давления в струйке воздуха – величина постоянная.
Где-то (без разницы, далеко или рядом с профилем) находится «невозмущённый поток», но если струйка воздуха, ОГИБАЮЩАЯ профиль крыла, в каком-то месте сужается, то чтобы пройти через МЕНЬШЕЕ СЕЧЕНИЕ за ТО ЖЕ время, за которое воздух проходит ПОД нижней кромкой, (почти по прямой), воздуху НАД верхней кромкой ПРИДЁТСЯ РАЗОГНАТЬСЯ, (две струйки воздуха, временно разделённые профилем крыла, должны СНОВА встретиться вместе – это и есть неразрывность).
Бернулли установил, что при увеличении скорости потока, давление воздуха УМЕНЬШАЕТСЯ, а значит появляется эпюра давлений, ведь на верхней части крыла (где воздух разгоняется до бОльших значений), давление будет МЕНЬШЕ, чем на нижней.
Теперь вся проблема упиралась в одно, как РАЗОГНАТЬ самолет до нужной скорости, чтобы подъёмная сила оказалась достаточной, то есть равной весу? Где достать такой мощный мотор?
Всякое открытие готовят СОТНИ людей, но лавры достаются одному. Кто же всё-таки, изобрёл самолет: Отто фон Лилиенталь, пролетевший на своем планере значительное расстояние за 30 лет до первого полета самолета, или Александр Можайский, который то ли смог оторваться от земли, то ли нет (двигателю явно не хватало пары лошадиных сил, (хотя в ЦАГИ - Центральный АэроГидродинамический Институт в Жуковском, утверждают, что если самолет разбегался по деревянному настилу (доказано), против ветра и под небольшим наклоном, то самолет мог оторваться), или всё-таки братья Райт, пролетевшие расстояние МЕНЬШЕ, чем размах крыльев современного Boeing-747? Каждый внёс свой вклад!
Теперь, когда мы рассмотрели ЭТОТ вопрос, нетрудно назвать причину ограничения числа М на ДОЗВУКОВЫХ ВС: несмотря на то, что САМ самолет летит на дозвуковых скоростях, поток на ВЕРХНЕЙ кромке КРЫЛА может разогнаться до значений М=1 и выше, что может привести к возникновению «волнового кризиса».
Пилоты знают, что превышать Vmo\Mmo НЕЛЬЗЯ, но абстрагируясь от документов, как Вы считаете, КАКИЕ СМОТРОВЫЕ работы нужно выполнить ПОСЛЕ ПОСАДКИ, если в полете было превышено КРИТИЧЕСКОЕ число М (Mcrit)?
Внимание: - НИКАКИХ, (если НЕ случилось чего-то ИНОГО). Такие превышения происходят ПОЧТИ в каждом полете, ведь крыло по размаху такое разное! Превышение Mcrit, становится опасным ПОЗЖЕ, при неблагоприятном стечении обстоятельств (например, при создании значительного КРЕНА, когда можно выйти на high speed buffet).
Об этом и многом другом поговорим ниже, а теперь БЛИЦ.
БЛИЦ:
1 вопрос: сколько достоинств у стреловидного крыла? – Подумали?
Всего ОДНО – скорость полёта. Во всём остальном, стреловидное крыло, ХУЖЕ прямого.
2 вопрос: что такое Мкр?
Это максимальное значение скорости полёта, на которой, хотя бы на ОДНОМ участке крыла, МЕСТНАЯ скорость ОБТЕКАНИЯ, достигнет скорости ЗВУКА!
Тем не менее, человечество ценит время и хотело бы летать БЫСТРЕЕ, поэтому КРАТКО рассмотрим, что же происходит при превышении Ммо, что такое «ударная волна» и «волновой кризис» и ещё несколько вопросов, касающихся СВЕРХЗВУКА.
КАК ЖЕ ОБРАЗУЕТСЯ УДАРНАЯ ВОЛНА?
Звук движется со скоростью звука (простите за тавтологию), поэтому если самолет летит на числе М<1, звук ОБГОНЯЕТ летательный аппарат. При полете выше М>1 – он отстает, но в момент перехода с дозвуковой на сверхзвуковую скорость (ХУДШИЙ МОМЕНТ в ПОЛЁТЕ), несколько звуковых волн накладываются друг на друга и образуется так называемая УДАРНАЯ волна, иногда МНОЖЕСТВО таких ВОЛН (всё зависит от формы ВС и крыла).
Ударные волны могут появляться на острие фюзеляжа, передней и задней кромках крыла.
Фронт ударной волны, который иногда называют «скачком уплотнения», имеет очень МАЛУЮ толщину (доли миллиметра), но в нём скачкообразно происходят кардинальные изменения свойств потока – а именно, при столкновении звуковых волн скорость ПОТОКА снижается, и становится дозвуковой, давление в потоке и температура газа за скачком резко возрастают.
При ТОРМОЖЕНИИ потока, часть кинетической энергии потока превращается во внутреннюю энергию газа и изменения ТЕМ БОЛЬШЕ, чем ВЫШЕ скорость сверхзвукового потока, а при гиперзвуковых скоростях (более 10 М) температура газа может достигать тысяч градусов, что создаёт серьезные проблемы для летательных аппаратов (например, Спэйс Шаттл «Коламбия» погиб 01.02.03 года из-за повреждения термозащитной оболочки, возникшего в ходе полёта).
Итак: ВОЛНОВОЙ КРИЗИС — это изменение характера обтекания летательного аппарата воздушным потоком, на скоростях ОКОЛО скорости ЗВУКА, сопровождающееся ухудшением аэродинамических характеристик: ростом лобового сопротивления, снижением подъёмной силы, появлением вибраций, потерей эффективности рулей и элеронов (летательный аппарат становится неуправляемым), причём всё это носит крайне нестабильный характер и на разных типах ЛА происходит индивидуально, по-разному.
При образовании скачков уплотнения (ударных волн) и торможении сверхзвукового потока, выделяется (тратится) энергия (закон сохранения энергии), и берется она из кинетической энергии движения летательного аппарата. То есть самолет элементарно тормозится и очень ощутимо! Это и есть ВОЛНОВОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ. Более того, скачки уплотнения из-за резкого торможения потока в них, способствуют отрыву пограничного слоя после себя и превращения его из ламинарного в турбулентный. Это еще более УВЕЛИЧИВАЕТ аэродинамическое сопротивление.
Из-за резкого роста аэродинамического сопротивления, самолету требуется ощутимый запас мощности двигателя для преодоления зоны трансзвука и выхода на настоящий сверхзвук…
Переход с дозвуковой скорости на сверхзвуковую, реактивными самолётами должен выполняться МАКСИМАЛЬНО БЫСТРО, с использованием форсажа двигателя, чтобы избежать длительного полёта в зоне волнового кризиса… и ещё раз напомним: ХУДШАЯ СКОРОСТЬ для аэродинамики сверхзвукового самолета – это ПЕРЕХОД с ДОЗВУКА на СВЕРХЗВУК.
Когда скорость движения ЛА становится СТАБИЛЬНО сверхзвуковой (число Маха M>1), течение вновь становится стабильным, хотя его характер и ПРИНЦИПИАЛЬНО ИЗМЕНИТСЯ (ведь произойдёт перераспределение давления по профилю крыла - эпюра давления смещается НАЗАД), нарушается равновесие, устойчивость и управляемость самолета, возникают вибрации.
Пилоты, пытавшиеся преодолеть «звуковой барьер», пикируя с большой высоты, чтобы воспользоваться сложением тяги двигателя с силой тяжести самолёта, становились жертвами волнового кризиса – попав в него, они не могли вывести из пикирования самолёт, потерявший управление.
Дело в том, что у крыльев с относительно ТОЛСТЫМ профилем (почти все, в то время), в условиях волнового кризиса центр давления резко смещается назад и возникает ПИКИРУЮЩИЙ момент. Самолёт, не может выйти из пикирования, не погасив скорость, что ПОЧТИ НЕВОЗМОЖНО, когда самолет «затягивает» в пикирование с РАЗГОНОМ скорости. Катастрофа Бахчиванджи, при испытании ракетного самолёта БИ-1 на максимальную скорость - самый известный случай затягивания в пикирование из горизонтального полёта в истории авиации.
По своей природе волновое сопротивление является сопротивлением давления и определяется потерями кинетической энергии потока. Оно СИЛЬНО зависит от формы скачка уплотнения (который в свою очередь зависит от формы ЛА).
Чтобы купировать эти негативные явления и безопасно летать на сверхзвуковых скоростях, применяется стреловидное крыло и оперение с тонкими профилями, что позволяет сместить скорость, при которой начинается волновой кризис, в сторону бо́льших значений.
Увеличение стреловидности крыла усиливает так называемый эффект скольжения, за счет которого скорость потока V раскладывается на две составляющие: нормальную и касательную, следовательно, у стреловидного крыла, по сравнению с прямым, изменение аэродинамических коэффициентов, связанное с волновым кризисом, происходит менее резко, улучшается устойчивость и управляемость самолета на около- и сверхзвуковых скоростях.
Крыло НЕ обязательно должно быть стреловидным, но в этом случае оно ДОЛЖНО быть ОЧЕНЬ ТОНКИМ, как это было на Bell X-1(первый пилотируемый самолет, летевший со скоростью звука). Недостатком этого подхода является то, что крыло настолько тонкое, что его невозможно использовать для хранения топлива или шасси (недостаток полезного объёма). Такие крылья распространены на ракетах, хотя в этой области их называют "плавниками".
ЗНАТОК аэродинамики БЕЗ ТРУДА узнает сверхзвуковой самолет по ВНЕШНЕМУ ВИДУ: обычно это среднеплан, фюзеляж тонкий, с большим удлинением, сигарообразной формы напоминает ракету. Носовая и хвостовая части фюзеляжа заострены, крыло малого удлинения, с углом стреловидности 40 – 60°, ТОНКОЕ, с МАЛЫМ радиусом закругления носка, малой толщиной и кривизной, профиль симметричный или близкий к этому, фонарь кабины обычно вписан в контуры фюзеляжа.
Важно понимать, АЭРОДИНАМИКА сверхзвукового профиля НАМНОГО ХУЖЕ, чем у дозвукового, поэтому для обеспечения приемлемых взлетно-посадочных характеристик, крыло снабжается МОЩНОЙ механизацией.
Устойчивость и управляемость ВС на околозвуковых скоростях также увеличивают за счет геометрической крутки крыла и постановки аэродинамических гребней.
ГЛАВНОЕ: обычный, дозвуковой, самолет не способен устойчиво лететь быстрее звука, как бы его ни разгоняли, — он просто потеряет управление и развалится в воздухе…
Тема волнового кризиса одна из самых сложных в аэродинамике, но погружаться в неё мы НЕ будем по другой причине, мы летаем на дозвуке.
Крайний вопрос по теме: что такое СУПЕРКРИТИЧЕСКИЙ ПРОФИЛЬ?
В соответствии с ГЛАВНЫМ законом философии, законом «единства и борьбы противоположностей», во всём хорошем есть плохое и во всём плохом, есть хорошее. Как мы видели, обтекание традиционного крыла самолета НЕ ОПТИМАЛЬНО, ведь толщина струйки воздуха, огибающего профиль ПОСТОЯННО МЕНЯЕТСЯ, соответственно и скорость обтекания на КАЖДОМ участке крыла разная и эпюра давления НЕ оптимальная. В идеале хотелось бы РАЗОГНАТЬ воздух над крылом до НУЖНОЙ скорости, а дальше сделать РОВНУЮ поверхность, чтобы скорость обтекания «поддерживалась» на ОПТИМАЛЬНОМ значении.
Сказано-сделано! Если на традиционном крыле, (условно говоря), оптимальную эпюру давления мы получаем лишь на 25% верхней кромки крыла, то на самолете с суперкритическим профилем, - до 50 % (вся первая половина крыла). Самолёты с суперкритическим профилем можно легко узнать по всего одному ГЛАВНОМУ отличию. Догадаетесь, о чем речь?
У него сравнительно НЕБОЛЬШОЙ диапазон скоростей, утрированно – на какой скорости оторвался от планеты, на той скорости и полетел (ведь разогнав поток до нужной скорости, нам выгодно её и поддерживать на этом значении). У такого крыла БОЛЬШАЯ подъёмная сила, меньше удельный расход топлива, но есть один важный недостаток: это крыло ОЧЕНЬ капризно при любом загрязнении (особенно обледенении). Несколько катастроф самолета SRJ-200 доказали, что данный тип ВС, зимой нужно ОБРАБАТЫВАТЬ противообледенительной жидкостью при малейшем подозрении на наличии частиц льда на крыле.
9. КАК МЫ УПРАВЛЯЕМ РАСПРЕДЕЛЕНИЕМ ПОДЪЁМНОЙ СИЛЫ на КРЫЛЕ.
Начнём с ГЛАВНОГО, с безопасности полетов. Современные самолеты при выходе на критические углы атаки ведут себя ПРАВИЛЬНО. Срыв потока начинается в КОРНЕВОЙ крыла, подъёмная сила падает и ВС начинает опускать нос, в это же самое время, он остаётся УПРАВЛЯЕМЫМ по крену потому, что мы искусственно установили в концевой части МЕНЕЕ несущие профили, в западной терминологии это называется «wash-out». Такая схема применяется на АБСОЛЮТНОМ большинстве самолетов.
Впрочем, (крайне редко) то на некоторых экзотических ВС, на концах крыла наоборот, увеличивают подъемную силу (это называют wash-in), но это исключение.
Частично эту тему мы уже рассмотрели в параграфе №6, когда говорили про снижение индуктивного сопротивления и про то, как конструктивно решается вопрос защиты от «сваливания» при полёте на больших углах атаки, но вернёмся к ГЛАВНОЙ теме.
Для создания ОПТИМАЛЬНЫХ условий обтекания по всему профилю и обеспечения безопасности полетов, применяют различные виды круток:
-Геометрическая – когда ОДИН и ТОТ ЖЕ профиль устанавливается под РАЗНЫМИ углами.
- Аэродинамическая – меняются характеристики профиля: толщина, кривизна, удлинение и т.д.
Профиль крыла, несущий винт вертолёта, стабилизатор, лопатка компрессора или турбины, это тот же самый профиль, который «работает» по одним и тем же законам аэродинамики, поэтому необходимость применения крутки, проще всего рассмотреть на примере лопаток турбины или компрессора. Вблизи вала – (оси вращения), профили лопаток толстые и стоят под большими углами. По мере удаления от оси вращения, там, где угловые скорости вращения велики, профили лопаток становятся всё тоньше и тоньше, к тому же, устанавливаются под мЕньшими углами (в данном случае применяется и геометрическая и аэродинамическая крутки одновременно).
Вы не задумывались, почему существуют двухконтурные и трёхконтурные двигатели, и почему нет четырёхконтурных? Причин несколько, но скажу о ГЛАВНОЙ!
Для увеличения тяги, необходимо увеличить количество сжигаемой в турбине топливовоздушной смеси, и если с керосином всё просто, его можно ЛИТЬ в камеру сгорания хоть из ведра, в ЛЮБОМ количестве, то объём поступаемого воздуха ОГРАНИЧЕН размерами входного-направляющего аппарата и возможностями компрессора по его сжатию.
По мере увеличения РАЗМЕРОВ двигателя, для получения бОльшей тяги (с каждым годом они становились всё больше и больше), конструкторы столкнулись с проблемой: даже по максимуму применив оба вида крутки, не получается сделать так, чтобы по всей длине, все лопатки работали в оптимальном режиме, на оптимальных углах.
Если скорость вращения ротора идеально подходит для лопаток, максимально удалённых от вала, — это плохо для обтекания лопаток ВБЛИЗИ оси вращения, и наоборот.
Создания второго (внешнего) контура, который будет вращаться с ДРУГОЙ скоростью, решает эту проблему. Дальнейший рост размеров двигателей привёл нас к необходимости создать трёхконтурный мотор, а четырёхконтурного нет в природе ТОЛЬКО потому, что технологически невозможно сделать и обслуживать такие межвальные подшипники (ЧЕТЫРЕ вала ДРУГ В ДРУГЕ, вращающиеся с разной скоростью, надо смазывать, компенсировать трение, обеспечить возможность пожаротушения)), технологически пока этот вопрос НЕ решен.
Также упомянем также некие странные (полуэкзотические) девайсы, которые встречают гораздо РЕЖЕ, но также способствуют обеспечению безопасности полетов на разных типах ВС.
Stall strip – (небольшие треугольные профили, установленные на передней кромке некоторых ВС, например «Даймонд» или зубья, как на Ил-62). Наличие в словосочетании слова stall – «сваливание», говорит о его предназначении.
Как правило при ЗАДНЕЙ центровке и на больших углах атаки появляется тенденция к сваливанию ВС (самопроизвольное кренение), данное устройство смягчает эту тенденцию. В некоторых источниках написано о том, что stall strip инициирует «срыв потока вначале в корневой части (чтобы самолет начал опускать нос, но в этот момент ещё был управляем по крену), но как мы знаем, stall strip устанавливают и в середине крыла, ближе к элеронам, вероятно для того, чтобы возникновение тряски на штурвале на небольших самолетах с безбустерным управлением, предупредило пилота о приближении к опасному режиму полёта. Глубже исследовать данный вопрос мы не будем.
Следующий девайс, о котором мы коротко упомянем, называется Vortex generator (VG ) – генератор вихревого потока, также известный как аэродинамический рассекатель - устройство, состоящее из небольшой лопасти, как правило, прикрепленной к несущей поверхности, - крылу самолета, хотя VG устанавливают даже на скоростные авто.
Когда профиль или тело движутся относительно воздуха, VG создает вихрь, который, удаляет некоторую часть медленно движущегося пограничного слоя, контактирующего с поверхностью профиля, снижая аэродинамическое торможение потока, тем самым улучшая эффективность крыльев и поверхностей управления (закрылков, руля высоты, элеронов и руля направления).
VG обычно устанавливаются довольно близко к передней кромке аэродинамического профиля, чтобы поддерживать постоянный воздушный поток НАД управляющими поверхностями на задней кромке. VG обычно имеют прямоугольную или треугольную форму, и примерно такую же высоту, что и местный пограничный слой. Их можно увидеть на крыльях и вертикальных хвостах многих авиалайнеров.
Генераторы вихрей имеют угол атаки по отношению к локальному воздушному потоку, чтобы создать концевой вихрь, который втягивает энергичный, быстро движущийся внешний воздух в медленно движущийся пограничный слой, контактирующий с поверхностью. Турбулентный пограничный слой с меньшей вероятностью отделяется, чем ламинарный, и поэтому этот эффект желателен для обеспечения эффективности управляющих поверхностей задней кромки.
10. ПОЛЯРА…
ВОПРОС: ПОЛЯРА самолёта сместилась вправо, ПОЧТИ не меняя формы, – что именно сделали пилоты?
Если Вы слышите ответ, что-то типа: «выпустили закрылки», «выпустили спойлеры», «выпустили предрылки» — это плохо. Выпуск спойлеров (spoil – по-английски «портить») «уменьшает» подъёмную силу и увеличивает лобовое сопротивления, выпуск механизации – коренным образом преображает поляру, одновременно растут коэффициенты Су и Сх.
Правильный ответ – выпуск шасси! Выпуск шасси на большинстве типов ВС увеличивает лобовое сопротивление на 80%, ПОЧТИ вдвое, существенно НЕ меняя остальные характеристики (мелкими изменениями можно пренебречь).
Второй вопрос: НА КАКОМ угле атаки мы получим максимальный коэффициент подъемной силы? Почему-то чаще всего мы слышим ответ – на наивыгоднейшем! Это НЕ так – на критическом!
Тогда почему мы не летаем на углах атаки ЧУТЬ больше наивыгоднейшего (до наступления тряски), ведь коэффициент Су растёт (не будем принимать в расчёт непродолжительные этапы), и мы могли бы взять больше пассажиров? Всё просто, на углах больше наивыгоднейшего, Су растёт, но Сх растёт гораздо быстрее.
Четыре характерных угла атаки на поляре это:
αкр – максимальный коэффициент подъёмной силы (верхняя точка поляры)
αо – точка «нулевой» подъёмной силы (нижняя точка поляры)
αнв. – наивыгоднейший (эту точку знают ВСЕ, даже двоешники – это касательная к графику)
αэк – угол атаки МИНИМАЛЬНОГО лобового сопротивления (минимальное значение Сх, для турбовинтовых ВС).
Зачем это знать? На критическом угле атаки мы НЕ летаем. αо – понятие весьма условное, ведь из-за круток, даже если на каком-то участке крыла подъёмная сила НЕ создаётся, на другом она точно есть. Для нас главное знать разницу между наивыгоднейшим и экономичным углом атаки, знать когда они применяются?
По умолчанию (as default) мы летаем на наивыгоднейшем угле атаки (скорости близкие к МАКСИМАЛЬНО-допустимой), так мы достигнем оптимального соотношения подъёмной силы и лобового сопротивления, хотя, вводя cost index в FMS Вы вносите коррективы в это соотношение. Но если Вам необходимо встать в зону ожидания над аэродромом и как можно ДОЛЬШЕ продержаться в воздухе, то надо летать на экономической скорости, а она близка к МИНИМАЛЬНОЙ скорости с чистым крылом.
Есть такой термин – «endurance». Это слово появилось в языке задолго ДО появления авиации и означает «выносливость». Есть английская поговорка «what can’t be cured, must be endured» - «что нельзя вылечить, надо перетерпеть»). Так вот, «терпеть» надо на минимальных скоростях.
11. СЕРВОКОМПЕНСАТОР.
Мы уже говорили о том, что с увеличением скорости, нагрузка на рули растёт, также растёт ЭФФЕКТИВНОСТЬ рулей, и хотя отклонять рули теперь нужно на мЕньшие углы, при больших значениях скоростного напора, рулевые поверхности отклонить становится всё труднее. Разумеется, если крыло ТОЛСТОЕ, туда можно поместить АКТУАТОР (устройство, отклоняющее или передвигающее что-либо), подвести гидрожидкость, электропроводку, что угодно…
А что делать, если крыло тонкое или мы не хотим усложнять схему управления? Вновь вспомним формулу момента M = F x A, то есть момент – это «сила», умноженная на «плечо», приложения этой силы. Если на самом конце рулевой поверхности, разместить ещё одну рулевую поверхность, которая будет отклоняться в ПРОТИВОПОЛОЖНУЮ сторону основной - желаемому отклонению руля, то малая сила, помноженная на большое плечо, создаст ТАКОЙ ЖЕ момент, как и большая сила, основной рулевой поверхности, умноженная на малое плечо. То есть, отклонив сервокомпенсатор в противоположную сторону, мы отклоним рулевую поверхность в ЖЕЛАЕМУЮ сторону на ЛЮБОЙ скорости.
Сервокомпенсатор может использоваться как для уменьшения шарнирного момента, так для управления воздушным судном или триммирования (триммер-сервокомпенсатор).
Давайте коротко расскажем разницу между servo tab (сервовкладка) и balance tab (балансировочная вкладка).
В первом случае пилот воздействует ТОЛЬКО на tab, отклоняя её в нужную сторону, а уже она, под воздействием набегающего потока отклоняет САМУ рулевую поверхность. Вкладка сервопривода, или балансира, перемещается в направлении, противоположном ЖЕЛАЕМОМУ движению поверхности управления, отклоняет поток воздуха, создавая усилие на всей поверхности управления уже в нужном направлении. Вкладка имеет преимущество рычага, поскольку расположена значительно позади, это приводит к уменьшению усилия, необходимого пилоту для перемещения органов управления.
ПРИМЕЧАНИЕ: важно понимать, что на земле, без набегающего потока воздуха, при воздействии на органы управления из кабины пилота, будет отклоняться только вкладка (tab), а сама рулевая поверхность отклоняться НЕ будет. То есть цель данного девайса лишь в том, чтобы помочь пилоту отклонить рулевую поверхность в нужную сторону, и на некоторых типах ВС управление осуществляется ТОЛЬКО ТАК, на сам руль пилот НИКАК не воздействует.
В случае balance tab (anti-balance tab) пилот, наоборот, отклоняет, управляющую рулевую поверхность, а уже сам tab отклоняется автоматически, снимая усилия.
На самом деле различных вариаций управления (с уменьшением эффективности самой рабочей поверхности или без этого), а также балансировки, достаточно много. Наша задача состояла в том, чтобы ПОНЯТЬ физическую суть, КАК это работает.
К аэродинамическим средствам компенсации относятся: осевая и роговая компенсация рулей, внутренняя или статическая компенсация рулей, сервокомпенсатор, пружинный сервокомпенсатор и различные комбинации, но это темы для самостоятельного изучения (при желании).
12. ПЕРВЫЙ и ВТОРОЙ РЕЖИМЫ ПОЛЁТА. УСТОЙЧИВОСТЬ по СКОРОСТИ (ДИНАМИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ в ЗАПАДНОЙ ТЕРМИНОЛОГИИ).
Кривые Жуковского по тяге рассчитывают для реактивных ВС, а по мощности - для турбопропов.
ПЕРВЫЙ и ВТОРОЙ РЕЖИМ ПОЛЕТА.
Когда мы говорим о 1-ом и 2-х режимах полета, никак не обойтись без кривых Жуковского по скорости. На графике 2 кривые: располагаемая тяга (это установленный нами режим работы двигателей – красная линия) и потребная тяга, которая при полёте на заданной скорости, должна быть равной лобовому сопротивлению (синяя линяя). Обычно, эти две кривые имеют 2 точки соприкосновения, одна в области 1-го режима, одна в области 2-го, но если постоянно дросселировать двигатель (красная линия опускается), то наступит момент, когда будет лишь ОДНА точка пересечения этих кривых, эта скорость называется ГРАНИЧНОЙ.
Один из выводов, который можно сделать сразу, заключается в том, что минимальное лобовое сопротивления мы получаем на сравнительно НЕБОЛЬШИХ СКОРОСТЯХ, то есть, в зоне ожидания, где надо «потерпеть» (получить maximum endurance), лучше летать на них.
Принципиальное различие режимов в том, что на 1-ом режиме, особенно волноваться по поводу выдерживания скорости НЕ нужно. Если скорость по каким-либо причинам увеличилась в правой части графика, то мы попадаем в точку с дефицитом тяги (потребная тяга станет БОЛЬШЕ, чем располагаемая), и самолёт САМ вернётся в исходный режим (скорость полёта восстановится).
И наоборот, если скорость упала, то избыточная тяга (разница, между располагаемой и потребной), без вмешательства пилота, восстановит скорость до прежнего значения.
К сожалению, при заходе на посадку нам нужны минимальные скорости, и мы вынуждены летать на 2-ом режиме. Как видно из графика, в данном случае всё происходит с точностью до наоборот. Падение скорости приводит к ещё бОльшему дефициту тяги и к тенденции ещё бОльшего её падения. Даже незначительная задержка в реакции на данное отклонение, не даёт шансов на продолжение стабилизированного захода, причём чем БОЛЬШЕ угол посадочной механизации, тем БЫСТРЕЕ надо реагировать на ЛЮБОЕ отклонение (если всё делать своевременно, Вам потребуется увеличение оборотов всего на 3-5%, но при задержке 2-3 сек, уже более 10% и так далее). Если Вы упустите время, Вам придётся существенно менять режим работы двигателей, что ведёт к ПРОДОЛЬНОЙ ПЕРЕБАЛАНСИРОВКЕ, и так можно «раскачать» ВС. В ЛЮБОМ случае требуется «ДВОЙНОЕ» управление двигателем (убрали/добавили ½ от убавленного – скорость восстановилась, верните РУД в исходное положение). В рамках небольших отклонений скорости на 2 режиме, всё можно парировать также изменением угла тангажа, но для нас важно оставаться на глиссаде и поэтому без изменения тяги точно НЕ обойтись.
Также нужно помнить: чем больше угол отклонения механизации при заходе на посадку, тем хуже поперечная управляемость (по крену). – тема сложная, при желании посмотрите сами.
ПРИМЕЧАНИЕ 1. Чтобы установить наивыгоднейший угол атаки, надо установить пограничную скорость между первым и вторым режимом (располагаемая тяга согласно графика минимальная, для равномерного, стабилизированного полета).
ПРИМЕЧАНИЕ 2. При малых углах механизации, если вы не угадали с режимом, то скорость будет расти или падать относительно медленно, с максимальным углом механизации придётся менять режим работы двигателей НЕ ТОЛЬКО ЧАЩЕ, но и в БОЛЬШЕМ диапазоне, это главный недостаток посадок с полностью выпущенной механизацией.
13. ОБЛЕДЕНЕНИЕ.
Теоретики, назовут Вам десятки видов СЛО (снежно-ледяных отложений) лёд рогатый, двурогий, клиновидный, матовый, белый, кристаллический и т.д. но всё это ерунда! На самом деле, для нас - пилотов, видов обледенения всего ДВА: СУЩЕСТВЕННО МЕНЯЮЩИЙ аэродинамическое обтекание крыла (тут всё будет плохо: от чуть-чуть плохо, до совсем-совсем плохо), и НЕ СУЩЕСТВЕННО меняющее аэродинамику (в данном случае это просто увеличение веса и толщины профиля. Увеличив скорость полета, мы сможем компенсировать эту неприятность).
Принципиально иная суть у наземного обледенения (ground frost). В училищах эту тему НЕ раскрывают, поэтому поговорим об этом подробнее. Обычно эта неприятность случается, когда «танкированный» самолет приземляется в аэропорту, где у земли околонулевая температура. Почти на всех типах ВС вначале раскачиваются центральные баки, а уже потом крыльевые. То есть, если топливо в крыле почти не выкачано, то после полёта на эшелоне, где температура была порядка – 60 °, топливо имеет ту же температуру. Предположим, температура воздуха + 2°, морось или слабый дождь. Если Вы летает на верхнеплане, типа ATR-72, то стоя у самолёта Вы даже НЕ ДОГАДАЕТЕСЬ, что НА ВЕРХНЕЙ части крыла в этот момент образуется СЛО, ведь влага, попадая на верхнюю поверхность холодного крыла (- 60 °) немедленно ЗАМЕРЗАЕТ, и это при этом, чуть-чуть «плюсовая» температура (+1 - +2°) НЕ растопит лёд. В итоге Вы получаете обледеневший самолёт, но НЕ ВИДИТЕ ЭТОГО, ведь по фюзеляжу стекает вода в жидком состоянии (как при дожде) и льда нигде Вы НЕ видите, он есть ТОЛЬКО на верхней поверхности крыла, которая критически важна для создания подъёмной силы.
Например, в Индии в таких условиях (воздух + 5 ° и ниже) ПРИНЯТО перекачивать топливо из крыла в центральные баки, а туда заливать тёплое топливо, вероятно потому, что противообледенительной жидкости в аэропортах нет, иначе проще было бы обработать ВС).
14. НА КАКОЙ МИНУТЕ ПОЛЁТА (в какой точке) создаётся МАКСИМАЛЬНАЯ подъемная сила?
Тут всё просто: как только самолет, из режима НАБОРА высоты, перейдёт в ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ полёт, иначе TOC – (top of climb).
В наборе, подъёмная сила ВС лишь ЧАСТИЧНО компенсирует ВЕС самолёта (а часть веса из-за того, что плоскость приложения тяги находится ПОД углом к плоскости Земли), компенсирует ТЯГА двигателей. В точке TOC - ВЕСЬ вес самолёта, будет уравновешиваться подъёмной силой, которая будет равна максимальным значениям, ведь вес очень скоро начнёт уменьшаться, из-за выработки ТОПЛИВА.
15. ЭФФЕКТ БЛИЗОСТИ ЗЕМЛИ.
Все пилоты знают, про эффект близости земли, уточним детали! Эффект близости Земли проявляется на малых высотах, но учитывать его принято НА половине размаха крыла. То есть, если размах крыла В-737 примерно 40 метров, то с высоты 20 метров он становится знАчимым, самолёт «садится на подушку». Увеличится коэффициент подъёмной силы Су, но ещё сильнее начнёт УМЕНЬШАТСЯ коэффициент Сх, из-за уменьшения скоса потока, также уменьшается индуктивное сопротивление - вихри перетекающего воздуха разрушаются, сталкиваясь с ВПП). Оба этих фактора способствуют РЕЗКОМУ РОСТУ КАЧЕСТВА. Самолёты становятся очень «летучими», особенно в условиях высоких температур.
Скос потока у земли меняется как за крылом, так и перед ним. Если для большинства пилотов ситуация с работой крыла вблизи земли понятна, то о ситуации с влиянием эффекта близости земли на работу стабилизатора можно прочитать только в западной литературе.
В итоге пилоты на 767 не могут ответить на вопрос, почему при взятии штурвала на себя получается (иногда) странный момент тангажа? Дело в том, что у земли увеличиваются эффективные углы атаки (это иностранное выражение - effective angle of attack), но не только крыла, но и стабилизатора. Учитывая, что на стабилизаторе подъёмная сила направлена ВНИЗ, изменение угла атаки приведет к уменьшению этой силы и увеличению пикирующего момента НА ПОСАДКЕ, даже помимо того эффекта, который даёт уменьшение тяги двигателей, поэтому надо быть начеку и поддерживать штурвалом стремление самолёта быстро опустить нос. На взлете напротив, мы получаем обратный эффект. Увеличивается подъемная сила на стабилизаторе, и она дает небольшой, но весьма неожиданный кабрирующий момент в районе 30-50 футов на В-767.
То есть, ещё одна особенность ground effect заключается в том, что если выполнять посадку не уменьшая режима, нам потребуется выполнить Flare и перед касанием еще немного взять штурвал на себя, чтобы компенсировать pitch down moment из-за уменьшение подъемной силы на стабилизаторе. На разных самолетах этот эффект ощущается по-разному, но В737 как раз подвержен этому явлению.
_________________________________________________________________________________
Напоследок, всего один вопрос по метеорологии только потому, что ПРАВИЛЬНО НА НЕГО НИ РАЗУ НЕ ОТВЕТИЛ НИ ОДИН выпускник летных училищ.
16. МЕТЕО: что такое радиационный туман, условия его образования и рассеивания, физическая суть процесса?
Когда: радиационный туман образуется? - Он образуется НЕ в предрассветные часы, а С НАСТУПЛЕНИЕМ РАССВЕТА.
Условия: чистое небо и очень слабый ветер, малый дефицит точки росы, высокая влажность.
Причина: мало, кто помнит из школьного курса по химии, что испарение – реакция ЭНДОТЕРМИЧЕСКАЯ. При экзотермической реакции тепло выделяется, при эндотермической – поглощается.
С ВОСХОДОМ солнца начинается прогрев почвы, но ПРОГРЕВ ПОЧВЫ ПРИВОДИТ НЕ к РОСТУ, а к ПАДЕНИЮ ТЕМПЕРАТУРЫ. При ИСПАРЕНИИ влаги, температура НЕ повышается, а ПОНИЖАЕТСЯ, и если дефицит «точки росы» составлял всего 1-2 градуса, температура воздуха снижается и «садится» на значение «точки росы» - наступает туман.
Вы никогда не задумывались над тем, как наш организм борется с перегревом, в жару?
Очень просто – мы потеем. Выделяемая потовыми железами влага испаряется и это приводит к снижению температуры кожного покрова. Аналогично, можно в жаркую погоду на пляже охладить бутылку ПИВА. Надо намочить полотенце и обернуть им бутылку, как только полотенце высохнет, повторять снова и снова. Всякий раз при испарении влаги, температура бутылки будет плавно СНИЖАТЬСЯ.
Радиационный туман окончательно рассеется, в случае если:
- солнце станет выше, СИЛЬНЕЕ и переломит тенденцию, температура воздуха наконец-то РЕАЛЬНО начнёт расти, или появится ветер.