Руководство пилота по аэронавтике » Глава 4. Аэродинамика полета » Коэффициенты перегрузки » Перегрузка при резких поворотах

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]


Система Orphus