P1 PPL.1.D b.Основы аэродинамики полета

Силы, действующие на самолет

На самолет действуют четыре основные силы, которые в прямолинейном горизонтальном полете уравновешивают друг-друга:

Тяга создаётся в результате работы силовой установки, ее величина зависит от режима работы двигателя и других факторов. Точка приложения этой силы и ее направление зависят от расположения двигателей на самолете.

Сила сопротивления (лобовое сопротивление) возникает из-за давления и трения набегающего потока о поверхности самолёта. При постоянной скорости полета сила сопротивления тем больше, чем больше площадь поперечного сечения самолёта и чем менее обтекаема его форма. Тяга и сила сопротивления противодействуют друг другу. Для того, чтобы воздушное судно увеличивало скорость, необходимо, чтобы сила тяги превышала силу сопротивления.

Вес (сила тяжести) самолёта определяется его массой. Чем больше масса, тем больше и вес. Масса пустого самолёта является постоянной для данного самолёта. Однако количество пассажиров, груза и топлива могут различаться. Более того, масса и вес самолета меняются в полете по мере выработки топлива. Сила тяжести направлена к центру Земли и приложена к центру масс самолёта.

Подъёмная сила - это именно та сила, благодаря которой самолёт, тяжелее воздуха, способен лететь и не падать. Основная часть подъемной силы самолёта возникает на крыле в результате разницы давлений воздуха на нижней и верхней поверхностях. Подъемная сила и сила сопротивления крыла приложены к точке, которую называют центром давления. Положение центра давления зависит от угла атаки крыла, поэтому определяют еще и понятие аэродинамического фокуса крыла - точки приложения вектора подъемной силы, положение которого не зависит от угла атаки.

Как возникает подъемная сила?

Одним из объяснений принципа действия крыла является ударная модель Ньютона: частицы воздуха, сталкиваясь с нижней поверхностью крыла, стоящего под углом к потоку, упруго отскакивают вниз, согласно третьему закону Ньютона, толкая крыло вверх. Данная упрощённая модель учитывает закон сохранения импульса, но полностью пренебрегает обтеканием верхней поверхности крыла, вследствие чего она даёт заниженную величину подъёмной силы.

В другой упрощённой модели возникновение подъёмной силы объясняется разностью давлений на верхней и нижней сторонах профиля, возникающей согласно закону Бернулли: статическое давление в потоке уменьшается с ростом скорости потока. Набегающий поток разделяется крылом на две части и верхний поток вдоль выпуклой части профиля проходит больший путь, чем нижний поток движущийся вдоль плоской поверхности крыла. Чтобы сойтись в одной точке за крылом верхний поток должен двигаться с большей скоростью, поэтому над крылом возникает область с меньшим давлением.

Однако эта модель не объясняет возникновение подъёмной силы на крыле с двояковыпуклым симметричным профилем, когда потоки сверху и снизу проходят одинаковое расстояние, и почему подъемная сила зависит от угла атаки крыла. Таким образом, простого объяснения принципа действия крыла нет, и следует просто принять, что на движущемся в потоке воздуха крыле возникает подъемная сила как результат разницы давлений на нижней и верхней поверхностях крыла.

Подъёмная сила крыла направлена перпендикулярно крылу и зависит от его площади, профиля, формы в плане, а также от угла атаки, скорости и плотности потока и от целого ряда других факторов. Чем выше скорость самолёта, тем больше будет разница давлений на поверхностях крыла, и тем больше будет подъёмная сила. Так как скорость зависит от соотношения тяги и силы сопротивления, то и подъёмная сила будет зависит от режима работы двигателя. Уменьшение тяги и падение скорости до такой величины, когда крыло не сможет создать подъёмную силу достаточную для противодействия силе тяжести, приведет к тому, что самолёт не сможет удерживать высоту и начнет снижаться.

Формула подъемной силы крыла Y_a включает площадь крыла S, плотность ρ и скорость V воздушного потока, а также коэффициент подъемной силы крыла C_y, который зависит от угла атаки и профиля крыла, и других факторов.

Угол атаки

Хордой крыла называется отрезок соединяющий наиболее удаленные точки поперечного сечения крыла, а угол между хордой и набегающим потоком воздуха называется углом атаки. Коэффициент подъёмной силы крыла напрямую зависит от угла атаки: чем больше угол атаки, тем  выше коэффициент подъемной силы, а, значит, и подъемная сила крыла. (Правда, это справедливо только до определенного значения угла атаки). Для набора высоты надо увеличить подъемную силу крыла, а значит его угол атаки. Так как крыло жестко связано с самолетом, то для изменения угла атаки надо изменить угол тангажа. Но с увеличением угла атаки растет лобовое сопротивление крыла и, если не увеличить обороты двигателя, скорость самолета начнет уменьшаться, а с падением скорости снижается и подъемная сила.

Угол атаки бывает как положительным, так и отрицательным. Крыло несимметричного профиля создает положительную подъемную силу при нулевом и даже небольшом отрицательном угле атаки. Величина угла атаки не зависит от пространственного положения самолета, но лишь от положения крыла относительно направления движения воздушного судна. Даже при горизонтальном положении самолета (нулевом угле тангажа), но высокой вертикальной скорости снижения, угол атаки может оказаться выше критического значения.

Итак, подъёмная сила крыла зависит от угла атаки крыла и скорости полёта воздушного судна. Из этого следует, что:

• для увеличения подъёмной силы нужно увеличить скорость или угол атаки крыла;
• для сохранения горизонтального полета при меньшей скорости требуется больший угол атаки;
• при увеличении скорости для поддержания той же подъёмной силы нужен меньший угол атаки.

Критический угол атаки

По мере увеличения угла атаки, коэффициент подъемной силы растет почти пропорционально. Но при этом растет перепад давления между верхней и нижней поверхностью крыла и воздух через заднюю кромку крыла стремится перейти из области высокого давления в область низкого давления. Пока перепад давлений не слишком велик, скоростной напор обтекающего воздуха справляется с этой тенденцией. Но, начиная с некоторого угла атаки, этот перепад становится причиной возникновения обратного тока воздуха вдоль задней части верхней поверхности крыла. Возникает вихревое (турбулентное) обтекание с отрывом пограничного слоя от поверхности крыла и резкое уменьшение подъемной силы из-за снижения разницы давлений между верхней и нижней поверхностью крыла. Кроме этого, значительно возрастает лобовое сопротивление. Это явление называется срыв потока, а угол атаки, при котором начинается срыв потока называют критическим углом атаки.

При срыве потока падение подъемной силы на крыле происходит неравномерно и при неправильных действиях экипажа может произойти сваливание (stall): самолёт произвольно меняет своё пространственное положение, изменяет крен и тангаж. Сваливание может привести к попаданию самолёта в штопор (spin), когда он вращаясь вокруг своих осей неконтролируемо снижается по крутой нисходящей спирали.

Предпосылкой к попаданию самолёта в штопор является выход на закритические углы атаки. Существенное падение подъёмной силы приводит к быстрой потере высоты, что представляет значительную опасность, особенно на малых высотах полёта. Важно помнить, что взлет и заход на посадку выполняются на больших углах атаки, и ошибка летчика может привести к выводу самолета на критический угол атаки с последующим сваливанием.

Вес

Вес самолёта определяется его массой. Можно выделить несколько компонентов, которые составляют полную массу самолёта:

• масса пустого самолёта: масса самолёта со всеми его компонентам, но без пассажиров, багажа и топлива;
• масса экипажа и пассажиров;
• масса багажа и груза;
• масса топлива (fuel on board, FOB).

Существуют специфические обозначения масс:

• масса экипажа и пассажиров + масса багажа и груза = загрузка (payload)
• масса пустого самолёта + загрузка = масса самолёта без топлива (zero-fuel weight, ZFW).

Масса необходимого на полет топлива FOB зависит от дальности полёта, высоты полёта, веса самолёта и ряда других параметров. Полная масса самолета не должна превышать максимально допустимую взлетную массу (maximum takeoff weight, MTOW). Чем больше вес самолёта, тем сложнее будет ему в воздухе. Возрастание массы приводит к:

• увеличению скорости, необходимой для отрыва от полосы;
• увеличению потребной длины разбега для взлёта;
• уменьшению вертикальной скорости и угла набора высоты;
• уменьшению максимальной высоты полёта;
• уменьшению максимальной скорости полёта;
• уменьшению манёвренности;
• увеличению скорости сваливания;
• увеличению скорости захода на посадку и посадки;
• увеличению потребной длинны ВПП для посадки;
• увеличению нагрузки на стойки шасси.

Поэтому, планируя свой полёт, необходимо брать количество топлива минимальное, но достаточное для безопасного выполнения полёта с учётом возможных задержек и других факторов (встречного ветра, погодных условий и прочее).

Центр тяжести самолёта, центровка

Если найти равнодействующую сил веса всех частей самолета, то она пройдет через некоторую точку внутри самолета, которая называется центром тяжести. Условием продольной устойчивости самолета является положение центра тяжести самолета впереди аэродинамического фокуса крыла (точки приложения вектора подъемной силы).

Положение центра тяжести, измеряемое в процентах длины средней аэродинамической хорды (САХ), называется центровкой самолета. Центр тяжести самолета должен быть расположен в определенных границах. При слишком передней центровке самолет очень устойчив, но плохо управляется, а при задней центровке самолет хорошо управляется, но недостаточно устойчив. Диапазон эксплуатационных центровок – это интервал от предельно передних до предельно задних центровок. Центр тяжести самолета должен находиться в этом диапазоне.

Правильное размещение пассажиров и надежное крепление груза на самолете имеет важное значение для безопасности полета. Пилот обязан контролировать вес и центровку самолета и не допускать превышения установленных пределов. Для удобства пилотов легких самолетов, диапазон центровок выражается в сантиметрах (или дюймах) от базовой линии (datum). Для самолета Cessna 172 базовой линией отсчета принята пожарная перегородка между двигателем и кабиной пилотов.

Рассчитывают положение центра тяжести через векторные моменты силы, то есть массу объекта (пассажира, груза или топлива) умноженную на расстояние от объекта до базовой точки отсчета. Основными факторами, влияющими на центровку легкого самолета, являются пассажиры на задних креслах и багаж. Массу топлива, массу пилота и пассажира на переднем кресле при расчете центровки небольших самолётов, как правило, не учитывают. Это объясняется тем, что топливо размещается в баках в крыльях самолёта близко к центру тяжести пустого самолета и, при условии равномерного расхода топлива во время полёта, оно не влияет на центровку самолёта.

Расчет центра тяжести достаточно сложное задание и его можно поручить симулятору. Загрузка и центровка определяются через соответствующие окна в симуляторе: Payload и Fuel and Payload.

Оси вращения самолёта

У самолёта выделяют три оси вращения:

Ось	Направление	Вращение
продольная, longitudinal	от носа к хвосту	крен, roll
поперечная, lateral	от одного конца крыла к другому	тангаж, pitch
вертикальная, vertical	от низа к верху	рысканье, yaw

Управление самолётом во время полёта требует изменения его положения в пространстве относительно этих осей. Например, для разворота необходимо создать крен в сторону разворота, то есть наклон вокруг продольной оси. Так как подъемная сила направлена перпендикулярно крылу, то при наклоне возникает боковая составляющая подъемной силы, которая приводит к боковому движению самолета. Под действием воздушного потока вертикальный киль развернет самолет в сторону опущенного крыла. При этом может возникнуть скольжение, которое следует компенсировать педалями. При крене самолета уменьшается вертикальная составляющая подъемной силы. Для компенсации снижения подъемной силы нужно увеличить угол атаки крыла (потянув штурвал на себя) или увеличить тягу двигателя для увеличения скорости.

Снижаясь или набирая высоту самолёт опускает или поднимает свой нос. Угол наклона самолета относительно поперечной оси называют тангажом. Тангаж положительный, когда нос самолета направлен выше линии горизонта, и отрицательный в противоположном случае.

Поворот самолёта влево-вправо без крена, то есть вокруг вертикальной оси, называют рысканьем. Такое вращение позволяет медленно изменить направление полёта на небольшой угол. Рыскание приводит к возникновению разности скоростей движения консолей крыла: внутренняя движется медленнее, а внешняя - быстрее. Как следствие, на внешнем полукрыле возникает бóльшая подъёмная сила, и у самолёта появляется крен в сторону разворота.

Управляющие поверхности

На задней кромке консолей крыла расположены органы управления по крену: элероны. Именно они обеспечивают поворот самолета вокруг продольной оси. Элероны расположены симметрично на консолях крыла, но работают в противоположные стороны: если правый опускается, то левый поднимается и наоборот. Поднятие элерона приводит к уменьшению подъемной силы консоли и она опускается. На другой консоли элерон опускается, подъемная сила консоли возрастает и она поднимается.

Управление элеронами осуществляется с помощью штурвала (или ручки управления самолетом) в кабине пилотов. Если пилот поворачивает штурвал (или наклоняет ручку) влево, то самолет будет крениться также влево.

На задней кромке стабилизаторов хвостового оперения расположены рули высоты. Они обеспечивают поворот самолета вокруг поперечной оси. Рули высоты работают симметрично: оба руля отклоняются в одну сторону. Отклоняясь вниз, они приводят к увеличению подъемной силы на стабилизаторах, что приводит к подъему хвостовой части самолета и опусканию носовой (тангаж уменьшается). Отклонение рулей высоты вверх приводит к увеличению угла тангажа.

Управление рулём высоты осуществляется также со штурвала (или ручки управления самолетом): когда пилот тянет штурвал (или ручку) на себя - самолёт поднимает нос и увеличивает тангаж, когда пилот толкает штурвал от себя - самолет опускает нос и уменьшает тангаж.

На вертикальном киле расположен руль направления. Она обеспечивает поворот самолета вокруг вертикальной оси - рысканье. Отклонение руля направления вправо приводит к повороту самолета вправо и наоборот.

Управление рулём направления осуществляется с помощью педалей. Нажатие правой педали приводит к повороту самолёта вправо, левой - влево. На многих джойстиках, используемых пилотами симуляторов полёта, есть третья (вертикальная) ось, которая и обеспечивает управление рулём направления.

Стоит также помнить, что так как все управляющие поверхности самолета представляют собой небольшие аэродинамические поверхности, то чем больше будет скорость набегающего потока, тем более эффективно будут работать рули, тем сильнее будет управляющее воздействие. А так как скорость набегающего потока равна скорости полёта воздушного судна, то чем быстрее будет лететь самолёт, тем меньшие отклонения управляющих поверхностей нужны для тех же изменений положения самолета.

Триммеры и триммирование

Порой во время полёта длительное время должны сохраняться отклоненные положения различных управляющих поверхностей (чаще всего - руля высоты). А значит пилот должен длительное время воздействовать на механизмы управления (штурвал и педали). Чтобы разгрузить пилота от такой длительной и однообразной работы, используются триммеры.

Триммеры - это небольшие плоскости на управляющих поверхностях, которые отклоняются в противоположную сторону от самой поверхности. При этом на них возникает дополнительная сила, помогающая удерживать управляющую поверхность в том или ином положении, что уменьшает нагрузку на механизмы управления.

На небольших самолётах триммер установлен только на руле высоты, так как именно он чаще всего "работает" во время полёта (даже в горизонтальном полёте он отклонен, чтоб сбалансировать силу тяжести и создать нужный угол атаки для данной скорости).

Управление триммером руля высоты бывает:

• механическое - пилот крутит специальное колесо в кабине, переставляя триммер в нужное положение;

• электромеханическое - пилот нажимает специальные клавиши (расположенные, как правило, на штурвале) и электрический мотор переставляет триммеры.

Оттриммированным по рулю высоты называют такое состояние самолета, при котором самолёт без воздействий на штурвал летит с заданной неизменной вертикальной и горизонтальной (поступательной) скоростью (то есть у самолёта постоянный тангаж). Триммер при этом компенсирует необходимые воздействия от штурвала на руль высоты.

Суть триммирования состоит в том, чтобы снять необходимые для поддержания постоянного пространственного положения самолёта давления на штурвал. Рассмотрим методику триммирования руля высоты для самолёта, летящего горизонтально:

• пилот отпускает штурвал и смотрит за тенденцией изменения тангажа;
• если тангаж увеличивается (самолёт задирает нос), пилот возвращает самолёт в горизонтальное положение и опускает триммер вниз (опускание носа) - если тангаж уменьшается - триммер вверх;
• пилот снова отпускает штурвал и смотрит за тенденцией и вносит поправки триммером;
• при изменении параметров полета (например скорости), необходимо заново оттриммировать самолет.