Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Аэродинамические силы при маневрировании

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.


Система Orphus