С увеличением  величина силы R растет и она отклоняется более и более назад из-за роста сопротивления воздуха, но угол атаки  не может постоянно и безнаказанно расти, в конце концов сук обламывается и наступает срыв потока с крыла.

При срыве потока крыло теряет свою несущую способность и мало чем отличается от обычной обрезной доски. Кроме того, срыв происходит неодновременно на всём крыле и сопровождается тряской с последующим вращением ЛА.

Каждое крыло имеет свой, критический угол атаки , после превышения которого наступает срыв потока. У толстых профилей  кр больше, чем у тонких из-за более плавного обтекания профиля.

 кр мало зависит от скорости полёта.

Следует понять и прочно запомнить, что срыв происходит из-за превышения  кр, потеря скорости лишь частный случай достижения  кр.

На  кр можно вывести ЛА в широком диапазоне скоростей, при интенсивном маневрировании.

После срыва ЛА для возвращения в нормальный режим полёта требуется запас высоты.

Срыв ЛА вблизи земли из-за дефицита высоты ведет к столкновению землей.

Срыв на малой высоте - это причина 80% всех аварий и катастроф среди пилотов-любителей. Существует специальный прибор “Указатель угла атаки”, который ставится на все современные самолеты. Он показывает текущий реальный угол атаки.

11. Полная аэродинамическая сила r. Её составляющие. Центр давления.

Рис. 12

Полной аэродинамической силой R называют равнодействующую всех сил трения и давления, действующих на тело в полете. Точка пересечения силы R с хордой называется центром давления (ЦД). Формула силы R - это главная аэродинамическая формула всех времён и народов, впрочем не только силы R - но и вообще ВСЕХ аэродинамических сил., действующих на самолёты, тепловозы, падающие кирпичи и автомобили. Она проста и гениальна и состоит из трёх множителей: 1) S - площадь крыла 2) - скоростной напор 3) коэффициент (в нашем случае C R - це эр) полной аэродинамической силы.

Если силу R разложить по осям скоростной системы координат, то получим 3 (три) её составляющие: X, Y и Z.

X - сила лобового сопротивления;

Y - подъёмная сила.

Z - боковая сила.

Угол  (бета) - угол скольжения. Это угол между продольной плоскостью симметрии ЛА и вектором скорости набегающего потока.

Сила Z возникает только при возникновении скольжения. Без скольжения сила R раскладывается только на Y и X.

12. Подъёмная сила и лобовое сопротивление.

Подъёмная сила возникает вследствие обтекания крыла и образования разности давлений под крылом и над крылом.

Лобовым сопротивлением крыла называется аэродинамическая сила, которая тормозит движение крыла в воздухе и направлена в сторону, противоположную движению.

Формулы этих сил одинаковы, разница только в коэффициентах.

Y= C y S

X= C x S

Значения этих коэффициентов получают путём продувки крыла в аэродинамической трубе.

График примерной зависимости C y от  имеет вид:

Как видно из графика Cy практически линейно растет с увеличением , вплоть до  кр, то есть до срыва потока с крыла.

Значение C y колеблется на большинстве самолётов от 0 до 2. По сути коэффициент C y характеризует способность крыла преобразовывать скоростной напор в подъёмную силу. Существуют самолёты, оснащённые мощной механизацией крыла для уменьшения посадочной скорости и уменьшения взлётной дистанции, они имеют более высокие значения C y . Однако более C y = 6 человеку достичь не удалось, тогда как C y большого орла при взлёте с добычей с земли достигает значения 14.

Коэффициент C x , как, впрочем, и сила X, состоит в основном из 3-х составляющих. Волновая - 4-я составляющая появляется при числах M, близких к M критическому, около M = 0,8.

C x тр (трения) - возникает из-за трения воздуха о ЛА.

C x давления (или вихревое) - возникает из-за разности давлений перед крылом и за крылом.

C xi (индуктивное) - возникает из-за так называемого скоса потока. Когда набегающий поток встречает наклонную, нижнюю, плоскость крыла, он изменяет направление движения параллельно плоскости, то есть несколько наклоняется вниз. Подъёмная сила отклоняется вместе с потоком на такой же угол назад, так как является производной от потока, изменившего направление. Появившаяся составляющая подъёмной силы на оси X и есть индуктивная составляющая.

C xi возникает ещё и из-за перетекания воздуха через торцы крыла и из-за разности давлений под крылом и над крылом.

C xi зависит от удлинения крыла  и угла атаки .

Чем короче и шире крыло, тем интенсивнее происходит перетекание потока и больше индуктивное сопротивление.

Чем больше , тем также интенсивнее происходит перетекание и увеличивается X i . Вот почему у спортивных планеров такие узкие и длинные крылья - для снижения индуктивного сопротивления.

C x трения и C x давления в пределах эксплуатационных  практически не изменяются, а коэффициент C xi в зависимости от  изменяется по параболическому закону.

Род Мачадо

Сначала немного теории

На занятии по обучению полетам на малой скорости я показывал, как, снизив воздушную скорость и увеличив угол атаки крыла, можно сохранить необходимую для полета подъемную силу. Вам, наверное, интересно, есть ли предел увеличения угла атаки. В конце концов, здравый смысл подсказывает, что есть предел всему. Древние египтяне всегда руководствовались здравым смыслом, особенно когда решали, какого размера строить пирамиды (и пирамиды у них получались действительно здоровые). У крыльев тоже есть пределы.

Задача пилота - использовать четыре основные силы, сохранять подъемную силу и избегать условий для возникновения срыва потока, ведущего к сваливанию. Как уже упоминалось во время предыдущего занятия, этот вид сваливания не имеет отношения к остановке двигателя.

При большом угле атаки крыла (около 18 градусов для большинства самолетов) над его верхней частью образуются аэродинамические завихрения. Эти завихрения срывают поток воздуха с крыла, препятствуют возникновению подъемной силы и вызывают сваливание. Угол, при котором возникает срыв потока с последующим сваливанием, называется критическим углом атаки.

Внимание! Даю ценный совет. Запомните на всю оставшуюся жизнь. Поскольку превышение критического угла атаки всегда ведет к сваливанию, чтобы выйти из сваливания, нужно уменьшить угол атаки до значения, которое будет меньше критического. Все понятно? Повторите про себя 10 раз, быстро.

Сваливание, угол атаки и откуда нос знает

Чтобы понять, как происходит сваливание, представьте, что молекулы воздуха - это маленькие гоночные машинки, движущиеся по крылу (см. рис. 1-1).

У каждой машинки (и молекулы воздуха) есть цель: преодолеть кривую, идущую через верхнюю изогнутую поверхность крыла. Если крыло имеет небольшой угол атаки, то кривая не очень резкая, и путешествие не представляет сложности (рис. 1-1).

Однако взгляните на кривую, которую машинкам и молекулам воздуха нужно преодолеть при увеличении угла атаки. Когда угол атаки превышает 18 градусов (его называют критическим углом атаки, почему - вы скоро узнаете), молекулы воздуха, участвующие в гонке, не в состоянии преодолеть этот поворот (рис. 1-1).

Молекулы образуют завихрения, срываются в окружающий воздух и перестают обеспечивать постоянный, высокоскоростной, ламинарный воздушный поток на поверхности крыла (рис. 1-2). На крыле происходит срыв потока.

Запомните, согласно Якобу Бернулли, чем меньше скорость воздушного потока на крыле, тем меньшую подъемную силу он обеспечивает. Остаются еще молекулы воздуха, ударяющие в крыло снизу, но мы уже знаем, что этой подъемной силы недостаточно для поддержки самолета. Когда подъемная сила меньше силы тяжести, с хорошими самолетами происходят плохие вещи. Крыло объявляет забастовку, и начинается сваливание. Оставшись без Бернулли, сила тяготения влечет самолет к земле по своим собственным законам.

Для любого крыла существует критический угол атаки (он слегка различается для разных самолетов). По достижении этого угла сотрудничество между крылом и ветром прекращается. И никакие теории не помогут преодолеть законы физики и аэродинамики. Полиция крыла всегда на страже. Стоит только превысить критический угол атаки, и молекулы воздуха перестанут обеспечивать подъемную силу. Звучит серьезно, и так оно и есть на самом деле. К счастью, имеется готовое решение. Нет-нет, не нужно кричать инструктору: "Берите управление на себя!" Сейчас я попрошу вас заткнуть одно ухо пальцем. Зачем? Затем что собираюсь сказать одну очень важную вещь и не хочу, чтобы она влетела в одно ухо и вылетела в другое. Итак, приготовились. Чтобы избежать срыва потока, следует уменьшить угол атаки. Для этого нужно плавно опустить нос самолета, используя тягу руля высоты (рис. 1-3A и 1-3B).

А теперь спокойствие, только спокойствие. Как только угол атаки станет меньше критического, молекулы воздуха спокойно потекут через верх крыла и появится подъемная сила. Все очень просто. Теперь самолет может продолжать полет и выполнять то, что обычно делают самолеты (рис. 1-3C и 1-3D). Пожалуйста, никогда не забывайте об этом. Отлично, можете вынуть палец из уха.

Почему я придаю этому такое значение? Потому что в стрессовой ситуации (а отсутствие подъемной силы вызывает стресс у многих пилотов) вам захочется сделать то, что не нужно делать. У летчиков есть естественная склонность к тому, чтобы перемещать тягу руля высоты либо к себе, либо от себя, если требуется изменить угол тангажа самолета. Во время сваливания, когда самолет падает вниз, инстинктивно хочется отклонить тягу руля высоты к себе. Можно дернуть эту штуку хоть до колен, но ни к чему хорошему это не приведет. Самолет не выйдет из сваливания, а у тебя, друг мой, будет вид только что кастрированного быка.

Если на крыле произошел срыв потока, следует сделать одну очень важную вещь: уменьшить угол атаки до значения, не превышающего критическое. Только после этого сваливание прекратится. Включение режима полного газа также способствует процессу восстановления, поскольку самолет начинает набирать скорость. Увеличение горизонтальной скорости помогает уменьшить угол атаки.

Если на крыле произошел срыв потока, не сидите сложа руки. Вы же не зря зоветесь командиром экипажа. Делайте что-нибудь. Но только что-нибудь полезное.

Сваливание при любом пространственном положении или воздушной скорости

Следует знать, что самолет может попасть в режим сваливания при любом пространственном положении и воздушной скорости. Засуньте палец обратно в ухо. Направление носа самолета (вверх или вниз) и скорость полета (60 узлов или 160) не имеют значения. Самолет может превысить критический угол атаки при любом пространственном положении и воздушной скорости. На рисунке 1-4A изображено, как это может произойти.

Самолеты обладают инерцией, это значит, что они стремятся продолжать движение в том направлении, в котором двигались. Самолет A пикирует носом вниз со скоростью 150 узлов. (Не пытайтесь повторить это в домашних условиях!) Пилот слишком энергично потянул руль на себя, это привело к превышению критического угла атаки и срыву потока. Вот это да! Представьте себе. В режиме сваливания самолет пикирует вниз со скоростью 150 узлов! На рисунке 1-4B изображен самолет, скорость которого при горизонтальном полете составляет 100 узлов, а в режим сваливания он попал после того, как пилот слишком резко отклонил к себе тягу руля высоты.

Что нужно делать, чтобы выйти из сваливания? Во-первых, следует уменьшить угол атаки, переместив тягу руля высоты вперед или перестав тянуть к себе рычаг управления (не забывайте, что отклонение тяги руля управления на себя, возможно, послужило причиной большого угла атаки и последующего сваливания). Это позволит восстановить спокойный, высокоскоростной поток воздуха на крыле, и самолет продолжит полет.

Во-вторых (если требуется), можно использовать всю доступную мощность для разгона самолета и уменьшения угла атаки.

Когда сваливание прекратится, выведите самолет на требуемый угол тангажа, следя за тем, чтобы опять не произошел срыв потока. Сваливание после выхода из предыдущего сваливания называется вторичным. Ничего хорошего в нем нет, особенно с точки зрения сидящего рядом пилота-инструктора. (Понять, что инструктор недоволен, можно по разным остроумным замечаниям, например: "Да, подумать только! Рожать легче было".)

Намеренное сваливание самолета на безопасной высоте может оказаться забавным или, по крайней мере, поучительным. Для большинства самолетов сваливание считается относительно спокойным маневром. Однако сваливание самолета близко к земле - это уже серьезно, поскольку редко кто делает это намеренно. Во время обучения у вас будет достаточно времени, чтобы освоить вывод самолета из режима сваливания.

Одно дело - управлять самолетом в режиме сваливания, совсем другое - управлять своими инстинктами. Например, типичная ловушка, в которую можно (буквально) свалиться, связана с большой вертикальной скоростью снижения при посадке. При заходе на посадку пилот может потянуть руль направления на себя, пытаясь сделать снижение более пологим. Если при этом превысить критический угол атаки, произойдет срыв потока. А вид ВПП в лобовом стекле будет напоминать вид на сверхновую звезду с низкой орбиты.

Если пойти на поводу у нетренированных инстинктов и продолжать тянуть на себя руль высоты, сваливание только усугубится. Опытные пилоты более осмотрительны. Они знают о возможности сваливания и умело сочетают отклонение руля высоты назад с режимами газа во время посадки для того, чтобы изменить глиссаду самолета без превышения критического угла атаки. (Инструктор покажет, как правильно использовать руль высоты и режим газа во время посадки.) Как пилоты определяют нужную степень воздействия на руль высоты? Как они определяют, что самолет не попадет в режим сваливания?

Если бы в самолете был индикатор угла атаки, распознавание сваливания не представляло бы проблем. Просто нужно было бы следить за тем, чтобы не превышать критическое значение угла атаки для данного крыла. Маленькие самолеты редко оборудуют индикаторами угла атаки, несмотря на их полезность. В игре Flight Simulator основным средством извещения о начале сваливания является звуковой сигнал, который начинается, когда самолет превысит скорость сваливания на несколько узлов. Кроме того, вы вдоволь насладитесь словом "Сваливание", которое появится на экране. В настоящем самолете, конечно же, этого не будет. Однако там может быть световой сигнал красного цвета, это почти то же самое.

Теперь, когда вы познакомились с основами аэродинамики сваливания, можно перейти к более подробному изучению выхода из режима сваливания.

Заканчиваем полет, начинаем сваливание

Отклонение рычага управления на себя ведет к превышению критического угла атаки крыльев и срыву потока. В воздушном потоке образуются завихрения, и он перестает спокойно обтекать верхнюю часть крыла. От этого уменьшается подъемная сила, и самолет начинает пикировать (если багаж, пассажиры и топливо были загружены в соответствии с правилами). Автоматическое пикирование чем-то похоже на применение метода Геймлиха к самому себе. Угол атаки уменьшается до значения, не превышающего критическое, и самолет получает возможность продолжать полет.

Если самолеты сконструированы таким образом, что могут самостоятельно выходить из сваливания, зачем все это учить? Проблема в том, что очень часто пилоты делают то, что мешает самолету выйти из сваливания. Поэтому следует знать, что именно не следует делать. Кроме того, чтобы выйти из случайного сваливания близко к земле, нужно уметь быстро восстанавливать положение самолета с минимальной потерей высоты. Давайте еще раз войдем в режим сваливания и посмотрим, что произойдет, если помешать самолету самостоятельно пикировать.

Что не следует делать при сваливании

Что произойдет, если войти в режим сваливания и помешать самолету восстановить положение?

Ответ таков: самолет останется в режиме сваливания даже при полностью отклоненном назад рычаге управления. Как бы вы ни тянули этот рычаг на себя, самолет не начнет набирать высоту. Внимательно подумайте: самолет может не выйти из сваливания до самой земли, хотя рычаг управления полностью отклонен назад. Радости мало, верно? Если удерживать рычаг управления, отклоненным назад, угол атаки крыла останется близким к критическому. К сожалению, именно так поступают некоторые пилоты, когда самолет попадает в режим сваливания.

Что следует делать при сваливании

Вот почему мы учили, что не нужно тянуть рычаг управления на себя, а нужно перемещать его вперед до тех пор, пока угол атаки крыла не станет меньше критического значения. Угол тангажа, необходимый для восстановления положения самолета в пространстве, зависит от нескольких факторов, поэтому при обучении отрицательный угол тангажа будет составлять от 5 до 10 градусов. Не стоит направлять самолет слишком круто носом вниз, поскольку это приведет к излишней потере высоты и увеличению воздушной скорости.

Как узнать, что угол атаки уменьшен до необходимого значения? При обучении на тренажере это нужно испытать: перестанет звучать сигнал, предупреждающий о сваливании, с экрана исчезнет слово "Сваливание", самолет вернется в режим полета, начнет расти воздушная скорость, а органы управления полетом будут четче реагировать на команды. Если на борту будет инструктор, его голос станет менее высоким, и китам больше не нужно будет выбрасываться на берег.

За некоторыми исключениями, именно так большинство пилотов распознают сваливание и выходят из него. После уменьшения угла атаки вы сразу захотите перейти в режим полного газа. Это помогает ускорить процесс восстановления пространственного положения. Будьте осторожны и следите за тем, чтобы не задирать нос самолета кверху. Это может снова привести к увеличению угла атаки и срыву потока. Когда самолет выйдет из сваливания (перестанет звучать предупреждающий сигнал), поднимите нос в положение для набора высоты и установите воздушную скорость набора высоты.

Сваливание при вылете

Что будет, если сваливание произойдет в режиме полного газа? Давайте представим, что самолет только что взлетел и набирает высоту в режиме полного газа (как вы обычно и делаете в этом самолете). Вдруг вы замечаете в кабине большого шмеля. Вы отвлекаетесь, забываете об управлении самолетом и пытаетесь прихлопнуть беднягу обеими руками. Самолет входит в режим сваливания, а вы тем временем прыгаете по кабине, как герой фильма про кун-фу. Что делать?

Ну что ж, кузнечик, никакие приемы кун-фу теперь не помогут, если не сделать одну вещь: уменьшить угол атаки до значения, не превышающего критическое. Когда самолет выйдет из сваливания, можно вернуть его в положение для набора высоты. Поскольку режим полного газа уже включен, рычаг управления двигателем можно не трогать.

Вот и состоялось первое знакомство с воздушным парком развлечений под названием "Мир сваливания". Единственная проблема состоит в том, что вы не посетили аттракцион "Реальная действительность". Вот что вы пропустили.

То, что самолет попадает в режим сваливания, если превысить критический угол атаки, запомнить легко. Но не забывайте, что это может произойти при любом пространственном положении, на любой воздушной скорости и при любой установке мощности двигателя. Пришло время признаться еще кое в чем.

На самом деле, если нос самолета направлен прямо вниз, а пилот энергично отклоняет рычаг от себя, самолет все равно не выйдет из режима сваливания. Конечно, никто не будет так поступать в настоящем самолете (даже если он взят напрокат). Запомните, это тренажер. В нем можно делать то, чего не сделаешь в настоящем самолете. Это как путешествие в вымышленную страну, где нам не грозит опасность. Поэтому используйте преимущество новой технологии и испытайте то, о чем другие только говорят.

Пришла пора учиться выходу из режима сваливания. Чтобы приступить к тренировке, щелкните ссылку Начать учебный полет . Желаю приятно провести время!

Сегодня небольшая статья для восстановления порядка в понятиях. Хотя основной принцип моих рассказов – максимальная простота, но, видимо, от парочки-другой аэродинамических определений нам все равно никуда не деться. Однако уж совсем в дебри мы конечно не полезем, я думаю… 🙂 Итак начнем.

Определение угла атаки

Говорить будем для удобства об уже известном нам , и вы уже знаете, что это справедливо для крыла в целом.

В одной из предыдущих статей мы говорили о подъемной силе, образующейся при обтекании несимметричного профиля, расположенного для простоты понимания параллельно потоку (т.е. упрощенный вариант). На самом деле любое крыло (т.е. само собой профиль) расположено под углом к нему. Таким образом существует такое очень важное понятие, как . Определим его поточнее.

Минимальное расстояние по прямой от носика профиля до его законцовки (между точками А и В) – это хорда профиля. А угол между хордой и направлением движения набегающего потока – это и есть угол атаки α . Поток при этом рассматриваем спокойным, то есть невозмущенным. На будущее замечу, что поток может быть ламинарным, когда он течет плавно, без перемешивания близлежащих слоев и турбулентным, когда возникают вихри и перемешивание слоев.

Аэродинамическая сила

И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-). На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я вас, конечно, не обманывал. Просто кроме подъемной (Y) есть еще одна сила аэродинамического характера. Это сила сопротивления воздуха (X). Сопротивление имеет немалую величину и особенно при наличии угла атаки ее нельзя не учитывать. Обе эти силы в сумме составляют величину, которая называется полная аэродинамическая сила (R). Вот она-то как раз и воздействует на профиль крыла. Приложена она в точке с названием центр давления. Почему давления? Потому что воздух «давит» на профиль посредством этой самой силы.

С введением понятия возникает еще одна вещь, которая очень важна и о ней нельзя не упомянуть. При движении профиля под углом к набегающему потоку этот поток как бы скашивается и приобретает некоторое движение вниз. Поскольку воздух имеет определенную массу, то по закону сохранения импульса на профиль будет действовать сила, направленная в обратном направлении (т.е. практически вверх), и от величины этой массы зависящая. Она тоже будет участвовать в формировании полной аэродинамической силы, а значит и подъемной силы профиля, хотя ясно, что сама она имеет несколько иную природу образования, нежели та, о которой мы говорили .

При обтекании профиля (как несимметричного, так и любого другого) эти два вида подъемной силы как бы дополняют друг друга, причем решающую роль (по величине) теперь играет сила, возникающая в результате наличия угла атаки . Подъемная сила, возникающая согласно закону Бернулли играет уже второстепенную роль, что и происходит на реальном самолете.

Благодаря этому явлению, летать может практически любая, даже плоская пластинка. Для этого одно требование: должен быть угол атаки. Как только пластина становится непараллельной набегающему потоку, сразу возникают вышеупомянутые аэродинамические силы и процесс пошел… Вот какое вобщем-то важное понятие, оказывается .

Заканчивая эту статью, скажу, как и раньше. Мы сегодня упомянули всего несколько терминов и определений из королевы авиационных наук аэродинамики. Всего лишь упомянули! На самом же деле эта наука настолько же сложна, насколько и интересна. Однако восхитительная красота авиации доступна любому человеку, даже несведущему в аэродинамике… 🙂

P.S. В заключение предлагаю посмотреть небольшой ролик, неплохо иллюстрирующий обтекание профиля в зависимости от угла атаки и силы, действующие на него. Красным показано повышенное давление, синим пониженное.

P.S.S. Две иллюстрации, использованные в этой статье взяты с ресурса http://www.rcdesign.ru/articles/avia/wings_profile. Спасибо их автору Константину Бочкову.

Скорость захода самолета на посадку в соответствии с требованиями норм летной годности из условия обеспечения высокой безопасности полета должна быть не менее 1,3 скорости сваливания (или минимальной скорости), установленной для посадочной конфигурации самолета. При этом в процессе летных испытаний самолета должна быть показана возможность безопасного выполнения посадки и ухода на второй круг без превышения допустимого угла атаки при минимальной демонстрационной скорости захода на посадку Vз. п.д. тіп, которая назначается из следующих условий:

у. < (Vз. п. 15 км/ч при VЗ. п. ^ 200 км/ч>

З. П.ДЛ11П I уз п Ю км/Ч при VЗ. П. ^ 200 км/ч>

Максимальная скорость захода самолета на посадку должна быть не менее Vr3.n. + 25 км/ч независимо от полетной массы самолета.

Во всем диапазоне разрешенных скоростей захода на посадку самолет должен приземляться на основные колеса шасси без первоначального касания поверхности ВПП носовыми колесами или хвостовой частью фюзеляжа(хвостовой опорой);не должны также возникать капотирование или “козленке” самолета.

Эти условия определяют диапазон допустимых углов тангажа самолета в момент приземления. Посадочный угол атаки определяется углами тангажа и наклона траектории полета самолета в момент приземления, зависящими от метода посадки. Изменение угла атаки и угла наклона траектории по сравнению с их значениями на участке планирования самолета по посадочной глиссаде при различных методах посадки могут быть определены расчетом или из статистических материалов, что позволяет связать диапазон допустимых углов тангажа в момент приземления с диапазоном допустимых углов атаки при заходе на посадку, при которых обеспечивается безопасная посадка.

Такой подход позволяет определить диапазон допустимых углов атаки при заходе самолета на посадку. Фактический угол атаки на этом этапе в основном определяется аэродинамической компоновкой крыла самолета в посадочной конфигурации. Основную роль при этом играют максимальные несущие свойства крыла, т. е.максимальное значение коэффициента подъемной силы Сушах и соответствующий ему угол атаки, а также коэффициент подъемной силы при нулевом угле атаки.

Для современных транспортных и пассажирских самолетов применяются три метода посадки:

Посадка с полным выравниванием и выдерживанием, на

котором угол атаки самолета увеличивается до посадочного;

Посадка с полным выравниванием без участка выдерживания;

Посадка с неполным выравниванием (в основном при автоматической посадке).

На всех воздушных этапах режима посадки угол тангажа самолета v по строительной оси фюзеляжа, угол наклона траектории полета в и угол атаки а связаны соотношением:

ь = в + а-<р кр, (6.32)

где <р кр -угол заклинення крыла относительно строительной оси фюзеляжа.

На участках выравнивания и выдерживания скорость полета самолета постепенно уменьшается, а угол атаки увеличивается. Связь между углами атаки в момент приземления а пос. и на планировании по глиссаде а з. п. определяются зависимостью

Япос - #з. п.+А #1 + Л а2, (6.33)

где и А а2-приращение угла атаки на участках выравнивания и выдерживания соответственно.

С учетом (6.31) и (6.32) можно записать

VnOC = в ПОС #З. П. А С?1 "Ь А СІ2 Ф КР (6.34)

где t>noc и в пос -угол тангажа и угол наклона траектории самолета в момент приземления (касания.)

Результаты расчетов и статистической обработки материалов летных испытаний и эксплуатации пассажирских самолетов показывают, что на участке выравнивания угол атаки увеличивается на 1,5 2°, а на участке выдерживания угол атаки должен возрасти до

посадочного а пос. При посадке самолета с неполным выравниванием угол атаки должен быть близок к посадочному и вследствие этого угол атаки самолета на планировании по посадочной глиссаде должен быть меньше посадочного на 2^2,5°.Угол заклинення крыла ф кр для современных пассажирских самолетов близок к’ 3°.

С учетом принятых допущений связь между углом тангажа в момент приземления и углом атаки при заходе на посадку можно определить по формуле(бчЗЗ):

£>пос - #зл.+ (0,54-4*)-при па*юм выравнивании и полном

выдерживании;

v пос - а з. п. - (1,0 — г 1,5°) -при полном выравнивании без

участка выдерживания;

Vnoc=a з. п. -3°-при неполном выравнивании.

На современных пассажирских и транспортных самолетах для сокращения потребной посадочной полосы целесообразно посадку производить без участка выдерживания. Тогда минимально допустимый угол атаки на планировании по глиссаде при заходе на посадку должен выбираться из условия отсутствия касания ВПП носовым колесом шасси.

Для определения количественных требований к углу атаки при заходе на посадку необходимо установить допустимые значения угла тангажа в момент приземления. Обычно пассажирские и транспортные самолеты компонуются так, что момент касания носовым колесом поверхности ВПП соответствует нулевому углу тангажа vKac н. к-0.

Касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа (хвостовой опорой) для различных самолетов происходит при различных значениях угла тангажа в зависимости от обводов хвостовой части фюзеляжа и высоты основных стоек шасси. Поэтому в расчетах следует учитывать угол тангажа, при котором происходит касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа. Среднее значение угла тангажа касания

ВПП ХВОСТОВОЙ ОПОрОЙ МОЖНО ПрИНЯТЬ раВНЫМ Укас хв= 11

Для выбора рекомендуемого диапазона значений угла атаки самолета при заходе на посадку, при котором отсутствует первоначальное касание ВПП носовым колесом или хвостовой частью фюзеляжа, используем значения разрешенных в эксплуатации максимальных и минимальных значений угла тангажа:

Чпах^ ^кас хв”1 И Vmn ^ $ каскрн. к. + 1°

(запас по углу тангажа в±1° вводится для обеспечения безопасности приземления самолета) .Таким образом, для обеспечения безопасности самолета на посадке необходимо, чтобы угол тангажа в момент приземления был бы больше 1° и меньше 10°.

Расчеты показывают, что в момент приземления для обеспечения угла тангажа в допустимом диапазоне fnoc-Г-г 10° значения угла атаки самолета на планировании по посадочной глиссаде должны находиться в следующем диапазоне:

www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своиіуіи руками?!

2,5° < а з. п.<9°-при посадке самолета без участка

выдерживания;

4°<<2’з. п.<9°-при посадке самолета с неполным выравниванием.

Необходимо также определить допустимые углы атаки при заходе самолета на посадку с учетом разброса скорости захода на посадку от рекомендованных значений (Л Vi = 15 км/ч и AV^

10 км/ч). Тогда диапазон угла атаки самолета на режиме захода на посадку должен быть следующий:

Для тех компоновок самолета, у которых значения угла тангажа ^кас н. к И VKac хв. ОТЛИЧЭЮТСЯ ОТ ПрИНЯТЫх(0° И 11° СООТВЄТСТВЄННО), диапазон необходимых значений угла атаки самолета на режиме захода на посадку можно принять:

а з. п. min =^Кас н. к+4° (ограничение от касания ВПП носовыми колесами при посадке самолета с полным выравниванием без участка выдерживания);

а з. п. max=tw хв_3° (ограничение от касания ВПП хвостовой частью фюзеляжа);

а з. п. min = v кас н. к.~5,5°(ограничение от касания носовыми колесами при посадке самолета с неполным выравниванием).

На рис.6.41 приведены области рекомендованных углов атаки для захода на посадку О’з. п. в зависимости от критических углов атаки а кр для магистральных самолетов в посадочной конфигурации. Значение а кр соответствует максимальному значению коэффициента подъемной силы Сушах* или Сус сваливания, а угол атаки Яз. п. соответствует значению Су3.п = 0,59 СуС (Сутах) (это отвечает требованию V"з. п.= 1,3 Vc).

С целью сокращения потребной длины посадочной полосы для пассажирских и транспортных самолетов целесообразно принять методику посадки с неполным выравниванием (угол наклона траектории в < 0°). Оценочные расчеты показывают, что при таком методе

посадки потребная длина посадочной полосы уменьшается на 300-г 600 м. Однако метод посадки с неполным выравниванием может безопасно применяться только на таких самолетах, у которых угол тангажа в момент приземления будет положительным.

Значения вертикальных скоростей снижения в момент приземления (касания ВПП) при использовании метода посадки с неполным выравниванием должны быть приемлемы по условиям прочности самолета и обеспечения комфорта пассажиров и экипажа.

Для применения метода посадки самолета с.неполным выравниванием необходимо, чтобы углы атаки самолета при планировании по посадочной, глиссаде были бы достаточно болыиими — не менее 5,5°(здесь учтено, что скорость захода на посадку может быть больше рекомендованной на 15 км/ч);

Аэродинамическая компоновка крыла современных маги­стральных пассажирских самолетов должна быть сделана с учетом

возможности посадки самолета с неполным выравниванием, так как на этих самолетах должна применяться автоматическая посадка, которая осуществляется с неполным выравниванием 0<О.

Для того, чтобы углы атаки самолета на режиме захода на посадку находились в рекомендованном диапазоне, необходимо иметь определенное соотношение между коэффициентами Сушах И СуО. Необходимую связь между этими коэффициентами можно найти из следующих соотношений:

СуЗЛ.= 0,59 Сушах

Суз. п.- СуО+ CyCt з. п.

0,59 Сушах СуО

Суо -коэффициент подъемной силы при 0;

Су -производная коэффициента подъемной силы по углу атаки (обычно для рассматриваемых самолетов близка к 0, 1/град).

Суо = Суз. п. 0,1(5,5-і-8,0) =0,59Сушах -(0,554-0,8)

Эти соотношения могут быть использованы при разработке аэродинамической компоновки самолета в посадочной конфигурации, и из них, в частности, следует, что из условий эксплуатации самолета можно определить максимальные несущие свойства самолета или определить потребное значение Суо самолета в посадочной
конфигурации; например, при Су шах=2, 5 рекомендуемое значение не должно выходить из диапазона Суо = 0> 67-г 0,92. При выходе значения Суо из этого диапазона возникает большая вероятность приземления самолета на носовые колеса или на хвостовую часть фюзеляжа, т. е. в этом случае безопасность посадки самолета снижается.

Определение диапазона допустимых углов атаки при заходе самолета на посадку по условиям безопасности позволяет также определить соотношения между Сушах И <2кр И СВЯЗЬ МЄЖДУ Якр И
а з. п. Для нахождения этих дополнительных связей можно использовать соотношение:

яЗ. П. = акр — (6.36)

здесь К -коэффициент, учитывающий уменьшение зависимости Су=/(а)вблизи значения Сушах; коэффициент К можно приближенно принять равным К=0,9.

Преобразование формул (6.35)’ и (6.36) позволяет найти следующие дополнительные рекомендуемые соотношения:

СС кр ~ (5> 5°-г 8, 0) 4, 55 Сушах

Сутах~0> 22 СС кр (1* 2~ 1,76)

Суо=0, Шкр- (1,26Н-1,85)

акр=7,7Суо+(9,7° — г 14,2°)

Пользуясь этими соотношениями, можно правильно разработать аэродинамическую компоновку крыла самолета в посадочной конфигурации.