Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Коэффициенты перегрузки

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.

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]

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

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