Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета

Глава 4. Аэродинамика полета

Chapter 4. Aerodynamics of Flight

Силы, действующие на самолет

Forces Acting on the Aircraft

Сила тяги, сопротивления, подъемная сила, и вес самолета - силы, которые действуют на самолет в полете. Понимание того, как эти силы действуют и как ими управлять с помощью двигателя и органов управления полетом, важны для производства полета. В этой главе обсуждается аэродинамика полета - как конструкция, вес, коэффициенты загрузки самолета и сила тяжести влияют на самолет во время маневров в полете.

Четыре силы, действуют на самолет в горизонтальном, неускоренный полете: тяга, сопротивление, подъемная сила и вес. Они определяются следующим образом:

  • Тяга — сила, направленная по ходу движения самолета, произведенная силовой установкой / винтом. Она препятствует или преодолевает силу сопротивления воздуха. Как правило тяга направлена вдоль продольной оси. Однако, как будет объяснено ниже, это не всегда так.
  • Сопротивление — направленная против хода самолета сила, мешающая движению, вызванная разрывом потока воздуха крылом, винтом, фюзеляжем и другими выступающими частями. Сила сопротивления направлена против силы тяги и параллельно относительно набегающего потока воздуха.
  • Вес — сумма веса самого самолета, команды, топлива, и груза или багажа. Вес тянет самолет вниз из-за силы земного притяжения. Вес направлен против подъемной силы и действует вертикально вниз проходя через центр тяжести самолета (ЦТ).
  • Подъемная сила — направлена против веса, возникает в результате динамического эффекта воздействия воздуха на крыло, и действует перпендикулярно к траектории полета, проходя через центр подземной силы.

В условиях горизонтального не ускоренного полета сумма этих противостоящих сил всегда равна нулю. В соответствии с Третьим Законом Ньютона, который говорит о том, что для каждого действия или силы существует равная по величине но противоположная по направлению противодействующая сила, не может существовать никаких неуравновешенных сил в неускоренном прямолинейном полете. Это верно как для горизонтального полета так и для снижения или взлета самолета.

Это не означает, что все четыре силы равны. Это означает лишь то, что равны противодействующие силы, они уравновешивают воздействие друг друга. На рисунке 4-1 векторы силы тяги, сопротивления, подъемной силы и веса, кажутся равновеликими. Это объясняется тем (без учета того, что тяга и сопротивление, не равняются весу и подъемной силе), что сила тяги равняются силе сопротивления, а подъемная сила равна весу. Не смотря на то, что это объяснение верно, оно может вводить в заблуждение. Нужно понимать, что при горизонтальном прямолинейном неускоренном полете утверждение, противостоящие силы веса и подъемная равны. Они также больше по значению, чем противостоящие силы тяги и сопротивления, которые равны только друг другу. Поэтому, в прямолинейном полете:

  • Сумма всех сил поднимающих самолет (не только подъемная сила) равняется сумме всех сил, тянущих вниз (не только вес).
  • Сумма всех толкающих самолет вперед сил (не только тяга) равняется сумме всех сил, тянущих самолет назад (не, только сопротивление).

Рисунок 4-1. Взаимосвязь сил, действующих на самолет.

Такое усовершенствование предыдущего постулата «тяга равняется сопротивлению; подъемная равняется весу» объясняет, что часть тяги направлена вверх при взлете и действует, как будто подъемная сила, в то время как часть вектора веса будет направлена назад и действует, как будто это сила сопротивления. [Рисунок 4-2]

Рисунок 4-2. Векторы сил во время неускоренного подъема.

При снижении самолета часть вектора веса направлена вперед, и, поэтому, действует как тяга. Другими словами, при любом не горизонтальном полете четыре силы должны быть разложены на два составляющих компонента.

Обсуждение вышеописанных понятий часто опускаются в авиационных текстах/справочниках/руководствах. Причина не в том, что они несущественны, а в том, что основные положения касающиеся аэродинамических сил, действующих на самолет в полете, могут быть освещены поверхностно, не вдаваясь в технические детали аэродинамики. Фактически, если рассматривать только горизонтальный полет, набор высоты и снижение при неускоренном движении самолета, то действительно, подъемная сила, создаваемая крылом или ротором, является основной поднимающей силой, а вес самолета - основная сила тянущая самолет вниз.

При помощи аэродинамических сил таких как тяга, сопротивление окружающей среды, подъемной силы и веса самолета пилоты могут производить управляемые и безопасные полеты. Далее следует более детальное рассмотрение этих сил.

Thrust, drag, lift, and weight are forces that act upon all aircraft in flight. Understanding how these forces work and knowing how to control them with the use of power and flight controls are essential to flight. This chapter discusses the aerodynamics of flight—how design, weight, load factors, and gravity affect an aircraft during flight maneuvers.

The four forces acting on an aircraft in straight-and-level, unaccelerated flight are thrust, drag, lift, and weight. They are defined as follows:

  • Thrust — the forward force produced by the powerplant / propeller or rotor. It opposes or overcomes the force of drag. As a general rule, it acts parallel to the longitudinal axis. However, this is not always the case, as explained later.
  • Drag — a rearward, retarding force caused by disruption of airflow by the wing, rotor, fuselage, and other protruding objects. Drag opposes thrust, and acts rearward parallel to the relative wind.
  • Weight — the combined load of the aircraft itself, the crew, the fuel, and the cargo or baggage. Weight pulls the aircraft downward because of the force of gravity. It opposes lift, and acts vertically downward through the aircraft’s center of gravity (CG).
  • Lift — opposes the downward force of weight, is produced by the dynamic effect of the air acting on the airfoil, and acts perpendicular to the flightpath through the center of lift.

In steady flight, the sum of these opposing forces is always zero. There can be no unbalanced forces in steady, straight flight based upon Newton’s Third Law, which states that for every action or force there is an equal, but opposite, reaction or force. This is true whether flying level or when climbing or descending.

It does not mean the four forces are equal. It means the opposing forces are equal to, and thereby cancel, the effects of each other. In Figure 4-1 the force vectors of thrust, drag, lift, and weight appear to be equal in value. The usual explanation states (without stipulating that thrust and drag do not equal weight and lift) that thrust equals drag and lift equals weight. Although basically true, this statement can be misleading. It should be understood that in straight, level, unaccelerated flight, it is true that the opposing lift/weight forces are equal. They are also greater than the opposing forces of thrust/drag that are equal only to each other. Therefore, in steady flight:

  • The sum of all upward forces (not just lift) equals the sum of all downward forces (not just weight).
  • The sum of all forward forces (not just thrust) equals the sum of all backward forces (not just drag).

Figure 4-1. Relationship of forces acting on an airplane.

This refinement of the old “thrust equals drag; lift equals weight” formula explains that a portion of thrust is directed upward in climbs and acts as if it were lift while a portion of weight is directed backward and acts as if it were drag. [Figure 4-2]

Figure 4-2. Force vectors during a stabilized climb.

In glides, a portion of the weight vector is directed forward, and, therefore, acts as thrust. In other words, any time the flightpath of the aircraft is not horizontal, lift, weight, thrust, and drag vectors must each be broken down into two components.

Discussions of the preceding concepts are frequently omitted in aeronautical texts/handbooks/manuals. The reason is not that they are inconsequential, but because the main ideas with respect to the aerodynamic forces acting upon an airplane in flight can be presented in their most essential elements without being involved in the technicalities of the aerodynamicist. In point of fact, considering only level flight, and normal climbs and glides in a steady state, it is still true that lift provided by the wing or rotor is the primary upward force, and weight is the primary downward force.

By using the aerodynamic forces of thrust, drag, lift, and weight, pilots can fly a controlled, safe flight. A more detailed discussion of these forces follows.

Сила тяги

Thrust

Для того, чтобы самолет двигался, к нему необходимо приложить усилие тяги, которое должно превосходить силу сопротивления. Самолет продолжит движение, и скорость его движения будет расти до тех пор, пока усилие тяги не сравняется с силой сопротивления. Чтобы поддержать постоянную скорость полета, тяга и сопротивление должны оставаться равными, так же, как подъемная сила должна уровнять вес самолета, чтобы поддерживать постоянную высоту полета. Если в горизонтальном полете, мощность двигателя будет уменьшена, то и тяга снизится, а самолет начнет замедляется. Пока тяга меньше чем сопротивление, самолет продолжает замедляться, до тех пор, пока его скорость полета не достигнет минимального значения при котором невозможно поддержание самолета в воздухе.

Аналогично, если мощность двигателя будет увеличена, тяга возрастет и станет больше, чем сила сопротивления, следовательно и скорость полета будет увеличиваться. Пока тяга больше чем сопротивление, самолет продолжает ускоряться. Когда сила сопротивления поравняется с силой тяги, скорость самолета станет постоянной.

Горизонтальный полет может производиться в широком диапазоне скоростей. Пилот координирует угол атаки (УА — острый угол образованной линией хорды крыла и направлением набегающего на крыло потока воздуха) и тягу во всех режимах полета, если необходимо поддержать самолет в горизонтальном полете. Скоростные режимы могут быть сгруппированы в три категориях: полет на малых скоростях, полет на крейсерской скорости и высокоскоростной полет.

Когда скорость полета мала, УА должен быть относительно большим, чтобы поддержать баланс между подъемной силой и весом самолета. [Рисунок 4-3]. Если тяга будет уменьшения и снижена скорость полета, подъемная сила станет меньше, чем вес самолета, и самолет начинает снижаться. Чтобы поддержать горизонтальный полет, пилот может увеличить УА на величину, достаточную для создания подъемной силы, которая снова уравновесит вес самолета. Горизонтальный полет можно поддержать даже при снижении скорости полета, если пилот должным образом выставит УА, который соответствует заданной тяге.

Рисунок 4-3. Угол атаки при различных скоростях.

Горизонтальный полет на малых скоростях создает некоторые интересные условия равновесия сил, так при кабрировании самолета у вектора силы тяги возникает вертикальный компонент, который помогает поддерживать самолет. С одной стороны, нагрузка на крыло стремится быть меньше, чем ожидается. Большинство пилотов знают, что самолет уйдет в сваливание быстрее на малой скорости при наличии тяги, чем при отсутствии тяги, при прочих равных условиях. Набегающий на крылья поток воздуха от винта также способствует этому. Однако, если анализ ограничен четырем силам, как они обычно определяются во время полета на малых скоростях, тяга равна сопротивлению, подъемная сила равна весу.

Во время горизонтального полета, если тяга увеличена и скорость полета возрастает, УА должен быть уменьшен. Таким образом, при установке соответствующего соотношения между тягой и углом атаки самолет останется в горизонтальном полете, но на более высокой скорости.

Если бы УА не был скоординирован (уменьшен) с увеличением тяги, то самолет начал бы подниматься. Но уменьшение УА изменяет подъемную силу, сохраняя ее равной весу и самолет остаются в горизонтальном полете. При очень больших скоростях горизонтальный полет возможен даже при малых отрицательных значениях УА. Это очевидно тогда, тот горизонтальный полет может быть выполнен с любым УА между останавливающимся углом и относительно маленькими отрицательными углами, найденными на высокой скорости.

У некоторых самолетов есть способность изменять направление вектора силы тяги вместо того, чтобы изменить УА. Это достигается за счет поворота двигателей или изменением направления выхлопных газов. [Рисунок 4-4].

Рисунок 4-4. У некоторых самолетов есть способность изменять направление вектора силы тяги.

For an aircraft to move, thrust must be exerted and be greater than drag. The aircraft will continue to move and gain speed until thrust and drag are equal. In order to maintain a constant airspeed, thrust and drag must remain equal, just as lift and weight must be equal to maintain a constant altitude. If in level flight, the engine power is reduced, the thrust is lessened, and the aircraft slows down. As long as the thrust is less than the drag, the aircraft continues to decelerate until its airspeed is insufficient to support it in the air.

Likewise, if the engine power is increased, thrust becomes greater than drag and the airspeed increases. As long as the thrust continues to be greater than the drag, the aircraft continues to accelerate. When drag equals thrust, the aircraft flies at a constant airspeed.

Straight-and-level flight may be sustained at a wide range of speeds. The pilot coordinates angle of attack (AOA) — the acute angle between the chord line of the airfoil and the direction of the relative wind — and thrust in all speed regimes if the aircraft is to be held in level flight. Roughly, these regimes can be grouped in three categories: low-speed flight, cruising flight, and high-speed flight.

When the airspeed is low, the AOA must be relatively high if the balance between lift and weight is to be maintained. [Figure 4-3] If thrust decreases and airspeed decreases, lift becomes less than weight and the aircraft starts to descend. To maintain level flight, the pilot can increase the AOA an amount which will generate a lift force again equal to the weight of the aircraft. While the aircraft will be flying more slowly, it will still maintain level flight if the pilot has properly coordinated thrust and AOA.

Figure 4-3. Angle of attack at various speeds.

Straight-and-level flight in the slow-speed regime provides some interesting conditions relative to the equilibrium of forces because with the aircraft in a nose-high attitude, there is a vertical component of thrust that helps support it. For one thing, wing loading tends to be less than would be expected. Most pilots are aware that an airplane will stall, other conditions being equal, at a slower speed with the power on than with the power off. (Induced airflow over the wings from the propeller also contributes to this.) However, if analysis is restricted to the four forces as they are usually defined during slow-speed flight the thrust is equal to drag, and lift is equal to weight.

During straight-and-level flight when thrust is increased and the airspeed increases, the AOA must be decreased. That is, if changes have been coordinated, the aircraft will remain in level flight, but at a higher speed when the proper relationship between thrust and AOA is established.

If the AOA were not coordinated (decreased) with an increase of thrust, the aircraft would climb. But decreasing the AOA modifies the lift, keeping it equal to the weight, and the aircraft remains in level flight. Level flight at even slightly negative AOA is possible at very high speed. It is evident then, that level flight can be performed with any AOA between stalling angle and the relatively small negative angles found at high speed.

Some aircraft have the ability to change the direction of the thrust rather than changing the AOA. This is accomplished either by pivoting the engines or by vectoring the exhaust gases. [Figure 4-4].

Figure 4-4. Some aircraft have the ability to change the direction of thrust.

Сила сопротивления

Drag

Сопротивление — сила, с которой окружающая среда (воздух) сопротивляется продвижению самолета через нее. Существует два основных типа сопротивления: паразитная (сопротивление при нулевой подъемной силе) и индуктивное. Первый тип назван паразитным, потому что это никак не зависит от полета, в то время как индуктивное сопротивление является результатом развития подъемной силы крылом.

Drag is the force that resists movement of an aircraft through the air. There are two basic types: parasite drag and induced drag. The first is called parasite because it in no way functions to aid flight, while the second, induced drag, is a result of an airfoil developing lift.

Паразитное сопротивление

Parasite Drag

Паразитное сопротивление является суммой всех сил, замедляющих движение самолета, не связанных с созданием подъемной силы крылом. Оно включает в себя перемещение воздушных масс при движении самолета, создание турбулентностей в воздушном потоке, замедление потока воздуха, проходящий по аэродинамическим поверхностям самолета. Существует три типа паразитного сопротивления: профильное сопротивление, волновое сопротивление и сопротивление обшивки.

Parasite drag is comprised of all the forces that work to slow an aircraft’s movement. As the term parasite implies, it is the drag that is not associated with the production of lift. This includes the displacement of the air by the aircraft, turbulence generated in the airstream, or a hindrance of air moving over the surface of the aircraft and airfoil. There are three types of parasite drag: form drag, interference drag, and skin friction.

Профильное сопротивление

Form Drag

Профильное сопротивление — часть паразитного сопротивления, произведенная профилем самолета и потоком воздуха вокруг него. К примеру, сюда относится кожух двигателя, антенны и другие компоненты обшивки. При движении самолета воздуха должен разделяться и обтекать двигающийся самолет и его компоненты после чего разделенные потоки воздуха вновь соединяются. Величина того, как быстро и ровно происходит последующее соединение разделенных потоков, характеризует сопротивление среды, на преодоление которого требуется дополнительная сила. [Рисунок 4-5].

Рисунок 4-5. Профильное сопротивление.

Обратите внимание, как плоская пластина на рисунке 4-5 заставляет воздух циркулировать вокруг краев, пока он в конечном счете не соединится в единый поток далее по течению. Профильное сопротивление проще всего уменьшить на этапе проектирования самолета. Решение состоит в том, чтобы сгладить как можно больше деталей.

Form drag is the portion of parasite drag generated by the aircraft due to its shape and airflow around it. Examples include the engine cowlings, antennas, and the aerodynamic shape of other components. When the air has to separate to move around a moving aircraft and its components, it eventually rejoins after passing the body. How quickly and smoothly it rejoins is representative of the resistance that it creates which requires additional force to overcome. [Figure 4-5]

Figure 4-5. Form drag.

Notice how the flat plate in Figure 4-5 causes the air to swirl around the edges until it eventually rejoins downstream. Form drag is the easiest to reduce when designing an aircraft. The solution is to streamline as many of the parts as possible.

Волновое сопротивление

Interference drag

Волновое сопротивление образуется при пересечении воздушных потоков, приводящего к образованию вихревых потоков, турбулентностей или препятствует ровному потоку воздуха. Например, у пересечения крыла и фюзеляжа в корневой части крыла образовывается существенная сила волнового сопротивления. Воздух, проходящий вокруг фюзеляжа, сталкивается с воздухом, проходящим по крылу, сливается единый поток воздуха, отличающегося от двух составляющих его потоков. Наибольшее значение волнового сопротивления наблюдается, когда две поверхности встречаются под прямым углам. Для уменьшения волнового сопротивления используются обтекатели. Если истребитель имеет две идентичных цистерны под крыльями, то полное сопротивление будет больше чем сумма сопротивления каждой цистерны в отдельности, так каждая из них дополнительно будет создавать волновое сопротивление. Обтекатели и увеличение расстояние от поверхности крыла до внешних компонентов (такими как радарные антенны, удаленные от крыльев), уменьшают волновое сопротивление. [Рисунок 4-6]

Рисунок 4-6. Корневая часть крыла может вызвать волновое сопротивление.

Interference drag comes from the intersection of airstreams that creates eddy currents, turbulence, or restricts smooth airflow. For example, the intersection of the wing and the fuselage at the wing root has significant interference drag. Air flowing around the fuselage collides with air flowing over the wing, merging into a current of air different from the two original currents. The most interference drag is observed when two surfaces meet at perpendicular angles. Fairings are used to reduce this tendency. If a jet fighter carries two identical wing tanks, the overall drag is greater than the sum of the individual tanks because both of these create and generate interference drag. Fairings and distance between lifting surfaces and external components (such as radar antennas hung from wings) reduce interference drag. [Figure 4-6]

Figure 4-6. A wing root can cause interference drag.

Сопротивление обшивки

Skin friction drag

Сопротивление обшивки — аэродинамическое сопротивление возникающее из-за контакта движущегося воздуха с поверхностью самолета. У каждой поверхности если рассмотреть ее под микроскопом, есть шероховатости и неровности, независимо от того насколько она выглядит гладкой. Молекулы воздуха, которые находятся в прямом контакте с поверхностью крыла, фактически неподвижны. Каждый последующий слой молекул над поверхностью перемещается немного быстрее предыдущего, вплоть до тех пор, пока скорость движения молекул не совпадет со скоростью потока воздуха двигающегося около самолета. Эту скорость называют скоростью свободного потока. Слой воздуха между крылом и уровнем где достигается скорость свободного потока называется пограничным слоем, по ширине он сравним с шириной игральной карты. Наверху пограничного слоя молекулы увеличивают скорость и перемещаются на той же самой скорости как молекулы вне пограничного слоя. Фактическая скорость, с которой двигаются молекулы зависит от формы крыла, вязкости (неподвижности) воздуха, через который крыло перемещаются, и сжимаемости воздуха (насколько он может быть уплотнен).

Поток воздуха за пределами пограничного слоя реагирует на форму края пограничного слоя, так же как на физическую поверхность объекта. Пограничный слой дает любому объекту «эффективную» форму, которая обычно немного отличается от реальной физической формы. Пограничный слой может также отделяться от тела, таким образом создавая эффективную форму, сильно отличающуюся от физической формы объекта. Это изменение в физической форме пограничного слоя вызывает драматическое уменьшение подъемной силы и увеличение сопротивления. Такое явление называется срывом потока.

Чтобы уменьшить эффект сопротивления обшивки, авиаконструкторы используют заклепки, монтируемые заподлицо и удаляют любые неровности, которые могут выступать выше поверхности крыла. Кроме того, гладкое и лощеное крыло помогает проходить воздуху по поверхности крыла. Так как грязь на самолете разрывает свободный поток воздуха и увеличивает сопротивление, сохраняйте поверхности самолета чистыми и натертыми воском.

Skin friction drag is the aerodynamic resistance due to the contact of moving air with the surface of an aircraft. Every surface, no matter how apparently smooth, has a rough, ragged surface when viewed under a microscope. The air molecules, which come in direct contact with the surface of the wing, are virtually motionless. Each layer of molecules above the surface moves slightly faster until the molecules are moving at the velocity of the air moving around the aircraft. This speed is called the free-stream velocity. The area between the wing and the free-stream velocity level is about as wide as a playing card and is called the boundary layer. At the top of the boundary layer, the molecules increase velocity and move at the same speed as the molecules outside the boundary layer. The actual speed at which the molecules move depends upon the shape of the wing, the viscosity (stickiness) of the air through which the wing or airfoil is moving, and its compressibility (how much it can be compacted).

The airflow outside of the boundary layer reacts to the shape of the edge of the boundary layer just as it would to the physical surface of an object. The boundary layer gives any object an “effective” shape that is usually slightly different from the physical shape. The boundary layer may also separate from the body, thus creating an effective shape much different from the physical shape of the object. This change in the physical shape of the boundary layer causes a dramatic decrease in lift and an increase in drag. When this happens, the airfoil has stalled.

In order to reduce the effect of skin friction drag, aircraft designers utilize flush mount rivets and remove any irregularities which may protrude above the wing surface. In addition, a smooth and glossy finish aids in transition of air across the surface of the wing. Since dirt on an aircraft disrupts the free flow of air and increases drag, keep the surfaces of an aircraft clean and waxed.

Профильное сопротивление

Form Drag

Профильное сопротивление — часть паразитного сопротивления, произведенная профилем самолета и потоком воздуха вокруг него. К примеру, сюда относится кожух двигателя, антенны и другие компоненты обшивки. При движении самолета воздуха должен разделяться и обтекать двигающийся самолет и его компоненты после чего разделенные потоки воздуха вновь соединяются. Величина того, как быстро и ровно происходит последующее соединение разделенных потоков, характеризует сопротивление среды, на преодоление которого требуется дополнительная сила. [Рисунок 4-5].

Рисунок 4-5. Профильное сопротивление.

Обратите внимание, как плоская пластина на рисунке 4-5 заставляет воздух циркулировать вокруг краев, пока он в конечном счете не соединится в единый поток далее по течению. Профильное сопротивление проще всего уменьшить на этапе проектирования самолета. Решение состоит в том, чтобы сгладить как можно больше деталей.

Form drag is the portion of parasite drag generated by the aircraft due to its shape and airflow around it. Examples include the engine cowlings, antennas, and the aerodynamic shape of other components. When the air has to separate to move around a moving aircraft and its components, it eventually rejoins after passing the body. How quickly and smoothly it rejoins is representative of the resistance that it creates which requires additional force to overcome. [Figure 4-5]

Figure 4-5. Form drag.

Notice how the flat plate in Figure 4-5 causes the air to swirl around the edges until it eventually rejoins downstream. Form drag is the easiest to reduce when designing an aircraft. The solution is to streamline as many of the parts as possible.

Отношение подъемной силы и сопротивления

Lift/Drag Ratio

Сопротивление — цена, за то, чтобы получить подъемную силу. Отношение подъемной силы к силе сопротивления (L/D) показывает количество подъемного усилия которое производит крыло по отношению к его сопротивлению. Отношение L/D показывает аэродинамическое качество крыла. Самолеты с более высоким качеством крыла более эфыективны чем те же самолеты с низким качеством. В неускоренном полете при неизменных значениях подъемной силы и сопротивления для конкретного угла атаки можно вывести соотношения для коэффициентов CL (для подъемной силы) и cопротивления (CD). [Рисунок 4-9]

Отношение L/D определяется, делением CL на CD, так как остальные переменные в формулах сил подъема и сопротивления совпадают.

L = Подъемная сила в фунтах
D = Сопротивление

Где L — подъемная сила в фунтах, CL — коэффициент подъемной силы, ρ — плотность, выраженная в слагах на кубический фут, V — скорость в футах в секунду, q — динамическое давление на квадратный фут и S — площадь крыла в квадратных футах.

CD — коэффициент, показывающий отношение давление сопротивления и динамического давления. Как правило при малом угле атаки, коэффициент сопротивления также мал и небольшие изменения угла приводят к незначительному увеличению коэффициента сопротивления. При больших значения УА его изменения вызывают значительные изменения лобового сопротивления.

L = (CL × ρ × V2 × S)/2
D = (CD × ρ× V2)/S

Формулы показывают выражение подъемной силы (CL) и силы сопротивления (CD) соответственно. Форма крыла и другие жизненнонеобходимые устройства (как то, закрылки) влияют на создание подъемной силы и также зависят от УА. Отношение L/D используется, чтобы выразить отношение сил подъема и лобового сопротивление и вычисляется делением коэффициентов этих сил.

Заметьте, что на рисунке 4-9, кривая подъемной силы (красная) достигает своего максимума для данного профиля крыла при УА = 20 °, и затем быстро уменьшается. Поэтому угол атаки равный 15 ° являются углом сваливания. Кривая сопротивления (желтая) начинает резко расти при углах больше 14 ° и пересекает кривую подъемной силы при угле атаки равном 21 °. Кривая отношения L/D (зеленая) достигает своего максимума при УА равном 6 °, это означает, что при этом угле атаки, производится максимальное количество подъемной силы и минимум силы сопротивления.

Обратите внимание на то, что максимальное отношение L/D (L/DMAX) возможно только при одном определенном значении CL и УА. Если самолет находится в прямолинейном неускоренном полете, и при этом соотношение L/D = L/DMAX, то полное лобовое сопротивление минимально. Любое другое значение УА больше или меньше значения, соответствующего L/DMAX, приведет к уменьшению соотношения L/D и следовательно увеличит лобовое сопротивление данного самолета. На рисуноке 4-8 лобовое или «полное сопротивление»отражено L/DMAX нижней частью оранжевой линии. Конфигурация самолета имеет большое влияние на соотношение L/D.

Рисунок 4-9. Коэффициент подъемной силы при различных углах атаки.

Drag is the price paid to obtain lift. The lift to drag ratio (L/D) is the amount of lift generated by a wing or airfoil compared to its drag. A ratio of L/D indicates airfoil efficiency. Aircraft with higher L/D ratios are more efficient than those with lower L/D ratios. In unaccelerated flight with the lift and drag data steady, the proportions of the CL and coefficient of drag (CD ) can be calculated for specific AOA. [Figure 4-9]

The L/D ratio is determined by dividing the CL by the CD , which is the same as dividing the lift equation by the drag equation. All terms except coefficients cancel out.

L = Lift in pounds
D = Drag

Where L is the lift force in pounds, CL  is the lift coefficient, ρ is density expressed in slugs per cubic feet, V is velocity in feet per second, q is dynamic pressure per square feet, and S is the wing area in square feet.

CD — Ratio of drag pressure to dynamic pressure. Typically at low angles of attack, the drag coefficient is low and small changes in angle of attack create only slight changes in the drag coefficient. At high angles of attack, small changes in the angle of attack cause significant changes in drag.

L = (CL × ρ × V2 × S)/2
D = (CD × ρ× V2)/S

The above formulas represent the coefficient of lift (CL ) and the coefficient of drag (CD ) respectively. The shape of an airfoil and other life producing devices (i. e., flaps) effect the production of lift and alter with changes in the AOA. The lift/drag ratio is used to express the relation between lift and drag and is determined by dividing the lift coefficient by the drag coefficient, CL /CD.

Notice in Figure 4-9 that the lift curve (red) reaches its maximum for this particular wing section at 20° AOA, and then rapidly decreases. 15° AOA is therefore the stalling angle. The drag curve (yellow) increases very rapidly from 14° AOA and completely overcomes the lift curve at 21° AOA. The lift/drag ratio (green) reaches its maximum at 6° AOA, meaning that at this angle, the most lift is obtained for the least amount of drag.

Note that the maximum lift/drag ratio (L/DMAX) occurs at one specific CL and AOA. If the aircraft is operated in steady flight at L/DMAX, the total drag is at a minimum. Any AOA lower or higher than that for L/DMAX reduces the L/D and consequently increases the total drag for a given aircraft’s lift. Figure 4-8 depicts the L/DMAX by the lowest portion of the orange line labeled «total drag.» The configuration of an aircraft has a great effect on the L/D.

Figure 4-9. Lift coefficients at various angles of attack.

Волновое сопротивление

Interference drag

Волновое сопротивление образуется при пересечении воздушных потоков, приводящего к образованию вихревых потоков, турбулентностей или препятствует ровному потоку воздуха. Например, у пересечения крыла и фюзеляжа в корневой части крыла образовывается существенная сила волнового сопротивления. Воздух, проходящий вокруг фюзеляжа, сталкивается с воздухом, проходящим по крылу, сливается единый поток воздуха, отличающегося от двух составляющих его потоков. Наибольшее значение волнового сопротивления наблюдается, когда две поверхности встречаются под прямым углам. Для уменьшения волнового сопротивления используются обтекатели. Если истребитель имеет две идентичных цистерны под крыльями, то полное сопротивление будет больше чем сумма сопротивления каждой цистерны в отдельности, так каждая из них дополнительно будет создавать волновое сопротивление. Обтекатели и увеличение расстояние от поверхности крыла до внешних компонентов (такими как радарные антенны, удаленные от крыльев), уменьшают волновое сопротивление. [Рисунок 4-6]

Рисунок 4-6. Корневая часть крыла может вызвать волновое сопротивление.

Interference drag comes from the intersection of airstreams that creates eddy currents, turbulence, or restricts smooth airflow. For example, the intersection of the wing and the fuselage at the wing root has significant interference drag. Air flowing around the fuselage collides with air flowing over the wing, merging into a current of air different from the two original currents. The most interference drag is observed when two surfaces meet at perpendicular angles. Fairings are used to reduce this tendency. If a jet fighter carries two identical wing tanks, the overall drag is greater than the sum of the individual tanks because both of these create and generate interference drag. Fairings and distance between lifting surfaces and external components (such as radar antennas hung from wings) reduce interference drag. [Figure 4-6]

Figure 4-6. A wing root can cause interference drag.

Индуктивное сопротивление

Induced Drag

Второй основной тип сопротивления — индуктивное. Существует доказанный в физике факт, что ни одна механическая система не может работать с КПД равным 100%. Это означает, что безотносительно природы системы, часть работы, производимой системой рассеивается или теряется в системе. Чем выше эффективность системы, тем меньший эта потеря.

В горизонтальном полете крыло или ротор вертолета за счет своих аэродинамических свойств производят необходимую подъемную силу, но за создание необходимой подъемной силы приходится расплачиваться. Имя этой расплаты — индуктивное сопротивление. Индуктивное сопротивление появляется всякий раз, когда крыло производит подъемную силу и, фактически, этот тип сопротивления неотделим от создания подъемной силы. Следовательно, индуктивное сопротивление всегда присутствует, когда есть подъемная сила.

Аэродинамическая поверхность (крыло или лопасть ротора) производит подъемную силу, используя энергию свободного воздушного потока. Всякий раз, когда крыло производит подъемную силу, давление на его нижнюю поверхность больше, чем на верхнюю (Принцип Бернулли). В результате, воздух стремится перетечь из области высокого давления (из-под крыла) вверх в область низкого давления давления (над крылом). Около законцовок давления выравниваются, что приводит к боковому потоку воздуха, направленному наружу от нижней стороны к верхней поверхности. Этот боковой поток передает вращательную скорость воздуху около законцовок, создавая вихри, которые тянутся позади крыла.

Если смотреть на самолет с хвоста, эти вихри циркулируют против часовой стрелки на правом крыле и по часовой стрелке на левом. [Рисунок 4-7] Принимая во внимание направление вращения этих вихрей, можно заметить, что они вызывают восходящий поток воздуха за на наружной части законцовки крыла и нисходящий поток массы воздуха (скос потока) позади задней кромки крыла. Это вынужденное перемещение масс воздуха вниз не имеет ничего общего с перемещением масс воздуха, которое необходимо, чтобы произвести подъемную силу. Фактически это — источник индуктивного сопротивления. Чем больше размер и сила вихрей тем больше потока сносится относительно всего потока воздуха проходящего по крылу и тем более заметен эффект индуктивного сопротивления. Этот скос потока вниз имеет тот же эффект, что и отклонение вектора подъемной силы назад; таким образом подъемная сила имеет две составляющие, одна из которых направлена против хода самолета вдоль набегающего потока. Это и есть индуктивное сопротивление.

Рисунок 4-7. Вихрь законцовки крыла от самолета сельскохозяйственного назначения.

Для создания большего отрицательного давления на верхней части крыла, можно наклонить крыло, увеличив угол атаки. Если бы УА симметричного крыла был равен нулю, то не возникло бы никакой разницы давлений, и следовательно, не было бы и сноса потока вниз и соответствнно и индуктивного сопротивления. В любом случае, как только происходит увеличение УА, сразу происходит пропорциональное увеличения индуктивного сопротивления. Иначе говоря, снижение скорости полета приводит к увеличению УА, требуемого для создания подъемной силы равной весу самолета и к увеличению индуктивного сопротивления. Величина индуктивного сопротивления изменяется обратно пропорционально квадрату скорости полета.

Паразитное сопротивление, наоборот, увеличивается пропорционально квадрату скорости полета. Таким образом, при снижении как скорости полета до величин близких к сваливанию, полное сопротивление возрастает главным образом, благодаря резкому повышению индуктивного сопротивления. Точно так же, при увеличении скорости полета до предельных скоростей самолета, полное вновь быстро, из-за резкого увеличения паразитного сопротивления. Как видно на рисунке 4-8, при некоторой скорости полета, полное сопротивление достигает своего минимума. При вычислении максимальной длительности и дальности полета самолета, исходят из того, что мощность требуемая для преодоления сопротивления минимальна.

Рисунок 4-8. Отношение сопротивления к скорости.

The second basic type of drag is induced drag. It is an established physical fact that no system that does work in the mechanical sense can be 100 percent efficient. This means that whatever the nature of the system, the required work is obtained at the expense of certain additional work that is dissipated or lost in the system. The more efficient the system, the smaller this loss.

In level flight the aerodynamic properties of a wing or rotor produce a required lift, but this can be obtained only at the expense of a certain penalty. The name given to this penalty is induced drag. Induced drag is inherent whenever an airfoil is producing lift and, in fact, this type of drag is inseparable from the production of lift. Consequently, it is always present if lift is produced.

An airfoil (wing or rotor blade) produces the lift force by making use of the energy of the free airstream. Whenever an airfoil is producing lift, the pressure on the lower surface of it is greater than that on the upper surface (Bernoulli’s Principle). As a result, the air tends to flow from the high pressure area below the tip upward to the low pressure area on the upper surface. In the vicinity of the tips, there is a tendency for these pressures to equalize, resulting in a lateral flow outward from the underside to the upper surface. This lateral flow imparts a rotational velocity to the air at the tips, creating vortices, which trail behind the airfoil.

When the aircraft is viewed from the tail, these vortices circulate counterclockwise about the right tip and clockwise about the left tip. [Figure 4-7] Bearing in mind the direction of rotation of these vortices, it can be seen that they induce an upward flow of air beyond the tip, and a downwash flow behind the wing’s trailing edge. This induced downwash has nothing in common with the downwash that is necessary to produce lift. It is, in fact, the source of induced drag. The greater the size and strength of the vortices and consequent downwash component on the net airflow over the airfoil, the greater the induced drag effect becomes. This downwash over the top of the airfoil at the tip has the same effect as bending the lift vector rearward; therefore, the lift is slightly aft of perpendicular to the relative wind, creating a rearward lift component. This is induced drag.

Figure 4-7. Wingtip vortex from a crop duster.

In order to create a greater negative pressure on the top of an airfoil, the airfoil can be inclined to a higher AOA. If the AOA of a symmetrical airfoil were zero, there would be no pressure differential, and consequently, no downwash component and no induced drag. In any case, as AOA increases, induced drag increases proportionally. To state this another way—the lower the airspeed the greater the AOA required to produce lift equal to the aircraft’s weight and, therefore, the greater induced drag. The amount of induced drag varies inversely with the square of the airspeed.

Conversely, parasite drag increases as the square of the airspeed. Thus, as airspeed decreases to near the stalling speed, the total drag becomes greater, due mainly to the sharp rise in induced drag. Similarly, as the airspeed reaches the terminal velocity of the aircraft, the total drag again increases rapidly, due to the sharp increase of parasite drag. As seen in Figure 4-8, at some given airspeed, total drag is at its minimum amount. In figuring the maximum endurance and range of aircraft, the power required to overcome drag is at a minimum if drag is at a minimum.

Figure 4-8. Drag versus speed.

Отношение подъемной силы и сопротивления

Lift/Drag Ratio

Сопротивление — цена, за то, чтобы получить подъемную силу. Отношение подъемной силы к силе сопротивления (L/D) показывает количество подъемного усилия которое производит крыло по отношению к его сопротивлению. Отношение L/D показывает аэродинамическое качество крыла. Самолеты с более высоким качеством крыла более эфыективны чем те же самолеты с низким качеством. В неускоренном полете при неизменных значениях подъемной силы и сопротивления для конкретного угла атаки можно вывести соотношения для коэффициентов CL (для подъемной силы) и cопротивления (CD). [Рисунок 4-9]

Отношение L/D определяется, делением CL на CD, так как остальные переменные в формулах сил подъема и сопротивления совпадают.

L = Подъемная сила в фунтах
D = Сопротивление

Где L — подъемная сила в фунтах, CL — коэффициент подъемной силы, ρ — плотность, выраженная в слагах на кубический фут, V — скорость в футах в секунду, q — динамическое давление на квадратный фут и S — площадь крыла в квадратных футах.

CD — коэффициент, показывающий отношение давление сопротивления и динамического давления. Как правило при малом угле атаки, коэффициент сопротивления также мал и небольшие изменения угла приводят к незначительному увеличению коэффициента сопротивления. При больших значения УА его изменения вызывают значительные изменения лобового сопротивления.

L = (CL × ρ × V2 × S)/2
D = (CD × ρ× V2)/S

Формулы показывают выражение подъемной силы (CL) и силы сопротивления (CD) соответственно. Форма крыла и другие жизненнонеобходимые устройства (как то, закрылки) влияют на создание подъемной силы и также зависят от УА. Отношение L/D используется, чтобы выразить отношение сил подъема и лобового сопротивление и вычисляется делением коэффициентов этих сил.

Заметьте, что на рисунке 4-9, кривая подъемной силы (красная) достигает своего максимума для данного профиля крыла при УА = 20 °, и затем быстро уменьшается. Поэтому угол атаки равный 15 ° являются углом сваливания. Кривая сопротивления (желтая) начинает резко расти при углах больше 14 ° и пересекает кривую подъемной силы при угле атаки равном 21 °. Кривая отношения L/D (зеленая) достигает своего максимума при УА равном 6 °, это означает, что при этом угле атаки, производится максимальное количество подъемной силы и минимум силы сопротивления.

Обратите внимание на то, что максимальное отношение L/D (L/DMAX) возможно только при одном определенном значении CL и УА. Если самолет находится в прямолинейном неускоренном полете, и при этом соотношение L/D = L/DMAX, то полное лобовое сопротивление минимально. Любое другое значение УА больше или меньше значения, соответствующего L/DMAX, приведет к уменьшению соотношения L/D и следовательно увеличит лобовое сопротивление данного самолета. На рисуноке 4-8 лобовое или «полное сопротивление»отражено L/DMAX нижней частью оранжевой линии. Конфигурация самолета имеет большое влияние на соотношение L/D.

Рисунок 4-9. Коэффициент подъемной силы при различных углах атаки.

Drag is the price paid to obtain lift. The lift to drag ratio (L/D) is the amount of lift generated by a wing or airfoil compared to its drag. A ratio of L/D indicates airfoil efficiency. Aircraft with higher L/D ratios are more efficient than those with lower L/D ratios. In unaccelerated flight with the lift and drag data steady, the proportions of the CL and coefficient of drag (CD ) can be calculated for specific AOA. [Figure 4-9]

The L/D ratio is determined by dividing the CL by the CD , which is the same as dividing the lift equation by the drag equation. All terms except coefficients cancel out.

L = Lift in pounds
D = Drag

Where L is the lift force in pounds, CL  is the lift coefficient, ρ is density expressed in slugs per cubic feet, V is velocity in feet per second, q is dynamic pressure per square feet, and S is the wing area in square feet.

CD — Ratio of drag pressure to dynamic pressure. Typically at low angles of attack, the drag coefficient is low and small changes in angle of attack create only slight changes in the drag coefficient. At high angles of attack, small changes in the angle of attack cause significant changes in drag.

L = (CL × ρ × V2 × S)/2
D = (CD × ρ× V2)/S

The above formulas represent the coefficient of lift (CL ) and the coefficient of drag (CD ) respectively. The shape of an airfoil and other life producing devices (i. e., flaps) effect the production of lift and alter with changes in the AOA. The lift/drag ratio is used to express the relation between lift and drag and is determined by dividing the lift coefficient by the drag coefficient, CL /CD.

Notice in Figure 4-9 that the lift curve (red) reaches its maximum for this particular wing section at 20° AOA, and then rapidly decreases. 15° AOA is therefore the stalling angle. The drag curve (yellow) increases very rapidly from 14° AOA and completely overcomes the lift curve at 21° AOA. The lift/drag ratio (green) reaches its maximum at 6° AOA, meaning that at this angle, the most lift is obtained for the least amount of drag.

Note that the maximum lift/drag ratio (L/DMAX) occurs at one specific CL and AOA. If the aircraft is operated in steady flight at L/DMAX, the total drag is at a minimum. Any AOA lower or higher than that for L/DMAX reduces the L/D and consequently increases the total drag for a given aircraft’s lift. Figure 4-8 depicts the L/DMAX by the lowest portion of the orange line labeled «total drag.» The configuration of an aircraft has a great effect on the L/D.

Figure 4-9. Lift coefficients at various angles of attack.

Сопротивление обшивки

Skin friction drag

Сопротивление обшивки — аэродинамическое сопротивление возникающее из-за контакта движущегося воздуха с поверхностью самолета. У каждой поверхности если рассмотреть ее под микроскопом, есть шероховатости и неровности, независимо от того насколько она выглядит гладкой. Молекулы воздуха, которые находятся в прямом контакте с поверхностью крыла, фактически неподвижны. Каждый последующий слой молекул над поверхностью перемещается немного быстрее предыдущего, вплоть до тех пор, пока скорость движения молекул не совпадет со скоростью потока воздуха двигающегося около самолета. Эту скорость называют скоростью свободного потока. Слой воздуха между крылом и уровнем где достигается скорость свободного потока называется пограничным слоем, по ширине он сравним с шириной игральной карты. Наверху пограничного слоя молекулы увеличивают скорость и перемещаются на той же самой скорости как молекулы вне пограничного слоя. Фактическая скорость, с которой двигаются молекулы зависит от формы крыла, вязкости (неподвижности) воздуха, через который крыло перемещаются, и сжимаемости воздуха (насколько он может быть уплотнен).

Поток воздуха за пределами пограничного слоя реагирует на форму края пограничного слоя, так же как на физическую поверхность объекта. Пограничный слой дает любому объекту «эффективную» форму, которая обычно немного отличается от реальной физической формы. Пограничный слой может также отделяться от тела, таким образом создавая эффективную форму, сильно отличающуюся от физической формы объекта. Это изменение в физической форме пограничного слоя вызывает драматическое уменьшение подъемной силы и увеличение сопротивления. Такое явление называется срывом потока.

Чтобы уменьшить эффект сопротивления обшивки, авиаконструкторы используют заклепки, монтируемые заподлицо и удаляют любые неровности, которые могут выступать выше поверхности крыла. Кроме того, гладкое и лощеное крыло помогает проходить воздуху по поверхности крыла. Так как грязь на самолете разрывает свободный поток воздуха и увеличивает сопротивление, сохраняйте поверхности самолета чистыми и натертыми воском.

Skin friction drag is the aerodynamic resistance due to the contact of moving air with the surface of an aircraft. Every surface, no matter how apparently smooth, has a rough, ragged surface when viewed under a microscope. The air molecules, which come in direct contact with the surface of the wing, are virtually motionless. Each layer of molecules above the surface moves slightly faster until the molecules are moving at the velocity of the air moving around the aircraft. This speed is called the free-stream velocity. The area between the wing and the free-stream velocity level is about as wide as a playing card and is called the boundary layer. At the top of the boundary layer, the molecules increase velocity and move at the same speed as the molecules outside the boundary layer. The actual speed at which the molecules move depends upon the shape of the wing, the viscosity (stickiness) of the air through which the wing or airfoil is moving, and its compressibility (how much it can be compacted).

The airflow outside of the boundary layer reacts to the shape of the edge of the boundary layer just as it would to the physical surface of an object. The boundary layer gives any object an “effective” shape that is usually slightly different from the physical shape. The boundary layer may also separate from the body, thus creating an effective shape much different from the physical shape of the object. This change in the physical shape of the boundary layer causes a dramatic decrease in lift and an increase in drag. When this happens, the airfoil has stalled.

In order to reduce the effect of skin friction drag, aircraft designers utilize flush mount rivets and remove any irregularities which may protrude above the wing surface. In addition, a smooth and glossy finish aids in transition of air across the surface of the wing. Since dirt on an aircraft disrupts the free flow of air and increases drag, keep the surfaces of an aircraft clean and waxed.

Вес самолета

Weight

Сила притяжения — это гравитационная сила, которая притягивает все тела к центру земли. Центр тяжести (ЦТ) самолета можно рассматривать как точку, в которой сконцентрирован весь вес самолета. Если самолет удерживать точно в его точке ЦТ, то его положение будет сбалансировано по любому направлению. Далее будет показано, что ЦТ имеет важное значение в самолете, поскольку его расположение имеет большое значение для стабильности самолета.

Местоположение ЦТ определяется конструкцией каждого самолета. Проектировщики определяют, как далеко может смещаться центр давления (ЦД). Затем они фиксируют положение центра тяжести перед точкой центра давления для заданной скорости полета, чтобы обеспечить соответствующий вращающий момент восстанавливающий равновесное положение самолета в полете.

У силы веса есть определенная взаимосвязь с подъемной силой. Эта связь проста, но важна для понимания аэродинамики полета. Подъемная сила — направленная вверх сила на крыле, действующая перпендикулярно к набегающему потоку воздуха. Подъемная сила необходима, чтобы противодействовать весу самолета (который вызван силой тяжести, действующей на массу самолета). Этот вес (сила тяжести) действует вниз через точку ЦТ самолета. В устойчивом горизонтальном полете, когда подъемная сила равна весу, самолет находится в состоянии равновесия не набирает и не теряет высоту. Если подъемная сила становится меньше, чем вес, самолет теряет высоту. Когда подъемная сила больше чем вес, самолет набирает высоту.

Gravity is the pulling force that tends to draw all bodies to the center of the earth. The CG may be considered as a point at which all the weight of the aircraft is concentrated. If the aircraft were supported at its exact CG, it would balance in any attitude. It will be noted that CG is of major importance in an aircraft, for its position has a great bearing upon stability.

The location of the CG is determined by the general design of each particular aircraft. The designers determine how far the center of pressure (CP) will travel. They then fix the CG forward of the center of pressure for the corresponding flight speed in order to provide an adequate restoring moment to retain flight equilibrium.

Weight has a definite relationship to lift. This relationship is simple, but important in understanding the aerodynamics of flying. Lift is the upward force on the wing acting perpendicular to the relative wind. Lift is required to counteract the aircraft’s weight (which is caused by the force of gravity acting on the mass of the aircraft). This weight (gravity) force acts downward through the airplane’s CG. In stabilized level flight, when the lift force is equal to the weight force, the aircraft is in a state of equilibrium and neither gains nor loses altitude. If lift becomes less than weight, the aircraft loses altitude. When lift is greater than weight, the aircraft gains altitude.

Подъемная сила

Lift

Пилот может управлять подъемной силой. Всякий раз перемещая на себя или от себя штурвал изменяется УА. Увеличение угла атаки приводит к увеличению подъемной силы (при прочих равных факторах). Когда самолет достигает максимального УА, подъемная сила начинает резко уменьшаться. Это — угол сваливания, также известный как критический угол атаки (CL-MAX). Посмотрите, как на рисунке 4-9, происходит увеличения CL до критического значения УА, а затем быстро уменьшаются с дальнейшим увеличением УА.

Прежде, чем продолжить тему подъемной силы и способами ее управления, необходимо сделать заметку о скорости. Крыло или ротор будет эффективным, если оно непрерывно будет находится в набегающем потоке воздуха («нападать» на воздух). Если самолет должен продолжать лететь, крыло, производящее подъемную силу должно постоянно перемещаться в воздухе. В вертолете или автожире это достигается вращением лопастей винта. Для других типов летательных аппаратов, таких как самолеты, дельталеты или планеры, воздух должен проходить по поверхности, создающей подъемную силу. Это достигается за счет движения самолета. Подъемная сила пропорциональна квадрату скорости самолета. Например, у самолета при скорости в 200 узлов подъемная сила будет в четыре раза больше чем у того же самого самолета но на скорости в 100 узлов, если УА и другие факторы остаются постоянными.

Фактически, самолет не может продолжать двигаться в горизонтальном полете на постоянной высоте и поддерживать тот же самый УА, если скорость была увеличена. При таких условиях подъемная сила увеличится, и самолет будет набирать высоту в следствие увеличения подъемной силы. Поэтому, чтобы поддержать подъемную силу и вес самолета, и удержать самолет в горизонтальном полете (без набора высоты) в состоянии равновесия, при увеличении скорости, подъемная сила должна быть уменьшена. Это обычно достигается за счет уменьшения УА, опуская нос самолета. И наоборот, если самолет замедляется, уменьшающаяся скорость требует, чтобы было произведено увеличение УА, чтобы производить достаточную подъемную силу для поддержания полета. Существует, конечно, предел угла атаки до которого его можно увеличивать чтобы избежать сваливания.

При постоянстве прочих факторов, для каждого значения УА существует определенная скорость самолета при которой возможно поддерживать заданную высоту полета при неускоренном полете (верно только если поддерживается «горизонтальный полет»). Если вес самолета увеличится, то и подъемная сила должна быть увеличена, но при увеличении угла атаки может быть достигнуто его критическое значение. Если значение угла атаки близко к критическому значению сваливания, то единственный способ увеличить производство подъемной силы — увеличить скорость полета.

Подъемная сила и сопротивление также изменяются непосредственно с плотностью воздуха. Плотность зависит от нескольких факторов: давление, температура и влажность. На высоте 18,000 футов плотность воздуха в два раза меньше плотности воздуха на уровне моря. Чтобы поддержать соответствующую подъемную силу на большей высоте, самолет должен лететь с большей истинной скоростью полета для любого заданного УА.

Теплый воздух менее плотен, чем прохладный воздух, и сырой воздух менее плотен, чем сухой воздух. Таким образом, в жаркий влажный день, самолетом нужно управлять с большей истинной скоростью полета для любого заданного УА, чем в прохладный, сухой день.

Если фактор плотности воздуха уменьшается, а величина подъемной силы должна оставаться равной весу самолета, чтобы продолжать горизонтальный полет, то, следовательно, какой-то другой фактор должен быть увеличен. Обычно таким фактором является скорость полета или УА, потому что ими может управлять непосредственно пилот.

Подъемная сила изменяется прямо пропорционально площади крыла, при одинаковой форме крыла в плане. Крыло с определенными пропорциями и аэродинамическими секциями с площадью 200 квадратных футов будет производить подъемную силу вдвое больше чем такое же крыло, но с площадью 100 квадратных футов.

Два главных аэродинамических фактора для пилота — подъемная сила и скорость, потому что ими можно управлять быстро и точно. Конечно, пилот может также управлять плотностью воздуха, регулируя высоту, и может управлять площадью крыла, если у самолета есть закрылки, которые увеличивают область крыла. Однако, в большинстве случаев пилот управляет подъемной силой и скоростью, чтобы маневрировать самолетом. Например, в горизонтальном неускоренном полете на постоянной высоте, высота поддерживается с помощью регулирования подъемной силы, которая должна соответствовать скорости полета самолета, чтобы сохранять состояние равновесия, в котором подъемная сила равняется весу самолета. При заходе на посадку, когда пилот хочет приземлиться максимально плавно, необходимо увеличить подъемную силу почти до максимума, чтобы сохранять равенство веса и подъемной силы.

The pilot can control the lift. Any time the control yoke or stick is moved fore or aft, the AOA is changed. As the AOA increases, lift increases (all other factors being equal). When the aircraft reaches the maximum AOA, lift begins to diminish rapidly. This is the stalling AOA, known as CL-MAX critical AOA. Examine Figure 4-9, noting how the CL increases until the critical AOA is reached, then decreases rapidly with any further increase in the AOA.

Before proceeding further with the topic of lift and how it can be controlled, velocity must be interjected. The shape of the wing or rotor cannot be effective unless it continually keeps “attacking” new air. If an aircraft is to keep flying, the lift-producing airfoil must keep moving. In a helicopter or gyro-plane this is accomplished by the rotation of the rotor blades. For other types of aircraft such as airplanes, weight- shift control, or gliders, air must be moving across the lifting surface. This is accomplished by the forward speed of the aircraft. Lift is proportional to the square of the aircraft’s velocity. For example, an airplane traveling at 200 knots has four times the lift as the same airplane traveling at 100 knots, if the AOA and other factors remain constant.

Actually, an aircraft could not continue to travel in level flight at a constant altitude and maintain the same AOA if the velocity is increased. The lift would increase and the aircraft would climb as a result of the increased lift force. Therefore, to maintain the lift and weight forces in balance, and to keep the aircraft straight and level (not accelerating upward) in a state of equilibrium, as velocity is increased, lift must be decreased. This is normally accomplished by reducing the AOA by lowering the nose. Conversely, as the aircraft is slowed, the decreasing velocity requires increasing the AOA to maintain lift sufficient to maintain flight. There is, of course, a limit to how far the AOA can be increased, if a stall is to be avoided.

All other factors being constant, for every AOA there is a corresponding airspeed required to maintain altitude in steady, unaccelerated flight (true only if maintaining “level flight”). Since an airfoil always stalls at the same AOA, if increasing weight, lift must also be increased. The only method of increasing lift is by increasing velocity if the AOA is held constant just short of the “critical,” or stalling, AOA.

Lift and drag also vary directly with the density of the air. Density is affected by several factors: pressure, temperature, and humidity. At an altitude of 18,000 feet, the density of the air has one-half the density of air at sea level. In order to maintain its lift at a higher altitude, an aircraft must fly at a greater true airspeed for any given AOA.

Warm air is less dense than cool air, and moist air is less dense than dry air. Thus, on a hot humid day, an aircraft must be flown at a greater true airspeed for any given AOA than on a cool, dry day.

If the density factor is decreased and the total lift must equal the total weight to remain in flight, it follows that one of the other factors must be increased. The factor usually increased is the airspeed or the AOA, because these are controlled directly by the pilot.

Lift varies directly with the wing area, provided there is no change in the wing’s planform. If the wings have the same proportion and airfoil sections, a wing with a planform area of 200 square feet lifts twice as much at the same AOA as a wing with an area of 100 square feet.

Two major aerodynamic factors from the pilot’s viewpoint are lift and velocity because they can be controlled readily and accurately. Of course, the pilot can also control density by adjusting the altitude and can control wing area if the aircraft happens to have flaps of the type that enlarge wing area. However, for most situations, the pilot controls lift and velocity to maneuver an aircraft. For instance, in straight-and- level flight, cruising along at a constant altitude, altitude is maintained by adjusting lift to match the aircraft’s velocity or cruise airspeed, while maintaining a state of equilibrium in which lift equals weight. In an approach to landing, when the pilot wishes to land as slowly as practical, it is necessary to increase lift to near maximum to maintain lift equal to the weight of the aircraft.

Вихри законцовок крыла

Wingtip Vortices

Формирование вихрей

Formation of Vortices

Крыло, производя подъемную силу, создает также и индуктивное сопротивление. Когда угол атаки крыла положителен, то существует разность давлений между верхней и нижней поверхности крыла. Давление в верхней части крыла меньше, чем атмосферное, а в нижней части крыла больше или равно атмосферному. Так как воздух всегда перемещается от высокого давления к низкому, и путь наименьшего сопротивления находится в направлении к законцовкам крыла, то возникает движение воздуха по размаху крыла, направленное от основания крыла наружу от фюзеляжа вокруг законцовок. В результате происходит «утечка» воздуха со стороны законцовок, таким образом формируется вихрь воздуха, названный вихрем законцовки. [Рисунок 4-10]

Рисунок 4-10. Вихри законцовки крыла.

В то же время поток воздуха на верхней поверхности крыла перемещается к фюзеляжу. Этот воздушный поток формирует аналогичный вихрь со стороны основания крыла, но фюзеляж ограничивает это поток и этот вихрь незначительный. Следовательно, самое сильное отклонение потока воздуха происходит на внешних законцовках, где ничем неограниченный боковой сток потока воздуха наибольший.

Так как воздух закручивается вверх вокруг законцовок, то при объединение со струей набегающего потока образовывается вихрь быстро перемещающийся назад. Эти вихри увеличивают сопротивление из-за затрат энергии, на их образование. Всякий раз, когда крыло производит подъемную силу, возникает индуктивное сопротивление и вихри законцовок крыла.

Так же, увеличение подъемной силы вследствие увеличения УА приводит к увеличению индуктивного сопротивления. Это происходит, потому что, увеличение угла атаки приводит к бо`льшему перепаду давлений между верхней и нижней частью крыла, и соответственно еще бо`льшему боковому потоку воздуха, что в свою очередь влечет образование более сильного вихря, который увеличивает индуктивное сопротивление.

На рисунке 4-10 легко увидеть формирование вихрей законцовки крыла. Интенсивность или сила вихрей непосредственно пропорциональны весу самолета и обратно пропорциональны размаху крыла и скорости самолета. Чем более тяжелый и чем он медленнее, тем больший угол атаки необходим и тем сильнее вихри законцовок. Таким образом, максимальные вихри законцовок крыла возникают во время взлета, набора высоты, и приземления. Эти вихри приводят к турбулентности в спутном следе, которая является опасной помехой для полета.

The action of the airfoil that gives an aircraft lift also causes induced drag. When an airfoil is flown at a positive AOA, a pressure differential exists between the upper and lower surfaces of the airfoil. The pressure above the wing is less than atmospheric pressure and the pressure below the wing is equal to or greater than atmospheric pressure. Since air always moves from high pressure toward low pressure, and the path of least resistance is toward the airfoil’s tips, there is a spanwise movement of air from the bottom of the airfoil outward from the fuselage around the tips. This flow of air results in “spillage” over the tips, thereby setting up a whirlpool of air called a “vortex.” [Figure 4-10]

Figure 4-10. Wingtip vortices.

At the same time, the air on the upper surface has a tendency to flow in toward the fuselage and off the trailing edge. This air current forms a similar vortex at the inboard portion of the trailing edge of the airfoil, but because the fuselage limits the inward flow, the vortex is insignificant. Consequently, the deviation in flow direction is greatest at the outer tips where the unrestricted lateral flow is the strongest.

As the air curls upward around the tip, it combines with the wash to form a fast-spinning trailing vortex. These vortices increase drag because of energy spent in producing the turbulence. Whenever an airfoil is producing lift, induced drag occurs, and wingtip vortices are created.

Just as lift increases with an increase in AOA, induced drag also increases. This occurs because as the AOA is increased, there is a greater pressure difference between the top and bottom of the airfoil, and a greater lateral flow of air; consequently, this causes more violent vortices to be set up, resulting in more turbulence and more induced drag.

In Figure 4-10, it is easy to see the formation of wingtip vortices. The intensity or strength of the vortices is directly proportional to the weight of the aircraft and inversely proportional to the wingspan and speed of the aircraft. The heavier and slower the aircraft, the greater the AOA and the stronger the wingtip vortices. Thus, an aircraft will create wingtip vortices with maximum strength occurring during the takeoff, climb, and landing phases of flight. These vortices lead to a particularly dangerous hazard to flight, wake turbulence.

Уход от турбулентности в спутном следе

Avoiding Wake Turbulence

Вихри законцовки крыла максимальны, когда самолет «тяжелый, с убранной механизацией крыла, и медленный». Это бывает обычно при прилете и отлете самолета, потому что угол атаки при этом максимален дабы крыло производило максимальную подъемную силу необходимую для взлета и посадки. Чтобы минимизировать вероятность попадания в турбулентный след:

  • Избегайте полета через траекторию взлета или посадки другого самолета.
  • Поворачивайте самолет при взлете перед той точкой где поворачивал предыдущий взлетевший самолет.
  • Избегайте следования по траектории полета другого самолета на высотах менее 1,000 футов. [Рисунок 4-11]
  • Приближайтесь к взлетно-посадочной полосе выше пути следования предыдущего самолета при приземлении за другим самолетом, касание ВПП производите дальше той точки где предыдущий самолет произвел касание. [Рисунок 4-12]

Зависший вертолет создает вихри воздуха вниз от лопастей главного ротора(ов) подобного вихрям самолета. Пилоты малых самолетов должны избегать полетов рядом с зависшем вертолетом, по крайней мере на расстоянии до трех даиметров окружности ротора, чтобы не попасть в вихри. При движении вертолета вперед энергия вихри ротора преобразуется в пару сильных, высокоскоростных вихрей спутной струи, подобных вихрям законцовки крыла большого самолета с жеским крылом. Вертолетных вихрей нужно избегать, потому что зачастую скорость перемещения вертолета невелика что приводит к образованию исключительно сильной турбулентности в спутном следе.

Рисунок 4-11. Избегайте следования по траектории полета другого самолета на высотах менее 1,000 футов.

Рисунок 4-12. Избегайте турбулентности от другого самолета.

Уходя от турбулентности необходимо принять во внимание такой важный фактор как ветер, потому что вихри законцовки крыла дрейфуют под действием ветра и со скорости ветра. Например, ветер со скоростью 10 узлов заставляет вихри дрейфовать приблизительно на 1,000 футов в минуту в направлении ветра. При следовании за другим самолетом пилот должен принять во внимание скорость ветра намечая точки взлета или приземления. Если пилот не уверен в точках взлета или посадки другого самолета, необходимо выждать приблизительно 3 минуты в течение которых турбулентность рассеится. Для получения дополнительной информации о турбулентности в спутном следе обратитесь к Рекомендательному Циркуляру 90-23.

Wingtip vortices are greatest when the generating aircraft is “heavy, clean, and slow”. This condition is most commonly encountered during approaches or departures because an aircraft’s AOA is at the highest to produce the lift necessary to land or take off. To minimize the chances of flying through an aircraft’s wake turbulence:

  • Avoid flying through another aircraft’s flightpath.
  • Rotate prior to the point at which the preceding aircraft rotated, when taking off behind another aircraft.
  • Avoid following another aircraft on a similar flightpath at an altitude within 1,000 feet. [Figure 4-11]
  • Approach the runway above a preceding aircraft’s path when landing behind another aircraft, and touch down after the point at which the other aircraft wheels contacted the runway. [Figure 4-12]

A hovering helicopter generates a down wash from its main rotor(s) similar to the vortices of an airplane. Pilots of small aircraft should avoid a hovering helicopter by at least three rotor disc diameters to avoid the effects of this down wash. In forward flight this energy is transformed into a pair of strong, high-speed trailing vortices similar to wing-tip vortices of larger fixed-wing aircraft. Helicopter vortices should be avoided because helicopter forward flight airspeeds are often very slow and can generate exceptionally strong wake turbulence.

Figure 4-11. Avoid following another aircraft at an altitude within 1,000 feet.

Figure 4-12. Avoid turbulence from another aircraft.

Wind is an important factor in avoiding wake turbulence because wingtip vortices drift with the wind at the speed of the wind. For example, a wind speed of 10 knots causes the vortices to drift at about 1,000 feet in a minute in the wind direction. When following another aircraft, a pilot should consider wind speed and direction when selecting an intended takeoff or landing point. If a pilot is unsure of the other aircraft’s takeoff or landing point, approximately 3 minutes provides a margin of safety that allows wake turbulence dissipation. For more information on wake turbulence, see Advisory Circular 90-23.

Экранный эффект

Ground Effect

Существует возможность выполнить полет в непосредственной близости к земле (или воде) на скорости несколько меньшей чем необходима для осуществления горизонтального полета на высоте. Этот феномен больше известен теоретически, чем практически даже некоторыми опытными пилотами.

Когда самолет летит в пределах нескольких футов над поверхностью земли или воды, происходит изменение в трехмерной модели обтекания потока воздуха вокруг самолета, так как вертикальный компонент потока вокруг крыла ограничен поверхностью земли или воды. Изменяется перемещение масс воздуха над и под крылом, изменения претерпевают и вихри законцовок. [Рисунок 4-13] Экранный эффект возникает из-за наличия дополнительной поверхности (земли или воды) в модели обычного обтекания воздушным потока крыла самолета в полете.

Рисунок 4-13. Экранный эффект изменяет поток воздуха.

В то время как аэродинамические особенности поверхностей хвоста и фюзеляжа также изменяются под влиянием экранного эффекта, основное изменение наблюдается в аэродинамических свойствах крыла. Если крыло находится в непосредственной близости к земле и при должно сохранить первоначальную подъемную силу, то следовательно должны уменьшатся восходящие и нисходящие потоки воздуха, а также вихри законцовок крыла.

Индуктивное сопротивление это результат работы аэродинамической поверхности по поддержанию самолета, и крыло или ротор создают подъемную тягу просто за счет ускорения массы воздуха вниз. Конечно снижение давления над крылом важно для подъема самолета, но это только одна из вещей, способствующих отталкиванию массы воздуха вниз. Чем больше масса воздуха перемещаемая вниз, тем тяжелее крылу толкать эту массу воздуха. Под высокими углами атаки величина индуктивного сопротивления высока, а так как большие углы атаки соответствует низким скоростям полета, можно сказать, что индуктивное сопротивление преобладает на низкой скорости.

Однако, сокращение вихрей законцовки крыла из-за экранного эффекта изменяет распределение подъемной силы по размаху крыла, что уменьшает требуемый угол атаки и индуктивное сопротивление. Поэтому, крылу требуется меньший угол атаки при влиянии экранного эффекта, чтобы создать ту же подъемную силу. В случае, если угол атаки останется постоянным, а не уменьшатся, то подъемная сила увеличится. [Рисунок 4-14]

Экранный эффект также изменяет количество подъемной силы требуемое при определенной скорости полета. Так как индуктивное сопротивление преобладает на низких скоростях, сокращение индуктивного сопротивления из-за близости земли вызовет значительное снижение требуемой подъемной силы (значительно снизится индуктивное и паразитное сопротивление) при низких скоростях.

Сокращение индуктивного потока (потока, вызывающего индуктивное сопротивление) из-за экранного эффекта вызывает существенное снижение индуктивного сопротивления, но не оказывает прямого влияния на паразитное. В результате сокращения индуктивного сопротивления снизится и величина требуемой силы тяги, необходимой при полете на низких скоростях. Из-за изменении в прохождении верхнего и нижнего потока воздуха а также вихрей законцовок связанного с экранный эффектом, возможны ошибки в показаниях приборов измерения скорости полета. В большинстве случаев экранный эффект вызовет увеличение давления в приемнике давления, что приведет к заниженнвм показаниям скорости полета и высоты. Таким образом самолет может взлетать со скоростью меньшей (по показаниям приборов), чем действительно необходима.

Чтобы влияние экранного эффекта было существенно, крыло должно находиться в непосредственной близости к земле. Один из непосредственных результатов влияния экранного эффекта — изменение индуктивного сопротивления в зависимости от высоты расположения крыла над землей при постоянном CL. Когда крыло находится на высоте, равной ее размаху, сокращение индуктивного сопротивления составит всего 1.4 процента. Однако, когда крыло находится на высоте, равной одной четверти ее размаха от поверхности земли, сокращение составит 23.5 процента, а на высоте, равной одной десятой размаха, сокращение индуктивного сопротивления составляет 47.6 процентов. Таким образом, большое сокращение индуктивного сопротивления будет иметь место только, когда крыло будет непосредственно у земли. Из-за этого экранный эффект наиболее заметен в момент отрыва при взлете или в момент касания ВПП при при посадке.

Во время взлета влияние экранного эффекта создает важные соотношения. Влияние экранного эффекта на самолет при взлете противоположно влиянию этого же эффекта при посадке. При взлете:

  • Необходим меньший угол атаки для поддержания того же CL.
  • Экспериментально почувствуйте увеличение сопротивления и необходимой тяги.
  • Экспериментально почувствуйте снижение стабильности самолета и изменение кабрирующего момента.
  • Экспериментально почувствуйте снижение статического давления и увеличение показателей скорости самолета.

Экранный эффект необходимо принимать во внимание во время взлета и посадки. Например, если пилот не понимает влияния экранного эффекта во время взлета, возможно возникновение опасной ситуации, т.к. рекомендуемая скорость взлета может не быть достигнута. Из-за сниженного лобового сопротивления под действием эффекта земли, может казаться, что самолет готов ко взлету, но в реальности он будет иметь скорость значительно ниже рекомендуемой. Когда самолет начинает подъем с недостатком скорости, увеличенное лобовое сопротивление может привести к ухудшению характеристики начального этапа набора высоты. В экстремальных условиях, таких как большой полный вес самолета, большая высота по плотности, и высокая температура или недостаток скорости во время взлета может привести к тому, что самолет не будет способен поддержать полет сразу после взлета. В этом случае самолет только оторвавшись от взлетно-посадочной полосы может снова осесть на нее.

Рисунок 4-14. Экранный эффект изменяет силу сопротивления и подъемную силу.

Пилот не должен производить взлет с недостаточной скоростью. Рекомендуемая изготовителем самолета скорость взлета необходима, чтобы обеспечить соответствующее начальное выполнение начального этапа набора высоты. Не менее важно, чтобы был достигнут установленный режим набора высоты прежде чем будут убраны шасси или закрылки. Никогда не убирайте посадочные шасси или закрылки до установления положительного темпа подъема, а убирайте только после достижения безопасной высоты.

Если во время фазы приземления самолет попадет под влияние экранного эффекта без изменения атаки, то он будет испытывать увеличение подъемной силы, что приведет к необходимости снижения тяги, и может возникнуть эффект «плавания» самолета. Из-за сниженного лобового сопротивления и замедления ,вызванного уменьшением тяги, при экранном эффекте любая излишняя скорость в точке выравнивания может поглотить значительную часть дистанции выравнивания. Как только самолет приближается к касанию, экранный эффект становится все более заметным (особенно на высоте меньшей чем размах крыла). Во время финального этапа захода на посадку, так как самолет наиболее близок к земле необходимо уменьшить тягу что позволит самолету подняться выше желаемой глиссады.

It is possible to fly an aircraft just clear of the ground (or water) at a slightly slower airspeed than that required to sustain level flight at higher altitudes. This is the result of a phenomenon better known of than understood even by some experienced pilots.

When an aircraft in flight comes within several feet of the surface, ground or water, a change occurs in the three- dimensional flow pattern around the aircraft because the vertical component of the airflow around the wing is restricted by the surface. This alters the wing’s upwash, downwash, and wingtip vortices. [Figure 4-13] Ground effect, then, is due to the interference of the ground (or water) surface with the airflow patterns about the aircraft in flight.

Figure 4-13. Ground effect changes airflow.

While the aerodynamic characteristics of the tail surfaces and the fuselage are altered by ground effect, the principal effects due to proximity of the ground are the changes in the aerodynamic characteristics of the wing. As the wing encounters ground effect and is maintained at a constant lift coefficient, there is consequent reduction in the upwash, downwash, and wingtip vortices.

Induced drag is a result of the airfoil’s work of sustaining the aircraft, and a wing or rotor lifts the aircraft simply by accelerating a mass of air downward. It is true that reduced pressure on top of an airfoil is essential to lift, but that is only one of the things contributing to the overall effect of pushing an air mass downward. The more downwash there is, the harder the wing pushes the mass of air down. At high angles of attack, the amount of induced drag is high; since this corresponds to lower airspeeds in actual flight, it can be said that induced drag predominates at low speed.

However, the reduction of the wingtip vortices due to ground effect alters the spanwise lift distribution and reduces the induced AOA and induced drag. Therefore, the wing will require a lower AOA in ground effect to produce the same CL. If a constant AOA is maintained, an increase in CL results. [Figure 4-14]

Ground effect also alters the thrust required versus velocity. Since induced drag predominates at low speeds, the reduction of induced drag due to ground effect will cause the most significant reduction of thrust required (parasite plus induced drag) at low speeds.

The reduction in induced flow due to ground effect causes a significant reduction in induced drag but causes no direct effect on parasite drag. As a result of the reduction in induced drag, the thrust required at low speeds will be reduced. Due to the change in upwash, downwash, and wingtip vortices, there may be a change in position (installation) error of the airspeed system, associated with ground effect. In the majority of cases, ground effect will cause an increase in the local pressure at the static source and produce a lower indication of airspeed and altitude. Thus, an aircraft may be airborne at an indicated airspeed less than that normally required.

In order for ground effect to be of significant magnitude, the wing must be quite close to the ground. One of the direct results of ground effect is the variation of induced drag with wing height above the ground at a constant CL. When the wing is at a height equal to its span, the reduction in induced drag is only 1.4 percent. However, when the wing is at a height equal to one-fourth its span, the reduction in induced drag is 23.5 percent and, when the wing is at a height equal to one-tenth its span, the reduction in induced drag is 47.6 percent. Thus, a large reduction in induced drag will take place only when the wing is very close to the ground. Because of this variation, ground effect is most usually recognized during the liftoff for takeoff or just prior to touchdown when landing.

During the takeoff phase of flight, ground effect produces some important relationships. An aircraft leaving ground effect after takeoff encounters just the reverse of an aircraft entering ground effect during landing; i.e., the aircraft leaving ground effect will:

  • Require an increase in AOA to maintain the same CL.
  • Experience an increase in induced drag and thrust required.
  • Experience a decrease in stability and a nose-up change in moment.
  • Experience a reduction in static source pressure and increase in indicated airspeed.

Ground effect must be considered during takeoffs and landings. For example, if a pilot fails to understand the relationship between the aircraft and ground effect during takeoff, a hazardous situation is possible because the recommended takeoff speed may not be achieved. Due to the reduced drag in ground effect, the aircraft may seem capable of takeoff well below the recommended speed. As the aircraft rises out of ground effect with a deficiency of speed, the greater induced drag may result in marginal initial climb performance. In extreme conditions, such as high gross weight, high density altitude, and high temperature, a deficiency of airspeed during takeoff may permit the aircraft to become airborne but be incapable of sustaining flight out of ground effect. In this case, the aircraft may become airborne initially with a deficiency of speed, and then settle back to the runway.

Figure 4-14. Ground effect changes drag and lift.

A pilot should not attempt to force an aircraft to become airborne with a deficiency of speed. The manufacturer’s recommended takeoff speed is necessary to provide adequate initial climb performance. It is also important that a definite climb be established before a pilot retracts the landing gear or flaps. Never retract the landing gear or flaps prior to establishing a positive rate of climb, and only after achieving a safe altitude.

If, during the landing phase of flight, the aircraft is brought into ground effect with a constant AOA, the aircraft experiences an increase in CL and a reduction in the thrust required, and a “floating” effect may occur. Because of the reduced drag and power-off deceleration in ground effect, any excess speed at the point of flare may incur a considerable “float” distance. As the aircraft nears the point of touchdown, ground effect is most realized at altitudes less than the wingspan. During the final phases of the approach as the aircraft nears the ground, a reduced power setting is necessary or the reduced thrust required would allow the aircraft to climb above the desired glidepath (GP).

Оси самолета

Axes of an Aircraft

Оси самолета — три воображаемых линии, которые проходят через центр тяжести (ЦТ) самолета. Их можно рассматривать как воображаемые линии, вокруг которых поворачивается самолет. Эти три линии проходят через ЦТ самолета и пересекаются между собой под прямыми углами. Ось от носа до хвоста — продольная ось, ось, которая проходит от законцовки одного крыла до законцовки другого крыла, является горизонтальной осью, и ось, которая проходит вертикально через центр тяжести самолета, является вертикальной осью. Всякий раз, когда самолет изменяет свое положение в полете, он вращается вокруг одной или нескольких осей. [Рисунок 4-15]

Рисунок 4-15. Оси самолета.

Вращение самолета вокруг его продольной оси напоминает качку корабля. Фактически, названия, используемые для описания движения самолета по осям, были первоначально мореходными терминами. Они были применены к аэронавигационной терминологии из-за подобия движения воздушных и морских судов. Движение вокруг продольной оси самолета — «крен», движение вокруг его боковой оси — «тангаж», и движение вокруг вертикальной оси — «рысканье». Рысканье — горизонтальное движение носа самолета (влево или вправо). Движение по трем направлениям (крен, тангаж и рысканье) в типовом самолете контролируется тремя аэродинамическими поверхностями. Креном управляют элероны; тангажем управляет руль высоты; рысканье задается рулем направления. Использование этих средств управления объяснено в Главе 5 «Средства управления полетом». Некоторые типы летательных аппаратов могут использовать иные методы управления движениями по осям.

Например, дельталеты управляются по двум осям, крену и тангажу, с помощью А-образной рамки, подвешенной к гибкому крылу, соединенному с трехколесной коляской экипажа. Этими самолетами управляют, перемещая горизонтальную планку (управляющая штанга) примерно таким же способом, которым управляют дельтапланами. [Рисунок 4-16] Их называют дельталетами (weight-shift control aircraft) потому что пилот управляет самолетом, перемещая центр тяжести. Для получения дополнительной информации о дельталетах см. руководство пилота дельталета (Weight-Shift Control Flying Handbook, FAA-H-8083-5), выпущенное Федеральным Авиационным Агентством (FAA). В случае паралета, управление воздушным судном осуществляется изменением аэродинамической поверхности крыла, с помощью строп.

Рисунок 4-16. Дельталет.

В парапете функцию крыла выполняет парашют, верхняя поверхность которого изогнута, а нижняя более плоская. Поверхности соединяются ребрами, образуя таким образом ячеистую структуру, в которой ячейки повернуты в сторону к набегающему потоку на передней кромке, также они имеют боковые отверстия для обеспечения бокового протока воздуха. Принцип работы заключается в том, что давление внутри ячейки больше, чем снаружи, эта разница давлений формирует из купола парашюта крыло и поддерживает эту форму в полете. Пилот и пассажир сидят в тандеме перед двигателем, который расположен на задней стороне летательного аппарата. Корпус соединен с парашютом стропами, которые прикрепляется к нему в двух точках. Управление паралетем осуществляется как с помощью изменения тяги так и управлением крылом с помощью строп. [Рисунок 4-17]

Рисунок 4-17. Паралет.

The axes of an aircraft are three imaginary lines that pass through an aircraft’s CG. The axes can be considered as imaginary axles around which the aircraft turns. The three axes pass through the CG at 90° angles to each other. The axis from nose to tail is the longitudinal axis, the axis that passes from wingtip to wingtip is the lateral axis, and the axis that passes vertically through the CG is the vertical axis. Whenever an aircraft changes its flight attitude or position in flight, it rotates about one or more of the three axes. [Figure 4-15]

Figure 4-15. Axes of an airplane.

The aircraft’s motion about its longitudinal axis resembles the roll of a ship from side to side. In fact, the names used to describe the motion about an aircraft’s three axes were originally nautical terms. They have been adapted to aeronautical terminology due to the similarity of motion of aircraft and seagoing ships. The motion about the aircraft’s longitudinal axis is “roll,” the motion about its lateral axis is “pitch,” and the motion about its vertical axis is “yaw”. Yaw is the horizontal (left and right) movement of the aircraft’s nose. The three motions of the conventional airplane (roll, pitch, and yaw) are controlled by three control surfaces. Roll is controlled by the ailerons; pitch is controlled by the elevators; yaw is controlled by the rudder. The use of these controls is explained in Chapter 5, Flight Controls. Other types of aircraft may utilize different methods of controlling the movements about the various axes.

For example, weight-shift control aircraft control two axes, roll and pitch, using an “A” frame suspended from the flexible wing attached to a three-wheeled carriage. These aircraft are controlled by moving a horizontal bar (called a control bar) in roughly the same way hang glider pilots fly. [Figure 4-16] They are termed weight-shift control aircraft because the pilot controls the aircraft by shifting the CG. For more information on weight-shift control aircraft, see the Federal Aviation Administration (FAA) Weight-Shift Control Flying Handbook, FAA-H-8083-5. In the case of powered parachutes, aircraft control is accomplished by altering the airfoil via steering lines.

Figure 4-16. A weight-shift control aircraft.

A powered parachute wing is a parachute that has a cambered upper surface and a flatter under surface. The two surfaces are separated by ribs that act as cells, which open to the airflow at the leading edge and have internal ports to allow lateral airflow. The principle at work holds that the cell pressure is greater than the outside pressure, thereby forming a wing that maintains its airfoil shape in flight. The pilot and passenger sit in tandem in front of the engine which is located at the rear of a vehicle. The airframe is attached to the parachute via two attachment points and lines. Control is accomplished by both power and the changing of the airfoil via the control lines. [Figure 4-17]

Figure 4-17. A powered parachute.

Момент силы и плечо момента

Moment and Moment Arm

Из курса физики известно, что тело, которое свободно вращается, будет всегда вращаться вокруг своего центра тяжести. В аэродинамических терминах математическую меру стремления самолета вращаться вокруг своего центра тяжести называют «моментом». Момент равен произведению примененной силы и расстояния, на котором прикладывается сила (плечо момента — расстояние от точки опоры до точки приложения силы). Для расчета весовой балансировки самолета, «моменты» выражаются как произведение длины плеча на вес самолета или в дюймо-фунтах.

Авиаконструкторы располагают переднюю и заднюю грань нахождения центра тяжести как можно ближе к 20% отметке средней аэродинамической хорды (САХ). Если конструкция самолета такова, что линия тяги проходит горизонтально через центр тяжести, то он будет стабилен по тангажу вне зависимости от изменения тяги, и не будет разницы во вращающих моментах при полете на включенных или выключенных двигателях. Хотя проектировщики и имеют некоторый контроль над расположением векторов сил сопротивления, они не всегда могут добиться прохождения суммарной силы через ЦТ самолета. Однако, существует одна вещь над которой конструкторы имеют полный контроль — это хвост самолета, его размер и положение. Цель состоит в том, чтобы сделать моменты (сил тяги, сопротивления и подъемной силы) как можно меньше и с помощью правильного расположения хвоста, обеспечить средства балансирования самолета по его длине для любых условий полета.

У пилота нет возможности напрямую управлять расположением сил, действующих на самолет в полете, за исключением управления центром подъемной силы, за счет изменения угла атаки. Однако, это изменение немедленно приводит к изменениям и других сил. Поэтому, пилот не может изменять точку приложения одной силы не зависимо от других. Например, изменение скорости полета влечет изменение в подъемной силе, а также в силе сопротивления, и изменение сил, действующих на хвост самолета. Также турбулентности и порывы ветра сносящие самолет в полете требуют действий пилота для создания противодействующей силы, препятствующей сносу самолета.

На некоторых самолетах может возникнуть смещение центра тяжести при изменении загрузки самолета. Чтобы уравновесить выработку топлива и погрузку-разгрузку груза или пассажиров используются балансировочные устройства. Триммеры руля высоты и переставные горизонтальные стабилизаторы являются наиболее распространенными устройствами позволяющими пилоту сбалансировать изменение загрузки самолета. При полетах на больших самолетах, балансировку самолета приходится производить в широком диапазоне, и пилоту пришлось бы прикладывать большие и утомительные балансировочные усилия, триммер избавляет летчика от ненужных усилий.

A study of physics shows that a body that is free to rotate will always turn about its CG. In aerodynamic terms, the mathematical measure of an aircraft’s tendency to rotate about its CG is called a “moment”. A moment is said to be equal to the product of the force applied and the distance at which the force is applied. (A moment arm is the distance from a datum [reference point or line] to the applied force.) For aircraft weight and balance computations, “moments” are expressed in terms of the distance of the arm times the aircraft’s weight, or simply, inch-pounds.

Aircraft designers locate the fore and aft position of the aircraft’s CG as nearly as possible to the 20 percent point of the mean aerodynamic chord (MAC). If the thrust line is designed to pass horizontally through the CG, it will not cause the aircraft to pitch when power is changed, and there will be no difference in moment due to thrust for a power-on or power-off condition of flight. Although designers have some control over the location of the drag forces, they are not always able to make the resultant drag forces pass through the CG of the aircraft. However, the one item over which they have the greatest control is the size and location of the tail. The objective is to make the moments (due to thrust, drag, and lift) as small as possible and, by proper location of the tail, to provide the means of balancing an aircraft longitudinally for any condition of flight.

The pilot has no direct control over the location of forces acting on the aircraft in flight, except for controlling the center of lift by changing the AOA. Such a change, however, immediately involves changes in other forces. Therefore, the pilot cannot independently change the location of one force without changing the effect of others. For example, a change in airspeed involves a change in lift, as well as a change in drag and a change in the up or down force on the tail. As forces such as turbulence and gusts act to displace the aircraft, the pilot reacts by providing opposing control forces to counteract this displacement.

Some aircraft are subject to changes in the location of the CG with variations of load. Trimming devices are used to counteract the forces set up by fuel burnoff, and loading or off-loading of passengers or cargo. Elevator trim tabs and adjustable horizontal stabilizers comprise the most common devices provided to the pilot for trimming for load variations. Over the wide ranges of balance during flight in large aircraft, the force which the pilot has to exert on the controls would become excessive and fatiguing if means of trimming were not provided.

Особенности конструкции самолета

Aircraft Design Characteristics

Реакция различных самолетов на управляющее воздействие различно. Например, учебный самолет быстро отвечает на управляющее действие пилота, в то время как транспортный самолет тяжел и на управляющие воздействия реагирует медленнее. Эти особенности могут быть предусмотрены при разработке самолета под конкретную цель использования чтобы заложить определенные требования к устойчивости и управляемости самолета. Этот подраздел объединяет наиболее важные аспекты таких качеств самолета как устойчивости, маневренности и управляемости; их анализ; и их взаимосвязь с различными условиями полета.

Each aircraft handles somewhat differently because each resists or responds to control pressures in its own way. For example, a training aircraft is quick to respond to control applications, while a transport aircraft feels heavy on the controls and responds to control pressures more slowly. These features can be designed into an aircraft to facilitate the particular purpose of the aircraft by considering certain stability and maneuvering requirements. The following discussion summarizes the more important aspects of an aircraft’s stability, maneuverability and controllability qualities; how they are analyzed; and their relationship to various flight conditions.

Устойчивость

Stability

Устойчивость — неотъемлемое качество самолета, нивелирующее условия, которые нарушают равновесие самолета и возвращающее или сохраняющее самолет на его начальной траектории. Это прежде всего конструктивная характеристика самолета. Траектория движения и положение самолета ограничены его аэродинамическими особенностями, силовой установкой и прочностью его корпуса. Эти ограничения показывают максимальную производительность и маневренность самолета. Если самолет должен обеспечить максимальную производительность, он должно быть хорошо управляем во всем диапазоне этих ограничений не требуя от пилота особых умений или исключительных способностей пилотирования. Если самолет должен лететь равномерно и устойчиво вдоль выбранной траектории, то силы, действующие на него, должны быть в статическом равновесии. Реакция любого тела на нарушение его равновесия, описывается его устойчивостью. Существует два типа устойчивости: статическая и динамическая.

Stability is the inherent quality of an aircraft to correct for conditions that may disturb its equilibrium, and to return to or to continue on the original flightpath. It is primarily an aircraft design characteristic. The flightpaths and attitudes an aircraft flies are limited by the aerodynamic characteristics of the aircraft, its propulsion system, and its structural strength. These limitations indicate the maximum performance and maneuverability of the aircraft. If the aircraft is to provide maximum utility, it must be safely controllable to the full extent of these limits without exceeding the pilot’s strength or requiring exceptional flying ability. If an aircraft is to fly straight and steady along any arbitrary flightpath, the forces acting on it must be in static equilibrium. The reaction of any body when its equilibrium is disturbed is referred to as stability. The two types of stability are static and dynamic.

Статическая устойчивость

Static stability

Статическая устойчивость показывает первоначальное стремление или направление движения назад к положению равновесия. В авиации это относится к первой реакции самолета когда нарушено его текущее положение будь то изменение УА, снос или крен.

  • Положительная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета возвращаться к исходному состоянию равновесия, которое было нарушено [рисунок 4-18]
  • Нейтральная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета остаться в новом состоянии после того, как равновесие было нарушено [рисунок 4-18]
  • Отрицательная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета продолжать выходить из состояния равновесия, когда оно было нарушено. [рисунок 4-18]

Static stability refers to the initial tendency, or direction of movement, back to equilibrium. In aviation, it refers to the aircraft’s initial response when disturbed from a given AOA, slip, or bank.

  • Positive static stability — the initial tendency of the aircraft to return to the original state of equilibrium after being disturbed [Figure 4-18]
  • Neutral static stability — the initial tendency of the aircraft to remain in a new condition after its equilibrium has been disturbed [Figure 4-18]
  • Negative static stability — the initial tendency of the aircraft to continue away from the original state of equilibrium after being disturbed [Figure 4-18]

Угол поперечного V крыла

Dihedral

Наиболее распространенная способ создать поперечную устойчивость, это сконструировать крылья таким образом, чтобы они образовывали угол с перпендикуляром к продольной оси от одного до трех градусов. Крылья соединяясь с фюзеляжем по обе стороны образуют V-образную фигуру, или угол, называемый «угол поперечного V крыла». Величина поперечного V задается углом, на который крыло выше линии параллельной боковой оси.

Угол поперечного V крыла создает балансировочную подъемную силу на крыле с каждой стороны продольной оси самолета. Если возникает резкий порыв ветра, заставляющий одно крыло подняться, а другое опуститься, то самолет начинает крениться. Когда самолет кренится без поворота, он начинает скользить на опущенное крыло. [Рисунок 4-25], Но крыло имеет угол V, являющийся углом атаки к набегающему потоку со стороны скольжения, и этот угол атаки больше у опущенного крыла.

Больший угол атаки на нижнем крыле создает большую подъемную силу на опущенном крыле, чем на поднятом. Увеличенная подъемная сила заставляет нижнее опущенное крыло подняться. Как только крылья вновь окажутся в горизонтальном положении, УА на них станет одинаковый, что приведет к убыванию тенденции к вращению самолета. Суть угла поперечного V крыла состоит в том, чтобы создавать восстанавливающий вращающий момент при боковом крене.

Восстанавливающий момент может чрезмерно сильно поднять опущенное крыло, и при этом противоположное крыло опуститься. Если это произошло, то процесс восстановления повторится, убывая с каждым колебанием, вплоть до тех пор, пока самолет окончательно не уравновесится в горизонтальном полете.

Рисунок 4-25. Угол V крыла для обеспечения поперечной устойчивости.

Однако слишком большой угол V имеет негативное влияние на боковую маневренность самолета. Самолет может оказаться столь сильно поперечно устойчивым, что он будет сопротивляется намеренному крену. По этой причине, более маневренные самолеты, требующие быстрого кренения обычно имеют меньший угол V чем самолеты не требующие большой маневренности.

The most common procedure for producing lateral stability is to build the wings with an angle of one to three degrees above perpendicular to the longitudinal axis. The wings on either side of the aircraft join the fuselage to form a slight V or angle called “dihedral.” The amount of dihedral is measured by the angle made by each wing above a line parallel to the lateral axis.

Dihedral involves a balance of lift created by the wings’ AOA on each side of the aircraft’s longitudinal axis. If a momentary gust of wind forces one wing to rise and the other to lower, the aircraft banks. When the aircraft is banked without turning, the tendency to sideslip or slide downward toward the lowered wing occurs. [Figure 4-25] Since the wings have dihedral, the air strikes the lower wing at a much greater AOA than the higher wing. The increased AOA on the lower wing creates more lift than the higher wing. Increased lift causes the lower wing to begin to rise upward. As the wings approach the level position, the AOA on both wings once again are equal, causing the rolling tendency to subside. The effect of dihedral is to produce a rolling tendency to return the aircraft to a laterally balanced flight condition when a sideslip occurs.

The restoring force may move the low wing up too far, so that the opposite wing now goes down. If so, the process is repeated, decreasing with each lateral oscillation until a balance for wings-level flight is finally reached.

Figure 4-25. Dihedral for lateral stability.

Conversely, excessive dihedral has an adverse effect on lateral maneuvering qualities. The aircraft may be so stable laterally that it resists an intentional rolling motion. For this reason, aircraft that require fast roll or banking characteristics usually have less dihedral than those designed for less maneuverability.

Динамическая устойчивость

Dynamic Stability

Статическая устойчивость была определена как начальное стремление возвращаться к равновесию, которое самолет проявляет будучи выведенным из состояния равновесия. Иногда, начальная тенденция отличается или и вовсе противоположна общей тенденции возвращения к состоянию равновесия с течением времени, и поэтому необходимо различать эти два понятия.

Динамическая устойчивость определяется как реакция самолета на изменение текущих установок угла атаки, сноса или крена с течением времени. У этого типа устойчивости также есть три подтипа: [Рисунок 4-19]

  • Положительная динамическая устойчивость — со временем амплитуда движения перемещенного объекта уменьшается, и, так как устойчивость положительна, объект возвращается к состоянию равновесия.
  • Нейтральная динамическая устойчивость — однажды выведенный из равновесия объект ни увеличивает ни уменьшает амплитуды движения. Такой тип устойчивости проявляет износившийся автомобильный амортизатор.
  • Отрицательная динамическая устойчивость — в течение времени амплитуда движения перемещенного объекта увеличивается и становится более расходящейся.

Устойчивость самолета затрагивает два важных понятия:

  • Маневренность — качество самолета, показывающее насколько легко самолет может маневрировать и как он переносит нагрузки возникающие при маневрах. Маневренность зависит от веса самолета, его инерции, размера и расположения средств управления полетом, жесткости рамы и от двигателей. Маневренность есть особенность конструкции самолета.
  • Управляемость — способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления. Это качество самолета в виде реагирования на действия пилота при маневрировании вне зависимости от качеств устойчивости.

Рисунок 4-18. Типы статической устойчивости.

Рисунок 4-19. Сходящаяся и расходящаяся амплитуда движения.

Static stability has been defined as the initial tendency to return to equilibrium that the aircraft displays after being disturbed from its trimmed condition. Occasionally, the initial tendency is different or opposite from the overall tendency, so a distinction must be made between the two.

Dynamic stability refers to the aircraft response over time when disturbed from a given AOA, slip, or bank. This type of stability also has three subtypes: [Figure 4-19]

  • Positive dynamic stability—over time, the motion of the displaced object decreases in amplitude and, because it is positive, the object displaced returns toward the equilibrium state.
  • Neutral dynamic stability—once displaced, the displaced object neither decreases nor increases in amplitude. A worn automobile shock absorber exhibits this tendency.
  • Negative dynamic stability—over time, the motion of the displaced object increases and becomes more divergent.

Stability in an aircraft affects two areas significantly:

  • Maneuverability—the quality of an aircraft that permits it to be maneuvered easily and to withstand the stresses imposed by maneuvers. It is governed by the aircraft’s weight, inertia, size and location of flight controls, structural strength, and powerplant. It too is an aircraft design characteristic.
  • Controllability—the capability of an aircraft to respond to the pilot’s control, especially with regard to flightpath and attitude. It is the quality of the aircraft’s response to the pilot’s control application when maneuvering the aircraft, regardless of its stability characteristics.

Figure 4-18. Types of static stability.

Figure 4-19. Damped versus undamped stability.

Стерловидность крыла

Sweepback

Стреловидность крыла — дополнительный способ увеличения подъемной силы, производимой при уходе крыла с горизонтального положения. Стреловидное крыло — такое крыло у которого передний край скошен назад. Когда самолет со стреловидными крыльями начинает скользить на крыло или возникает завал на крыло, то относительный поток воздуха сталкивается с передней кромкой опущенного крыла под перпендикулярным углом. В результате на опущенном крыле создается большая подъемной силы, и самолет возвращается к своему начальному положению.

Стреловидность также способствует курсовой устойчивости. Когда турбулентность или применение руля направления заставляет самолет отклоняться от курса в сторону, правое крыло представляет более длинный передовой перпендикуляр относительному потоку воздуха. Скорость полета правого крыла увеличивается, и на нем возникает большее лобовое сопротивление, чем у левого крыла. Дополнительное сопротивление правого правого крыла тормозит его, поворачивая самолет назад к исходной траектории движения.

Sweepback is an addition to the dihedral that increases the lift created when a wing drops from the level position. A sweptback wing is one in which the leading edge slopes backward. When a disturbance causes an aircraft with sweepback to slip or drop a wing, the low wing presents its leading edge at an angle that is perpendicular to the relative airflow. As a result, the low wing acquires more lift, rises, and the aircraft is restored to its original flight attitude.

Sweepback also contributes to directional stability. When turbulence or rudder application causes the aircraft to yaw to one side, the right wing presents a longer leading edge perpendicular to the relative airflow. The airspeed of the right wing increases and it acquires more drag than the left wing. The additional drag on the right wing pulls it back, turning the aircraft back to its original path.

Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу)

Longitudinal Stability (Pitching)

При проектировании самолета большое внимание уделяется достижению желаемой устойчивости самолета по всем трем осям. Но продольная устойчивость вдоль боковой оси самолета считается наиболее зависима от различных изменяющихся факторов при различных условиях полета.

Продольная устойчивость — качество, которое делает самолет устойчивым вдоль его боковой оси. Оно вовлекает движение самолета по изменению угла тангажа, так как нос самолета перемещается вверх и вниз в полете. Продольно неустойчивый самолет имеет тенденцию пикировать или набирать высоту с постепенным уходом в очень крутое пикирование или крутой набор высоты набор или даже в сваливание. Таким образом самолет с продольной неустойчивостью становится сложным а иногда и опасный для полетов.

Статическая продольная устойчивость или неустойчивость самолета, зависит от трех факторов:

  1. Местоположение крыла относительно ЦТ
  2. Местоположение горизонтальных хвостовых поверхностей относительно ЦТ
  3. Площадь или размер хвостовых поверностей.

При анализе устойчивости нужно помнить, что тело в свободном вращении вращается всегда вокруг своего ЦТ.

Чтобы получить статическую продольную устойчивость, необходимо чтобы отношение моментов крыла и хвоста было такое, что, если при изначально уравновешенных моментах нос самолет вдруг поднялся, то изменение моментов крыла и хвоста привело бы к появлению итогового момента восстанавливающего положение носа самолета обратно. Точно также и при уходе носа самолета вниз, должен возникнуть итоговый момент поднимающий обратно нос в исходное положение.

У большинства асимметричных крыльев есть тенденция изменять положение центра подъемной силы в направлении от носа до кормы с изменением угла атаки. Центр подъемной силы с увеличением УА перемещается к носу самолета, а при уменьшении к кормовой части. Это означает, что, когда УА крыла увеличен, центр подъемной силы перемещается и тем самым стремится поднять передний край крыла еще больше. Эта тенденция дает крылу врожденное качество неустойчивости. (Примечание: Центр подъемной силы также известен как центр давления)

На Рисунке 4-20 показан самолет в горизонтальном неускоренном полете. Линия CG-CL-T представляет продольную ось самолета от центра тяжести до точки T на горизонтальном стабилизаторе.

Рисунок 4-20. Продольная устойчивость.

Большинство самолетов сконструированы так, чтобы Центр подъемной силы крыла был позади центра тяжести. Это дает самолету тенденцию к пикированию и требует, чтобы была небольшая нисходящая сила на горизонтальном стабилизаторе, чтобы уравновесить самолет и противодействовать увода носа самолета вниз. Компенсация пикирующего момента обеспечивается за счет установки небольшого отрицательного угла атаки на горизонтальном стабилизаторе. При этом полученная таким образом сила направлена вниз и удерживает хвост самолета уравновешивая «тяжелый» нос. Точно также, как линия CG-CL-T была бы рычагом с приложением силы направленной вверх в точке центра подъемной силы и двумя силами направленными вниз, одна в точке центра тяжести ЦТ и и другая, намного меньше, в точке T (нисходящее давление воздуха на стабилизатор). Это можно проиллюстрировать таким примером: если железный брусок закрепить в точке центра подъемной силы и с подвешенным тяжелым грузом в точке ЦТ, то для поддержания «рычага» в равновесии необходимо создать усилие, направленное вниз, на другую сторону рычага в точке T.

Даже в случае, когда горизонтальный стабилизатор выставлен ровно при горизонтальном полете, существует перемещение масс воздуха вниз от крыльев самолета. Этот нисходящий поток воздуха сталкивается с верхней поверхностью стабилизатора, образуя силу давления направленную вниз, которая при определенной скорости полета является как раз такой, чтобы уравновесить «рычаг». Чем быстрее летит самолет, тем больше это перемещение масс воздуха вниз и тем больше сила давления на горизонтальном стабилизаторе (кроме T-образных хвостов). [Рисунок 4-21] В самолете с непереставным горизонтальным стабилизатором, производитель авиационной техники устанавливает его под углом, который обеспечивает наилучшую стабильность (или балансировку) во время полета на крейсерской скорости и рекомендуемых установках мощности двигателя.

Рисунок 4-21. Влияние скорости на перемещении масс воздуха вниз

Если скорость самолета уменьшается, скорость потока воздуха по крылу также снижается. В результате уменьшения потока воздуха уменьшается и соответствующий нисходящий поток, что приводит к уменьшения давления на стабилизатор. В свою очередь затяжеленный нос самолета не получая достаточного уравновешивания на хвосте наклоняется вниз. [Рисунок 4-22] Положение самолета носом вниз уменьшает угол атаки крыла и снижает сопротивление, позволяя скорости полета увеличиться. При этом, увеличение скорости полета в положении носом вниз приводит к увеличению давления на горизонтальном стабилизаторе. Следовательно, хвост снова уравновешивает нос самолета и он начинает подниматься.

Рисунок 4-22. Уменьшение тяги приводит к наклону носа самолета вниз.

В то время как подъем носа самолета продолжается, скорость полета снова снижается, заставляя нисходящую силу на хвосте уменьшиться, пока нос не наклонится вновь. Поскольку самолет динамически устойчив, второй раз нос не понизится также далеко как при предыдущем колебании. Самолет набирает достаточно скорости для начала подъема носа и при этом амплитуда подъема будет меньше нежели в предыдущий раз.

После нескольких таких уменьшающихся колебаний когда нос поочередно то поднимается то опускается, самолет в конце концов обретет такую скорость при которой сила, возникающая на хвосте, полностью противодействует тенденции самолета нырнуть. Когда такое условие достигнуто, самолет вновь оказывается в уравновешенном полете и продолжает этот устойчивый полет до тех пор, пока его положение и скорость не будут изменены.

Аналогичный эффект отмечается после закрытия заслонки дросселя. Перемещение масс воздуха вниз крыльями уменьшается, и сила в точке T на рисунке 4-20 недостаточна, чтобы удерживать горизонтальный стабилизатор. Кажется, как будто сила в точке T на рычаге позволяет силе тяжести тянуть нос вниз. Это желаемая особенность, потому что самолет пытается вновь достичь определенной скорости полета и восстановить надлежащий баланс.

Мощность двигателя или тяга может иметь также и дестабилизирующий эффект, когда увеличение мощности заставляет нос задираться. Авиаконструктор может компенсировать это, устанавливая «высокую линию тяги», когда линия от вектора силы тяги проходит выше, чем центр тяжести самолета [Рисунок 4-23 и 4-24]. В этом случае, как только увеличивается мощность двигателя или сила тяги, образуется момент, который уравновешивает возникшую нагрузку на хвосте. С другой стороны, очень «низкая линия тяги» имела бы наоборот тенденцию увеличивать задирание носа из-за момента возникающего на хвосте.

Рисунок 4-23. Линия тяги влияет на продольную устойчивость.

Рисунок 4-24. Изменения мощности влияет на продольную устойчивость.

Вывод: при расположения центра тяжести перед центром подъемной силы и при компоновке хвоста, при которой на нем возникает аэродинамическая сила направленная вниз, самолет обычно стремиться возвратиться к безопасному положению в полете.

Рассмотрим простую демонстрацию продольной устойчивости. Сбалансируйте самолет в горизонтальном полете. Затем кратковременно небольшим усилием на рычаг управления заставьте нос самолета опуститься вниз. Если в пределах небольшого периода времени нос поднимется до исходного положения и затем остановится, то самолет статически устойчив. Обычно, нос поднимается чуть выше исходного положения (то, что было установлено в горизонтальном полете), затем следует череда медленных колебаний носа около положения равновесия. Если колебания постепенно прекращаются, то самолет имеет позитивную устойчивость; если они продолжаются без увеличения амплитуды, то у самолета нейтральная устойчивость; если амплитуда колебаний увеличиваются, самолет неустойчив.

In designing an aircraft, a great deal of effort is spent in developing the desired degree of stability around all three axes. But longitudinal stability about the lateral axis is considered to be the most affected by certain variables in various flight conditions.

Longitudinal stability is the quality that makes an aircraft stable about its lateral axis. It involves the pitching motion as the aircraft’s nose moves up and down in flight. A longitudinally unstable aircraft has a tendency to dive or climb progressively into a very steep dive or climb, or even a stall. Thus, an aircraft with longitudinal instability becomes difficult and sometimes dangerous to fly.

Static longitudinal stability or instability in an aircraft, is dependent upon three factors:

  1. Location of the wing with respect to the CG
  2. Location of the horizontal tail surfaces with respect to the CG
  3. Area or size of the tail surfaces

In analyzing stability, it should be recalled that a body free to rotate always turns about its CG.

To obtain static longitudinal stability, the relation of the wing and tail moments must be such that, if the moments are initially balanced and the aircraft is suddenly nose up, the wing moments and tail moments change so that the sum of their forces provides an unbalanced but restoring moment which, in turn, brings the nose down again. Similarly, if the aircraft is nose down, the resulting change in moments brings the nose back up.

The CL in most asymmetrical airfoils has a tendency to change its fore and aft positions with a change in the AOA. The CL tends to move forward with an increase in AOA and to move aft with a decrease in AOA. This means that when the AOA of an airfoil is increased, the CL, by moving forward, tends to lift the leading edge of the wing still more. This tendency gives the wing an inherent quality of instability. (NOTE: CL is also known as the center of pressure (CP).)

Figure 4-20 shows an aircraft in straight-and-level flight. The line CG-CL-T represents the aircraft’s longitudinal axis from the CG to a point T on the horizontal stabilizer.

Figure 4-20. Longitudinal stability.

Most aircraft are designed so that the wing’s CL is to the rear of the CG. This makes the aircraft “nose heavy” and requires that there be a slight downward force on the horizontal stabilizer in order to balance the aircraft and keep the nose from continually pitching downward. Compensation for this nose heaviness is provided by setting the horizontal stabilizer at a slight negative AOA. The downward force thus produced holds the tail down, counterbalancing the “heavy” nose. It is as if the line CG-CL-T were a lever with an upward force at CL and two downward forces balancing each other, one a strong force at the CG point and the other, a much lesser force, at point T (downward air pressure on the stabilizer). To better visualize this physics principle: If an iron bar were suspended at point CL, with a heavy weight hanging on it at the CG, it would take downward pressure at point T to keep the “lever” in balance.

Even though the horizontal stabilizer may be level when the aircraft is in level flight, there is a downwash of air from the wings. This downwash strikes the top of the stabilizer and produces a downward pressure, which at a certain speed is just enough to balance the “lever.” The faster the aircraft is flying, the greater this downwash and the greater the downward force on the horizontal stabilizer (except T-tails). [Figure 4-21] In aircraft with fixed-position horizontal stabilizers, the aircraft manufacturer sets the stabilizer at an angle that provides the best stability (or balance) during flight at the design cruising speed and power setting.

Figure 4-21. Effect of speed on downwash.

If the aircraft’s speed decreases, the speed of the airflow over the wing is decreased. As a result of this decreased flow of air over the wing, the downwash is reduced, causing a lesser downward force on the horizontal stabilizer. In turn, the characteristic nose heaviness is accentuated, causing the aircraft’s nose to pitch down more. [Figure 4-22] This places the aircraft in a nose-low attitude, lessening the wing’s AOA and drag and allowing the airspeed to increase. As the aircraft continues in the nose-low attitude and its speed increases, the downward force on the horizontal stabilizer is once again increased. Consequently, the tail is again pushed downward and the nose rises into a climbing attitude.

Figure 4-22. Reduced power allows pitch down.

As this climb continues, the airspeed again decreases, causing the downward force on the tail to decrease until the nose lowers once more. Because the aircraft is dynamically stable, the nose does not lower as far this time as it did before. The aircraft acquires enough speed in this more gradual dive to start it into another climb, but the climb is not as steep as the preceding one.

After several of these diminishing oscillations, in which the nose alternately rises and lowers, the aircraft finally settles down to a speed at which the downward force on the tail exactly counteracts the tendency of the aircraft to dive. When this condition is attained, the aircraft is once again in balanced flight and continues in stabilized flight as long as this attitude and airspeed are not changed.

A similar effect is noted upon closing the throttle. The downwash of the wings is reduced and the force at T in Figure 4-20 is not enough to hold the horizontal stabilizer down. It seems as if the force at T on the lever were allowing the force of gravity to pull the nose down. This is a desirable characteristic because the aircraft is inherently trying to regain airspeed and reestablish the proper balance.

Power or thrust can also have a destabilizing effect in that an increase of power may tend to make the nose rise. The aircraft designer can offset this by establishing a “high thrust line” wherein the line of thrust passes above the CG. [Figures 4-23 and 4-24] In this case, as power or thrust is increased a moment is produced to counteract the down load on the tail. On the other hand, a very “low thrust line” would tend to add to the nose-up effect of the horizontal tail surface.

Figure 4-23. Thrust line affects longitudinal stability.

Figure 4-24. Power changes affect longitudinal stability.

Conclusion: with CG forward of the CL and with an aerodynamic tail-down force, the aircraft usually tries to return to a safe flying attitude.

The following is a simple demonstration of longitudinal stability. Trim the aircraft for “hands off” control in level flight. Then, momentarily give the controls a slight push to nose the aircraft down. If, within a brief period, the nose rises to the original position and then stops, the aircraft is statically stable. Ordinarily, the nose passes the original position (that of level flight) and a series of slow pitching oscillations follows. If the oscillations gradually cease, the aircraft has positive stability; if they continue unevenly, the aircraft has neutral stability; if they increase, the aircraft is unstable.

Килевой эффект и распределение веса

Keel Effect and Weight Distribution

Самолет всегда стремиться установиться так, чтобы его продольная ось располагалась вдоль набегающему потоку воздуха. Этот флюгерная тенденция похожа на действие киля за счет чего создается восстанавливающее влияние на самолет по продольной оси. Когда горизонтальное положение самолета нарушено и одно крыло опустилось, фюзеляж действует как маятник, возвращаясь самолет к его начальному положению.

Поперечно устойчивые самолеты сконструированы так, чтобы бо́льшая часть области киля была выше и позади центра тяжести [рисунок 4-26] Таким образом, когда самолет скользит на крыло, и вес самолета, и давление потока воздуха на верхнюю часть киля (оба действуют вокруг центры тяжести) стремятся выровнять самолет так, чтобы крылья были вновь горизонтальны.

Рисунок 4-26. Килевая область и боковая устойчивость.

An aircraft always has the tendency to turn the longitudinal axis of the aircraft into the relative wind. This “weather vane” tendency is similar to the keel of a ship and exerts a steadying influence on the aircraft laterally about the longitudinal axis. When the aircraft is disturbed and one wing dips, the fuselage weight acts like a pendulum returning the airplane to its original attitude.

Laterally stable aircraft are constructed so that the greater portion of the keel area is above and behind the CG. [Figure 4-26] Thus, when the aircraft slips to one side, the combination of the aircraft’s weight and the pressure of the airflow against the upper portion of the keel area (both acting about the CG) tends to roll the aircraft back to wings-level flight.

Figure 4-26. Keel area for lateral stability.

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену)

Lateral Stability (Rolling)

Устойчивость самолета вокруг его продольной оси, которая проходит от носа до хвоста, называется поперечной устойчивостью. Она помогает стабилизировать самолет при его крене, когда одно крыло становится ниже, чем крыло на противоположной стороне самолета. Существует четыре главных конструктивных фактора, которые делают самолет поперечно устойчивым: угол поперечного V, стреловидность крыла, килевой эффект и распределение веса самолета.

Stability about the aircraft’s longitudinal axis, which extends from the nose of the aircraft to its tail, is called lateral stability. This helps to stabilize the lateral or “rolling effect” when one wing gets lower than the wing on the opposite side of the aircraft. There are four main design factors that make an aircraft laterally stable: dihedral, sweepback, keel effect, and weight distribution.

Угол поперечного V крыла

Dihedral

Наиболее распространенная способ создать поперечную устойчивость, это сконструировать крылья таким образом, чтобы они образовывали угол с перпендикуляром к продольной оси от одного до трех градусов. Крылья соединяясь с фюзеляжем по обе стороны образуют V-образную фигуру, или угол, называемый «угол поперечного V крыла». Величина поперечного V задается углом, на который крыло выше линии параллельной боковой оси.

Угол поперечного V крыла создает балансировочную подъемную силу на крыле с каждой стороны продольной оси самолета. Если возникает резкий порыв ветра, заставляющий одно крыло подняться, а другое опуститься, то самолет начинает крениться. Когда самолет кренится без поворота, он начинает скользить на опущенное крыло. [Рисунок 4-25], Но крыло имеет угол V, являющийся углом атаки к набегающему потоку со стороны скольжения, и этот угол атаки больше у опущенного крыла.

Больший угол атаки на нижнем крыле создает большую подъемную силу на опущенном крыле, чем на поднятом. Увеличенная подъемная сила заставляет нижнее опущенное крыло подняться. Как только крылья вновь окажутся в горизонтальном положении, УА на них станет одинаковый, что приведет к убыванию тенденции к вращению самолета. Суть угла поперечного V крыла состоит в том, чтобы создавать восстанавливающий вращающий момент при боковом крене.

Восстанавливающий момент может чрезмерно сильно поднять опущенное крыло, и при этом противоположное крыло опуститься. Если это произошло, то процесс восстановления повторится, убывая с каждым колебанием, вплоть до тех пор, пока самолет окончательно не уравновесится в горизонтальном полете.

Рисунок 4-25. Угол V крыла для обеспечения поперечной устойчивости.

Однако слишком большой угол V имеет негативное влияние на боковую маневренность самолета. Самолет может оказаться столь сильно поперечно устойчивым, что он будет сопротивляется намеренному крену. По этой причине, более маневренные самолеты, требующие быстрого кренения обычно имеют меньший угол V чем самолеты не требующие большой маневренности.

The most common procedure for producing lateral stability is to build the wings with an angle of one to three degrees above perpendicular to the longitudinal axis. The wings on either side of the aircraft join the fuselage to form a slight V or angle called “dihedral.” The amount of dihedral is measured by the angle made by each wing above a line parallel to the lateral axis.

Dihedral involves a balance of lift created by the wings’ AOA on each side of the aircraft’s longitudinal axis. If a momentary gust of wind forces one wing to rise and the other to lower, the aircraft banks. When the aircraft is banked without turning, the tendency to sideslip or slide downward toward the lowered wing occurs. [Figure 4-25] Since the wings have dihedral, the air strikes the lower wing at a much greater AOA than the higher wing. The increased AOA on the lower wing creates more lift than the higher wing. Increased lift causes the lower wing to begin to rise upward. As the wings approach the level position, the AOA on both wings once again are equal, causing the rolling tendency to subside. The effect of dihedral is to produce a rolling tendency to return the aircraft to a laterally balanced flight condition when a sideslip occurs.

The restoring force may move the low wing up too far, so that the opposite wing now goes down. If so, the process is repeated, decreasing with each lateral oscillation until a balance for wings-level flight is finally reached.

Figure 4-25. Dihedral for lateral stability.

Conversely, excessive dihedral has an adverse effect on lateral maneuvering qualities. The aircraft may be so stable laterally that it resists an intentional rolling motion. For this reason, aircraft that require fast roll or banking characteristics usually have less dihedral than those designed for less maneuverability.

Стерловидность крыла

Sweepback

Стреловидность крыла — дополнительный способ увеличения подъемной силы, производимой при уходе крыла с горизонтального положения. Стреловидное крыло — такое крыло у которого передний край скошен назад. Когда самолет со стреловидными крыльями начинает скользить на крыло или возникает завал на крыло, то относительный поток воздуха сталкивается с передней кромкой опущенного крыла под перпендикулярным углом. В результате на опущенном крыле создается большая подъемной силы, и самолет возвращается к своему начальному положению.

Стреловидность также способствует курсовой устойчивости. Когда турбулентность или применение руля направления заставляет самолет отклоняться от курса в сторону, правое крыло представляет более длинный передовой перпендикуляр относительному потоку воздуха. Скорость полета правого крыла увеличивается, и на нем возникает большее лобовое сопротивление, чем у левого крыла. Дополнительное сопротивление правого правого крыла тормозит его, поворачивая самолет назад к исходной траектории движения.

Sweepback is an addition to the dihedral that increases the lift created when a wing drops from the level position. A sweptback wing is one in which the leading edge slopes backward. When a disturbance causes an aircraft with sweepback to slip or drop a wing, the low wing presents its leading edge at an angle that is perpendicular to the relative airflow. As a result, the low wing acquires more lift, rises, and the aircraft is restored to its original flight attitude.

Sweepback also contributes to directional stability. When turbulence or rudder application causes the aircraft to yaw to one side, the right wing presents a longer leading edge perpendicular to the relative airflow. The airspeed of the right wing increases and it acquires more drag than the left wing. The additional drag on the right wing pulls it back, turning the aircraft back to its original path.

Килевой эффект и распределение веса

Keel Effect and Weight Distribution

Самолет всегда стремиться установиться так, чтобы его продольная ось располагалась вдоль набегающему потоку воздуха. Этот флюгерная тенденция похожа на действие киля за счет чего создается восстанавливающее влияние на самолет по продольной оси. Когда горизонтальное положение самолета нарушено и одно крыло опустилось, фюзеляж действует как маятник, возвращаясь самолет к его начальному положению.

Поперечно устойчивые самолеты сконструированы так, чтобы бо́льшая часть области киля была выше и позади центра тяжести [рисунок 4-26] Таким образом, когда самолет скользит на крыло, и вес самолета, и давление потока воздуха на верхнюю часть киля (оба действуют вокруг центры тяжести) стремятся выровнять самолет так, чтобы крылья были вновь горизонтальны.

Рисунок 4-26. Килевая область и боковая устойчивость.

An aircraft always has the tendency to turn the longitudinal axis of the aircraft into the relative wind. This “weather vane” tendency is similar to the keel of a ship and exerts a steadying influence on the aircraft laterally about the longitudinal axis. When the aircraft is disturbed and one wing dips, the fuselage weight acts like a pendulum returning the airplane to its original attitude.

Laterally stable aircraft are constructed so that the greater portion of the keel area is above and behind the CG. [Figure 4-26] Thus, when the aircraft slips to one side, the combination of the aircraft’s weight and the pressure of the airflow against the upper portion of the keel area (both acting about the CG) tends to roll the aircraft back to wings-level flight.

Figure 4-26. Keel area for lateral stability.

Вертикальная устойчивость (устойчивость по рысканью)

Vertical Stability (Yawing)

Устойчивость вокруг вертикальной оси самолета (моменты действуют на бока самолета) называют рысканьем или путевой устойчивостью. Рысканье или путевая устойчивость наиболее простая для авиаконструкторов. Площадь вертикального оперения и боковые поверхности фюзеляжа спереди от центра тяжести заставляют самолет действовать как флюгер, ориентируя самолет вдоль потока воздуха.

Анализируя флюгер можно заметить, что, если площади поверхностей по обе стороны от его центра вращения одинаковы, то и силы создаваемые ветром на его стороны также будет одинаковы, таким образом вращение флюгера и установление его в направлении ветра было бы невозможно. Следовательно, необходимо иметь большую поверхность в задней части флюгера относительно его центра, чем впереди него.

Точно так же и авиаконструкторы должен гарантировать положительную путевую устойчивость, делая боковую поверхность больше в задней части чем перед центром тяжести [рисунок 4-27]. Чтобы обеспечить дополнительную положительную устойчивость, к самолету добавляется вертикальный стабилизатор. Он действует как заднее оперение стрелы, обеспечивая ее полет по прямой. Аналогично флюгеру и оперению стрелы, чем дальше от центра тяжести и чем больше вертикальный стабилизатор, тем больше путевая устойчивость самолета.

Рисунок 4-27. Фюзеляж и вертикальное оперение для вертикальной стабильности.

Если самолет летит по прямой линии, и боковой порыв воздуха придает самолету небольшое вращение вокруг своей вертикальной оси (например, вправо), это движение замедляется и останавливается за счет вертикального оперения, потому что при вращении самолета вправо, набегающий поток воздуха ударяет в левую сторону вертикального стабилизатора под углом. Это вызывает давление на левую сторону стабилизатора, который сопротивляясь поворачивающему движению замедляет поворот самолета. Это похоже на флюгер, который всегда разворачивается по ветру. При изменении курса, самолет не сразу нос самолета Начальное изменение направления полета самолета происходит обычно немного после изменения его курса. Поэтому, после небольшого отклонения от курса самолета направо, есть краткий момент, когда самолет все еще проходит свой оригинальный путь, но его продольная ось уже повернулась немного направо.

В этот момент самолет начинает боковое скольжение и в течение этого скольжения (не смотря на то, что отклоняющее от курса вращение остановилось, избыточное давление на левую сторону фюзеляжа и вертикального оперения все еще присутствует) самолет стремится повернуться обратно влево. Таким образом, вертикальное оперение самолета вызывает мгновенное восстановление курса самолета.

Эта тенденция к восстановлению курса относительно медленная в развитии и прекращается, когда самолет перестает скользить. Когда восстановление прекращается, самолет летит в направлении, немного отличающемся от его изначального курса. Другими словами, самолет не восстановит свой начальный курс; пилот должен восстановить начальный курс.

Незначительное увеличение путевой устойчивости стабильности придает положительная стреловидность крыла. Крыло имеет стреловидную форму прежде всего для того, чтобы отсрочить начало сжимаемости во время высокоскоростного полета. В легких и более медленны самолетах, стреловидность помогает в более правильном расположении центра давления относительно центра тяжести самолета. Продольно устойчивый самолет сконструирован так, что с центром давления находится позади ЦТ.

Из-за особенностей конструкции самолета авиаконструкторы иногда не имеют возможности монтировать крылья к фюзеляжу в желаемом месте. Если бы им пришлось установить крылья слишком сильно вперед, и под прямым углом к фюзеляжу, то центр давления не был бы расположен позади центра тяжести, чтобы привести необходимому показателю продольной стабильности. Создавая стреловидное крыло, авиконструкторы могут перемещать центр давления назад. Степень стреловидности и расположение крыла определяют верное расположение центра давления

Вклад крыла в статическую путевую устойчивость невелик. Влияние стреловидности зависит от степени стреловидности крыла, но этот вклад относительно маленький по сравнению с другими компонентами.

Stability about the aircraft’s vertical axis (the sideways moment) is called yawing or directional stability. Yawing or directional stability is the most easily achieved stability in aircraft design. The area of the vertical fin and the sides of the fuselage aft of the CG are the prime contributors which make the aircraft act like the well known weather vane or arrow, pointing its nose into the relative wind.

In examining a weather vane, it can be seen that if exactly the same amount of surface were exposed to the wind in front of the pivot point as behind it, the forces fore and aft would be in balance and little or no directional movement would result. Consequently, it is necessary to have a greater surface aft of the pivot point than forward of it.

Similarly, the aircraft designer must ensure positive directional stability by making the side surface greater aft than ahead of the CG. [Figure 4-27] To provide additional positive stability to that provided by the fuselage, a vertical fin is added. The fin acts similar to the feather on an arrow in maintaining straight flight. Like the weather vane and the arrow, the farther aft this fin is placed and the larger its size, the greater the aircraft’s directional stability.

Figure 4-27. Fuselage and fin for vertical stability.

If an aircraft is flying in a straight line, and a sideward gust of air gives the aircraft a slight rotation about its vertical axis (i.e., the right), the motion is retarded and stopped by the fin because while the aircraft is rotating to the right, the air is striking the left side of the fin at an angle. This causes pressure on the left side of the fin, which resists the turning motion and slows down the aircraft’s yaw. In doing so, it acts somewhat like the weather vane by turning the aircraft into the relative wind. The initial change in direction of the aircraft’s flightpath is generally slightly behind its change of heading. Therefore, after a slight yawing of the aircraft to the right, there is a brief moment when the aircraft is still moving along its original path, but its longitudinal axis is pointed slightly to the right.

The aircraft is then momentarily skidding sideways, and during that moment (since it is assumed that although the yawing motion has stopped, the excess pressure on the left side of the fin still persists) there is necessarily a tendency for the aircraft to be turned partially back to the left. That is, there is a momentary restoring tendency caused by the fin.

This restoring tendency is relatively slow in developing and ceases when the aircraft stops skidding. When it ceases, the aircraft is flying in a direction slightly different from the original direction. In other words, it will not return of its own accord to the original heading; the pilot must reestablish the initial heading.

A minor improvement of directional stability may be obtained through sweepback. Sweepback is incorporated in the design of the wing primarily to delay the onset of compressibility during high-speed flight. In lighter and slower aircraft, sweepback aids in locating the center of pressure in the correct relationship with the CG. A longitudinally stable aircraft is built with the center of pressure aft of the CG.

Because of structural reasons, aircraft designers sometimes cannot attach the wings to the fuselage at the exact desired point. If they had to mount the wings too far forward, and at right angles to the fuselage, the center of pressure would not be far enough to the rear to result in the desired amount of longitudinal stability. By building sweepback into the wings, however, the designers can move the center of pressure toward the rear. The amount of sweepback and the position

The contribution of the wing to static directional stability is usually small. The swept wing provides a stable contribution depending on the amount of sweepback, but the contribution is relatively small when compared with other components.

Колебания типа «голландский шаг»

Free Directional Oscillations (Dutch Roll)

Голландский шаг — совмещенное колебание самолета вдоль вертикальной и продольной оси, которое обычно является динамически устойчивым, но опасно из-за своей колебательной природы. Затухание колебания может быть слабым или сильным в зависимости от свойств конкретного самолета.

Если правое крыло самолета опустилось, то возникший положительный угол бокового скольжения на крыло выравнивает самолет прежде, чем нос самолета успеет установиться вдоль относительного потока воздуха. Поскольку крыло исправляет положение самолета, может возникнуть вокруг продольной и вертикальной оси одновременно, и нос самолета будет описывать «восьмерку» на горизонте в результате двух колебаний (крен и рысканье), которые, хотя и приблизительно одинаковой амплитуде, но не совпадают по фазе.

В самолетах современных конструкций, за исключением высокоскоростных самолетов со стреловидным крылом, такие свободные колебания обычно автоматически затухают в течение нескольких периодов колебаний, даже если воздух вокруг самолета порывистый или турбулентный. Самолеты, склонные к развитию тенденции колебания типа «Голландский шаг» обычно оборудуются курсовым гиростабилизатором. Приз водители самолетов пытаются найти компромисс между очень сильной и путевой устойчивостью и неустойчивостью. Поскольку для самолета более желательно иметь «спиральную неустойчивость», чем тенденцию к развитию «Голландского шага», большинство самолетов конструируются с учетом этой особенности.

Dutch roll is a coupled lateral/directional oscillation that is usually dynamically stable but is unsafe in an aircraft because of the oscillatory nature. The damping of the oscillatory mode may be weak or strong depending on the properties of the particular aircraft.

If the aircraft has a right wing pushed down, the positive sideslip angle corrects the wing laterally before the nose is realigned with the relative wind. As the wing corrects the position, a lateral directional oscillation can occur resulting in the nose of the aircraft making a figure eight on the horizon as a result of two oscillations (roll and yaw), which, although of about the same magnitude, are out of phase with each other.

In most modern aircraft, except high-speed swept wing designs, these free directional oscillations usually die out automatically in very few cycles unless the air continues to be gusty or turbulent. Those aircraft with continuing Dutch roll tendencies are usually equipped with gyro-stabilized yaw dampers. Manufacturers try to reach a midpoint between too much and too little directional stability. Because it is more desirable for the aircraft to have “spiral instability” than Dutch roll tendencies, most aircraft are designed with that characteristic.

Спиральная неустойчивость

Spiral Instability

Спиральная неустойчивость возникает, когда статическая путевая устойчивость самолета очень сильна по сравнению с эффектом угла поперечного V крыла в поддержании равновесия по продольной оси. Когда боковое равновесие самолета нарушено порывом воздуха, и возникает скольжение на крыло, сильная путевая устойчивость стремится повернуть нос самолета вдоль набегающего потока воздуха, в то время как сравнительно слабый угол поперечного V не успевает восстановить боковое равновесие. Из-за этого отклонения от курса, крыло с внешней стороны поворота приобретает большую скорость относительно потока воздуха, чем крыло, находящиеся с внутренней стороны, и, следовательно, внешнее крыло будет производить больше подъемной силы. Это создает тенденцию к крутому виражу (overbanking tendency), которая, если не будет выправлена пилотом, приводит к углу крена, который становится все более и более крутым. В то же самое время сильная путевая устойчивость, которая отклоняет нос самолета от заданного курса, устанавливая его по ветру, фактически уменьшает угол тангажа самолета. Возникает небольшая нисходящая спираль, которая, если ее не скорректирует пилот, постепенно увеличения в крутое сваливание в штопор. Обычно темп отклонения при спиральном движении довольно не велик, и пилот может контролировать эту спиральную тенденцию без каких-либо сложностей.

Все самолеты в какой-то степени обладают этой особенностью, хотя при этом они могут иметь врожденную устойчивость во всех остальных параметрах. Эта тенденция объясняет, почему самолетом нельзя управлять без подготовки.

Много исследования было проведено для разработки устройств (выравниватель крыла), устраняющих эту неустойчивость. Пилот должен быть осторожным в применении средств управления за восстановлением во время поздних стадий развития спирального сваливания, иначе корпус самолета может подвергнуться чрезмерной перегрузке. Неправильный выход из спирали, приводящей к структурным повреждениям самолета в полете, вероятно, способствовало наибольшему количеству несчастных случаев в гражданской авиации, чем какой-либо другой фактор. Так как скорость полета в спиральном пике растет быстро, подъем носа самолета с использованием руля высоты лишь «сжимает поворот», увеличивая коэффициент перегрузки. Результат длительного сваливания в штопор — структурное повреждение корпуса самолета в полете, столкновение с землю или и то и другое. Наиболее распространенные зарегистрированные причины, по которым пилоты попадали в эту ситуацию: потеря горизонта, потеря управления самолетом или их комбинацией.

Spiral instability exists when the static directional stability of the aircraft is very strong as compared to the effect of its dihedral in maintaining lateral equilibrium. When the lateral equilibrium of the aircraft is disturbed by a gust of air and a sideslip is introduced, the strong directional stability tends to yaw the nose into the resultant relative wind while the comparatively weak dihedral lags in restoring the lateral balance. Due to this yaw, the wing on the outside of the turning moment travels forward faster than the inside wing and, as a consequence, its lift becomes greater. This produces an overbanking tendency which, if not corrected by the pilot, results in the bank angle becoming steeper and steeper. At the same time, the strong directional stability that yaws the aircraft into the relative wind is actually forcing the nose to a lower pitch attitude. A slow downward spiral begins which, if not counteracted by the pilot, gradually increases into a steep spiral dive. Usually the rate of divergence in the spiral motion is so gradual the pilot can control the tendency without any difficulty.

All aircraft are affected to some degree by this characteristic, although they may be inherently stable in all other normal parameters. This tendency explains why an aircraft cannot be flown “hands off” indefinitely.

Much research has gone into the development of control devices (wing leveler) to correct or eliminate this instability. The pilot must be careful in application of recovery controls during advanced stages of this spiral condition or excessive loads may be imposed on the structure. Improper recovery from spiral instability leading to inflight structural failures has probably contributed to more fatalities in general aviation aircraft than any other factor. Since the airspeed in the spiral condition builds up rapidly, the application of back elevator force to reduce this speed and to pull the nose up only “tightens the turn,” increasing the load factor. The results of the prolonged uncontrolled spiral are inflight structural failure or crashing into the ground, or both. The most common recorded causes for pilots who get into this situation are: loss of horizon reference, inability to control the aircraft by reference to instruments, or a combination of both.

Статическая устойчивость

Static stability

Статическая устойчивость показывает первоначальное стремление или направление движения назад к положению равновесия. В авиации это относится к первой реакции самолета когда нарушено его текущее положение будь то изменение УА, снос или крен.

  • Положительная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета возвращаться к исходному состоянию равновесия, которое было нарушено [рисунок 4-18]
  • Нейтральная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета остаться в новом состоянии после того, как равновесие было нарушено [рисунок 4-18]
  • Отрицательная статическая устойчивость — начальная тенденция самолета продолжать выходить из состояния равновесия, когда оно было нарушено. [рисунок 4-18]

Static stability refers to the initial tendency, or direction of movement, back to equilibrium. In aviation, it refers to the aircraft’s initial response when disturbed from a given AOA, slip, or bank.

  • Positive static stability — the initial tendency of the aircraft to return to the original state of equilibrium after being disturbed [Figure 4-18]
  • Neutral static stability — the initial tendency of the aircraft to remain in a new condition after its equilibrium has been disturbed [Figure 4-18]
  • Negative static stability — the initial tendency of the aircraft to continue away from the original state of equilibrium after being disturbed [Figure 4-18]

Угол поперечного V крыла

Dihedral

Наиболее распространенная способ создать поперечную устойчивость, это сконструировать крылья таким образом, чтобы они образовывали угол с перпендикуляром к продольной оси от одного до трех градусов. Крылья соединяясь с фюзеляжем по обе стороны образуют V-образную фигуру, или угол, называемый «угол поперечного V крыла». Величина поперечного V задается углом, на который крыло выше линии параллельной боковой оси.

Угол поперечного V крыла создает балансировочную подъемную силу на крыле с каждой стороны продольной оси самолета. Если возникает резкий порыв ветра, заставляющий одно крыло подняться, а другое опуститься, то самолет начинает крениться. Когда самолет кренится без поворота, он начинает скользить на опущенное крыло. [Рисунок 4-25], Но крыло имеет угол V, являющийся углом атаки к набегающему потоку со стороны скольжения, и этот угол атаки больше у опущенного крыла.

Больший угол атаки на нижнем крыле создает большую подъемную силу на опущенном крыле, чем на поднятом. Увеличенная подъемная сила заставляет нижнее опущенное крыло подняться. Как только крылья вновь окажутся в горизонтальном положении, УА на них станет одинаковый, что приведет к убыванию тенденции к вращению самолета. Суть угла поперечного V крыла состоит в том, чтобы создавать восстанавливающий вращающий момент при боковом крене.

Восстанавливающий момент может чрезмерно сильно поднять опущенное крыло, и при этом противоположное крыло опуститься. Если это произошло, то процесс восстановления повторится, убывая с каждым колебанием, вплоть до тех пор, пока самолет окончательно не уравновесится в горизонтальном полете.

Рисунок 4-25. Угол V крыла для обеспечения поперечной устойчивости.

Однако слишком большой угол V имеет негативное влияние на боковую маневренность самолета. Самолет может оказаться столь сильно поперечно устойчивым, что он будет сопротивляется намеренному крену. По этой причине, более маневренные самолеты, требующие быстрого кренения обычно имеют меньший угол V чем самолеты не требующие большой маневренности.

The most common procedure for producing lateral stability is to build the wings with an angle of one to three degrees above perpendicular to the longitudinal axis. The wings on either side of the aircraft join the fuselage to form a slight V or angle called “dihedral.” The amount of dihedral is measured by the angle made by each wing above a line parallel to the lateral axis.

Dihedral involves a balance of lift created by the wings’ AOA on each side of the aircraft’s longitudinal axis. If a momentary gust of wind forces one wing to rise and the other to lower, the aircraft banks. When the aircraft is banked without turning, the tendency to sideslip or slide downward toward the lowered wing occurs. [Figure 4-25] Since the wings have dihedral, the air strikes the lower wing at a much greater AOA than the higher wing. The increased AOA on the lower wing creates more lift than the higher wing. Increased lift causes the lower wing to begin to rise upward. As the wings approach the level position, the AOA on both wings once again are equal, causing the rolling tendency to subside. The effect of dihedral is to produce a rolling tendency to return the aircraft to a laterally balanced flight condition when a sideslip occurs.

The restoring force may move the low wing up too far, so that the opposite wing now goes down. If so, the process is repeated, decreasing with each lateral oscillation until a balance for wings-level flight is finally reached.

Figure 4-25. Dihedral for lateral stability.

Conversely, excessive dihedral has an adverse effect on lateral maneuvering qualities. The aircraft may be so stable laterally that it resists an intentional rolling motion. For this reason, aircraft that require fast roll or banking characteristics usually have less dihedral than those designed for less maneuverability.

Динамическая устойчивость

Dynamic Stability

Статическая устойчивость была определена как начальное стремление возвращаться к равновесию, которое самолет проявляет будучи выведенным из состояния равновесия. Иногда, начальная тенденция отличается или и вовсе противоположна общей тенденции возвращения к состоянию равновесия с течением времени, и поэтому необходимо различать эти два понятия.

Динамическая устойчивость определяется как реакция самолета на изменение текущих установок угла атаки, сноса или крена с течением времени. У этого типа устойчивости также есть три подтипа: [Рисунок 4-19]

  • Положительная динамическая устойчивость — со временем амплитуда движения перемещенного объекта уменьшается, и, так как устойчивость положительна, объект возвращается к состоянию равновесия.
  • Нейтральная динамическая устойчивость — однажды выведенный из равновесия объект ни увеличивает ни уменьшает амплитуды движения. Такой тип устойчивости проявляет износившийся автомобильный амортизатор.
  • Отрицательная динамическая устойчивость — в течение времени амплитуда движения перемещенного объекта увеличивается и становится более расходящейся.

Устойчивость самолета затрагивает два важных понятия:

  • Маневренность — качество самолета, показывающее насколько легко самолет может маневрировать и как он переносит нагрузки возникающие при маневрах. Маневренность зависит от веса самолета, его инерции, размера и расположения средств управления полетом, жесткости рамы и от двигателей. Маневренность есть особенность конструкции самолета.
  • Управляемость — способность самолета должным образом реагировать на отклонение летчиком рулей управления. Это качество самолета в виде реагирования на действия пилота при маневрировании вне зависимости от качеств устойчивости.

Рисунок 4-18. Типы статической устойчивости.

Рисунок 4-19. Сходящаяся и расходящаяся амплитуда движения.

Static stability has been defined as the initial tendency to return to equilibrium that the aircraft displays after being disturbed from its trimmed condition. Occasionally, the initial tendency is different or opposite from the overall tendency, so a distinction must be made between the two.

Dynamic stability refers to the aircraft response over time when disturbed from a given AOA, slip, or bank. This type of stability also has three subtypes: [Figure 4-19]

  • Positive dynamic stability—over time, the motion of the displaced object decreases in amplitude and, because it is positive, the object displaced returns toward the equilibrium state.
  • Neutral dynamic stability—once displaced, the displaced object neither decreases nor increases in amplitude. A worn automobile shock absorber exhibits this tendency.
  • Negative dynamic stability—over time, the motion of the displaced object increases and becomes more divergent.

Stability in an aircraft affects two areas significantly:

  • Maneuverability—the quality of an aircraft that permits it to be maneuvered easily and to withstand the stresses imposed by maneuvers. It is governed by the aircraft’s weight, inertia, size and location of flight controls, structural strength, and powerplant. It too is an aircraft design characteristic.
  • Controllability—the capability of an aircraft to respond to the pilot’s control, especially with regard to flightpath and attitude. It is the quality of the aircraft’s response to the pilot’s control application when maneuvering the aircraft, regardless of its stability characteristics.

Figure 4-18. Types of static stability.

Figure 4-19. Damped versus undamped stability.

Стерловидность крыла

Sweepback

Стреловидность крыла — дополнительный способ увеличения подъемной силы, производимой при уходе крыла с горизонтального положения. Стреловидное крыло — такое крыло у которого передний край скошен назад. Когда самолет со стреловидными крыльями начинает скользить на крыло или возникает завал на крыло, то относительный поток воздуха сталкивается с передней кромкой опущенного крыла под перпендикулярным углом. В результате на опущенном крыле создается большая подъемной силы, и самолет возвращается к своему начальному положению.

Стреловидность также способствует курсовой устойчивости. Когда турбулентность или применение руля направления заставляет самолет отклоняться от курса в сторону, правое крыло представляет более длинный передовой перпендикуляр относительному потоку воздуха. Скорость полета правого крыла увеличивается, и на нем возникает большее лобовое сопротивление, чем у левого крыла. Дополнительное сопротивление правого правого крыла тормозит его, поворачивая самолет назад к исходной траектории движения.

Sweepback is an addition to the dihedral that increases the lift created when a wing drops from the level position. A sweptback wing is one in which the leading edge slopes backward. When a disturbance causes an aircraft with sweepback to slip or drop a wing, the low wing presents its leading edge at an angle that is perpendicular to the relative airflow. As a result, the low wing acquires more lift, rises, and the aircraft is restored to its original flight attitude.

Sweepback also contributes to directional stability. When turbulence or rudder application causes the aircraft to yaw to one side, the right wing presents a longer leading edge perpendicular to the relative airflow. The airspeed of the right wing increases and it acquires more drag than the left wing. The additional drag on the right wing pulls it back, turning the aircraft back to its original path.

Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу)

Longitudinal Stability (Pitching)

При проектировании самолета большое внимание уделяется достижению желаемой устойчивости самолета по всем трем осям. Но продольная устойчивость вдоль боковой оси самолета считается наиболее зависима от различных изменяющихся факторов при различных условиях полета.

Продольная устойчивость — качество, которое делает самолет устойчивым вдоль его боковой оси. Оно вовлекает движение самолета по изменению угла тангажа, так как нос самолета перемещается вверх и вниз в полете. Продольно неустойчивый самолет имеет тенденцию пикировать или набирать высоту с постепенным уходом в очень крутое пикирование или крутой набор высоты набор или даже в сваливание. Таким образом самолет с продольной неустойчивостью становится сложным а иногда и опасный для полетов.

Статическая продольная устойчивость или неустойчивость самолета, зависит от трех факторов:

  1. Местоположение крыла относительно ЦТ
  2. Местоположение горизонтальных хвостовых поверхностей относительно ЦТ
  3. Площадь или размер хвостовых поверностей.

При анализе устойчивости нужно помнить, что тело в свободном вращении вращается всегда вокруг своего ЦТ.

Чтобы получить статическую продольную устойчивость, необходимо чтобы отношение моментов крыла и хвоста было такое, что, если при изначально уравновешенных моментах нос самолет вдруг поднялся, то изменение моментов крыла и хвоста привело бы к появлению итогового момента восстанавливающего положение носа самолета обратно. Точно также и при уходе носа самолета вниз, должен возникнуть итоговый момент поднимающий обратно нос в исходное положение.

У большинства асимметричных крыльев есть тенденция изменять положение центра подъемной силы в направлении от носа до кормы с изменением угла атаки. Центр подъемной силы с увеличением УА перемещается к носу самолета, а при уменьшении к кормовой части. Это означает, что, когда УА крыла увеличен, центр подъемной силы перемещается и тем самым стремится поднять передний край крыла еще больше. Эта тенденция дает крылу врожденное качество неустойчивости. (Примечание: Центр подъемной силы также известен как центр давления)

На Рисунке 4-20 показан самолет в горизонтальном неускоренном полете. Линия CG-CL-T представляет продольную ось самолета от центра тяжести до точки T на горизонтальном стабилизаторе.

Рисунок 4-20. Продольная устойчивость.

Большинство самолетов сконструированы так, чтобы Центр подъемной силы крыла был позади центра тяжести. Это дает самолету тенденцию к пикированию и требует, чтобы была небольшая нисходящая сила на горизонтальном стабилизаторе, чтобы уравновесить самолет и противодействовать увода носа самолета вниз. Компенсация пикирующего момента обеспечивается за счет установки небольшого отрицательного угла атаки на горизонтальном стабилизаторе. При этом полученная таким образом сила направлена вниз и удерживает хвост самолета уравновешивая «тяжелый» нос. Точно также, как линия CG-CL-T была бы рычагом с приложением силы направленной вверх в точке центра подъемной силы и двумя силами направленными вниз, одна в точке центра тяжести ЦТ и и другая, намного меньше, в точке T (нисходящее давление воздуха на стабилизатор). Это можно проиллюстрировать таким примером: если железный брусок закрепить в точке центра подъемной силы и с подвешенным тяжелым грузом в точке ЦТ, то для поддержания «рычага» в равновесии необходимо создать усилие, направленное вниз, на другую сторону рычага в точке T.

Даже в случае, когда горизонтальный стабилизатор выставлен ровно при горизонтальном полете, существует перемещение масс воздуха вниз от крыльев самолета. Этот нисходящий поток воздуха сталкивается с верхней поверхностью стабилизатора, образуя силу давления направленную вниз, которая при определенной скорости полета является как раз такой, чтобы уравновесить «рычаг». Чем быстрее летит самолет, тем больше это перемещение масс воздуха вниз и тем больше сила давления на горизонтальном стабилизаторе (кроме T-образных хвостов). [Рисунок 4-21] В самолете с непереставным горизонтальным стабилизатором, производитель авиационной техники устанавливает его под углом, который обеспечивает наилучшую стабильность (или балансировку) во время полета на крейсерской скорости и рекомендуемых установках мощности двигателя.

Рисунок 4-21. Влияние скорости на перемещении масс воздуха вниз

Если скорость самолета уменьшается, скорость потока воздуха по крылу также снижается. В результате уменьшения потока воздуха уменьшается и соответствующий нисходящий поток, что приводит к уменьшения давления на стабилизатор. В свою очередь затяжеленный нос самолета не получая достаточного уравновешивания на хвосте наклоняется вниз. [Рисунок 4-22] Положение самолета носом вниз уменьшает угол атаки крыла и снижает сопротивление, позволяя скорости полета увеличиться. При этом, увеличение скорости полета в положении носом вниз приводит к увеличению давления на горизонтальном стабилизаторе. Следовательно, хвост снова уравновешивает нос самолета и он начинает подниматься.

Рисунок 4-22. Уменьшение тяги приводит к наклону носа самолета вниз.

В то время как подъем носа самолета продолжается, скорость полета снова снижается, заставляя нисходящую силу на хвосте уменьшиться, пока нос не наклонится вновь. Поскольку самолет динамически устойчив, второй раз нос не понизится также далеко как при предыдущем колебании. Самолет набирает достаточно скорости для начала подъема носа и при этом амплитуда подъема будет меньше нежели в предыдущий раз.

После нескольких таких уменьшающихся колебаний когда нос поочередно то поднимается то опускается, самолет в конце концов обретет такую скорость при которой сила, возникающая на хвосте, полностью противодействует тенденции самолета нырнуть. Когда такое условие достигнуто, самолет вновь оказывается в уравновешенном полете и продолжает этот устойчивый полет до тех пор, пока его положение и скорость не будут изменены.

Аналогичный эффект отмечается после закрытия заслонки дросселя. Перемещение масс воздуха вниз крыльями уменьшается, и сила в точке T на рисунке 4-20 недостаточна, чтобы удерживать горизонтальный стабилизатор. Кажется, как будто сила в точке T на рычаге позволяет силе тяжести тянуть нос вниз. Это желаемая особенность, потому что самолет пытается вновь достичь определенной скорости полета и восстановить надлежащий баланс.

Мощность двигателя или тяга может иметь также и дестабилизирующий эффект, когда увеличение мощности заставляет нос задираться. Авиаконструктор может компенсировать это, устанавливая «высокую линию тяги», когда линия от вектора силы тяги проходит выше, чем центр тяжести самолета [Рисунок 4-23 и 4-24]. В этом случае, как только увеличивается мощность двигателя или сила тяги, образуется момент, который уравновешивает возникшую нагрузку на хвосте. С другой стороны, очень «низкая линия тяги» имела бы наоборот тенденцию увеличивать задирание носа из-за момента возникающего на хвосте.

Рисунок 4-23. Линия тяги влияет на продольную устойчивость.

Рисунок 4-24. Изменения мощности влияет на продольную устойчивость.

Вывод: при расположения центра тяжести перед центром подъемной силы и при компоновке хвоста, при которой на нем возникает аэродинамическая сила направленная вниз, самолет обычно стремиться возвратиться к безопасному положению в полете.

Рассмотрим простую демонстрацию продольной устойчивости. Сбалансируйте самолет в горизонтальном полете. Затем кратковременно небольшим усилием на рычаг управления заставьте нос самолета опуститься вниз. Если в пределах небольшого периода времени нос поднимется до исходного положения и затем остановится, то самолет статически устойчив. Обычно, нос поднимается чуть выше исходного положения (то, что было установлено в горизонтальном полете), затем следует череда медленных колебаний носа около положения равновесия. Если колебания постепенно прекращаются, то самолет имеет позитивную устойчивость; если они продолжаются без увеличения амплитуды, то у самолета нейтральная устойчивость; если амплитуда колебаний увеличиваются, самолет неустойчив.

In designing an aircraft, a great deal of effort is spent in developing the desired degree of stability around all three axes. But longitudinal stability about the lateral axis is considered to be the most affected by certain variables in various flight conditions.

Longitudinal stability is the quality that makes an aircraft stable about its lateral axis. It involves the pitching motion as the aircraft’s nose moves up and down in flight. A longitudinally unstable aircraft has a tendency to dive or climb progressively into a very steep dive or climb, or even a stall. Thus, an aircraft with longitudinal instability becomes difficult and sometimes dangerous to fly.

Static longitudinal stability or instability in an aircraft, is dependent upon three factors:

  1. Location of the wing with respect to the CG
  2. Location of the horizontal tail surfaces with respect to the CG
  3. Area or size of the tail surfaces

In analyzing stability, it should be recalled that a body free to rotate always turns about its CG.

To obtain static longitudinal stability, the relation of the wing and tail moments must be such that, if the moments are initially balanced and the aircraft is suddenly nose up, the wing moments and tail moments change so that the sum of their forces provides an unbalanced but restoring moment which, in turn, brings the nose down again. Similarly, if the aircraft is nose down, the resulting change in moments brings the nose back up.

The CL in most asymmetrical airfoils has a tendency to change its fore and aft positions with a change in the AOA. The CL tends to move forward with an increase in AOA and to move aft with a decrease in AOA. This means that when the AOA of an airfoil is increased, the CL, by moving forward, tends to lift the leading edge of the wing still more. This tendency gives the wing an inherent quality of instability. (NOTE: CL is also known as the center of pressure (CP).)

Figure 4-20 shows an aircraft in straight-and-level flight. The line CG-CL-T represents the aircraft’s longitudinal axis from the CG to a point T on the horizontal stabilizer.

Figure 4-20. Longitudinal stability.

Most aircraft are designed so that the wing’s CL is to the rear of the CG. This makes the aircraft “nose heavy” and requires that there be a slight downward force on the horizontal stabilizer in order to balance the aircraft and keep the nose from continually pitching downward. Compensation for this nose heaviness is provided by setting the horizontal stabilizer at a slight negative AOA. The downward force thus produced holds the tail down, counterbalancing the “heavy” nose. It is as if the line CG-CL-T were a lever with an upward force at CL and two downward forces balancing each other, one a strong force at the CG point and the other, a much lesser force, at point T (downward air pressure on the stabilizer). To better visualize this physics principle: If an iron bar were suspended at point CL, with a heavy weight hanging on it at the CG, it would take downward pressure at point T to keep the “lever” in balance.

Even though the horizontal stabilizer may be level when the aircraft is in level flight, there is a downwash of air from the wings. This downwash strikes the top of the stabilizer and produces a downward pressure, which at a certain speed is just enough to balance the “lever.” The faster the aircraft is flying, the greater this downwash and the greater the downward force on the horizontal stabilizer (except T-tails). [Figure 4-21] In aircraft with fixed-position horizontal stabilizers, the aircraft manufacturer sets the stabilizer at an angle that provides the best stability (or balance) during flight at the design cruising speed and power setting.

Figure 4-21. Effect of speed on downwash.

If the aircraft’s speed decreases, the speed of the airflow over the wing is decreased. As a result of this decreased flow of air over the wing, the downwash is reduced, causing a lesser downward force on the horizontal stabilizer. In turn, the characteristic nose heaviness is accentuated, causing the aircraft’s nose to pitch down more. [Figure 4-22] This places the aircraft in a nose-low attitude, lessening the wing’s AOA and drag and allowing the airspeed to increase. As the aircraft continues in the nose-low attitude and its speed increases, the downward force on the horizontal stabilizer is once again increased. Consequently, the tail is again pushed downward and the nose rises into a climbing attitude.

Figure 4-22. Reduced power allows pitch down.

As this climb continues, the airspeed again decreases, causing the downward force on the tail to decrease until the nose lowers once more. Because the aircraft is dynamically stable, the nose does not lower as far this time as it did before. The aircraft acquires enough speed in this more gradual dive to start it into another climb, but the climb is not as steep as the preceding one.

After several of these diminishing oscillations, in which the nose alternately rises and lowers, the aircraft finally settles down to a speed at which the downward force on the tail exactly counteracts the tendency of the aircraft to dive. When this condition is attained, the aircraft is once again in balanced flight and continues in stabilized flight as long as this attitude and airspeed are not changed.

A similar effect is noted upon closing the throttle. The downwash of the wings is reduced and the force at T in Figure 4-20 is not enough to hold the horizontal stabilizer down. It seems as if the force at T on the lever were allowing the force of gravity to pull the nose down. This is a desirable characteristic because the aircraft is inherently trying to regain airspeed and reestablish the proper balance.

Power or thrust can also have a destabilizing effect in that an increase of power may tend to make the nose rise. The aircraft designer can offset this by establishing a “high thrust line” wherein the line of thrust passes above the CG. [Figures 4-23 and 4-24] In this case, as power or thrust is increased a moment is produced to counteract the down load on the tail. On the other hand, a very “low thrust line” would tend to add to the nose-up effect of the horizontal tail surface.

Figure 4-23. Thrust line affects longitudinal stability.

Figure 4-24. Power changes affect longitudinal stability.

Conclusion: with CG forward of the CL and with an aerodynamic tail-down force, the aircraft usually tries to return to a safe flying attitude.

The following is a simple demonstration of longitudinal stability. Trim the aircraft for “hands off” control in level flight. Then, momentarily give the controls a slight push to nose the aircraft down. If, within a brief period, the nose rises to the original position and then stops, the aircraft is statically stable. Ordinarily, the nose passes the original position (that of level flight) and a series of slow pitching oscillations follows. If the oscillations gradually cease, the aircraft has positive stability; if they continue unevenly, the aircraft has neutral stability; if they increase, the aircraft is unstable.

Килевой эффект и распределение веса

Keel Effect and Weight Distribution

Самолет всегда стремиться установиться так, чтобы его продольная ось располагалась вдоль набегающему потоку воздуха. Этот флюгерная тенденция похожа на действие киля за счет чего создается восстанавливающее влияние на самолет по продольной оси. Когда горизонтальное положение самолета нарушено и одно крыло опустилось, фюзеляж действует как маятник, возвращаясь самолет к его начальному положению.

Поперечно устойчивые самолеты сконструированы так, чтобы бо́льшая часть области киля была выше и позади центра тяжести [рисунок 4-26] Таким образом, когда самолет скользит на крыло, и вес самолета, и давление потока воздуха на верхнюю часть киля (оба действуют вокруг центры тяжести) стремятся выровнять самолет так, чтобы крылья были вновь горизонтальны.

Рисунок 4-26. Килевая область и боковая устойчивость.

An aircraft always has the tendency to turn the longitudinal axis of the aircraft into the relative wind. This “weather vane” tendency is similar to the keel of a ship and exerts a steadying influence on the aircraft laterally about the longitudinal axis. When the aircraft is disturbed and one wing dips, the fuselage weight acts like a pendulum returning the airplane to its original attitude.

Laterally stable aircraft are constructed so that the greater portion of the keel area is above and behind the CG. [Figure 4-26] Thus, when the aircraft slips to one side, the combination of the aircraft’s weight and the pressure of the airflow against the upper portion of the keel area (both acting about the CG) tends to roll the aircraft back to wings-level flight.

Figure 4-26. Keel area for lateral stability.

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену)

Lateral Stability (Rolling)

Устойчивость самолета вокруг его продольной оси, которая проходит от носа до хвоста, называется поперечной устойчивостью. Она помогает стабилизировать самолет при его крене, когда одно крыло становится ниже, чем крыло на противоположной стороне самолета. Существует четыре главных конструктивных фактора, которые делают самолет поперечно устойчивым: угол поперечного V, стреловидность крыла, килевой эффект и распределение веса самолета.

Stability about the aircraft’s longitudinal axis, which extends from the nose of the aircraft to its tail, is called lateral stability. This helps to stabilize the lateral or “rolling effect” when one wing gets lower than the wing on the opposite side of the aircraft. There are four main design factors that make an aircraft laterally stable: dihedral, sweepback, keel effect, and weight distribution.

Угол поперечного V крыла

Dihedral

Наиболее распространенная способ создать поперечную устойчивость, это сконструировать крылья таким образом, чтобы они образовывали угол с перпендикуляром к продольной оси от одного до трех градусов. Крылья соединяясь с фюзеляжем по обе стороны образуют V-образную фигуру, или угол, называемый «угол поперечного V крыла». Величина поперечного V задается углом, на который крыло выше линии параллельной боковой оси.

Угол поперечного V крыла создает балансировочную подъемную силу на крыле с каждой стороны продольной оси самолета. Если возникает резкий порыв ветра, заставляющий одно крыло подняться, а другое опуститься, то самолет начинает крениться. Когда самолет кренится без поворота, он начинает скользить на опущенное крыло. [Рисунок 4-25], Но крыло имеет угол V, являющийся углом атаки к набегающему потоку со стороны скольжения, и этот угол атаки больше у опущенного крыла.

Больший угол атаки на нижнем крыле создает большую подъемную силу на опущенном крыле, чем на поднятом. Увеличенная подъемная сила заставляет нижнее опущенное крыло подняться. Как только крылья вновь окажутся в горизонтальном положении, УА на них станет одинаковый, что приведет к убыванию тенденции к вращению самолета. Суть угла поперечного V крыла состоит в том, чтобы создавать восстанавливающий вращающий момент при боковом крене.

Восстанавливающий момент может чрезмерно сильно поднять опущенное крыло, и при этом противоположное крыло опуститься. Если это произошло, то процесс восстановления повторится, убывая с каждым колебанием, вплоть до тех пор, пока самолет окончательно не уравновесится в горизонтальном полете.

Рисунок 4-25. Угол V крыла для обеспечения поперечной устойчивости.

Однако слишком большой угол V имеет негативное влияние на боковую маневренность самолета. Самолет может оказаться столь сильно поперечно устойчивым, что он будет сопротивляется намеренному крену. По этой причине, более маневренные самолеты, требующие быстрого кренения обычно имеют меньший угол V чем самолеты не требующие большой маневренности.

The most common procedure for producing lateral stability is to build the wings with an angle of one to three degrees above perpendicular to the longitudinal axis. The wings on either side of the aircraft join the fuselage to form a slight V or angle called “dihedral.” The amount of dihedral is measured by the angle made by each wing above a line parallel to the lateral axis.

Dihedral involves a balance of lift created by the wings’ AOA on each side of the aircraft’s longitudinal axis. If a momentary gust of wind forces one wing to rise and the other to lower, the aircraft banks. When the aircraft is banked without turning, the tendency to sideslip or slide downward toward the lowered wing occurs. [Figure 4-25] Since the wings have dihedral, the air strikes the lower wing at a much greater AOA than the higher wing. The increased AOA on the lower wing creates more lift than the higher wing. Increased lift causes the lower wing to begin to rise upward. As the wings approach the level position, the AOA on both wings once again are equal, causing the rolling tendency to subside. The effect of dihedral is to produce a rolling tendency to return the aircraft to a laterally balanced flight condition when a sideslip occurs.

The restoring force may move the low wing up too far, so that the opposite wing now goes down. If so, the process is repeated, decreasing with each lateral oscillation until a balance for wings-level flight is finally reached.

Figure 4-25. Dihedral for lateral stability.

Conversely, excessive dihedral has an adverse effect on lateral maneuvering qualities. The aircraft may be so stable laterally that it resists an intentional rolling motion. For this reason, aircraft that require fast roll or banking characteristics usually have less dihedral than those designed for less maneuverability.

Стерловидность крыла

Sweepback

Стреловидность крыла — дополнительный способ увеличения подъемной силы, производимой при уходе крыла с горизонтального положения. Стреловидное крыло — такое крыло у которого передний край скошен назад. Когда самолет со стреловидными крыльями начинает скользить на крыло или возникает завал на крыло, то относительный поток воздуха сталкивается с передней кромкой опущенного крыла под перпендикулярным углом. В результате на опущенном крыле создается большая подъемной силы, и самолет возвращается к своему начальному положению.

Стреловидность также способствует курсовой устойчивости. Когда турбулентность или применение руля направления заставляет самолет отклоняться от курса в сторону, правое крыло представляет более длинный передовой перпендикуляр относительному потоку воздуха. Скорость полета правого крыла увеличивается, и на нем возникает большее лобовое сопротивление, чем у левого крыла. Дополнительное сопротивление правого правого крыла тормозит его, поворачивая самолет назад к исходной траектории движения.

Sweepback is an addition to the dihedral that increases the lift created when a wing drops from the level position. A sweptback wing is one in which the leading edge slopes backward. When a disturbance causes an aircraft with sweepback to slip or drop a wing, the low wing presents its leading edge at an angle that is perpendicular to the relative airflow. As a result, the low wing acquires more lift, rises, and the aircraft is restored to its original flight attitude.

Sweepback also contributes to directional stability. When turbulence or rudder application causes the aircraft to yaw to one side, the right wing presents a longer leading edge perpendicular to the relative airflow. The airspeed of the right wing increases and it acquires more drag than the left wing. The additional drag on the right wing pulls it back, turning the aircraft back to its original path.

Килевой эффект и распределение веса

Keel Effect and Weight Distribution

Самолет всегда стремиться установиться так, чтобы его продольная ось располагалась вдоль набегающему потоку воздуха. Этот флюгерная тенденция похожа на действие киля за счет чего создается восстанавливающее влияние на самолет по продольной оси. Когда горизонтальное положение самолета нарушено и одно крыло опустилось, фюзеляж действует как маятник, возвращаясь самолет к его начальному положению.

Поперечно устойчивые самолеты сконструированы так, чтобы бо́льшая часть области киля была выше и позади центра тяжести [рисунок 4-26] Таким образом, когда самолет скользит на крыло, и вес самолета, и давление потока воздуха на верхнюю часть киля (оба действуют вокруг центры тяжести) стремятся выровнять самолет так, чтобы крылья были вновь горизонтальны.

Рисунок 4-26. Килевая область и боковая устойчивость.

An aircraft always has the tendency to turn the longitudinal axis of the aircraft into the relative wind. This “weather vane” tendency is similar to the keel of a ship and exerts a steadying influence on the aircraft laterally about the longitudinal axis. When the aircraft is disturbed and one wing dips, the fuselage weight acts like a pendulum returning the airplane to its original attitude.

Laterally stable aircraft are constructed so that the greater portion of the keel area is above and behind the CG. [Figure 4-26] Thus, when the aircraft slips to one side, the combination of the aircraft’s weight and the pressure of the airflow against the upper portion of the keel area (both acting about the CG) tends to roll the aircraft back to wings-level flight.

Figure 4-26. Keel area for lateral stability.

Вертикальная устойчивость (устойчивость по рысканью)

Vertical Stability (Yawing)

Устойчивость вокруг вертикальной оси самолета (моменты действуют на бока самолета) называют рысканьем или путевой устойчивостью. Рысканье или путевая устойчивость наиболее простая для авиаконструкторов. Площадь вертикального оперения и боковые поверхности фюзеляжа спереди от центра тяжести заставляют самолет действовать как флюгер, ориентируя самолет вдоль потока воздуха.

Анализируя флюгер можно заметить, что, если площади поверхностей по обе стороны от его центра вращения одинаковы, то и силы создаваемые ветром на его стороны также будет одинаковы, таким образом вращение флюгера и установление его в направлении ветра было бы невозможно. Следовательно, необходимо иметь большую поверхность в задней части флюгера относительно его центра, чем впереди него.

Точно так же и авиаконструкторы должен гарантировать положительную путевую устойчивость, делая боковую поверхность больше в задней части чем перед центром тяжести [рисунок 4-27]. Чтобы обеспечить дополнительную положительную устойчивость, к самолету добавляется вертикальный стабилизатор. Он действует как заднее оперение стрелы, обеспечивая ее полет по прямой. Аналогично флюгеру и оперению стрелы, чем дальше от центра тяжести и чем больше вертикальный стабилизатор, тем больше путевая устойчивость самолета.

Рисунок 4-27. Фюзеляж и вертикальное оперение для вертикальной стабильности.

Если самолет летит по прямой линии, и боковой порыв воздуха придает самолету небольшое вращение вокруг своей вертикальной оси (например, вправо), это движение замедляется и останавливается за счет вертикального оперения, потому что при вращении самолета вправо, набегающий поток воздуха ударяет в левую сторону вертикального стабилизатора под углом. Это вызывает давление на левую сторону стабилизатора, который сопротивляясь поворачивающему движению замедляет поворот самолета. Это похоже на флюгер, который всегда разворачивается по ветру. При изменении курса, самолет не сразу нос самолета Начальное изменение направления полета самолета происходит обычно немного после изменения его курса. Поэтому, после небольшого отклонения от курса самолета направо, есть краткий момент, когда самолет все еще проходит свой оригинальный путь, но его продольная ось уже повернулась немного направо.

В этот момент самолет начинает боковое скольжение и в течение этого скольжения (не смотря на то, что отклоняющее от курса вращение остановилось, избыточное давление на левую сторону фюзеляжа и вертикального оперения все еще присутствует) самолет стремится повернуться обратно влево. Таким образом, вертикальное оперение самолета вызывает мгновенное восстановление курса самолета.

Эта тенденция к восстановлению курса относительно медленная в развитии и прекращается, когда самолет перестает скользить. Когда восстановление прекращается, самолет летит в направлении, немного отличающемся от его изначального курса. Другими словами, самолет не восстановит свой начальный курс; пилот должен восстановить начальный курс.

Незначительное увеличение путевой устойчивости стабильности придает положительная стреловидность крыла. Крыло имеет стреловидную форму прежде всего для того, чтобы отсрочить начало сжимаемости во время высокоскоростного полета. В легких и более медленны самолетах, стреловидность помогает в более правильном расположении центра давления относительно центра тяжести самолета. Продольно устойчивый самолет сконструирован так, что с центром давления находится позади ЦТ.

Из-за особенностей конструкции самолета авиаконструкторы иногда не имеют возможности монтировать крылья к фюзеляжу в желаемом месте. Если бы им пришлось установить крылья слишком сильно вперед, и под прямым углом к фюзеляжу, то центр давления не был бы расположен позади центра тяжести, чтобы привести необходимому показателю продольной стабильности. Создавая стреловидное крыло, авиконструкторы могут перемещать центр давления назад. Степень стреловидности и расположение крыла определяют верное расположение центра давления

Вклад крыла в статическую путевую устойчивость невелик. Влияние стреловидности зависит от степени стреловидности крыла, но этот вклад относительно маленький по сравнению с другими компонентами.

Stability about the aircraft’s vertical axis (the sideways moment) is called yawing or directional stability. Yawing or directional stability is the most easily achieved stability in aircraft design. The area of the vertical fin and the sides of the fuselage aft of the CG are the prime contributors which make the aircraft act like the well known weather vane or arrow, pointing its nose into the relative wind.

In examining a weather vane, it can be seen that if exactly the same amount of surface were exposed to the wind in front of the pivot point as behind it, the forces fore and aft would be in balance and little or no directional movement would result. Consequently, it is necessary to have a greater surface aft of the pivot point than forward of it.

Similarly, the aircraft designer must ensure positive directional stability by making the side surface greater aft than ahead of the CG. [Figure 4-27] To provide additional positive stability to that provided by the fuselage, a vertical fin is added. The fin acts similar to the feather on an arrow in maintaining straight flight. Like the weather vane and the arrow, the farther aft this fin is placed and the larger its size, the greater the aircraft’s directional stability.

Figure 4-27. Fuselage and fin for vertical stability.

If an aircraft is flying in a straight line, and a sideward gust of air gives the aircraft a slight rotation about its vertical axis (i.e., the right), the motion is retarded and stopped by the fin because while the aircraft is rotating to the right, the air is striking the left side of the fin at an angle. This causes pressure on the left side of the fin, which resists the turning motion and slows down the aircraft’s yaw. In doing so, it acts somewhat like the weather vane by turning the aircraft into the relative wind. The initial change in direction of the aircraft’s flightpath is generally slightly behind its change of heading. Therefore, after a slight yawing of the aircraft to the right, there is a brief moment when the aircraft is still moving along its original path, but its longitudinal axis is pointed slightly to the right.

The aircraft is then momentarily skidding sideways, and during that moment (since it is assumed that although the yawing motion has stopped, the excess pressure on the left side of the fin still persists) there is necessarily a tendency for the aircraft to be turned partially back to the left. That is, there is a momentary restoring tendency caused by the fin.

This restoring tendency is relatively slow in developing and ceases when the aircraft stops skidding. When it ceases, the aircraft is flying in a direction slightly different from the original direction. In other words, it will not return of its own accord to the original heading; the pilot must reestablish the initial heading.

A minor improvement of directional stability may be obtained through sweepback. Sweepback is incorporated in the design of the wing primarily to delay the onset of compressibility during high-speed flight. In lighter and slower aircraft, sweepback aids in locating the center of pressure in the correct relationship with the CG. A longitudinally stable aircraft is built with the center of pressure aft of the CG.

Because of structural reasons, aircraft designers sometimes cannot attach the wings to the fuselage at the exact desired point. If they had to mount the wings too far forward, and at right angles to the fuselage, the center of pressure would not be far enough to the rear to result in the desired amount of longitudinal stability. By building sweepback into the wings, however, the designers can move the center of pressure toward the rear. The amount of sweepback and the position

The contribution of the wing to static directional stability is usually small. The swept wing provides a stable contribution depending on the amount of sweepback, but the contribution is relatively small when compared with other components.

Колебания типа «голландский шаг»

Free Directional Oscillations (Dutch Roll)

Голландский шаг — совмещенное колебание самолета вдоль вертикальной и продольной оси, которое обычно является динамически устойчивым, но опасно из-за своей колебательной природы. Затухание колебания может быть слабым или сильным в зависимости от свойств конкретного самолета.

Если правое крыло самолета опустилось, то возникший положительный угол бокового скольжения на крыло выравнивает самолет прежде, чем нос самолета успеет установиться вдоль относительного потока воздуха. Поскольку крыло исправляет положение самолета, может возникнуть вокруг продольной и вертикальной оси одновременно, и нос самолета будет описывать «восьмерку» на горизонте в результате двух колебаний (крен и рысканье), которые, хотя и приблизительно одинаковой амплитуде, но не совпадают по фазе.

В самолетах современных конструкций, за исключением высокоскоростных самолетов со стреловидным крылом, такие свободные колебания обычно автоматически затухают в течение нескольких периодов колебаний, даже если воздух вокруг самолета порывистый или турбулентный. Самолеты, склонные к развитию тенденции колебания типа «Голландский шаг» обычно оборудуются курсовым гиростабилизатором. Приз водители самолетов пытаются найти компромисс между очень сильной и путевой устойчивостью и неустойчивостью. Поскольку для самолета более желательно иметь «спиральную неустойчивость», чем тенденцию к развитию «Голландского шага», большинство самолетов конструируются с учетом этой особенности.

Dutch roll is a coupled lateral/directional oscillation that is usually dynamically stable but is unsafe in an aircraft because of the oscillatory nature. The damping of the oscillatory mode may be weak or strong depending on the properties of the particular aircraft.

If the aircraft has a right wing pushed down, the positive sideslip angle corrects the wing laterally before the nose is realigned with the relative wind. As the wing corrects the position, a lateral directional oscillation can occur resulting in the nose of the aircraft making a figure eight on the horizon as a result of two oscillations (roll and yaw), which, although of about the same magnitude, are out of phase with each other.

In most modern aircraft, except high-speed swept wing designs, these free directional oscillations usually die out automatically in very few cycles unless the air continues to be gusty or turbulent. Those aircraft with continuing Dutch roll tendencies are usually equipped with gyro-stabilized yaw dampers. Manufacturers try to reach a midpoint between too much and too little directional stability. Because it is more desirable for the aircraft to have “spiral instability” than Dutch roll tendencies, most aircraft are designed with that characteristic.

Спиральная неустойчивость

Spiral Instability

Спиральная неустойчивость возникает, когда статическая путевая устойчивость самолета очень сильна по сравнению с эффектом угла поперечного V крыла в поддержании равновесия по продольной оси. Когда боковое равновесие самолета нарушено порывом воздуха, и возникает скольжение на крыло, сильная путевая устойчивость стремится повернуть нос самолета вдоль набегающего потока воздуха, в то время как сравнительно слабый угол поперечного V не успевает восстановить боковое равновесие. Из-за этого отклонения от курса, крыло с внешней стороны поворота приобретает большую скорость относительно потока воздуха, чем крыло, находящиеся с внутренней стороны, и, следовательно, внешнее крыло будет производить больше подъемной силы. Это создает тенденцию к крутому виражу (overbanking tendency), которая, если не будет выправлена пилотом, приводит к углу крена, который становится все более и более крутым. В то же самое время сильная путевая устойчивость, которая отклоняет нос самолета от заданного курса, устанавливая его по ветру, фактически уменьшает угол тангажа самолета. Возникает небольшая нисходящая спираль, которая, если ее не скорректирует пилот, постепенно увеличения в крутое сваливание в штопор. Обычно темп отклонения при спиральном движении довольно не велик, и пилот может контролировать эту спиральную тенденцию без каких-либо сложностей.

Все самолеты в какой-то степени обладают этой особенностью, хотя при этом они могут иметь врожденную устойчивость во всех остальных параметрах. Эта тенденция объясняет, почему самолетом нельзя управлять без подготовки.

Много исследования было проведено для разработки устройств (выравниватель крыла), устраняющих эту неустойчивость. Пилот должен быть осторожным в применении средств управления за восстановлением во время поздних стадий развития спирального сваливания, иначе корпус самолета может подвергнуться чрезмерной перегрузке. Неправильный выход из спирали, приводящей к структурным повреждениям самолета в полете, вероятно, способствовало наибольшему количеству несчастных случаев в гражданской авиации, чем какой-либо другой фактор. Так как скорость полета в спиральном пике растет быстро, подъем носа самолета с использованием руля высоты лишь «сжимает поворот», увеличивая коэффициент перегрузки. Результат длительного сваливания в штопор — структурное повреждение корпуса самолета в полете, столкновение с землю или и то и другое. Наиболее распространенные зарегистрированные причины, по которым пилоты попадали в эту ситуацию: потеря горизонта, потеря управления самолетом или их комбинацией.

Spiral instability exists when the static directional stability of the aircraft is very strong as compared to the effect of its dihedral in maintaining lateral equilibrium. When the lateral equilibrium of the aircraft is disturbed by a gust of air and a sideslip is introduced, the strong directional stability tends to yaw the nose into the resultant relative wind while the comparatively weak dihedral lags in restoring the lateral balance. Due to this yaw, the wing on the outside of the turning moment travels forward faster than the inside wing and, as a consequence, its lift becomes greater. This produces an overbanking tendency which, if not corrected by the pilot, results in the bank angle becoming steeper and steeper. At the same time, the strong directional stability that yaws the aircraft into the relative wind is actually forcing the nose to a lower pitch attitude. A slow downward spiral begins which, if not counteracted by the pilot, gradually increases into a steep spiral dive. Usually the rate of divergence in the spiral motion is so gradual the pilot can control the tendency without any difficulty.

All aircraft are affected to some degree by this characteristic, although they may be inherently stable in all other normal parameters. This tendency explains why an aircraft cannot be flown “hands off” indefinitely.

Much research has gone into the development of control devices (wing leveler) to correct or eliminate this instability. The pilot must be careful in application of recovery controls during advanced stages of this spiral condition or excessive loads may be imposed on the structure. Improper recovery from spiral instability leading to inflight structural failures has probably contributed to more fatalities in general aviation aircraft than any other factor. Since the airspeed in the spiral condition builds up rapidly, the application of back elevator force to reduce this speed and to pull the nose up only “tightens the turn,” increasing the load factor. The results of the prolonged uncontrolled spiral are inflight structural failure or crashing into the ground, or both. The most common recorded causes for pilots who get into this situation are: loss of horizon reference, inability to control the aircraft by reference to instruments, or a combination of both.

Аэродинамические силы при маневрировании

Aerodynamic Forces in Flight Maneuvers

Силы при повороте

Forces in Turns

Если рассматривать самолет в горизонтальном неускоренном полете и посмотреть на него спереди [рисунок 4-28], и если силы, действующие на самолет, были бы видимы, то, очевидно, мы увидели бы две силы: подъемную и силу тяжести. Если самолет рассматривать в вираже с кренением, то, очевидно, подъемная сила не будет направлена непосредственно против силы тяжести, она будет направлена в сторону крена. Базовое правило при повороте: когда самолет в вираже с креном, подъемная сила действует вверх и внутрь к центру поворота.

Первый Закон Ньютона, закон инерции, гласит о том, что объект находящийся в покое или перемещающийся прямолинейно без ускорения, будет оставаться в покое или продолжать перемещаться в прямолинейно, пока на него не подействует какая-либо сила. Самолету, как любому двигающемуся объекту, требуется приложение какой-либо боковой силы, чтобы заставить его повернуть. При нормальном повороте такая сила возникает при крене самолета, когда подъемная сила будет направлена и вверх, и внутрь, к центру поворота. Подъемная сила во время поворота разделяется на два компонента, направленных под прямым углом друг другу. Один компонент, который действует вертикально и противоположно силе веса самолета (сила тяжести), называют «вертикальной составляющей подъемной силы». Другая компонента, которая действует горизонтально к центру поворота, называют «горизонтальной составляющей подъемной силы» или центростремительной силой. Горизонтальная составляющая и является той воздействующей силой, которая заставляет самолет изменить траекторию движения с прямолинейной на поворотную. Центробежная сила в этом случае будет «равной и противоположной по направлению реакцией» самолета при изменения его направления движения, она будет равна горизонтальной составляющей подъемной силы и направлена в противоположную сторону. Это объясняет, почему при правильно выполненным повороте, сила обеспечивающая поворот самолета возникает не от руля направления. Руль направления используется, чтобы исправить отклонение траектории хвоста от траектории движения носа самолета. Хороший поворот — тот в котором и нос и хвост проходят одну и ту же траекторию. Если не использовать вообще руля при повороте, то нос отклонится от курса во внешнюю сторону поворота. Руль используется, чтобы возвратить нос в соответствии с относительным ветром.

Самолет управляется не так как корабль или автомобиль. Самолету чтобы совершить поворот необходимо накрениться. Если крена нет, то и не возникнет никакой боковой силы, заставляющей самолет свернуть с прямой траектории полета. И наоборот, когда самолет кренится, он начинает поворачивать в сторону крена.

Рисунок 4-28. Распределение сил во время нормального скоординированного поворота.

Путевой контроль самолета основан на том факте, что самолет пытается повернуться всякий раз, когда он кренится. Пилоты должны помнить этот факт при попытке удержать самолет в горизонтальном полете.

Просто кренящийся самолет при повороте не вызывает изменения в общей величине подъемной силы. Но, так как подъемная сила во время крена разделяется на вертикальную и горизонтальную компоненты, количество подъемной силы, противостоящей весу самолета уменьшается. Следовательно, самолет начинает терять высоту, если не создается дополнительной подъемной силы. Увеличение подъемной силы достигает за счет увеличения УА до тех пор, пока вертикальная компонента снова не станет варной весу самолета. Так как вертикальная компонента подъемной силы уменьшается при увеличении угла крена, то необходимо соответствующим образом увеличивать угол атаки, чтобы создать подъемную силу достаточную для удержания веса самолета. Важным обстоятельством при выполнении поворота с сохранением высоты является тот факт, что вертикальная компонента подъемной силы должна быть равной силе тяжести самолета, чтобы удержать его высоту.

При конкретной скорости полета, угловая скорость поворота зависит от величины горизонтальной компоненты подъемной силы. Известно, что горизонтальная составляющая подъемной силы пропорциональна углу крена, то есть, она увеличивается или уменьшается соответственно, когда угол увеличивается или уменьшается. Если угол крена увеличен, горизонтальный компонент подъемной силы увеличен, таким образом увеличивается и скорость поворота. Следовательно, при любой определенной скорости полета, скоростью поворота можно управлять, регулируя угол крена.

Чтобы обеспечить достаточную вертикальную составляющую подъемной силы для поддержания постоянной высоты при выполнении поворота, необходимо увеличение УА. Так как сила сопротивления крыла непосредственно пропорционально его УА, то при его увеличении вырастет и индуктивное сопротивление, так как вырастет подъемная сила. Это, в свою очередь, вызывает потерю скорости полета пропорционально углу крена. Малый угол крена приводит к небольшому снижению скорости, в то время как большой угол приводит к большому снижению скорости полета. Чтобы предотвратить падение скорости при повороте с сохранением высоты, необходимо увеличить тягу или мощность двигателя. Необходимое количество дополнительной мощности пропорционально углу кренения.

При поддержании постоянной высоты при выполнении поворота, чтобы скомпенсировать дополнительную возникшую подъемную силу, связанную с увеличением скорости при повороте, УА должен быть уменьшен, или увеличен угол крена. Если необходимо сохранить постоянный угол крена и при этом уменьшился УА, то уменьшится и скорость поворота. Чтобы поддержать постоянную скорость поворота, при увеличении скорости полета, УА должен остаться постоянным, а угол крена увеличится.

Увеличение скорости полета приведет к увеличению радиуса поворота, при этом центробежная сила непосредственно пропорциональна радиусу. В правильно выполненном повороте горизонтальная компонента подъемной силы должна быть точно равной по величине и противоположной по направлению центробежной силе. При выполнении поворота с сохранением скорости поворота и высоты, с увеличением скорости полета увеличится и радиус поворота. Это увеличение радиуса поворота вызывает увеличение центробежной силы, которая должна быть уравновешена увеличением горизонтального компонента подъемной силы, который может быть увеличена только за счет увеличения угола наклона.

При повороте с внутренним скольжением самолет не будет поворачивать с той же угловой скоростью которая соответствует крену без скольжения, так как нос самолет отклоняется от курса во внешнюю сторону поворота. В итоге самолет будет иметь больший угол крена нежели необходимо для данной угловой скорости, таким образом, горизонтальная компонента подъемной силы станет больше, чем центробежная сила. [Рисунок 4-29] Равновесие между горизонтальной компонентой и центробежной силой может быть достигнуто либо уменьшением крена, либо увеличением угловой скорости поворота, или их комбинацией.

Рисунок 4-29. Нормальный поворот и повороты с внутренним и внешним скольжением.

Поворот с внешним скольжением происходит вследствие превышения центробежной силы над горизонтальной компоненты подъемной силы, результатирующая сила тянет самолет выйти за пределы траектории во внешнюю сторону поворота. Угловая скорость при этом оказывается слишком велика для данного угла крена. Исправление поворота с заносом таким образом требует сокращение угловой скорости поворота, увеличение угла крена или их комбинацию.

Чтобы поддержать заданную угловую скорость поворота, в зависимости от угла крена необходимо управлять скоростью полета. Это особенно важно при высокоскоростном полете. Например, при скорости 400 миль в час, самолет должен накрениться приблизительно на 44°, чтобы выполнить стандартный поворот (3° в секунду). При таком угле вертикальная компонента подъемной силы составит всего около 79%. Это приведет к потере высоты, если соответствующим образом не увеличить УА для компенсации снижения подъемной силы.

If an aircraft were viewed in straight-and-level flight from the front [Figure 4-28], and if the forces acting on the aircraft could be seen, lift and weight would be apparent: two forces. If the aircraft were in a bank it would be apparent that lift did not act directly opposite to the weight, rather it now acts in the direction of the bank. A basic truth about turns: when the aircraft banks, lift acts inward toward the center of the turn, as well as upward.

Newton’s First Law of Motion, the Law of Inertia, states that an object at rest or moving in a straight line remains at rest or continues to move in a straight line until acted on by some other force. An aircraft, like any moving object, requires a sideward force to make it turn. In a normal turn, this force is supplied by banking the aircraft so that lift is exerted inward, as well as upward. The force of lift during a turn is separated into two components at right angles to each other. One component, which acts vertically and opposite to the weight (gravity), is called the “vertical component of lift.” The other, which acts horizontally toward the center of the turn, is called the “horizontal component of lift,” or centripetal force. The horizontal component of lift is the force that pulls the aircraft from a straight flightpath to make it turn. Centrifugal force is the “equal and opposite reaction” of the aircraft to the change in direction and acts equal and opposite to the horizontal component of lift. This explains why, in a correctly executed turn, the force that turns the aircraft is not supplied by the rudder. The rudder is used to correct any deviation between the straight track of the nose and tail of the aircraft. A good turn is one in which the nose and tail of the aircraft track along the same path. If no rudder is used in a turn, the nose of the aircraft yaws to the outside of the turn. The rudder is used to bring the nose back in line with the relative wind.

An aircraft is not steered like a boat or an automobile. In order for an aircraft to turn, it must be banked. If it is not banked, there is no force available to cause it to deviate from a straight flightpath. Conversely, when an aircraft is banked, it turns, provided it is not slipping to the inside of the turn.

Figure 4-28. Forces during normal coordinated turn.

Good directional control is based on the fact that the aircraft attempts to turn whenever it is banked. Pilots should keep this fact in mind when attempting to hold the aircraft in straight-and-level flight.

Merely banking the aircraft into a turn produces no change in the total amount of lift developed. Since the lift during the bank is divided into vertical and horizontal components, the amount of lift opposing gravity and supporting the aircraft’s weight is reduced. Consequently, the aircraft loses altitude unless additional lift is created. This is done by increasing the AOA until the vertical component of lift is again equal to the weight. Since the vertical component of lift decreases as the bank angle increases, the AOA must be progressively increased to produce sufficient vertical lift to support the aircraft’s weight. An important fact for pilots to remember when making constant altitude turns is that the vertical component of lift must be equal to the weight to maintain altitude.

At a given airspeed, the rate at which an aircraft turns depends upon the magnitude of the horizontal component of lift. It is found that the horizontal component of lift is proportional to the angle of bank—that is, it increases or decreases respectively as the angle of bank increases or decreases. As the angle of bank is increased, the horizontal component of lift increases, thereby increasing the ROT. Consequently, at any given airspeed, the ROT can be controlled by adjusting the angle of bank.

To provide a vertical component of lift sufficient to hold altitude in a level turn, an increase in the AOA is required. Since the drag of the airfoil is directly proportional to its AOA, induced drag increases as the lift is increased. This, in turn, causes a loss of airspeed in proportion to the angle of bank. A small angle of bank results in a small reduction in airspeed while a large angle of bank results in a large reduction in airspeed. Additional thrust (power) must be applied to prevent a reduction in airspeed in level turns. The required amount of additional thrust is proportional to the angle of bank.

To compensate for added lift, which would result if the airspeed were increased during a turn, the AOA must be decreased, or the angle of bank increased, if a constant altitude is to be maintained. If the angle of bank is held constant and the AOA decreased, the ROT decreases. In order to maintain a constant-ROT as the airspeed is increased, the AOA must remain constant and the angle of bank increased.

An increase in airspeed results in an increase of the turn radius, and centrifugal force is directly proportional to the radius of the turn. In a correctly executed turn, the horizontal component of lift must be exactly equal and opposite to the centrifugal force. As the airspeed is increased in a constant- rate level turn, the radius of the turn increases. This increase in the radius of turn causes an increase in the centrifugal force, which must be balanced by an increase in the horizontal component of lift, which can only be increased by increasing the angle of bank.

In a slipping turn, the aircraft is not turning at the rate appropriate to the bank being used, since the aircraft is yawed toward the outside of the turning flightpath. The aircraft is banked too much for the ROT, so the horizontal lift component is greater than the centrifugal force. [Figure 4-29] Equilibrium between the horizontal lift component and centrifugal force is reestablished by either decreasing the bank, increasing the ROT, or a combination of the two changes.

Figure 4-29. Normal, slipping, and skidding turns.

A skidding turn results from an excess of centrifugal force over the horizontal lift component, pulling the aircraft toward the outside of the turn. The ROT is too great for the angle of bank. Correction of a skidding turn thus involves a reduction in the ROT, an increase in bank, or a combination of the two changes.

To maintain a given ROT, the angle of bank must be varied with the airspeed. This becomes particularly important in high-speed aircraft. For instance, at 400 miles per hour (mph), an aircraft must be banked approximately 44° to execute a standard-rate turn (3° per second). At this angle of bank, only about 79 percent of the lift of the aircraft comprises the vertical component of the lift. This causes a loss of altitude unless the AOA is increased sufficiently to compensate for the loss of vertical lift.

Силы при наборе высоты

Forces in Climbs

С практической точки зрения, подъемная сила крыла на начальный этап стандартного набора высоты совпадает с подъемной силой создаваемой крылом в горизонтальном полете при одинаковой скорости полета. Хотя траектория полета изменилась, но, когда режим подъема установился, угол атаки крыла относительно наклоненной траектории фактически становится таким же, соответственно и подъемная сила также станет такой же как и при горизонтальном полете. Существует начальное мгновенное изменение подъемной силы как показано на рисунке 4-30. Во время перехода от горизонтального полета к набору высоты, происходит изменение в подъемной силе, как только руль высоты тянется на себя. Подъем носа самолета увеличивает УА и на мгновение увеличивает подъемную силу. В этот момент подъемная сила становится больше, чем вес самолета и он начинает подниматься. После того, как траектория установится как восходящая линия, УА и подъемная сила снова возвращаются приблизительно к тем же значениям что и при горизонтальном полете.

Рисунок 4-30. Изменения в подъемной силе во время входа в режим набора высоты.

Если подъем начался без изменения в регулировании тяги, скорость полета постепенно уменьшается, потому что тяги, необходимой для поддержания данной скорости в горизонтальном полете, недостаточно, чтобы поддержать ту же самую скорость полета при подъеме. Когда траектория полета становится восходящей, одна из составляющих силы тяжести самолета действует в том же направлении что и сила сопротивления, таким образом увеличивая общее сопротивление. Следовательно, полное сопротивление больше, чем тяга, что влечет уменьшение скорости полета. Сокращение скорости полета постепенно приводит к соответствующему уменьшению сопротивления, пока полное сопротивление (включая компонент силы тяжести, действующий параллельно силе сопротивления и в том же направлении), не сравняется с силой тяги. [Рисунок 4-31] Из-за инерции самолета изменение скорости происходит плавно и зависит от размера, веса, полного лобового сопротивления самолета и других факторов. Следовательно, полное сопротивление больше чем тяга и скорость полета уменьшается.

Рисунок 4-31. Изменения скорости во время входа в режим набора высоты.

Вообще, сила тяги, сопротивления, тяжести и подъемная сила снова уравновесятся, когда скорость полета стабилизируется, но с меньшим значением, чем в горизонтальном полете при том же самом режиме тяги. Так как сила тяжести самолета действует не только вниз, но и назад вместе с сопротивлением, во время подъема, то для поддержания той же скорости полета что и при горизонтальном полете необходима дополнительная тяга. Количество дополнительной тяги зависит от угла подъема. Когда подъем установлен достаточно крутой, и дополнительной тяги недостаточно, это приведет к падению скорости.

Тяга, требуемая для устойчивого подъема, равняется сопротивлению плюс часть веса, которая зависит от угла набора высоты. Например, подъем с углом 10° требует дополнительной тяги в размере 17% от веса самолета. Вертикальный подъем требует, чтобы тяга равнялась весу и всему сопротивлению. Поэтому, угол набора высоты для выполнения подъема зависит от количества дополнительной тяги, доступной, чтобы преодолеть дополнительное сопротивление состоящее из части веса самолета. Обратите внимание на то, что самолеты в состоянии осуществлять подъем за счет дополнительной тяги. Когда возможности создать дополнительную тягу нет, самолет больше не может набирать высоту. В этом момент самолет достиг своего «абсолютного потолка».

For all practical purposes, the wing’s lift in a steady state normal climb is the same as it is in a steady level flight at the same airspeed. Although the aircraft’s flightpath changed when the climb was established, the AOA of the wing with respect to the inclined flightpath reverts to practically the same values, as does the lift. There is an initial momentary change as shown in Figure 4-30. During the transition from straight-and-level flight to a climb, a change in lift occurs when back elevator pressure is first applied. Raising the aircraft’s nose increases the AOA and momentarily increases the lift. Lift at this moment is now greater than weight and starts the aircraft climbing. After the flightpath is stabilized on the upward incline, the AOA and lift again revert to about the level flight values.

Figure 4-30. Changes in lift during climb entry.

If the climb is entered with no change in power setting, the airspeed gradually diminishes because the thrust required to maintain a given airspeed in level flight is insufficient to maintain the same airspeed in a climb. When the flightpath is inclined upward, a component of the aircraft’s weight acts in the same direction as, and parallel to, the total drag of the aircraft, thereby increasing the total effective drag. Consequently, the total drag is greater than the power, and the airspeed decreases. The reduction in airspeed gradually results in a corresponding decrease in drag until the total drag (including the component of weight acting in the same direction) equals the thrust. [Figure 4-31] Due to momentum, the change in airspeed is gradual, varying considerably with differences in aircraft size, weight, total drag, and other factors. Consequently, the total drag is greater than the thrust, and the airspeed decreases.

Figure 4-31. Changes in speed during climb entry.

Generally, the forces of thrust and drag, and lift and weight, again become balanced when the airspeed stabilizes but at a value lower than in straight-and-level flight at the same power setting. Since the aircraft’s weight is acting not only downward but rearward with drag while in a climb, additional power is required to maintain the same airspeed as in level flight. The amount of power depends on the angle of climb. When the climb is established steep enough that there is insufficient power available, a slower speed results.

The thrust required for a stabilized climb equals drag plus a percentage of weight dependent on the angle of climb. For example, a 10° climb would require thrust to equal drag plus 17 percent of weight. To climb straight up would require thrust to equal all of weight and drag. Therefore, the angle of climb for climb performance is dependent on the amount of excess power available to overcome a portion of weight. Note that aircraft are able to sustain a climb due to excess thrust. When the excess thrust is gone, the aircraft is no longer able to climb. At this point, the aircraft has reached its “absolute ceiling.”

Силы при снижении

Forces in Descents

Как и при наборе высоты, силы, действующие на самолет претерпевают определенные изменения, когда он начинает снижаться из прямого горизонтального полета. В следующем примере самолет снижается не меняя режима тяги из горизонтального полета.

Чтобы начать снижение штурвал отдается от себя и угол атаки на мгновение уменьшается. В первый момент, инерция самолета заставляет его продолжать двигаться вдоль той же самой траектории. При этом, уменьшенный УА приводит к уменьшению полной подъемной силы. Сила веса самолета теперь становится больше, чем подъемная сила и самолет начинает спускаться. В это же время траектория самолета меняется с горизонтального полета на наклонную траекторию снижения. Не путайте снижение с сокращением подъемной силы, связанным с неспособностью крыла произвести достаточно подъемной силы для поддержания горизонтального полета. Снижение выполняется с запасом по тяге и с помощью руля высоты.

Чтобы спуститься с той же скоростью, которая была при горизонтальном полете, необходимо уменьшить тягу в начале снижения. Компонент силы веса самолета, действующего вперед вдоль вдоль траектории снижения, увеличивается при увеличении угла снижения и, наоборот, уменьшается при уменьшении угла спуска.

As in climbs, the forces which act on the aircraft go through definite changes when a descent is entered from straight- and-level flight. For the following example, the aircraft is descending at the same power as used in straight-and-level flight.

As forward pressure is applied to the control yoke to initiate the descent, the AOA is decreased momentarily. Initially, the momentum of the aircraft causes the aircraft to briefly continue along the same flightpath. For this instant, the AOA decreases causing the total lift to decrease. With weight now being greater than lift, the aircraft begins to descend. At the same time, the flightpath goes from level to a descending flightpath. Do not confuse a reduction in lift with the inability to generate sufficient lift to maintain level flight. The flightpath is being manipulated with available thrust in reserve and with the elevator.

To descend at the same airspeed as used in straight-and- level flight, the power must be reduced as the descent is entered. The component of weight acting forward along the flightpath increases as the angle of rate of descent increases and, conversely, decreases as the angle of rate of descent decreases. The component of weight acting forward along the flightpath increases as the angle of rate of descent increases and, conversely, decreases as the angle of rate of descent decreases.

Сваливание

Stalls

Сваливание самолета происходит в результате быстрого уменьшения подъемной силы, вызванного отделением потока воздуха от поверхности крыла, вызванным превышением критического угла атаки. Сваливание может произойти при любом положении по тангажу или скорости полета. Сваливание — одна из самых недооцененных областей аэродинамики, потому что пилоты часто полагают, что крыло прекращает производить подъемную силу, когда происходит сваливание. При сваливании крыло не полностью прекращает производить подъемную силу. Скорее оно не может произвести соответствующую подъемную силу, чтобы поддержать горизонтальный полет.

С увеличением УА, увеличивается и CL, в некоторый момент CL достигает пика и затем начинает уменьшаться. Этот пик называют CL-max. Количество подъемной силы которое создает крыло после достижения CL-max или критического УА резко падает, но как сказано выше, оно не полностью прекращает производить подъемную силу.

У большинства прямокрылых самолетов крыло сконструировано таким образом, чтобы корневая часть крыла сваливалась в первую очередь. Корневая часть крыла первой достигает своего критического угла атаки, что заставляет процесс сваливания происходить наружу в направлении от основания к законцовке крыла. При такой конструкции увеличивается эффективность элерона который обеспечивает управляемость самолета. Для того, чтобы крыло начинало сваливаться от корня используют различные методы создания крыла. Один из них заключается в «куртке крыла», так чтобы оно имело бо́льший УА у его основания. Другой метод заключается в установке у основания крыла на 20-25% длины крыла специальных обтекателей, которые заранее приводят к срыву потока в этой части крыла.

Крыло никогда полностью не прекращает производить подъемную силу в условии сваливания. Если бы крыло не создавало бы подъемной силы, самолет бы просто рухнул на землю. Большинство учебных самолетов сконструировано так, чтобы при сваливания нос самолета уходил вниз, тем самым уменьшая угол атаки, что выводит крыло из сваливания. Тенденция к пикированию возникает благодаря тому, что центр подъемной силы расположен позади центра тяжести самолета. Диапазон расположения ЦТ очень важен, когда дело доходит до особенностей восстановления самолета при сливании. Если пилот допускает выход ЦТ за его диапазон, то у него могут возникнуть сложности с выводом самолета из сваливания. Самое критическое нарушение диапазона ЦТ может произойти при выходе точки ЦТ за переднюю границу диапазона. В этой ситуации пилот не может создать достаточную силу с помощью руля высоты, чтобы противодействовать перевесу кормовой части. Не имея способности уменьшить УА, самолет продолжает сваливание, вплоть до контакта с землей.

Для конкретного самолета скорость сваливания не является фиксированной для всех условий полета, но один и тот же самолет всегда сваливается при определенном УА, независимо от скорости полета, веса, загрузки или высоты. У каждого самолета есть особый угол атаки, при котором поток воздуха отделяется от верхней поверхности крыла, и происходит сваливание. Этот критический УА находится в диапазоне от 16° до 20° в зависимости от конструкции самолета. Но у каждого самолета есть только один определенный УА, при котором происходит сваливание.

Есть три ситуации, в которых может быть превышен критический УА: низкая скорость, высокая скорость и поворот.

Сваливание может произойти в горизонтальном неускоренном полете при недостаточной скорости полета. Когда скорость полета уменьшается, УА должен быть увеличен, чтобы сохранить подъемную силу, требуемую для поддержания высоты. Чем меньше становится скорость полета, тем больший УА необходим. В конечном счете будет достигнут такой УА, при котором крыло не способно производить достаточную подъемную силу и самолет будет снижаться. Если скорость полета и далее будет уменьшаться, то произойдет сваливание, так как УА превысил критический угол, и происходит срыв потока воздуха с крыла.

Сваливание происходит не только при низкой скорости полета. Крыло может достигнуть своего чрезмерного УА на любой скорости. Например, самолет находится в пикировании со скоростью полета 100 узлов и пилот резко на тянет на себя руль высоты. [Рисунок 4-32] Сила тяжести и центробежная сила предотвращает резкое изменение траектории полета, но изменение УА самолета происходит резко от довольно малых значений до очень больших. Так как траектория движения самолета совместно с набегающим потоком воздуха определяет направление относительного ветра, УА может быть внезапно увеличен и достигнуть критического значения при скорости, намного больше, чем обычная скорость сваливания.

Рисунок 4-32. Силы, действующие на самолет при выходе из пикирования.

Скорость сваливания также будет выше при выполнении поворота с сохранением высоты чем при обычном горизонтальном неускоренном полете. [Рисунок 4-33] Центробежная сила добавляется к весу самолета и крыло, должно произвести соответствующую дополнительную подъемную силу, чтобы ее уравновесить. При повороте необходимость дополнительной подъемной силы возникает из-за действия руля высоты. Действие руля высоты приводит к увеличению УА крыла, что влечет увеличение подъемной силы. УА должен быть увеличен, когда угол крена увеличивается, чтобы противодействовать увеличивающемуся весу самолета вызванному центробежной силой. Если во время поворота УА становится чрезмерным, происходит сваливание самолета.

Рисунок 4-33. Увеличение скорости сваливания со степенью перегрузки самолета.

Рассмотрим, что происходит с самолетом при сваливании. Чтобы самолет был аэродинамически устойчивым, центр подъемной силы обычно располагается позади его центра тяжести. Хотя это делает самолет тяжелоносным, но перемещение масс воздуха вниз на горизонтальном стабилизаторе противодействует тяжелому носу. При сваливании, когда восходящая подъемная сила на крыле и нисходящая сила на хвосте перестают действовать, возникает неуравновешенное состояние у самолета. Тяжелый нос самолета резко уходит вниз, совершая вращательное движение вокруг ЦТ. Во время этого вращения угол атаки уменьшается и скорость полета увеличивается. Срыва потока больше не происходит, подъемная сила вновь создается крылом и самолет снова летит. За то время пока происходит этот процесс восстановления может быть потеряна значительная высота.

При обсуждении сваливания также необходимо рассмотреть форму крыла и ее изменение. Например, если на крыле происходит наростание льда снега или инея, то поток воздуха по крылу будет разрушен. Такие образования вызывают срыв потока при углах атаки меньше критического. Подъемная сила уменьшается, изменяя ожидаемую работу самолета. Если льду позволить накопиться на самолете во время полета [рисунок 4-34], вес самолета увеличится, в то время как способность создавать подъемную силу снизится. Наростание всего 0.8 миллиметра льда на верхней поверхности крыла увеличит сопротивление, и уменьшит подъемную силу самолета на 25%.

Рисунок 4-34. Образование льда в полете.

Пилоты могут столкнуться с обледенением в любой сезон, в любом месте страны, в высотах до 18,000 футов, а иногда и выше. Маленькие самолеты, включая пригородные самолеты, являются самыми уязвимыми, потому что они летают на малых высотах, где образование льда наиболее вероятно. На малых самолетах гораздо реже встречаются системы, распространенных на реактивных самолетах, которые предотвращают наращивание льда, нагревая передние кромки крыльев.

Обледенение может произойти в облаках любое время, когда температура падает ниже замерзания, и переохлажденные капли попадают на самолет и замерзают. (Переохлажденные капельки находятся в жидком состоянии даже при температуре ниже 32° F или 0° C).

An aircraft stall results from a rapid decrease in lift caused by the separation of airflow from the wing’s surface brought on by exceeding the critical AOA. A stall can occur at any pitch attitude or airspeed. Stalls are one of the most misunderstood areas of aerodynamics because pilots often believe an airfoil stops producing lift when it stalls. In a stall, the wing does not totally stop producing lift. Rather, it can not generate adequate lift to sustain level flight.

Since the CL increases with an increase in AOA, at some point the CL peaks and then begins to drop off. This peak is called the CL-MAX. The amount of lift the wing produces drops dramatically after exceeding the CL-MAX or critical AOA, but as stated above, it does not completely stop producing lift.

In most straight-wing aircraft, the wing is designed to stall the wing root first. The wing root reaches its critical AOA first making the stall progress outward toward the wingtip. By having the wing root stall first, aileron effectiveness is maintained at the wingtips, maintaining controllability of the aircraft. Various design methods are used to achieve the stalling of the wing root first. In one design, the wing is “twisted” to a higher AOA at the wing root. Installing stall strips on the first 20–25 percent of the wing’s leading edge is another method to introduce a stall prematurely.

The wing never completely stops producing lift in a stalled condition. If it did, the aircraft would fall to the Earth. Most training aircraft are designed for the nose of the aircraft to drop during a stall, reducing the AOA and “unstalling” the wing. The “nose-down” tendency is due to the CL being aft of the CG. The CG range is very important when it comes to stall recovery characteristics. If an aircraft is allowed to be operated outside of the CG, the pilot may have difficulty recovering from a stall. The most critical CG violation would occur when operating with a CG which exceeds the rear limit. In this situation, a pilot may not be able to generate sufficient force with the elevator to counteract the excess weight aft of the CG. Without the ability to decrease the AOA, the aircraft continues in a stalled condition until it contacts the ground.

The stalling speed of a particular aircraft is not a fixed value for all flight situations, but a given aircraft always stalls at the same AOA regardless of airspeed, weight, load factor, or density altitude. Each aircraft has a particular AOA where the airflow separates from the upper surface of the wing and the stall occurs. This critical AOA varies from 16° to 20° depending on the aircraft’s design. But each aircraft has only one specific AOA where the stall occurs.

There are three flight situations in which the critical AOA can be exceeded: low speed, high speed, and turning.

The aircraft can be stalled in straight-and-level flight by flying too slowly. As the airspeed decreases, the AOA must be increased to retain the lift required for maintaining altitude. The lower the airspeed becomes, the more the AOA must be increased. Eventually, an AOA is reached which results in the wing not producing enough lift to support the aircraft which starts settling. If the airspeed is reduced further, the aircraft stalls, since the AOA has exceeded the critical angle and the airflow over the wing is disrupted.

Low speed is not necessary to produce a stall. The wing can be brought into an excessive AOA at any speed. For example, an aircraft is in a dive with an airspeed of 100 knots when the pilot pulls back sharply on the elevator control. [Figure 4-32] Gravity and centrifugal force prevent an immediate alteration of the flightpath, but the aircraft’s AOA changes abruptly from quite low to very high. Since the flightpath of the aircraft in relation to the oncoming air determines the direction of the relative wind, the AOA is suddenly increased, and the aircraft would reach the stalling angle at a speed much greater than the normal stall speed.

Figure 4-32. Forces exerted when pulling out of a dive.

The stalling speed of an aircraft is also higher in a level turn than in straight-and-level flight. [Figure 4-33] Centrifugal force is added to the aircraft’s weight and the wing must produce sufficient additional lift to counterbalance the load imposed by the combination of centrifugal force and weight. In a turn, the necessary additional lift is acquired by applying back pressure to the elevator control. This increases the wing’s AOA, and results in increased lift. The AOA must increase as the bank angle increases to counteract the increasing load caused by centrifugal force. If at any time during a turn the AOA becomes excessive, the aircraft stalls.

Figure 4-33. Increase in stall speed and load factor.

At this point, the action of the aircraft during a stall should be examined. To balance the aircraft aerodynamically, the CL is normally located aft of the CG. Although this makes the aircraft inherently nose-heavy, downwash on the horizontal stabilizer counteracts this condition. At the point of stall, when the upward force of the wing’s lift and the downward tail force cease, an unbalanced condition exists. This allows the aircraft to pitch down abruptly, rotating about its CG. During this nose-down attitude, the AOA decreases and the airspeed again increases. The smooth flow of air over the wing begins again, lift returns, and the aircraft is again flying. Considerable altitude may be lost before this cycle is complete.

Airfoil shape and degradation of that shape must also be considered in a discussion of stalls. For example, if ice, snow, and frost are allowed to accumulate on the surface of an aircraft, the smooth airflow over the wing is disrupted. This causes the boundary layer to separate at an AOA lower than that of the critical angle. Lift is greatly reduced, altering expected aircraft performance. If ice is allowed to accumulate on the aircraft during flight [Figure 4-34], the weight of the aircraft is increased while the ability to generate lift is decreased. As little as 0.8 millimeter of ice on the upper wing surface increases drag and reduces aircraft lift by 25 percent.

Figure 4-34. Inflight ice formation.

Pilots can encounter icing in any season, anywhere in the country, at altitudes of up to 18,000 feet and sometimes higher. Small aircraft, including commuter planes, are most vulnerable because they fly at lower altitudes where ice is more prevalent. They also lack mechanisms common on jet aircraft that prevent ice buildup by heating the front edges of wings.

Icing can occur in clouds any time the temperature drops below freezing and super-cooled droplets build up on an aircraft and freeze. (Super-cooled droplets are still liquid even though the temperature is below 32 °Fahrenheit (F), or 0 °Celsius .

Основные принципы воздушного винта

Basic Propeller Principles

Винт самолета состоит из двух или больше лопастей и центральной втулки, к которой прикреплены лопасти. Каждая лопасть воздушного винта самолета является, по сути, вращающимся крылом. Поэтому лопасть действует как аэродинамическая поверхность и создает тяговые силы, которые толкают или тянут самолет относительно окружающего воздуха. Двигатель создает силу, вращающую лопасти на высоких скоростях, и воздушный винт преобразовывает вращательную энергию двигателя в силу тяги самолета.

Поперечное сечение типовой лопасти винта показано на рисунке 4-35. Профиль лопасти похож на профиль крыла. Одна поверхность лопасти имеет выпуклость или изогнутость, подобно верхней поверхности крыла самолета, а другая поверхность плоская, как и нижняя поверхность крыла. Хорда — воображаемая линия, проходящая через лопасть поперек от передней до задней кромки. Также как и на крыле, передняя кромка лопасти, которая встречается с воздухом при вращении винта, толстая.

Рисунок 4-35. Сечение лопасти воздушного винта.

Угол установки лопасти, обычно измеряемый в градусах, является углом между линией хорды лопасти и плоскостью вращения винта и отсчитывается в определенной точке по длине лопасти. [Рисунок 4-36] Поскольку у большинства винтов «лицевая» сторона лопасти плоская, то линия хорды совпадает с лицевой стороной лопасти. Шаг винта хотя и не является углом установки, но т.к. он значительно зависит от угла установки лопасти, эти понятия часто взаимозаменяемы. Увеличение или уменьшение одного из параметров обычно связано с увеличением или уменьшением в другого.

Рисунок 4-36. Угол установки лопасти воздушного винта.

Шаг винта может выражаться в дюймах. Винт, обозначенный как «74-48», имеет лопасть длиной 74 дюйма и шаг 48 дюймов. Итак, шаг винта — расстояние в дюймах, которое винт прошел бы, вворачиваясь в воздух за время одного оборота, если бы не было проскальзывания винта в воздухе.

При определении параметров винта неизменяемого шага для нового типа самолета производитель обычно выбирает такой шаг, чтобы этот винт был максимально эффективен в крейсерском режиме полета. Каждый винт неизменяемого шага может быть максимально эффективен только при определенном сочетании частоты вращения и скорости полета. Пилоты не могут изменить эту комбинацию в полете.

Когда самолет с включенным двигателем стоит на земле или медленно перемещается в начале взлета, эффективность винта очень низкая, потому что винт не продвигается через воздух со скоростью, при которой он был бы максимально эффективен. В этой ситуации каждая лопасть винта поворачивается в воздухе с таким углом атаки, который производит мало тяги по отношению к затрачиваемой энергии на его вращение.

Для понимания действия воздушного винта, будем считать, что винт производит вращательное и поступательное движение. Стрелками на рисунке 4-3 показано, что лопасть винта совершает движение вниз и вперед. Угол, под которым воздух (набегающий поток воздуха) сталкивается с лопастью винта, является углом атаки лопасти. Отклонение набегающего потока вызванного наличием угла атаки создает динамическое давление между лопастью и двигателем большее чем атмосферное, создавая, таким образом, тягу.

Форма лопасти также создает тягу, потому что она имеет выгнутую аэродинамическую поверхность как и поверхность крыла. Когда воздух проходит по лопастям винта, давление с одной стороны винта меньше чем с другой. Как и в случае с крылом, сила реакции будет направлена в сторону меньшего давления. У потока воздуха по верхней части крыла меньшее давление, и сила реакции крыла (подъемная сила) направлена вверх. В случае с воздушный винтом, который установлен в вертикальной, а не горизонтальной плоскости, область меньшего давления находится перед винтом, и сила (тяги) направлена вперед. С точки зрения аэродинамики, тяга является результат формы лопасти и ее угла атаки.

Силу тяги также можно рассмотреть и с точки зрения массы воздуха, проходящего через винт. В этих терминах сила тяги равняется массе воздуха, прошедшей через винт, умноженной на скорость воздушного потока за вычетом скорости самолета. Мощность, израсходованная на создание тяги, зависит от темпа движения массы воздуха. В среднем тяга составляет приблизительно 80 процентов вращающего момента (полная выходная мощность двигателя, поглощенная винтом). Остальные 20 теряются на трение и скольжение винта. Для любой скорости вращения мощность, поглощенная винтом, уравновешивает мощность, создаваемую двигателем. Одному обороту винта соответствует определенное количество отброшенного воздуха, которое зависит от угла установки лопасти, определяющего, как много воздуха «захватывает» винт. Таким образом, угол установки лопасти — превосходное средство регулировки нагрузки на воздушный винт, для управления частотой вращения двигателем.

Кроме того, угол установки еще и превосходный метод регулирования угла атаки винта. На винтах постоянной скорости, угол наклона лопасти должен регулироваться так, чтобы обеспечить наибольшую эффективность во всем диапазоне скоростей полета и частоты вращения двигателя. Кривые подъемной силы и сопротивления, нарисованные для винта, так же как и для крыла, указывают на то, что наиболее эффективен угол атаки величины от +2 ° до +4 °. Фактический угол наклона лопасти необходимый, чтобы поддержать этот маленький угол атаки, меняется в зависимости от скорости самолета.

Винт неизменяемого шага и винт постоянного шага разработаны так, что их эффективность максимальна лишь для определенной частоты вращения и поступательной скорости винта. Они определены для конкретного самолета и двигателя. Такой винт при использовании будет показывать наилучший результат при каком-либо одном режиме полета, при взлете, наборе высоты, крейсерском режиме или при высокоскоростном полете. Любое изменение в этих условиях приводит к снижению эффективности и винта и двигателя. Так как эффективность любой системы есть отношение полезной выходной мощности к фактической потребленной мощности, эффективность винта является отношением тяговой мощностью винта к мощности, снимаемой с двигателя. Эффективность винта изменяется от 50 до 87 процентов, в зависимости от величины проскальзывания винта.

Проскальзывание винта есть разница между геометрическим шагом винта и его действительным шагом. [Рисунок 4-37] Геометрический шаг — теоретическое расстояние, которое должен пройти винт за один полный оборот; действительный шаг — расстояние, которое винт проходит фактически (поступь винта — прим. пер). Таким образом, геометрический шаг рассчитывается без учета проскальзывания винта, а фактический или эффективный шаг (поступь винта) включает проскальзывание винта в воздухе.

Рисунок 4-37. Проскальзывание воздушного винта.

Причина, по которой лопасти винта имеют крутку заключается в том, что внешние части лопасти, которые находятся дальше от центра перемещается быстрее, чем те части лопасти, которые находятся ближе к центру винта. [Рисунок 4-38]. Если бы лопасть по всей длине имела бы одинаковый шаг, то часть лопасти около центра винта могла бы получить отрицательный угол атаки, в то время как концевые части лопасти могли уйти в сваливание уже на крейсерской скорости. Геометрическая крутка лопасти или изменение геометрического шага винта по размаху лопасти позволяет ей работать с одинаковым по размаху углом атаки в крейсерском режиме полета. Лопасти винта имеют искривление, чтобы на разных расстояниях от центра получить разный угол установки, пропорциональный линейной скорости движения частей лопасти по ее длине, создавая, таким образом, равномерную тягу по всей длине лопасти.

Обычно угол атаки от 1° до 4° обеспечивает наилучшее соотношение подъемной силы и силы сопротивления, но в полете угол атаки винта фиксированного шага обычно меняется от 0 ° до 15 °. Это вызвано изменениями набегающего потока воздуха, который в свою очередь меняется в зависимости от скорости самолета. Таким образом, угол атаки винта определяется двумя факторами: вращением винта вокруг его оси и его поступательного движения вперед.

Рисунок 4-38. Концы лопастей двигаются быстрее, чем части, находящиеся ближе к центру.

Винт постоянного числа оборотов автоматически сохраняет такой угол наклона лопасти, который дает максимальную эффективность для большинства условий полета. Во время взлета, когда требуется максимальная мощность и тяга, винт постоянных оборотов имеет малый угол наклона лопасти винта или шаг. Малый угол наклона лопасти создает малый УА, что увеличивает эффективность винта относительно набегающего потока воздуха. В то же время, он позволяет винту отбрасывать меньшую массу воздуха за один оборот. Меньшая масса отброшенного воздуха позволяет двигателю вращаться с более высокой частотой, преобразовывая максимальное количество топлива в тепловую энергию в единицу времени. Высокая частота вращения также создает максимальную тягу, так как, хотя масса отбрасываемого винтом воздуха мала, но частота вращения и скорость спутной струи за воздушным винтом высоки, и при низкой скорости самолета, образуется максимальная тяга.

После взлета, когда самолет набирает скорость, винт постоянных оборотов автоматически изменяет угол установки лопастей на более высокий (увеличивается шаг винта). Опять же, более высокий угол установки лопасти сохраняет небольшой угол атаки лопасти, тем самым сохраняя эффективность лопасти относительно набегающего потока воздуха. Высокий угол установки лопасти увеличивает массу воздуха, отбрасываемого винтом за один оборот. Это снижает частоту вращения двигателя, снижая расход топлива и износ двигателя, сохраняя максимальную тягу.

После того, как режим набор высоты при взлете установился, на самолете, имеющем винт изменяемого шага, пилот уменьшает выходную мощность двигателя, до первого момента падения давления во впускном коллекторе, а затем увеличивает угол установки лопасти, чтобы понизить частоту вращения.

В крейсерском режиме, когда самолет находится в горизонтальном полете и требуется меньше тяги, чем используется при взлете или наборе высоты, пилот снова уменьшает мощность двигателя, уменьшая давление во впускном коллекторе и затем, увеличивая угол установки лопасти, уменьшает частоту вращения двигателя. Это создает необходимый вращающий момент, соответствующий уменьшенной мощности двигателя. Не смотря на то, что масса отбрасываемого воздуха за один оборот винта станет больше, это более, чем возместится уменьшением скорости спутной струи и увеличением скорости полета. Угол атаки все еще маленький, потому что угол наклона лопасти был увеличен с увеличением скорости полета.

The aircraft propeller consists of two or more blades and a central hub to which the blades are attached. Each blade of an aircraft propeller is essentially a rotating wing. As a result of their construction, the propeller blades are like airfoils and produce forces that create the thrust to pull, or push, the aircraft through the air. The engine furnishes the power needed to rotate the propeller blades through the air at high speeds, and the propeller transforms the rotary power of the engine into forward thrust.

A cross-section of a typical propeller blade is shown in Figure 4-35. This section or blade element is an airfoil comparable to a cross-section of an aircraft wing. One surface of the blade is cambered or curved, similar to the upper surface of an aircraft wing, while the other surface is flat like the bottom surface of a wing. The chord line is an imaginary line drawn through the blade from its leading edge to its trailing edge. As in a wing, the leading edge is the thick edge of the blade that meets the air as the propeller rotates.

Figure 4-35. Airfoil sections of propeller blade.

Blade angle, usually measured in degrees, is the angle between the chord of the blade and the plane of rotation and is measured at a specific point along the length of the blade. [Figure 4-36] Because most propellers have a flat blade “face,” the chord line is often drawn along the face of the propeller blade. Pitch is not blade angle, but because pitch is largely determined by blade angle, the two terms are often used interchangeably. An increase or decrease in one is usually associated with an increase or decrease in the other.

Figure 4-36. Propeller blade angle.

The pitch of a propeller may be designated in inches. A propeller designated as a “74-48” would be 74 inches in length and have an effective pitch of 48 inches. The pitch is the distance in inches, which the propeller would screw through the air in one revolution if there were no slippage.

When specifying a fixed-pitch propeller for a new type of aircraft, the manufacturer usually selects one with a pitch that operates efficiently at the expected cruising speed of the aircraft. Every fixed-pitch propeller must be a compromise because it can be efficient at only a given combination of airspeed and revolutions per minute (rpm). Pilots cannot change this combination in flight.

When the aircraft is at rest on the ground with the engine operating, or moving slowly at the beginning of takeoff, the propeller efficiency is very low because the propeller is restrained from advancing with sufficient speed to permit its fixed-pitch blades to reach their full efficiency. In this situation, each propeller blade is turning through the air at an AOA that produces relatively little thrust for the amount of power required to turn it.

To understand the action of a propeller, consider first its motion, which is both rotational and forward. As shown by the vectors of propeller forces in Figure 4-36, each section of a propeller blade moves downward and forward. The angle at which this air (relative wind) strikes the propeller blade is its AOA. The air deflection produced by this angle causes the dynamic pressure at the engine side of the propeller blade to be greater than atmospheric pressure, thus creating thrust.

The shape of the blade also creates thrust because it is cambered like the airfoil shape of a wing. As the air flows past the propeller, the pressure on one side is less than that on the other. As in a wing, a reaction force is produced in the direction of the lesser pressure. The airflow over the wing has less pressure, and the force (lift) is upward. In the case of the propeller, which is mounted in a vertical instead of a horizontal plane, the area of decreased pressure is in front of the propeller, and the force (thrust) is in a forward direction. Aerodynamically, thrust is the result of the propeller shape and the AOA of the blade.

Thrust can be considered also in terms of the mass of air handled by the propeller. In these terms, thrust equals mass of air handled multiplied by slipstream velocity minus velocity of the aircraft. The power expended in producing thrust depends on the rate of air mass movement. On average, thrust constitutes approximately 80 percent of the torque (total horsepower absorbed by the propeller). The other 20 percent is lost in friction and slippage. For any speed of rotation, the horsepower absorbed by the propeller balances the horsepower delivered by the engine. For any single revolution of the propeller, the amount of air handled depends on the blade angle, which determines how big a “bite” of air the propeller takes. Thus, the blade angle is an excellent means of adjusting the load on the propeller to control the engine rpm.

The blade angle is also an excellent method of adjusting the AOA of the propeller. On constant-speed propellers, the blade angle must be adjusted to provide the most efficient AOA at all engine and aircraft speeds. Lift versus drag curves, which are drawn for propellers, as well as wings, indicate that the most efficient AOA is small, varying from +2° to +4°. The actual blade angle necessary to maintain this small AOA varies with the forward speed of the aircraft.

Fixed-pitch and ground-adjustable propellers are designed for best efficiency at one rotation and forward speed. They are designed for a given aircraft and engine combination. A propeller may be used that provides the maximum efficiency for takeoff, climb, cruise, or high-speed flight. Any change in these conditions results in lowering the efficiency of both the propeller and the engine. Since the efficiency of any machine is the ratio of the useful power output to the actual power input, propeller efficiency is the ratio of thrust horsepower to brake horsepower. Propeller efficiency varies from 50 to 87 percent, depending on how much the propeller “slips.”

Propeller slip is the difference between the geometric pitch of the propeller and its effective pitch. [Figure 4-37] Geometric pitch is the theoretical distance a propeller should advance in one revolution; effective pitch is the distance it actually advances. Thus, geometric or theoretical pitch is based on no slippage, but actual or effective pitch includes propeller slippage in the air.

Figure 4-37. Propeller slippage.

The reason a propeller is “twisted” is that the outer parts of the propeller blades, like all things that turn about a central point, travel faster than the portions near the hub. [Figure 4-38] If the blades had the same geometric pitch throughout their lengths, portions near the hub could have negative AOAs while the propeller tips would be stalled at cruise speed. Twisting or variations in the geometric pitch of the blades permits the propeller to operate with a relatively constant AOA along its length when in cruising flight. Propeller blades are twisted to change the blade angle in proportion to the differences in speed of rotation along the length of the propeller, keeping thrust more nearly equalized along this length.

Usually 1° to 4° provides the most efficient lift/drag ratio, but in flight the propeller AOA of a fixed-pitch propeller varies—normally from 0° to 15°. This variation is caused by changes in the relative airstream, which in turn results from changes in aircraft speed. Thus, propeller AOA is the product of two motions: propeller rotation about its axis and its forward motion.

Figure 4-38. Propeller tips travel faster than the hub.

A constant-speed propeller automatically keeps the blade angle adjusted for maximum efficiency for most conditions encountered in flight. During takeoff, when maximum power and thrust are required, the constant-speed propeller is at a low propeller blade angle or pitch. The low blade angle keeps the AOA small and efficient with respect to the relative wind. At the same time, it allows the propeller to handle a smaller mass of air per revolution. This light load allows the engine to turn at high rpm and to convert the maximum amount of fuel into heat energy in a given time. The high rpm also creates maximum thrust because, although the mass of air handled per revolution is small, the rpm and slipstream velocity are high, and with the low aircraft speed, there is maximum thrust.

After liftoff, as the speed of the aircraft increases, the constant- speed propeller automatically changes to a higher angle (or pitch). Again, the higher blade angle keeps the AOA small and efficient with respect to the relative wind. The higher blade angle increases the mass of air handled per revolution. This decreases the engine rpm, reducing fuel consumption and engine wear, and keeps thrust at a maximum.

After the takeoff climb is established in an aircraft having a controllable-pitch propeller, the pilot reduces the power output of the engine to climb power by first decreasing the manifold pressure and then increasing the blade angle to lower the rpm.

At cruising altitude, when the aircraft is in level flight and less power is required than is used in takeoff or climb, the pilot again reduces engine power by reducing the manifold pressure and then increasing the blade angle to decrease the rpm. Again, this provides a torque requirement to match the reduced engine power. Although the mass of air handled per revolution is greater, it is more than offset by a decrease in slipstream velocity and an increase in airspeed. The AOA is still small because the blade angle has been increased with an increase in airspeed.

Вращающий момент и P-фактор

Torque and P-Factor

Для пилота «вращающий момент» (стремление самолета к вращению влево) состоит из четырех факторов, которые вызывают или создают крутящее или вращающее движение вокруг, по крайней мере, одной из трех осей самолета. Этими четырьмя факторами являются:

  1. Воздействие вращающего момента от двигателя и воздушного винта,
  2. Воздействие спиралевидной спутной струи винта,
  3. Гироскопическое действие воздушного винта, и
  4. Асимметричная нагрузка винта (P-фактор).

To the pilot, “torque” (the left turning tendency of the airplane) is made up of four elements which cause or produce a twisting or rotating motion around at least one of the airplane’s three axes. These four elements are:

  1. Torque reaction from engine and propeller,
  2. Corkscrewing effect of the slipstream,
  3. Gyroscopic action of the propeller, and
  4. Asymmetric loading of the propeller (P-factor).

Воздействие вращающего момента

Torque Reaction

Воздействие вращающего момента следует из третьего закона Ньютона — для каждого действия, есть равное и противоположное по направлению воздействие. В применении к самолету это означает, что, внутренние части двигателя и воздушного винта вращаясь в одном направлении, создают равную по величине силу стремящуюся вращать самолет в противоположном направлении. [Рисунок 4-39]

Рисунок 4-39. Реакция вращающего момента.

Когда самолет находится в воздухе, эта сила действует вокруг продольной оси, заставляя самолет крениться. Чтобы компенсировать этот крен, некоторые старые самолеты спроектированы так, чтобы создавать больше подъемной силы на том крыле, которое уходит вниз. Более современные самолеты имеют двигатель со встроенным компенсатором, чтобы противодействовать этому эффекту вращающего момента.

ПРИМЕЧАНИЕ: большинство авиадвигателей сконструированных в Соединенных Штатах Америки вращают винт по часовой стрелке, если смотреть с места пилота. Здесь рассматриваются именно такие двигатели.

В основном, компенсаторы установлены так, чтобы компенсировать вращающую силу при крейсерской скорости полета, так как большая часть подъемной силы создается при этой скорости. Однако с помощью триммеров элеронов можно компенсировать вращение и при других скоростях.

Когда колеса самолета находятся на земле во время разбега, воздействие вращающего момента приводит к появлению дополнительного поворачивающего момента вокруг вертикальной оси самолета. Поскольку левая сторона самолета находится под действием направленной вниз силы, обусловленной реакцией вращающего момента, то на левое колесо приходится бо`льшая нагрузка. Это приводит к большему трению колеса о землю а в результате и к большему износу левой шины, чем правой, вызывая дальнейший момент вращения влево. Величина этого момента зависит от многих факторов. Вот некоторые из них:

  1. Размер и мощность двигателя,
  2. Размер воздушного винта и частота его вращения,
  3. Размер самолета, и
  4. Состояние земной поверхности.

Этот отклоняющий от курса момент при разбеге исправляется правильным использованием пилотом руля направления.

Torque reaction involves Newton’s Third Law of Physics— for every action, there is an equal and opposite reaction. As applied to the aircraft, this means that as the internal engine parts and propeller are revolving in one direction, an equal force is trying to rotate the aircraft in the opposite direction. [Figure 4-39]

Figure 4-39. Torque reaction.

When the aircraft is airborne, this force is acting around the longitudinal axis, tending to make the aircraft roll. To compensate for roll tendency, some of the older aircraft are rigged in a manner to create more lift on the wing that is being forced downward. The more modern aircraft are designed with the engine offset to counteract this effect of torque.

NOTE: Most United States built aircraft engines rotate the propeller clockwise, as viewed from the pilot’s seat. The discussion here is with reference to those engines.

Generally, the compensating factors are permanently set so that they compensate for this force at cruising speed, since most of the aircraft’s operating lift is at that speed. However, aileron trim tabs permit further adjustment for other speeds.

When the aircraft’s wheels are on the ground during the takeoff roll, an additional turning moment around the vertical axis is induced by torque reaction. As the left side of the aircraft is being forced down by torque reaction, more weight is being placed on the left main landing gear. This results in more ground friction, or drag, on the left tire than on the right, causing a further turning moment to the left. The magnitude of this moment is dependent on many variables. Some of these variables are:

  1. Size and horsepower of engine,
  2. Size of propeller and the rpm,
  3. Size of the aircraft, and
  4. Condition of the ground surface.

This yawing moment on the takeoff roll is corrected by the pilot’s proper use of the rudder or rudder trim.

Спиралевидная спутная струя

Corkscrew Effect

Высокоскоростное вращение воздушного винта самолета приводит к образованию спиралевидного или винтообразного воздушного потока за винтом. При высокой скорости вращения винта и небольшой скорости движения самолета (как при взлетах и подходах к сваливания при включенном двигателе) эта спиралевидная струя очень плотная и вызывает сильное боковое давление на вертикальное оперение самолета. [Рисунок 4-40]

Рисунок 4-40. Эффект спиралевидной спутной струи за винтом.

Когда эта закрученная струя сталкивается с вертикальным хвостовым оперением, то возникает вращающий момент вокруг вертикальной оси самолета. Чем более плотный спиральный поток, тем более заметна сила воздействия. Когда поступательная скорость самолета увеличивается, спираль потока также увеличивается и ее воздействие на хвост уменьшается. Спиралевидная спутная струя также вызывает кренящий момент вокруг продольной оси самолет.

Обратите внимание, что кренящий момент, вызванный спиралевидной спутной струей, направлен вправо, в то время как момент вызванный отдачей вращения воздушного винта направлен влево, и они могут противодействовать друг другу. Однако эти силы подвержены значительным изменениям и обязанностью пилота является своевременное применение корректирующего воздействия при помощи средств управления во время полета. Этим силам нужно противодействовать всегда, независимо от того, какая является преобладающей.

The high-speed rotation of an aircraft propeller gives a corkscrew or spiraling rotation to the slipstream. At high propeller speeds and low forward speed (as in the takeoffs and approaches to power-on stalls), this spiraling rotation is very compact and exerts a strong sideward force on the aircraft’s vertical tail surface. [Figure 4-40]

Figure 4-40. Corkscrewing slipstream.

When this spiraling slipstream strikes the vertical fin it causes a turning moment about the aircraft’s vertical axis. The more compact the spiral, the more prominent this force is. As the forward speed increases, however, the spiral elongates and becomes less effective. The corkscrew flow of the slipstream also causes a rolling moment around the longitudinal axis.

Note that this rolling moment caused by the corkscrew flow of the slipstream is to the right, while the rolling moment caused by torque reaction is to the left — in effect one may be counteracting the other. However, these forces vary greatly and it is the pilot’s responsibility to apply proper corrective action by use of the flight controls at all times. These forces must be counteracted regardless of which is the most prominent at the time.

Гироскопическое действие воздушного винта

Gyroscopic Action

Прежде, чем понять гироскопический эффект от воздушного винта, необходимо разобрать основной принцип гироскопа. Практической применение гироскопа основано на двух фундаментальных свойствах гироскопа: устойчивость в пространстве и прецессии гироскопа. Для обсуждения в данной главе интерес представляет одно из них — прецессия гироскопа.

Прецессия — итоговая реакция или отклонение вращающегося ротора при воздействии силы на его ось. Как показано на рисунке 4-41, когда приложена сила, то результирующая сила смещается на 90° вперед в направлении вращения.

Рисунок 4-41. Прецессия гироскопа.

Вращающийся воздушный винт самолета представляет собой очень хороший гироскоп и имеет подобные свойства. Всегда, как только возникает сила, отклоняющая винт самолета, возникает итоговая сила, смещенная на 90° вперед и в направлении вращения и в направлении приложения силы, вызывая изменение угла тангажа, угла рысканья или комбинацию этих двух отклонений двух в зависимости от точки приложения отклоняющий силы к воздушному винту.

Эффект вращающего момента всегда считался более заметным на самолете с хвостовым колесом, и особенно заметен когда хвост поднимается во время разбега при взлете. [Рисунок 4-42] Такое изменение угла тангажа производит тот же эффект, что и приложение силы к вершине окружности вращения винта. Итоговая сила, действующая под углом 90° вперед по направлению вращения, вызывает рыскающий момент влево вокруг вертикальной оси. Величина этого момента зависит от нескольких переменных, одна из которых — на сколько резко был поднят хвост (величина приложенной силы). Однако, прецессия или гироскопическое действие, происходит, когда сила прикладывается к любой точке на окружности в плоскости вращения винта; результирующая сила также будет смещена на 90° от точки приложения в направлении вращения. В зависимости от того, где приложена сила, самолет будет отклоняться от курса влево или вправо, менять тангаж вверх или вниз, либо будет комбинация этих двух отклонений.

Рисунок 4-42. Подъем хвоста вызывает прецессию гироскопа.

Можно сказать, что в результате гироскопического действия любе отклонение от курса вокруг вертикальной оси заканчивается возникновение момента тангажа, а любое отклонение вокруг боковой оси приводит к возникновению момента рысканья. Для корректировки эффекта гироскопа пилоту необходимо должным образом пользоваться рулем высоты и рулем направления, чтобы предотвратить нежелательные

Before the gyroscopic effects of the propeller can be understood, it is necessary to understand the basic principle of a gyroscope. All practical applications of the gyroscope are based upon two fundamental properties of gyroscopic action: rigidity in space and precession. The one of interest for this discussion is precession.

Precession is the resultant action, or deflection, of a spinning rotor when a deflecting force is applied to its rim. As can be seen in Figure 4-41, when a force is applied, the resulting force takes effect 90° ahead of and in the direction of rotation.

Figure 4-41. Gyroscopic precession.

The rotating propeller of an airplane makes a very good gyroscope and thus has similar properties. Any time a force is applied to deflect the propeller out of its plane of rotation, the resulting force is 90° ahead of and in the direction of rotation and in the direction of application, causing a pitching moment, a yawing moment, or a combination of the two depending upon the point at which the force was applied.

This element of torque effect has always been associated with and considered more prominent in tailwheel-type aircraft, and most often occurs when the tail is being raised during the takeoff roll. [Figure 4-42] This change in pitch attitude has the same effect as applying a force to the top of the propeller’s plane of rotation. The resultant force acting 90° ahead causes a yawing moment to the left around the vertical axis. The magnitude of this moment depends on several variables, one of which is the abruptness with which the tail is raised (amount of force applied). However, precession, or gyroscopic action, occurs when a force is applied to any point on the rim of the propeller’s plane of rotation; the resultant force will still be 90° from the point of application in the direction of rotation. Depending on where the force is applied, the airplane is caused to yaw left or right, to pitch up or down, or a combination of pitching and yawing.

Figure 4-42. Raising tail produces gyroscopic precession.

It can be said that, as a result of gyroscopic action, any yawing around the vertical axis results in a pitching moment, and any pitching around the lateral axis results in a yawing moment. To correct for the effect of gyroscopic action, it is necessary for the pilot to properly use elevator and rudder to prevent undesired pitching and yawing.

Асимметричная погрузка (P-фактор)

Asymmetric Loading (P-Factor)

Когда самолет летит с большим УА, лопасть винта, которая двигается вниз «захватывает» больше воздуха, чем лопасть двигающаяся вверх. Это смещает центр тяги вправо на плоскости вращения воздушного винта, вызывая момент рысканья влево вокруг вертикальной оси самолета. Доказать это утверждение сложно, потому что для этого необходимо рассмотреть набегающий поток на каждой лопасти с учетом и УА самолета и УА каждой лопасти.

Такая асимметричная нагрузка вызывается результирующей скоростью, которая образуется комбинацией скорости вращения лопасти винта в плоскости вращения и скорости воздуха, проходящего горизонтально через винт. У самолета, летящего с положительном УА, правая (если смотреть сзади) или идущая вниз лопасть, проходит через область воздуха, имеющего скорость большую, чем у левой лопасти или той, которая поднимается вверх. Так как лопасть винта есть аэродинамическая поверхность, то с увеличением скорости, увеличивается и подъемная сила. Перемещающаяся вниз лопасть создает больше подъемной силы и стремится тянуть (отклонять от курса) нос самолета влево.

Когда самолет летит с большим УА, нисходящая лопасть имеет более высокую итоговую скорость и создает больше подъемной силы, чем восходящая лопасть. [Рисунок 4-43]. Это легче понять, если представить, что вал винта установлен перпендикулярно плоскости земли (как на вертолете). Если бы не было никакого движения воздуха, за исключением того, что производит сам винт, то у одних и тех же частей лопастей будут одни и те же скорости. При наличии горизонтального потока воздуха, проходящего через установленный таким образом винт, у лопасти, двигающейся навстречу потоку воздуха будет более высокая воздушная скорость, чем у лопасти двигающейся спутно потоку. Таким образом, лопасть, которая двигается навстречу, создает больше подъемной силы или тяги, перемещая центр тяги к себе. Теперь представьте такой вертикально установленный воздушный винт не с горизонтальным потоком воздуха, а под небольшим углом (как на самолете). Неуравновешенная тяга тогда пропорционально уменьшается, пока вовсе не исчезнет, когда вал воздушного винта не станет полностью горизонтален набегающему потоку воздуха.

Рисунок 4-43. Асимметричная нагрузка на винт (P-фактор).

Влияние каждого из четырех рассмотренных факторов, приводящих к возникновению вращающего момента, изменяются с изменениями полетной ситуации. В одной фазе полета один из этих факторов может быть более заметен, чем другой. В другой фазе полета другой фактор может быть более заметным. Соотношение этих факторов друг к другу меняются в зависимости от формы корпуса, двигателя, и воздушного винта, и от других конструктивных особенностей. Чтобы поддержать надежное управление самолета во всех условиях полета, пилот должен применять средства управления полетом по мере необходимости, нивелируя эти

When an aircraft is flying with a high AOA, the “bite” of the downward moving blade is greater than the “bite” of the upward moving blade. This moves the center of thrust to the right of the prop disc area, causing a yawing moment toward the left around the vertical axis. To prove this explanation is complex because it would be necessary to work wind vector problems on each blade while considering both the AOA of the aircraft and the AOA of each blade.

This asymmetric loading is caused by the resultant velocity, which is generated by the combination of the velocity of the propeller blade in its plane of rotation and the velocity of the air passing horizontally through the propeller disc. With the aircraft being flown at positive AOAs, the right (viewed from the rear) or downswinging blade, is passing through an area of resultant velocity which is greater than that affecting the left or upswinging blade. Since the propeller blade is an airfoil, increased velocity means increased lift. The downswinging blade has more lift and tends to pull (yaw) the aircraft’s nose to the left.

When the aircraft is flying at a high AOA, the downward moving blade has a higher resultant velocity, creating more lift than the upward moving blade. [Figure 4-43] This might be easier to visualize if the propeller shaft was mounted perpendicular to the ground (like a helicopter). If there were no air movement at all, except that generated by the propeller itself, identical sections of each blade would have the same airspeed. With air moving horizontally across this vertically mounted propeller, the blade proceeding forward into the flow of air has a higher airspeed than the blade retreating with the airflow. Thus, the blade proceeding into the horizontal airflow is creating more lift, or thrust, moving the center of thrust toward that blade. Visualize rotating the vertically mounted propeller shaft to shallower angles relative to the moving air (as on an aircraft). This unbalanced thrust then becomes proportionately smaller and continues getting smaller until it reaches the value of zero when the propeller shaft is exactly horizontal in relation to the moving air.

Figure 4-43. Asymmetrical loading of propeller (P-factor).

The effects of each of these four elements of torque vary in value with changes in flight situations. In one phase of flight, one of these elements may be more prominent than another. In another phase of flight, another element may be more prominent. The relationship of these values to each other varies with different aircraft—depending on the airframe, engine, and propeller combinations, as well as other design features. To maintain positive control of the aircraft in all flight conditions, the pilot must apply the flight controls as necessary to compensate for these varying values.

Коэффициенты перегрузки

Load Factors

В аэродинамике коэффициент перегрузки есть отношение максимальной нагрузки, которую самолет может выдержать к весу брутто самолета. Единицей измерения коэффициента нагрузки является g (ускорение свободного падения), которая есть единица силы, равной силе тяжести, действующей на тело находящееся в покое и указывает на силу, которая будет воздействовать на тело когда оно будет ускоряться. Любая сила, примененная к самолету, отклоняющая его от прямого полета вызывает нагрузку на его корпус и количество этой силы и есть перегрузка. И хотя изучение курса аэродинамики не является обязательным условием для получения удостоверения пилота, хороший пилот должен иметь основные понимания действия сил на самолет, пользу от действия этих сил и эксплуатационные ограничения управляемого самолета.

Например, коэффициент нагрузки 3 означает, что полная нагрузка на корпус самолета равна троекратному весу брутто самолета. Так как коэффициенты перегрузки выражены через g, то о коэффициенте перегрузки 3 можно говорить как 3g или перегрузка 4 как 4g.

Когда самолет выходит из пикирования, подвергая пилота перегрузке 3g, он (пилот) был бы придавлен к креслу с силой, равной его троекратному весу. Поскольку современные самолеты управляются на значительно большими скоростями, чем более старые самолеты, что приводит к увеличению перегрузки, то этому эффекту уделяется основное внимание при проектировании корпуса самолета.

Так как конструкция самолета рассчитывается на определенную максимальную перегрузку, знание коэффициентов перегрузки стало важным для всех пилотов. Коэффициенты перегрузки важны по двум причинам:

  1. Пилот может вызвать превышение допустимой перегрузки на конструкцию самолета.
  2. Увеличенный коэффициент перегрузки увеличивает скорость сваливания и делает сваливание возможными на скоростях, считающихся безопасными для полета.

In aerodynamics, load factor is the ratio of the maximum load an aircraft can sustain to the gross weight of the aircraft. The load factor is measured in Gs (acceleration of gravity), a unit of force equal to the force exerted by gravity on a body at rest and indicates the force to which a body is subjected when it is accelerated. Any force applied to an aircraft to deflect its flight from a straight line produces a stress on its structure, and the amount of this force is the load factor. While a course in aerodynamics is not a prerequisite for obtaining a pilot’s license, the competent pilot should have a solid understanding of the forces that act on the aircraft, the advantageous use of these forces, and the operating limitations of the aircraft being flown.

For example, a load factor of 3 means the total load on an aircraft’s structure is three times its gross weight. Since load factors are expressed in terms of Gs, a load factor of 3 may be spoken of as 3 Gs, or a load factor of 4 as 4 Gs.

If an aircraft is pulled up from a dive, subjecting the pilot to 3 Gs, he or she would be pressed down into the seat with a force equal to three times his or her weight. Since modern aircraft operate at significantly higher speeds than older aircraft, increasing the magnitude of the load factor, this effect has become a primary consideration in the design of the structure of all aircraft.

With the structural design of aircraft planned to withstand only a certain amount of overload, a knowledge of load factors has become essential for all pilots. Load factors are important for two reasons:

  1. It is possible for a pilot to impose a dangerous overload on the aircraft structures.
  2. An increased load factor increases the stalling speed and makes stalls possible at seemingly safe flight speeds.

Коэффициенты перегрузки при проектировании самолета

Load Factors in Aircraft Design

Ответ на вопрос, «насколько прочным самолет должен быть?» определяется основным назначением самолета. Это сложная задача, потому что максимально возможные нагрузки очень высоки для проектирования эффективной конструкции корпуса. Действительно, каждый пилот может очень жестко посадить самолет или чрезвычайно резко выйти из пикирования, что приведет к чрезмерной перегрузке. Однако, такие чрезвычайные нагрузки должны быть нормой для самолета спроектированного для быстрого взлета, медленного приземления и перевозящие большие грузы.

Проблема вычисления коэффициентов перегрузки сводится к тому как определить нагрузки для которые являлись бы допустимыми для различных условий полета. Такой коэффициент перегрузки называется как «коэффициент максимальной эксплуатационной перегрузки». Не смотря на то, что Свод федеральных нормативных актов США (Code of Federal Regulations (CFR) ) требует, чтобы конструкция самолета была способна выдержать превышение в 1,5 раза максимальной эксплуатационной перегрузки, допускается что некоторые части самолета могут согнуться или искривиться под действием превышающей перегрузки и что может быть небольшое повреждение корпуса.

Такое превышение максимальной перегрузки в 1,5 раза называется «запасом прочности», и он позволяет самолету выдерживать перегрузки, превышающие запланированные при нормальном режиме эксплуатации самолета. Пилот не должен злоупотреблять этим резервом прочности, скорее это запас для возможных неожиданных ситуаций.

Вышесказанное относится ко всем условиям перегрузки, возникли ли они из-за порыва ветра, маневров или при приземлении. Требования коэффициента перегрузки при порыве ветра на сегодняшний день то же самое, что было установлено много лет назад. Сотни тысяч эксплуатационных часов доказали их адекватность для безопасности. Так как пилот не имеет особой возможности контролировать перегрузку, создаваемую порыва ветра (разве что снизить скорость самолета, когда попадает в турбулентность), то требования по перегрузке при порыве одинаковы для всех самолетов гражданской авиации независимо от их эксплуатационного использования. Вообще, коэффициенты перегрузки от порыва ветра оказывают основное влияние на корпус самолетов, которые предназначены строго для не акробатического использования.

Полностью иная ситуация с проектированием самолетов, при учете коэффициента перегрузки в маневрах. Необходимо обсудить этот вопрос отдельно для каждой категории: (1) самолет, спроектированный в рамках определенного типа (обычный, специальный и спортивно-пилотажный); и (2) более старые конструкции, созданные согласно требованиям, которые не предусматривали категории эксплуатации.

Самолеты, разработанные с учетом категорий, на приборной панели имеют табличку в которой указана категория(ии) для которой сертифицированные этот самолет. Максимальные безопасные коэффициенты перегрузки (предельные коэффициенты перегрузки) определены для различных типов самолетов:

Тип самолета: Предельные коэффициенты перегрузки

Обычный1: от 3.8 до −1.52

Специальный (умеренная акробатика, включая вращения): от 4.4 до −1.76

Акробатические: от 6.0 до −3.00

1 Для самолета с весом брутто больше чем 4,000 фунтов, пределы коэффициента перегрузки меньше. К указанным выше пределам перегрузки добавляется запас прочности 50 процентов.

Коэффициенты максимальной нагрузки возрастают со сложностью маневров. Разделение на категории позволяет эксплуатировать самолет максимально эффективно. Если самолет предназначен только для нормального использования, то для него требование по перегрузке (и, следовательно, к весу самолета) меньше, чем если бы самолет был предназначен для обучения или акробатических маневров, поскольку они приводят к более высоким перегрузки при маневрировании.

Самолеты, у которых нет таблички с указанием категории, были спроектированы с более ранними техническими требованиями, в которых не были указаны никакие эксплуатационные ограничения. Для таких самолетов (имеющих вес до 4,000 фунтов), требования к жесткости конструкции сравнимы с жесткостью, предъявляемой к самолетам типа «специальный» в настоящее время с теми же эксплуатационными ограничениями. Для самолетов с весом более 4,000 фунтов коэффициенты перегрузки уменьшаются с увеличением весом. Такие самолеты приравниваются к самолетам обычного типа, соответственно к ним предъявляются требования по перегрузке, как и к самолетам обычного типа и управляются они в полете соответственно своей категории.

The answer to the question “How strong should an aircraft be?” is determined largely by the use to which the aircraft is subjected. This is a difficult problem because the maximum possible loads are much too high for use in efficient design. It is true that any pilot can make a very hard landing or an extremely sharp pull up from a dive, which would result in abnormal loads. However, such extremely abnormal loads must be dismissed somewhat if aircraft are built that take off quickly, land slowly, and carry worthwhile payloads.

The problem of load factors in aircraft design becomes how to determine the highest load factors that can be expected in normal operation under various operational situations. These load factors are called “limit load factors.” For reasons of safety, it is required that the aircraft be designed to withstand these load factors without any structural damage. Although the Code of Federal Regulations (CFR) requires the aircraft structure be capable of supporting one and one-half times these limit load factors without failure, it is accepted that parts of the aircraft may bend or twist under these loads and that some structural damage may occur.

This 1.5 load limit factor is called the “factor of safety” and provides, to some extent, for loads higher than those expected under normal and reasonable operation. This strength reserve is not something which pilots should willfully abuse; rather, it is there for protection when encountering unexpected conditions.

The above considerations apply to all loading conditions, whether they be due to gusts, maneuvers, or landings. The gust load factor requirements now in effect are substantially the same as those that have been in existence for years. Hundreds of thousands of operational hours have proven them adequate for safety. Since the pilot has little control over gust load factors (except to reduce the aircraft’s speed when rough air is encountered), the gust loading requirements are substantially the same for most general aviation type aircraft regardless of their operational use. Generally, the gust load factors control the design of aircraft which are intended for strictly nonacrobatic usage.

An entirely different situation exists in aircraft design with maneuvering load factors. It is necessary to discuss this matter separately with respect to: (1) aircraft designed in accordance with the category system (i.e., normal, utility, acrobatic); and (2) older designs built according to requirements which did not provide for operational categories.

Aircraft designed under the category system are readily identified by a placard in the flight deck, which states the operational category (or categories) in which the aircraft is certificated. The maximum safe load factors (limit load factors) specified for aircraft in the various categories are:

CATEGORY LIMIT LOAD FACTOR

Normal1: 3.8 to −1.52

Utility (mild acrobatics, including spins): 4.4 to −1.76

Acrobatic: 6.0 to −3.00

For aircraft with gross weight of more than 4,000 pounds, the limit load factor is reduced. To the limit loads given above, a safety factor of 50 percent is added.

There is an upward graduation in load factor with the increasing severity of maneuvers. The category system provides for maximum utility of an aircraft. If normal operation alone is intended, the required load factor (and consequently the weight of the aircraft) is less than if the aircraft is to be employed in training or acrobatic maneuvers as they result in higher maneuvering loads.

Aircraft that do not have the category placard are designs that were constructed under earlier engineering requirements in which no operational restrictions were specifically given to the pilots. For aircraft of this type (up to weights of about 4,000 pounds), the required strength is comparable to present- day utility category aircraft, and the same types of operation are permissible. For aircraft of this type over 4,000 pounds, the load factors decrease with weight. These aircraft should be regarded as being comparable to the normal category aircraft designed under the category system, and they should be operated accordingly.

Повороты

Turns

Увеличенные коэффициенты перегрузки — особенность всех поворотов с креном. Как отмечено в разделе о перегрузках при резких поворотах, перегрузка становятся значительной и по отношению к характеристике полета, и по нагрузке на крыло, когда крен в повороте становится более 45°.

Критический момент для среднего легкого самолета достигается при крене приблизительно в 70° − 75°, и скорость сваливания увеличивается в 1,5 раза при крене приблизительно в 63°.

Increased load factors are a characteristic of all banked turns. As noted in the section on load factors in steep turns, load factors become significant to both flight performance and load on wing structure as the bank increases beyond approximately 45°.

The yield factor of the average light plane is reached at a bank of approximately 70° to 75°, and the stalling speed is increased by approximately one-half at a bank of approximately 63°.

Перегрузка при резких поворотах

Load Factors in Steep Turns

При скоординированном повороте с сохранением высоты на любом самолете, перегрузка — результат двух сил: центробежной и силы тяжести. [Рисунок 4-44] Для любого заданного угла крена, скорость поворота меняется в зависимости от скорости полета — чем выше скорость полета, тем меньше скорость поворота. За счет этого компенсируется дополнительная центробежная сила, позволяя коэффициенту перегрузки не изменяться.

Рисунок 4-44. Две силы вызывают перегрузку в поворотах.

Рисунок 4-45 показывает важный факт при поворотах — сильное увеличение перегрузки при достижении угла крена значения 45° или 50°. Для любого самолета крен в 60° создает перегрузку 2g. При крене 80° перегрузка составит 5.76g. Крыло должно обеспечивать соответствующую подъемную силу, равную этим коэффициентам перегрузки, если должна быть поддержана заданная высота.

Рисунок 4-45. Угол крена и коэффициент перегрузки.

Нужно отметить, как быстро растет кривая зависимости перегрузки от угла крена, когда он приближается к значению 90 °, которые он никогда не достигает, так как крен на 90 с сохранением высоты математически невозможен. Самолет может накрениться 90°, но не при скоординированном повороте. Самолет, который выполняет вираж с креном 90° со скольжением на крыло, выполняет полет «на ноже». При крене немного большим, чем 80° перегрузка превышает значение 6g, которое является предельной перегрузкой спортивно-пилотажного типа самолета.

Для скоординированного поворота с сохранением высоты максимальный крен для среднестатистического самолета гражданской авиации составляет примерно 60 °. Этот угол крена и соответствующее требование к тяге двигателя являются предельными для такого типа самолетов. Каждые последующие 10° крена увеличивают перегрузку на 1g, приближая ее к максимальному пределу для самолетов этих типов . [Рисунок 4-46]

In a constant altitude, coordinated turn in any aircraft, the load factor is the result of two forces: centrifugal force and gravity. [Figure 4-44] For any given bank angle, the ROT varies with the airspeed—the higher the speed, the slower the ROT. This compensates for added centrifugal force, allowing the load factor to remain the same.

Figure 4-44. Two forces cause load factor during turns.

Figure 4-45 reveals an important fact about turns—the load factor increases at a terrific rate after a bank has reached 45° or 50°. The load factor for any aircraft in a 60° bank is 2 Gs. The load factor in an 80° bank is 5.76 Gs. The wing must produce lift equal to these load factors if altitude is to be maintained.

Figure 4-45. Angle of bank changes load factor.

It should be noted how rapidly the line denoting load factor rises as it approaches the 90° bank line, which it never quite reaches because a 90° banked, constant altitude turn is not mathematically possible. An aircraft may be banked to 90°, but not in a coordinated turn. An aircraft which can be held in a 90° banked slipping turn is capable of straight knife-edged flight. At slightly more than 80°, the load factor exceeds the limit of 6 Gs, the limit load factor of an acrobatic aircraft.

For a coordinated, constant altitude turn, the approximate maximum bank for the average general aviation aircraft is 60°. This bank and its resultant necessary power setting reach the limit of this type of aircraft. An additional 10° bank increases the load factor by approximately 1 G, bringing it close to the yield point established for these aircraft. [Figure 4-46]

Сваливание

Stalls

Если самолет вводится в нормальное сваливание из горизонтального не ускоренного полета или не ускоренного подъема, то дополнительной к существующей перегрузке в 1g не будет. При возникновении сваливания перегрузка может достигнуть нулевого значения, когда у предметов, кажется, вовсе отсутствует вес. В это момент пилот испытывает ощущение невесомости как в космосе. Если выход из сваливания осуществляется дачей руля высоты вперед, то может возникнуть отрицательная перегрузка (возникает дополнительная нагрузка на крылья, а пилота приподнимает из кресла).

Значительная положительная перегрузка может возникнуть во время кабрирования при выходе из сваливания. Она может быть и еще больше при выходе из крутого пикирования (которое сопровождается высокой скоростью полета) в горизонтальный полет. Кабрирование и пикирования обычно следует друг за другом, таким образом, увеличивая коэффициент перегрузки. Резкое кабрирование при высокой скорости пикирования может привести к появлению критической для структуры фюзеляжа перегрузке и возникновению вторичных повторяющихся сваливаний из-за увеличения критического угла атаки.

Выход их сваливания, в которое самолет введен пикированием на скорости крейсерского полета или эволютивной скорости с плавным кабрированием, как только скорость станет выше скорости сваливания, может быть произведен с перегрузкой не превышающей 2 или 2.5g. Самолет никогда не должен подвергаться более высокой перегрузке, за исключением случаев, когда производится выход из сваливания при положении носа близком к вертикальному или при чрезвычайно низких высотах, чтобы избежать столкновение с землей.

The normal stall entered from straight-and-level flight, or an unaccelerated straight climb, does not produce added load factors beyond the 1 G of straight-and-level flight. As the stall occurs, however, this load factor may be reduced toward zero, the factor at which nothing seems to have weight. The pilot experiences a sensation of “floating free in space.” If recovery is effected by snapping the elevator control forward, negative load factors (or those that impose a down load on the wings and raise the pilot from the seat) may be produced.

During the pull up following stall recovery, significant load factors are sometimes induced. These may be further increased inadvertently during excessive diving (and consequently high airspeed) and abrupt pull ups to level flight. One usually leads to the other, thus increasing the load factor. Abrupt pull ups at high diving speeds may impose critical loads on aircraft structures and may produce recurrent or secondary stalls by increasing the AOA to that of stalling.

As a generalization, a recovery from a stall made by diving only to cruising or design maneuvering airspeed, with a gradual pull up as soon as the airspeed is safely above stalling, can be effected with a load factor not to exceed 2 or 2.5 Gs. A higher load factor should never be necessary unless recovery has been effected with the aircraft’s nose near or beyond the vertical attitude, or at extremely low altitudes to avoid diving into the ground.

Перегрузка и скорость сваливания

Load Factors and Stalling Speeds

Любой самолет, в рамках ограничений его конструкции, может уйти в сваливание при любой скорости полета. Когда достигается достаточно большой угол атаки, плавное обтекание воздуха по крылу разрывается и поток разделяется, вызывая резкое изменение летного качества крыла и внезапную потерю подъемной силы, которая приводит к сваливанию.

Исследование этого эффекта показало, что скорость сваливания самолета увеличивается пропорционально квадратному корню коэффициента перегрузки. Это означает, что самолет имеющий скорость сваливания при нормальной перегрузке 50 узлов может уйти в сваливание и при скорости в 100 узлов, если будет испытывать перегрузку в 4g. Если бы этот самолет мог бы выдержать перегрузку в 9g, то его скорость сваливания была бы 150 узлов. Пилот должен осознавать:

  • Опасность неумышленного ввода самолета в сваливание при крутом повороте или при спиральном спуске ;
  • Когда самолет умышленно введен в сваливание при скорости превышающей его допустимую конструктивную скорость маневрирования, самолет подвергается огромной перегрузке.

Рисунки 4-45 и 4-46 показывают, что при крене самолета, больше чем 72 ° при повороте он испытывает перегрузку 3g, и соответствующим образом возрастает и скорость сваливания. Если такой поворот производить на самолете со скоростью сваливания 45 узлов в нормальных условиях, то при повороте необходимо поддержать скорость не менее 75 узлов, чтобы не произошло сваливания. Схожий эффект наблюдается при резком кабрировании или при любом маневре, в результате которого перегрузка становится больше чем 1g. Эта внезапная, неожиданная потеря контроля над самолетом, особенно при крутом вираже или при резкой даче на себя руля высоты около земли, повлекла за собой много несчастных случаев.

Так как при увеличении скорости в два раза, перегрузка увеличивается как показательная функция степени 2, то на конструкцию самолета при сваливании на больших скоростях будут действовать огромные нагрузки.

Максимальная скорость, при которой самолет может безопасно перейти в режим сваливания, теперь определяется для всех новых конструкций самолетов. Эту скорость называют «эволютивной скоростью» (Vа) и она должна быть указана в одобренном Федеральным Авиационным Агентством (США) Руководстве летной эксплуатации / Руководстве по производству полетов (РЛЭ/СРП) для всех современных самолетов. Для более старых самолетов гражданской авиации эта скорость приблизительно в 1.7 раза больше скорости нормального сваливания. Таким образом, старый самолет, который обычно переходит в сваливание при скорости 60 узлов, никогда не должен переходить в режим сваливания при скорости выше 102 узла (60 узлов x 1.7 = 102 узла). Самолет с нормальной скоростью сваливания 60 узлов, сваливаясь при 102 узлах, подвергается перегрузке, равной квадрату увеличения скорости или 2.89g (1.7×1.7 = 2.89) (вышеуказанные числа является приближенными, и не должны рассматриваться как руководство при решении каких-то задач. Эволютивная скорость должна быть определена исходя из эксплуатационных ограничений каждого конкретного самолета, указываемых производителем).

Рисунок 4-46. Изменение скорости сваливания в зависимости от перегрузки.

Так как рычаги органов управления самолетом меняются от самолета к самолету (некоторые типы используют «уравновешенные» поверхности контроля, в то время как другие нет), давление, оказываемое пилотом на органы управления, не может быть принято как показатель коэффициента перегрузки, в различных самолетах. В большинстве случаев перегрузка может быть оценена опытным пилотом на основании ощущения придавленности к креслу. Коэффициенты перегрузки могут также быть измерены инструментом, называемым «акселерометром», но этот инструмент не распространен на учебных самолетах гражданской авиации. Важно развить способности ощущать перегрузку по ее влиянию на тело. Понимание этих принципов важно для развития способности оценки перегрузки.

Доскональное изучение перегрузки, вызванной различными углами крена при повороте и VA, помогает в предотвращении двух из самых серьезных типов несчастных случаев:

  1. Сваливание при резком повороте или неумелом маневрировании около земли
  2. Конструктивные повреждения во время воздушной акробатики или других резких маневров, происходящих при потере управления.

Any aircraft, within the limits of its structure, may be stalled at any airspeed. When a sufficiently high AOA is imposed, the smooth flow of air over an airfoil breaks up and separates, producing an abrupt change of flight characteristics and a sudden loss of lift, which results in a stall.

A study of this effect has revealed that the aircraft’s stalling speed increases in proportion to the square root of the load factor. This means that an aircraft with a normal unaccelerated stalling speed of 50 knots can be stalled at 100 knots by inducing a load factor of 4 Gs. If it were possible for this aircraft to withstand a load factor of nine, it could be stalled at a speed of 150 knots. A pilot should be aware:

  • Of the danger of inadvertently stalling the aircraft by increasing the load factor, as in a steep turn or spiral;
  • When intentionally stalling an aircraft above its design maneuvering speed, a tremendous load factor is imposed.

Figures 4-45 and 4-46 show that banking an aircraft greater than 72° in a steep turn produces a load factor of 3, and the stalling speed is increased significantly. If this turn is made in an aircraft with a normal unaccelerated stalling speed of 45 knots, the airspeed must be kept greater than 75 knots to prevent inducing a stall. A similar effect is experienced in a quick pull up, or any maneuver producing load factors above 1 G. This sudden, unexpected loss of control, particularly in a steep turn or abrupt application of the back elevator control near the ground, has caused many accidents.

Since the load factor is squared as the stalling speed doubles, tremendous loads may be imposed on structures by stalling an aircraft at relatively high airspeeds.

The maximum speed at which an aircraft may be stalled safely is now determined for all new designs. This speed is called the “design maneuvering speed” (VA) and must be entered in the FAA-approved Airplane Flight Manual/Pilot’s Operating Handbook (AFM/POH) of all recently designed aircraft. For older general aviation aircraft, this speed is approximately 1.7 times the normal stalling speed. Thus, an older aircraft which normally stalls at 60 knots must never be stalled at above 102 knots (60 knots x 1.7 = 102 knots). An aircraft with a normal stalling speed of 60 knots stalled at 102 knots undergoes a load factor equal to the square of the increase in speed, or 2.89 Gs (1.7×1.7 = 2.89 Gs). (The above figures are approximations to be considered as a guide, and are not the exact answers to any set of problems. The design maneuvering speed should be determined from the particular aircraft’s operating limitations provided by the manufacturer.)

Figure 4-46. Load factor changes stall speed.

Since the leverage in the control system varies with different aircraft (some types employ “balanced” control surfaces while others do not), the pressure exerted by the pilot on the controls cannot be accepted as an index of the load factors produced in different aircraft. In most cases, load factors can be judged by the experienced pilot from the feel of seat pressure. Load factors can also be measured by an instrument called an “accelerometer,” but this instrument is not common in general aviation training aircraft. The development of the ability to judge load factors from the feel of their effect on the body is important. A knowledge of these principles is essential to the development of the ability to estimate load factors.

A thorough knowledge of load factors induced by varying degrees of bank and the VA aids in the prevention of two of the most serious types of accidents:

  1. Stalls from steep turns or excessive maneuvering near the ground
  2. Structural failures during acrobatics or other violent maneuvers resulting from loss of control

Штопор

Spins

Установившийся срыв в штопор ничем не отличается от сваливания, за исключением наличия вращения, и те же самые положения о перегрузке применимы и к выходу из штопора, как и к выходу из сваливания. Так как выход из штопора обычно производятся с положением носом намного ниже, чем при выходе из сваливания, то ожидаемы более высокие скорости полета и следовательно более высокие коэффициенты перегрузки. При правильном выходе из штопора ожидается, что коэффициент перегрузки составит примерно 2,5g.

Коэффициент перегрузки во время сваливания в штопор зависят от характеристик каждого самолета, но, как показывает практика, перегрузка незначительно больше 1g, как в горизонтальном полете. Этому есть две причины:

  1. Скорость полета при сваливании в штопор очень мала, обычно отличается от скорости сваливания при неускоренном полете не более чем на 2 узла.
  2. В отличие от маневра поворота, при срыве в штопор самолет вращается вокруг оси штопора.

A stabilized spin is not different from a stall in any element other than rotation and the same load factor considerations apply to spin recovery as apply to stall recovery. Since spin recoveries are usually effected with the nose much lower than is common in stall recoveries, higher airspeeds and consequently higher load factors are to be expected. The load factor in a proper spin recovery usually is found to be about 2.5 Gs.

The load factor during a spin varies with the spin characteristics of each aircraft, but is usually found to be slightly above the 1 G of level flight. There are two reasons for this:

  1. Airspeed in a spin is very low, usually within 2 knots of the unaccelerated stalling speeds.
  2. Aircraft pivots, rather than turns, while it is in a spin.

Перегрузка при маневрах

Load Factors and Flight Maneuvers

Критические перегрузки присущи всем маневрам в полете кроме неускоренного горизонтального полета, при котором перегрузка всегда равна 1g. Определенные маневры, которые рассматриваются в этом разделе, как известно, вызывают относительно высокие перегрузки.

Critical load factors apply to all flight maneuvers except unaccelerated straight flight where a load factor of 1 G is always present. Certain maneuvers considered in this section are known to involve relatively high load factors.

Повороты

Turns

Увеличенные коэффициенты перегрузки — особенность всех поворотов с креном. Как отмечено в разделе о перегрузках при резких поворотах, перегрузка становятся значительной и по отношению к характеристике полета, и по нагрузке на крыло, когда крен в повороте становится более 45°.

Критический момент для среднего легкого самолета достигается при крене приблизительно в 70° − 75°, и скорость сваливания увеличивается в 1,5 раза при крене приблизительно в 63°.

Increased load factors are a characteristic of all banked turns. As noted in the section on load factors in steep turns, load factors become significant to both flight performance and load on wing structure as the bank increases beyond approximately 45°.

The yield factor of the average light plane is reached at a bank of approximately 70° to 75°, and the stalling speed is increased by approximately one-half at a bank of approximately 63°.

Сваливание

Stalls

Если самолет вводится в нормальное сваливание из горизонтального не ускоренного полета или не ускоренного подъема, то дополнительной к существующей перегрузке в 1g не будет. При возникновении сваливания перегрузка может достигнуть нулевого значения, когда у предметов, кажется, вовсе отсутствует вес. В это момент пилот испытывает ощущение невесомости как в космосе. Если выход из сваливания осуществляется дачей руля высоты вперед, то может возникнуть отрицательная перегрузка (возникает дополнительная нагрузка на крылья, а пилота приподнимает из кресла).

Значительная положительная перегрузка может возникнуть во время кабрирования при выходе из сваливания. Она может быть и еще больше при выходе из крутого пикирования (которое сопровождается высокой скоростью полета) в горизонтальный полет. Кабрирование и пикирования обычно следует друг за другом, таким образом, увеличивая коэффициент перегрузки. Резкое кабрирование при высокой скорости пикирования может привести к появлению критической для структуры фюзеляжа перегрузке и возникновению вторичных повторяющихся сваливаний из-за увеличения критического угла атаки.

Выход их сваливания, в которое самолет введен пикированием на скорости крейсерского полета или эволютивной скорости с плавным кабрированием, как только скорость станет выше скорости сваливания, может быть произведен с перегрузкой не превышающей 2 или 2.5g. Самолет никогда не должен подвергаться более высокой перегрузке, за исключением случаев, когда производится выход из сваливания при положении носа близком к вертикальному или при чрезвычайно низких высотах, чтобы избежать столкновение с землей.

The normal stall entered from straight-and-level flight, or an unaccelerated straight climb, does not produce added load factors beyond the 1 G of straight-and-level flight. As the stall occurs, however, this load factor may be reduced toward zero, the factor at which nothing seems to have weight. The pilot experiences a sensation of “floating free in space.” If recovery is effected by snapping the elevator control forward, negative load factors (or those that impose a down load on the wings and raise the pilot from the seat) may be produced.

During the pull up following stall recovery, significant load factors are sometimes induced. These may be further increased inadvertently during excessive diving (and consequently high airspeed) and abrupt pull ups to level flight. One usually leads to the other, thus increasing the load factor. Abrupt pull ups at high diving speeds may impose critical loads on aircraft structures and may produce recurrent or secondary stalls by increasing the AOA to that of stalling.

As a generalization, a recovery from a stall made by diving only to cruising or design maneuvering airspeed, with a gradual pull up as soon as the airspeed is safely above stalling, can be effected with a load factor not to exceed 2 or 2.5 Gs. A higher load factor should never be necessary unless recovery has been effected with the aircraft’s nose near or beyond the vertical attitude, or at extremely low altitudes to avoid diving into the ground.

Штопор

Spins

Установившийся срыв в штопор ничем не отличается от сваливания, за исключением наличия вращения, и те же самые положения о перегрузке применимы и к выходу из штопора, как и к выходу из сваливания. Так как выход из штопора обычно производятся с положением носом намного ниже, чем при выходе из сваливания, то ожидаемы более высокие скорости полета и следовательно более высокие коэффициенты перегрузки. При правильном выходе из штопора ожидается, что коэффициент перегрузки составит примерно 2,5g.

Коэффициент перегрузки во время сваливания в штопор зависят от характеристик каждого самолета, но, как показывает практика, перегрузка незначительно больше 1g, как в горизонтальном полете. Этому есть две причины:

  1. Скорость полета при сваливании в штопор очень мала, обычно отличается от скорости сваливания при неускоренном полете не более чем на 2 узла.
  2. В отличие от маневра поворота, при срыве в штопор самолет вращается вокруг оси штопора.

A stabilized spin is not different from a stall in any element other than rotation and the same load factor considerations apply to spin recovery as apply to stall recovery. Since spin recoveries are usually effected with the nose much lower than is common in stall recoveries, higher airspeeds and consequently higher load factors are to be expected. The load factor in a proper spin recovery usually is found to be about 2.5 Gs.

The load factor during a spin varies with the spin characteristics of each aircraft, but is usually found to be slightly above the 1 G of level flight. There are two reasons for this:

  1. Airspeed in a spin is very low, usually within 2 knots of the unaccelerated stalling speeds.
  2. Aircraft pivots, rather than turns, while it is in a spin.

Диаграмма скорости и перегрузки

Vg Diagram

Способность самолета противостоять перегрузкам в полете отражается на диаграмме, по вертикальной оси которой отмечается коэффициент перегрузки. [Рисунок 4-47] диаграмма называется «Vg диаграмма» и показывает зависимость коэффициента перегрузки от скорости полета. Для каждого самолета эта диаграмма своя и она верна для определенного веса самолета и высоты полета.

Первой важной частью диаграммы является кривая характеризующая способность генерировать подъемную силу. На диаграмме, показанной на рисунке 4-47 самолет способен к развитию перегрузки не больше, чем +1g при скорости 62 мили в час — скорости сваливания самолета. Так как фактор максимальной перегрузки пропорционален квадрату скорости полета, то максимальная положительная способность производить подъемную силу для этого самолета составит 2g при 92 милях в час, 3g при 112 миль в час, 4.4g при 137 милях в час, и т.д. Любая перегрузка выше этой линии невозможна с точки зрения аэродинамики (то есть, самолет не может совершать полет при перегрузке выше линии максимальной способности генерации подъемной силы, потому что это приведет к его сваливанию). Та же самая ситуация происходит и для отрицательного полета за исключением того, что скорость требуемая для создания определенной подъемной силы выше, чем скорость необходимая для создания той же перегрузки, но с положительным знаком.

Если полет производится с положительной перегрузкой большей чем 4.4g, то возможно повреждение элементов конструкции самолета. При полетах с перегрузками около 4.4g может возникнуть нежелательная деформация конструкции самолета, а также появится большая степень усталости материала конструкции самолета. При выполнении нормального полета необходимо избегать превышения допустимой перегрузки.

На Vg диаграмме есть еще две важные точки. Первая — пересечение линии допустимой положительной перегрузки и линия максимальной подъемной силы. Скорость полета в этой точке — минимальная скорость полета, при которой предельная перегрузка может быть развита аэродинамически. Любая скорость полета, больше, чем эта, создает такую подъемную силу, которая может повредить самолет. И наоборот, любая скорость полета меньше, чем эта не обеспечит той критической подъемной силы, которая может нанести ущерб самолету от сильной перегрузки. Такую скорость обычно обозначают как «эволютивная скорость», в дозвуковой аэродинамике — минимальная скорость, на которой самолет имеет возможность выполнять некоторые минимальные маневры. Эволютивная скорость — важный ориентир, так как самолет, который эксплуатируется на меньших скоростях, не может произвести разрушительную положительную перегрузку. Любая комбинация маневра и порыва ветра не может создать повреждение из-за лишней аэродинамической нагрузки, когда скорость самолета ниже эволютивной.

Рисунок 4-47. Типичная Vg диаграмма.

Вторая важная точка на диаграмме — пересечение отрицательного коэффициента предельной перегрузки и линия максимальной способности создавать отрицательную подъемную силу. Любая бо́льшая скорость полета, создать такую подъемную силу которая может повредить самолет; любая меньшая скорость полета не может привести к созданию той отрицательной подъемной силы, которая может спровоцировать повреждение самолета от чрезмерной перегрузки.

Предельная скорость полета (или скорость в красной зоне) ограничена структурой самолета — этот самолет ограничен по скорости 225 милями в час. Если полет будет производиться со скорость больше предельной, то может произойти поломка или разрушение элементов конструкции самолета из-за различных явлений.

При совершении полета самолет имеет ограничения по скоростным режимам и возникающим перегрузкам, которые не должны превышать предельные (обозначены красными линиями) и не должен превышать максимальную способность производить подъемную силу. Скорость и перегрузка должны находиться в пределах конвертообразной фигуры, ограниченную красными кривыми, чтобы избежать повреждения конструкции самолета и гарантировать ожидаемый эксплуатационный ресурс самолета. Пилот должен расценивать Vg диаграмму как описание допустимых комбинаций скоростей полета и коэффициентов перегрузки для безопасного полета. Любой маневр, порыв воздуха или порыв и маневр вне «конверта» на диаграмме могут вызвать повреждение конструкции самолета и существенно сократить срок службы самолета.

The flight operating strength of an aircraft is presented on a graph whose vertical scale is based on load factor. [Figure 4-47] The diagram is called a Vg diagram — velocity versus G loads or load factor. Each aircraft has its own Vg diagram which is valid at a certain weight and altitude.

The lines of maximum lift capability (curved lines) are the first items of importance on the Vg diagram. The aircraft in the Figure 4-47 is capable of developing no more than +1 G at 62 mph, the wing level stall speed of the aircraft. Since the maximum load factor varies with the square of the airspeed, the maximum positive lift capability of this aircraft is 2 G at 92 mph, 3 G at 112 mph, 4.4 G at 137 mph, and so forth. Any load factor above this line is unavailable aerodynamically (i.e., the aircraft cannot fly above the line of maximum lift capability because it stalls). The same situation exists for negative lift flight with the exception that the speed necessary to produce a given negative load factor is higher than that to produce the same positive load factor.

If the aircraft is flown at a positive load factor greater than the positive limit load factor of 4.4, structural damage is possible. When the aircraft is operated in this region, objectionable permanent deformation of the primary structure may take place and a high rate of fatigue damage is incurred. Operation above the limit load factor must be avoided in normal operation.

There are two other points of importance on the Vg diagram. One point is the intersection of the positive limit load factor and the line of maximum positive lift capability. The airspeed at this point is the minimum airspeed at which the limit load can be developed aerodynamically. Any airspeed greater than this provides a positive lift capability sufficient to damage the aircraft. Conversely, any airspeed less than this does not provide positive lift capability sufficient to cause damage from excessive flight loads. The usual term given to this speed is “maneuvering speed,” since consideration of subsonic aerodynamics would predict minimum usable turn radius or maneuverability to occur at this condition. The maneuver speed is a valuable reference point, since an aircraft operating below this point cannot produce a damaging positive flight load. Any combination of maneuver and gust cannot create damage due to excess airload when the aircraft is below the maneuver speed.

Figure 4-47. Typical Vg diagram.

The other point of importance on the Vg diagram is the intersection of the negative limit load factor and line of maximum negative lift capability. Any airspeed greater than this provides a negative lift capability sufficient to damage the aircraft; any airspeed less than this does not provide negative lift capability sufficient to damage the aircraft from excessive flight loads.

The limit airspeed (or redline speed) is a design reference point for the aircraft — this aircraft is limited to 225 mph. If flight is attempted beyond the limit airspeed, structural damage or structural failure may result from a variety of phenomena.

The aircraft in flight is limited to a regime of airspeeds and Gs which do not exceed the limit (or redline) speed, do not exceed the limit load factor, and cannot exceed the maximum lift capability. The aircraft must be operated within this “envelope” to prevent structural damage and ensure the anticipated service lift of the aircraft is obtained. The pilot must appreciate the Vg diagram as describing the allowable combination of airspeeds and load factors for safe operation. Any maneuver, gust, or gust plus maneuver outside the structural envelope can cause structural damage and effectively shorten the service life of the aircraft.

Скорость поворота

Rate of turn

Скорость поворота (англ. — Rate of turn, ROT) — число градусов, на которое изменился курса самолета (выраженное в градусах в секунду). ROT можно рассчитать путем умножения тангенса угла крена на константу 1,091, и деля полученное произведение на скорость полета, измеряемую в узлах, как показано на рисунке 4-48. Если скорость полета увеличивается, а желаемая скорость поворота должна быть фиксированной, то угол крена должен быть увеличен, иначе, произойдет уменьшение скорости поворота. Аналогично, если скорость полета должна быть постоянной, то при увеличении крена увеличится и ROT. Формулы на рисунках с 4-48 по 4-50 показывают отношения между углом крена и скоростью полета в отношении к скорости поворота (ROT).

ПРИМЕЧАНИЕ: Все скорости полета, о которых идет речь в этом разделе являются истинной скоростью полета (TAS).

Рисунок 4-48. Скорость вращения в зависимости от скорости полета (узлы, TAS) и угла крена.

Рисунок 4-49. Скорость вращения при увеличении скорости.

Рисунок 4-50. Чтобы достигнуть той же самой скорости поворота, самолету со скоростью в 120 узлов потребуется увеличение угла крена.

Скорость полета в значительной мере влияет на скорость поворота. Если скорость полета увеличена, то при том же самом угле крена ROT будет уменьшена. Поэтому, если скорость полета увеличена, как то показано на рисунке 4-49, то можно предположить, что угол крена должен быть увеличен, чтобы скорость поворота была такая же, как на рисунке 4-50.

Что это означает на практике? Если при данной скорости полета и крене достигается определенная скорость поворота, из этого можно сделать дополнительные выводы. Зная, что скорость поворота есть число градусов, на которое изменяется курс в секунду, можно вычислить число секунд необходимое для поворота на 360° (круг) простым делением. Например, при полете на скорости в 120 узлов с углом крена 30°, скорость поворота составит 5,25° в секунду, и для того, чтобы сделать полный круг потребуется 68.6 секунд (360° разделить на 5,25°/с = 68,6 секунд). Аналогично, при полете на скорости TAS в 240 узлов и крене 30°, ROT составит приблизительно 2,63 градусов/с, и требуется приблизительно 137 секунд, чтобы совершить круг в 360°. Рассматривая эти примеры, видно, что любое увеличение скорости полета прямо пропорционально времени, которое требуется самолету для выполнения поворота.

Итак, почему это важно для понимания? Как только пилот поймет скорость поворота, он сможет определить расстояние, требуемое, чтобы сделать тот частный случай поворота, разъясняемый в следующем разделе «радиус поворота».

The rate of turn (ROT) is the number of degrees (expressed in degrees per second) of heading change that an aircraft makes. The ROT can be determined by taking the constant of 1,091, multiplying it by the tangent of any bank angle and dividing that product by a given airspeed in knots as illustrated in Figure 4-48. If the airspeed is increased and the ROT desired is to be constant, the angle of bank must be increased, otherwise, the ROT decreases. Likewise, if the airspeed is held constant, an aircraft’s ROT increases if the bank angle is increased. The formula in Figures 4-48 through 4-50 depicts the relationship between bank angle and airspeed as they affect the ROT.

NOTE: All airspeed discussed in this section is true airspeed (TAS).

Figure 4-48. Rate of turn for a given airspeed (knots, TAS) and bank angle.

Figure 4-49. Rate of turn when increasing speed.

Figure 4-50. To achieve the same rate of turn of an aircraft traveling at 120 knots, an increase of bank angle is required.

Airspeed significantly effects an aircraft’s ROT. If airspeed is increased, the ROT is reduced if using the same angle of bank used at the lower speed. Therefore, if airspeed is increased as illustrated in Figure 4-49, it can be inferred that the angle of bank must be increased in order to achieve the same ROT achieved in Figure 4-50.

What does this mean on a practicable side? If a given airspeed and bank angle produces a specific ROT, additional conclusions can be made. Knowing the ROT is a given number of degrees of change per second, the number of seconds it takes to travel 360° (a circle) can be determined by simple division. For example, if moving at 120 knots with a 30° bank angle, the ROT is 5.25° per second and it takes 68.6 seconds (360° divided by 5.25 = 68.6 seconds) to make a complete circle. Likewise, if flying at 240 knots TAS and using a 30° angle of bank, the ROT is only about 2.63° per second and it takes about 137 seconds to complete a 360° circle. Looking at the formula, any increase in airspeed is directly proportional to the time the aircraft takes to travel an arc.

So why is this important to understand? Once the ROT is understood, a pilot can determine the distance required to make that particular turn which is explained in radius of turn.

Радиус поворота

Radius of Turn

Радиус поворота непосредственно связан со скоростью поворота, которая, как было показано ранее, является функцией угла крена и скорости полета. Если крен считается фиксированным, а скорость полета увеличивается, радиус поворота изменится (увеличения). Более высокая скорость полета заставляет самолет лететь по более длинной дуге из-за большей скорости. Самолет, летящий со скоростью в 120 узлах, может повернуть на 360° меньшим радиусом, чем самолет, летящий со скоростью 240 узлов. Чтобы компенсировать за увеличение скорости полета, необходимо увеличить угол крена.

Радиус поворота R может быть вычислен, по простой формуле. Радиус поворота равен квадрату скорости, разделенному на произведение тангенса угла крена и константы 11,26.

R = V2 / (11.26 × tg(угол крена))

Используя примеры из рис. с 4-48 по 4-50, можно рассчитать радиус поворота для каждой из двух скоростей. Обратите внимание, что, если скорость увеличится в два раза, то радиус — в четыре. [Рисунки 4-51 и 4-52]

Рисунок 4-51. Радиус при скорости 120 узлов и креном 30°.

Рисунок 4-52. Радиус при 240 узлов.

Можно определить радиус поворота другим способом, используя скорость, выраженную в футах в секунду (англ. — feet per second, fps), константу π (3,1415) и ROT. Используем пример, где было определено, что самолету со скоростью поворота 5,25 град./с потребуется 68,6 секунд, чтобы сделать полный круг. Скорость самолета (в узлах) может быть преобразована в fps, путем умножения на коэффициент 1,69. Например, самолет, летящий со скоростью 120 узлов (TAS), будет иметь скорость 202,8 футов в секунду. Зная скорость в fps (202,8) и умножая ее на время, необходимое для поворота на полный круг (68,6 секунд) может определить длину круга: 202.8×68.6 = 13 912 футам. Деля на константу π найдем диаметр круга, он составит 4 428 футов, и половина от этого числа и есть радиус поворота: 2 214 футов [рисунок 4-53], тоже значение получилось и при использовании формулы на рисунке 4-51.

Рисунок 4-53. Другая формула, для вычисления радиуса поворота.

В рисунке 4-54 Пилот входит в каньон и решает повернуть на 180°, чтобы выйти из него. Пилот использует крен в 30°.

Рисунок 4-54. Два самолета залетели в каньон по ошибке. Каньон шириной 5 000 футов и имеет гладкие утесы с обеих сторон. Пилот на верхней картинке летит на скорости 120 узлов. После попадания в каньон, пилот кренит самолет на 30°, чтобы развернуться. Этот поворот на 180° требует около 4 000 футов, и самолет покидает каньон благополучно. Пилот по нижнему изображению летит на скорости 140 узлов и также использует крен в 30° для попытки вылететь из каньона. Хотя самолет летит всего на 20 узлов быстрее, ему требуется уже более чем 6 000 футов, чтобы развернуться. К сожалению, ширина каньона составляет всего 5 000 футов, и самолет врежется в утес. Дело в том, что скорость полета вносит наибольший вклад в радиус поворота. Многие пилоты ошибаются, увеличивая крен, в то время как более правильным было бы банальное снижение скорости.

The radius of turn is directly linked to the ROT, which explained earlier is a function of both bank angle and airspeed. If the bank angle is held constant and the airspeed is increased, the radius of the turn changes (increases). A higher airspeed causes the aircraft to travel through a longer arc due to a greater speed. An aircraft traveling at 120 knots is able to turn a 360° circle in a tighter radius than an aircraft traveling at 240 knots. In order to compensate for the increase in airspeed, the bank angle would need to be increased.

The radius of turn R can be computed using a simple formula. The radius of turn is equal to the velocity squared (V2) divided by 11.26 times the tangent of the bank angle.

R = V2 \ (11.26 × tangent of bank angle)

Using the examples provided in Figures 4-48 through 4-50, the turn radius for each of the two speeds can be computed. Note that if the speed is doubled, the radius is squared. [Figures 4-51 and 4-52]

Figure 4-51. Radius at 120 knots with bank angle of 30°.

Figure 4-52. Radius at 240 knots.

Another way to determine the radius of turn is speed in using feet per second (fps), π (3.1415) and the ROT. Using the example on page 4-34 in the upper right column, it was determined that an aircraft with a ROT of 5.25 degrees per second required 68.6 seconds to make a complete circle. An aircraft’s speed (in knots) can be converted to fps by multiplying it by a constant of 1.69. Therefore, an aircraft traveling at 120 knots (TAS) travels at 202.8 fps. Knowing the speed in fps (202.8) multiplied by the time an aircraft takes to complete a circle (68.6 seconds) can determine the size of the circle; 202.8 times 68.6 equals 13,912 feet. Dividing by π yields a diameter of 4,428 feet, which when divided by 2 equals a radius of 2,214 feet [Figure 4-53], a foot within that determined through use of the formula in Figure 4-51.

Figure 4-53. Another formula that can be used for radius.

In Figure 4-54, the pilot enters a canyon and decides to turn 180° to exit. The pilot uses a 30° bank angle in his turn.

Figure 4-54. Two aircraft have flown into a canyon by error. The canyon is 5,000 feet across and has sheer cliffs on both sides. The pilot in the top image is flying at 120 knots. After realizing the error, the pilot banks hard and uses a 30° bank angle to reverse course. This aircraft requires about 4,000 feet to turn 180°, and makes it out of the canyon safely. The pilot in the bottom image is flying at 140 knots and also uses a 30° angle of bank in an attempt to reverse course. The aircraft, although flying just 20 knots faster than the aircraft in the top image, requires over 6,000 feet to reverse course to safety. Unfortunately, the canyon is only 5,000 feet across and the aircraft will hit the canyon wall. The point is that airspeed is the most influential factor in determining how much distance is required to turn. Many pilots have made the error of increasing the steepness of their bank angle when a simple reduction of speed would have been more appropriate.


Система Orphus