Основы полета Principles of FlightОксфордская авиационная академия Четвертое изданиеСоответствует требованиям EASA для получения ATPLСодержаниеЧасть 11 Определения2 Атмосфера3 Основные законы аэродинамики4 Дозвуковое течение воздуха5 Подъемная сила6 Лобовое сопротивление7 Сваливание8 Механизация крыла 9 ОбледенениеЧасть 2 10 Устойчивость и управляемость^ Часть 3 11 Управление самолетом 12 Механика полета 13 Полет на больших числах МЧасть 4 14 Ограничения 15 Сдвиг ветра 16 Теория воздушного винтаЧасть четвёртая.Глава 14 Ограничения^ Ограничение эксплуатационных скоростейВ нормальной эксплуатации диапазон скоростей самолёта должен быть ограничен для обеспечения безопасности. Ограничиваются как максимальные, так и минимальные скорости.Основные факторы, влияющие на ограничение скорости:- прочность конструкции;- жесткость конструкции;- адекватная управляемость самолёта.Прочность, это способность конструкции противостоять нагрузкам, а жесткость – деформациям.^ Нагрузки и запас прочностиЭксплуатационная нагрузка – максимальная нагрузка, ожидаемая в эксплуатации.Разрушающая нагрузка – нагрузка, приводящая к разрушению конструкции.^ Запас прочности – отношение разрушающей и эксплуатационной нагрузки.Для самолётных конструкций выбирается запас прочности 1,5. Это значительно ниже, чем запас прочности, закладываемый в другие конструкции, и объясняется требованием уменьшения веса самолёта. В связи с этим чрезвычайно важно не превышать ограничения, наложенные на эксплуатацию самолёта, поскольку запас прочности может быть легко превышен, что приведёт к разрушению конструкции.^ Нагрузки на конструкцию самолётаКонструкция самолёта должна выдерживать нагрузки горизонтального полёта, которые создаются подъёмной силой, лобовым сопротивлением, тягой двигателей и весом самой конструкции. Кроме этого самолёт должен выдержать нагрузки от маневрирования и полёта в турбулентной атмосфере.Также конструкция должна быть достаточно жесткой, чтобы исключить появление таких явлений, как реверс элеронов, флаттер и дивергенция во всём разрешённом диапазоне скоростей.^ Нормальная перегрузкаПри конструировании, самолёт рассчитывается на определённую нормальную перегрузку (ny), обычно обозначаемую буквой «g».ny = Y / G, где Y – подъёмная сила, G – вес самолёта.В горизонтальном полёте ny = 1,0 (1g). Если самолёт выполняет манёвр, при котором подъёмная сила вдвое больше веса, то нормальная перегрузка ny = 2,0 (2g).Предельные нагрузки на конструкцию самолёта обычно ограничивают назначением допустимых нормальных перегрузок. Но надо принимать во внимание, что нагрузка на конструкцию определяется произведением текущего веса самолёта на перегрузку. Например, крыло самолёта выдерживает нагрузку 10 тонн. Если самолёт весит 4 тонны, то предельная нагрузка будет достигнута при перегрузке 2,5g, а если вес самолёта 5 тонн, то это произойдёт при ny = 2,0g. Поэтому предельно-допустимые перегрузки рассчитываются для максимальной массы самолёта.Эксплуатационный диапазон нормальных перегрузок (V – nу диаграмма)На рисунке изображён типичный диапазон допустимых перегрузок в зависимости от индикаторной скорости полёта.EASA установила диапазон допустимых перегрузок в зависимости от категории проектируемого самолёта:Так для самолётов нормальной категории допустимая положительная перегрузка должна быть от 2,5g до 3,8g, а отрицательная -1g.Для самолётов многоцелевой вспомогательной категории, соответственно: + 4,4g и -1,76g.Для самолётов акробатической категории: + 6g и -3g.^ Допустимая положительная нормальная перегрузка для скоростных реактивных транспортных самолётов равна 2,5g.Граница СУ МАХЛиния ОА (на V – nу диаграмме) определяет располагаемые перегрузки, на которые может выйти самолёт, достигнув максимально-допустимого угла атаки. По мере роста скорости полёта эта перегрузка растёт и в точке «А» достигает ограничения по прочности.Точка данной линии, соответствующая перегрузке 1g, даёт нам скорость сваливания горизонтального полёта VS и обозначена на графике точкой «S».На рисунке в координатах перегрузка – скорость показаны три линии, соответствующие манёврам с достижением углов атаки 5°, 10° и α доп.Если скорость полёта больше, чем соответствующая точке «А», то крыло самолёта в состоянии реализовать перегрузку, опасную для прочности конструкции. Но это не означает, что любой манёвр будет опасен. Задача пилотирующего лётчика помнить о возможности превысить ограничение по перегрузке и не допускать больших и резких движений органами управления самолётом на скорости более VA.Также на рисунке изображен запас прочности 1,5, гарантирующий, что разрушение конструкции не начнётся на максимально-допустимой перегрузке, но, возможно, произойдёт на 2,5g × 1,5 = 3,75g.Тем не менее, в диапазоне перегрузок 2,5g ÷ 3,75g может возникнуть остаточная деформация конструкции.^ Расчётная скорость маневрирования VAЭто наибольшая скорость, при которой резкое и полное отклонение руля высоты на кабрирование (выполненное из установившегося горизонтального полёта) не приведёт к превышению расчётных нагрузок на конструкцию.Скорость VA меньше, чем скорость, соответствующая точке «А», поскольку учитывается дополнительная нагрузка на хвостовую часть фюзеляжа и стабилизатор, возникающие при полном отклонении руля высоты.Линия ОА представляет собой зависимость скорости сваливания самолёта от нормальной перегрузки. Как было рассмотрено в главе 7:VS = VS1g × √nyНапример, самолёт имеет скорость сваливания горизонтального полёта (VS1g) 60 узлов и максимально-допустимую перегрузку 2,5, то скорость, соответствующая точке «А», получится: 60 × √2,5 = 95 узлов.^ Влияние веса самолёта на VAСкорость сваливания горизонтального полёта зависит от веса самолёта. Линия ОА нарисована для максимально-допустимого веса. При меньшем весе линия будет сдвигаться влево.Соответственно будет уменьшаться и VA.Например, у самолёта с весом 2500 кг VA = 95 узлов. Значит при весе 2000 кгVA = 95 × √(2000 / 2500) ≈ 85 узлов.^ 20% уменьшения веса дают приблизительно 10% уменьшения VAРасчетная скорость крейсерского полётаТочке «С» на рисунке соответствует расчетная скорость крейсерского полёта. Эта скорость выбирается конструктором и используется для расчёта нагрузок на конструкцию в крейсерском полёте. Правила выбора данной скорости регламентированы требованиями к сертификации самолётов EASA CS 25.335 и CS 23.355 (Certification Specifications).VC должна быть больше расчётной скорости преодоления вертикального порыва воздуха VB (рассмотрена ниже), и должна быть меньше расчётной предельной скорости VD и скорости горизонтального полёта на максимальном продолжительном режиме двигателей VH.Например, CS 25 требует, чтобы VC была минимум на 46 узлов больше, чем VB. Также VC не должна быть более, чем 0,8 VD. CS 23 имеет похожие требования.Расчетная скорость крейсерского полёта используется при назначении максимально-допустимой скорости VMO/MMO.CS 25.1505 требует, чтобы VMO/MMO было не больше, чем VC.^ Расчётная предельная скоростьТочка «D» соответствует расчётной предельной скорости VD (dive speed). Эта скорость рассчитывается по условиям прочности самолёта. Согласно требований CS 25.335 (в)(1) самолёт, летящий на скорости VC, должен выдержать снижение в течение 20 секунд с углом (-7,5°) без уборки режима двигателей. Затем самолёт выводится из снижения с перегрузкой 1,5. Скорость, получившаяся в результате манёвра, и будет VD. Получают её методом аэродинамического расчёта.Если результирующая скорость неприемлема по развитию скоростной тряски или другим причинам, то её могут заменить на VDF (максимальная скорость, продемонстрированная в лётных испытаниях).Если скорость VMO нельзя умышленно превышать в нормальной эксплуатации, то скорость VD (VDF) нельзя превышать ни при каких условиях (5 марта 2011 года катастрофа Ан-148).^ Отрицательная перегрузкаВ нормальной эксплуатации маловероятно возникновение больших отрицательных перегрузок, тем не менее, самолёт должен быть достаточно прочным, чтобы выдержать небольшую отрицательную перегрузку.^ Сваливание на отрицательных углах атакиЕсли отрицательный угол атаки увеличивать по абсолютной величине, то в определённый момент произойдёт сваливание. (Если профиль крыла симметричный, то отрицательный и положительные углы атаки равны. При положительной кривизне профиля сваливание на отрицательных углах возникает на меньшем угле атаки.)Линия ОН на рисунке представляет границу по отрицательному СУ МАХ. Для больших самолётов, сертифицированных по CS 25, максимально-допустимая отрицательная перегрузка устанавливается -1. В диапазоне скоростей от VC до VD она линейно уменьшается до нуля.^ Границы маневрированияНа рисунке изображена безопасная зона полёта в координатах индикаторной скорости и нормальной перегрузки.Линия SL представляет диапазон скоростей горизонтального полёта. Линии SA и ОН показывают располагаемую перегрузку при достижении положительного и отрицательного СУ МАХ. Линии ACD и HFE представляют максимальную положительную и отрицательную перегрузку, которую должна выдержать конструкция самолёта.Скорости VC и VDиспользуются для оценки прочности самолёта и не публикуются в руководстве по лётной эксплуатации, но опубликованные скорости рассчитываются на их основе.^ Максимально-допустимые скоростиДля больших самолётов, сертифицированных по CS 25 (с максимальной массой более 5700 кг), максимально-допустимой скоростью является VMO. Для самолётов, сертифицированных по CS 23, эта скорость VNE (never exceed).Скорость VMO (maximum operating)Эту скорость нельзя преднамеренно превышать в нормальной эксплуатации. Она не может быть больше VC, и должна быть значительно ниже VD, чтобы непреднамеренное превышение VD было крайне маловероятным.VMO это приборная скорость (IAS). При наборе высоты число М, соответствующее данной скорости, будет расти, и появятся дополнительные проблемы, связанные со сжимаемостью воздуха. Поэтому устанавливается дополнительное ограничение ММО. Переход с VMO на ММО происходит приблизительно на высоте 24000 ÷ 29000 футов.^ Система предупреждения о превышении VMO/ММОНа самолёте устанавливаются две независимые системы звукового предупреждения о превышении VMO/ММО. Они включают трещотку (clacker), которая замолкает только после уменьшения скорости менее VMO/ММО.^ При наборе высоте на постоянной приборной скорости возможно превышение ММО.При снижении на постоянном числе М возможно превышение VMO.Скорость VNE (never exceed)VNE = 0,9 VD. Запас устанавливается на случай непреднамеренного превышения скорости VNE. На указателе скорости эта скорость обозначается красной радиальной линией в конце жёлтого сектора.Скорость VNO (maximum structural cruise speed) (normal operating)Это максимальная скорость крейсерского полёта в нормальной эксплуатации. Она не может быть больше, ни чем VC, ни чем 0,89 VNE.На индикаторе скорости она обозначается верхним концом зелёного сектора.Скорости от VNO до VNE обозначаются жёлтым сектором. Летать со скоростью в жёлтом секторе можно только в спокойной атмосфере и с повышенным вниманием.^ Нагрузки от вертикального порыва (восходящего потока воздуха)Вес конструкции самолёта должен быть минимальным при сохранении требуемой прочности. Требования к прочности самолёта при попадании в восходящий/нисходящий поток воздуха были сформулированы в конце 40-х годов 20-го века. Но их эффективность регулярно контролируется по записям бортовых самописцев в реальных полётах.На рисунке синими пунктирными линиями показаны перегрузки, которые возникнут на самолёте при попадании в стандартные вертикальные порывы в зависимости от индикаторной скорости. (Часть пунктирной линии левее линии ОВ показывают нереализуемые перегрузки, поскольку самолёт будет находиться в сваливании.)Видно, что зависимости перегрузки от скорости близки к линейным, в то же время как несущие способности крыла (линия ОВ) меняются в зависимости от скорости в квадрате.Если рассмотреть восходящий поток +20 м/с, то видно, что на скорости менее VB крыло выйдет на закритические углы атаки и самолёт свалится. На скорости более VB самолёт не свалится, но чем больше будет скорость, тем больше будет возникшая перегрузка, и на определённой скорости она превысит максимально-допустимую по прочности.Самолет проектируется так, чтобы он был в состоянии выдержать вертикальный порыв 20 м/с на скорости VB (расчётная скорость преодоления вертикального порыва ветра). При этом самолёт выйдет на СУ МАХ. При полёте в турбулентной атмосфере на VB самолёт имеет максимальную защиту от повреждения конструкции, однако он близок к сваливанию.При сертификации от самолёта требуется, чтобы от выдержал вертикальный порыв 15 м/с при полёте на VC (с практической точки зрения читай - VMO).Также есть требование выдержать вертикальный порыв 7,6 м/с на скорости VD. (Скорости VB, VC и VD являются расчётными и не публикуются в руководстве по лётной эксплуатации.)Публикуемая в руководстве скорость преодоления турбулентности VRA/MRA (rough air speed) больше, чем VB. Она обеспечивает минимальную вероятность, как сваливания, так и превышения максимально-допустимой перегрузки (более подробно ниже).^ Влияние вертикального порыва на перегрузкуВертикальный порыв меняет угол атаки крыла, вследствие чего изменяется нормальная перегрузка.Следующий пример иллюстрирует влияние вертикального порыва на перегрузку.Допустим, что самолёт выполняет горизонтальный полёт с СУ = 0,42. Градиент изменения СУ по α равен 0,1. Вертикальный порыв увеличил α на 3°. Какую перегрузку испытает самолёт?Перегрузка = Подъёмная сила / ВесВ горизонтальном полёте перегрузка = 1 или 0.42 / 0,423° прирост угла атаки даст прирост СУ: 3 × 0,1 = 0,3Новый СУ: 0,42 + 0,3 = 0,72Возникшая перегрузка = 0,72 / 0,42 = 1,7Для заданных скоростей самолёта и порыва прирост подъёмной силы зависит только от градиента СУ по α (угла наклона графика СУ = f(α)). Чем круче наклон, тем больше перегрузка.На наклон данной кривой влияет относительное удлинение и стреловидность крыла.При одном и том же приросте подъёмной силы прирост перегрузки будет зависеть от текущего веса самолёта (удельной нагрузки на единицу площади крыла). На более загруженном самолёте изменение перегрузки будет меньше (поскольку исходный СУ горизонтального полёта больше).Для заданного самолёта с заданным весом прирост перегрузки зависит только от истинной скорости полёта и вертикального порыва^ Влияние вертикального порыва на сваливаниеКогда самолёт попадает в восходящий поток, угол атаки крыла увеличивается. При неизменной скорости восходящего потока увеличение угла атаки будет тем больше, чем меньше скорость полёта. На малой скорости исходный угол атаки крыла велик и его дальнейшее увеличение из-за вертикального порыва может вызвать сваливание. Таким образом, при полёте в неспокойной атмосфере существует граница минимальной скорости, ниже которой скорость нельзя уменьшать из-за возможности попадания в сваливание.^ Скорость преодоления турбулентности VRA/MRA (rough air speed)В полёте при преодолении зоны турбулентности самолёт должен иметь скорость обеспечивающую защиту, как от сваливания, так и от чрезмерной перегрузки. Турбулентность описывается порывом ветра заданной скорости. При попадании в этот порыв скорость самолёта должна быть:- достаточно большой, чтобы избежать сваливания и- достаточно малой, чтобы не возникла опасная перегрузка.При создании самолёта данные требования удовлетворяются расчётом скорости сваливания при заданном порыве и затем обеспечением достаточной прочности для выдерживания возникающей на этой скорости перегрузки.Ключевой момент это выбор скорости порыва, поскольку она определяет возникающие нагрузки на конструкцию самолёта. А чем больше нагрузки, тем прочнее должны быть силовые элементы конструкции, тем тяжелее получится самолёт.Скорость вертикального порыва, который самолёт должен выдержать на VB, равна 20 м/с. Также регламентируются скорости вертикального порыва, которые должен выдержать самолёт на VC и VD. Это, соответственно 15 и 7,6 м/с. Эти дополнительные требования выдвигаются, чтобы максимально защитить самолёт во всём диапазоне эксплуатационных скоростей. Обычная скорость крейсерского полёта близка к VC, а на скорость близкую к VD самолёт может попасть при возникновении проблем с управлением самолёта и т. п. (Например:http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/rezkoe_krenenie_samoljota/8-1-0-58)Поскольку при полёте в турбулентности лётчик должен уменьшить скорость, то вероятность неожиданного попадания в порыв на большой скорости невелика. Поэтому скорость расчётного порыва соответственно уменьшается.Данные расчётные скорости вертикального порыва 20, 15 и 7,6 м/с (66, 50 и 25 футов/с) были установлены в начале 40-х лет 20 столетия, как результат анализа записей полётных регистраторов. Этот анализ продолжается и в наши дни и подтверждает правильность установленных границ.Расчет нагрузок, возникающих на большом самолёте при попадании в турбулентность, не ограничивается расчётом прироста угла атаки и возникающей при этом перегрузке. Также учитываются:- динамические нагрузки, возникающие из-за упругости конструкции- особенности нестационарного обтекания крыла- возможность постепенного усиления порыва- уменьшение разницы между скоростью нормального крейсерского полёта и VMO на новейших модификациях самолётов- статистическая вероятность попадания самолёта в зону сильной турбулентности- ухудшение тормозных характеристик в крейсерской конфигурации.Расчётные скорости VB, VC и VD, как и расчётные скорости порывов, являются индикаторными скоростями. Треугольник скоростей, определяющий прирост угла атаки, построен на истинных скоростях (см. стр. 10).Выбор скорости преодоления турбулентности должен соответствовать прочности конструкции самолёта. При этом должна быть обеспечена устойчивость и управляемость самолёта. Также в расчёт берётся способность самолёта своевременно снизить скорость от крейсерской до скорости преодоления турбулентности.Типичный график скоростей, по которым выбирается VRA/MRA, по высоте полёта указан на рисунке ниже.График нарисован для среднего веса.Линия АВ соответствует скорости сваливания горизонтального полёта.СЕ – скорости сваливания при попадании в восходящий поток 20 м/с. (20 м/с индикаторной скорости потока соответствуют 40м/с истинной скорости потока на высоте 12 км)GHI – скорости VMO/MMO.JKL – скорости VDF/MDF. (максимальная скорость/число М, продемонстрированные в испытаниях)MN – скорости, соответствующие максимально-допустимой нагрузке на конструкцию, при попадании в порыв 20м/с.RS – максимальная высота, на которой самолёт может испытать перегрузку 1,5g не выходя на режим чрезмерной аэродинамической тряски.На всех скоростях правее линии СЕ самолёт выдержит вертикальный порыв 20 м/с без сваливания и на всех скоростях левее линии MN самолёт выдержит такой порыв без ущерба для прочности конструкции. Поэтому линия ОР, соответствующая скорости преодоления турбулентности, лежит примерно посередине между этими линиями, обеспечивая одинаковую защиту, как от сваливания, так и от чрезмерной перегрузки.Линия MN имеет необычную форму, потому что прочность различных частей самолёта становится критичной на разных высотах полёта. Фактически эта линия является левой границей семейства кривых, определяющих допустимую нагрузку на различные части самолёта.Для удобства выбирают одну скорость VRA не изменяющуюся по высоте, переходящую на больших высотах в MRA. Поскольку болтанка имеет совершенно случайный характер, то скорость VRA/MRA обеспечивает равную защиту 50% - 50% от сваливания и от чрезмерной перегрузки.При увеличении/уменьшении полётного веса границы СЕ и MN передвигаются. При увеличении веса – сближаются, при уменьшении – раздвигаются, но средняя линия, соответствующая VRA/MRA практически не движется. Поэтому вес самолёта не влияет на скорость преодоления турбулентности.Вес самолёта влияет на границу RS. С увеличением веса максимальная высота, на которой самолёт выдержит прирост перегрузки 0,5g, понижается. Чтобы обеспечить защиту тяжёлого самолёта при сильной болтанке следует уменьшить высоту.^ Ограничения по скорости при неубранном шассиОбычно шасси убирают сразу же после отрыва от ВПП, чтобы уменьшить лобовое сопротивление и увеличить градиент набора высоты. Поэтому узлы навески шасси, створки ниши и привод выпуска-уборки шасси не рассчитывают на работу на больших приборных скоростях полёта. В противном случае это привело бы к неоправданному увеличению веса конструкции.VLO (EXT) и VLO (RET) : максимальные скорости, соответственно, выпуска и уборки шасси.Если передняя стойка убирается против потока, то VLO (RET) обычно ограничена по располагаемому усилию гидроцилиндра уборки.В процессе выпуска первыми открываются створки ниши шасси. Створки шасси обычно не предназначены для восприятия большой аэродинамической нагрузки в выпущенном положении. Поэтому VLO (EXT) обычно ниже VLE.VLE: максимальная скорость с выпущенными шасси. Иногда возникает необходимость в техническом перелёте с выпущенными шасси. В этом случае створки шасси, как правило, закрыты, что позволяет лететь с большей скоростью.^ Максимальная скорость полёта с выпущенной механизацией крылаМеханизация крыла предназначена для сокращения взлётной и посадочной дистанции и используется на относительно малых скоростях полёта. Механизмы выпуска-уборки, узлы навески и сами перемещаемые поверхности не рассчитаны на восприятие нагрузок, которые могут возникнуть на больших скоростях.Механизация крыла увеличивает СУ МАХ и уменьшает скорость сваливания, что позволяет крылу при попадании в порыв создать большую перегрузку на относительно малой скорости (закрашенная зона на рисунке). Это требует дополнительной защиты от возможных чрезмерных нагрузок. Максимально-допустимая перегрузка при выпущенной механизации крыла ограничена до 2,0g.При полёте в турбулентной атмосфере нужно выпускать механизацию как можно позже, поскольку при выпущенной механизации вероятность непреднамеренного превышения предельной перегрузки значительно повышается.VFE: максимально-допустимая скорость с выпущенной механизацией (для каждого положения механизации существует своя VFE)АэроупругостьАэродинамические силы, действующие на самолёт, вызывают деформацию конструкции, и эта деформация вызывает упругие силы в силовых элементах (сила сжатой пружины). Деформация конструкции приводит к появлению дополнительных аэродинамических сил, воздействующих на конструкцию, и этот процесс продолжается пока либо устанавливается равновесие, либо конструкция разрушается.Взаимодействие аэродинамических сил и упругой деформации конструкции называется аэроупругостью.На малых скоростях аэродинамические силы относительно малы и влияние деформаций конструкции незначительно. На больших скоростях и аэродинамические нагрузки, и вызываемые ими деформации самолёта значительно возрастают. Аэродинамические силы пропорциональны V2, а способность конструкции сопротивляться упругой деформации остаётся постоянной. Это отношение внешних и внутренних сил приводит к тому, что на определённой скорости аэродинамические силы пересилят жёсткость конструкции и произойдёт дивергенция (неограниченная деформация, поломка). Самолёт должен быть так спроектирован, чтобы дивергенция возникала на скоростях более VD/MD.Определения:Упругость: Не существует идеально жёстких конструкций. При создании самолёта стремятся обеспечить минимальный вес конструкции. Это приводит к тому, что самолёт – довольно гибкая конструкция. Степень гибкости конструкции зависит от таких характеристик, как относительное удлинение крыла, степень его сужения, стреловидность и т.д.^ Люфт рулевых поверхностей: Возможность их перемещения при неподвижных органах управления в кабине.Распределение массы: Расположение центра масс поверхности по отношению к оси жёсткости (относительно которой происходит деформация скручивания).^ Массовая компенсация: Груз, предназначенный для изменения расположения центра масс поверхности по отношению к оси жёсткости.Дивергенция: Деформация конструкции, неограниченно развивающаяся вплоть до разрушения.Флаттер: Быстрые и неконтролируемые колебания поверхности, возникающие из-за взаимодействия аэродинамических и инерционных сил. Обычно приводит к разрушению конструкции.На рисунке показано поведение законцовки крыла самолёта, попавшего в восходящий порыв воздуха.Увеличившаяся подъёмная сила крыла прогнула крыло, и законцовка приподнялась из положения 1 в положение 2. Поскольку прирост подъёмной силы действует на крыло в точке аэродинамического фокуса, а он расположен впереди оси жёсткости крыла, то крыло ещё дополнительно закрутилось на увеличение угла атаки. Это привело к дополнительному приросту подъёмной силы, и законцовка быстро переместилась в положения 3 и 4. Крыло в данный момент напоминает затянутую пружину и может сломаться, если её затянуть слишком сильно.Насколько велика будет деформация крыла зависит от: жёсткости конструкции, расстояния между фокусом и осью жёсткости и скоростного напора.Методы борьбы с дивергенцией:- конструкцию можно сделать жёстче, но это увеличит её вес- уменьшить расстояние между аэродинамическим фокусом и осью жёсткости.ФлаттерВо флаттере участвуют аэродинамические силы, силы инерции и упругие свойства конструкции. Распределение массы и жёсткость конструкции определяют вид и собственную частоту её колебаний. Если на конструкцию воздействует внешняя сила с частотой близкой к частоте собственных колебаний, то возникает явление резонанса, когда резко увеличивается амплитуда колебаний, что может привести к разрушению.Предположим, что под воздействием вертикального порыва воздуха крыло изогнулось вверх. При этом в конструкции возникнут упругие силы, равнодействующая которых будет приложена на оси жесткости и направлена вниз. Под действием силы упругости крыло с каким-то ускорением начнет возвращаться в нейтральное положение. При движении вниз с ускорением на крыле возникнут инерционные силы, результирующая которых будет направлена вверх и приложена в центре масс, находящемся в большинстве конструкций позади оси жёсткости. Эта сила закрутит крыло на уменьшение угла атаки. Изменение угла атаки из-за кручения приведет к появлению дополнительной аэродинамической силы, направленной вниз в сторону движения крыла и, следовательно, усиливающей его изгибные колебания. Кроме этого, аэродинамическая сила создаст относительно оси жесткости крутящий момент также на уменьшение угла атаки. Пройдя нейтральное положение, крыло, вследствие полученной кинетической энергии, будет прогибаться вниз. Из-за возникших при этом упругих сил, действующих теперь уже вверх, скорость движения крыла вниз начнет падать. По этой причине изменится направление ускорения (оно будет направлено вверх), а, следовательно, изменится и направление действия инерционных сил. Действующие вниз инерционные силы создадут относительно оси жёсткости момент, который начнет раскручивать крыло в противоположную сторону. И вся картина будет повторяться.Таким образом, мы видим взаимодействие аэродинамических, упругих и инерционных сил, точками приложения которых являются аэродинамический фокус, ось жёсткости и центр тяжести несущей поверхности соответственно. И чем меньше будут расстояния между этими точками, тем меньше будут крутящие моменты.На рисунке внизу показан типичный вид флаттера крыла.Возникновение флаттера недопустимо в пределах эксплуатационного диапазона высот и скоростей полёта вплоть до VD/MD. Колебания, возникающие за пределами этой скорости, также должны демпфироваться.При создании самолёта стремятся, чтобы собственная частота колебаний его частей была высокой (увеличивают жёсткость конструкции) и скорость возникновения флаттера значительно выше максимальных эксплуатационных скоростей. Любые изменения в жёсткости конструкции или распределении массы меняют собственную частоту колебаний конструкции, а значит и скорость возникновения флаттера. Если самолёт не получает должного технического обслуживания, допускается большой люфт в проводке управления, то это может привести к возникновению флаттера в эксплуатационном диапазоне скоростей.Основные меры предотвращения флаттера крыла:- повышение жёсткости конструкции (увеличивает вес крыла)- установка двигателей на пилонах перед крылом, таким образом, центр тяжести конструкции смещается вперёд (хотя в оригинальном тексте сказано, что ось жёсткости смещается вперёд).^ Флаттер рулевых поверхностейФлаттер рулевой поверхности может возникнуть в результате её колебаний в сочетании с колебаниями изгиба или скручивания крыла, стабилизатора или киля. Инициировать колебания может люфт в проводке управления рулевой поверхностью или внешнее воздействие (порыв воздуха). Флаттер может возникнуть, если центр тяжести рулевой поверхности находится позади её оси вращения.^ Крутильно-элеронный флаттерЭлерон отклонён вниз, на ось вращения элерона действует сила, направленная вверх.Крыло скручивается относительно оси жёсткости, задняя кромка крыла приподнимается, а элерон отклоняется ещё больше под действием момента силы инерции (поскольку центр тяжести позади оси вращения).Крыло под воздействием сил упругости прекращает вращение («пружина закручена»), элерон под воздействием аэродинамического шарнирного момента, сил упругости проводки управления и момента инерции быстро поднимается вверх, что приводит к появлению аэродинамической силы от элерона, направленной вниз.Энергия, аккумулированная в закрученном крыле, плюс момент от аэродинамической силы переместившегося элерона заставляют крыло закручиваться в противоположном направлении. Цикл повторяется.Крутильно-элеронного флаттера можно избежать, сбалансировав элерон так, чтобы центр тяжести элерона совпадал или был немного впереди оси вращения. Или же сделав управление необратимым, когда все усилия от элерона замыкаются на жёстком силовом приводе.^ Изгибно-элеронный флаттерПрирода этого флаттера та же, что и у крутильно-элеронного, но крыло не скручивается, а законцовка крыла осуществляет маховые движения вверх-вниз. При этом отставание в реакции элерона за счёт инерционности приводит к усилению колебаний (подкачке энергии от внешнего поГлава 15 Сдвиг ветраВведениеСдвиг ветра это неожиданное и резкое изменение скорости и/или направления ветра на небольшом расстоянии в горизонтальной или вертикальной плоскости. В результате сдвига ветра самолёт может неожиданно попасть в восходящий или нисходящий поток воздуха, приборная скорость самолёта может резко возрасти или уменьшиться, в результате может произойти падение подъёмной силы или резкое изменение вертикальной скорости и высоты полёта. Всё это может привести к резкому отклонению от заданной траектории движения и потребовать энергичного вмешательства со стороны пилота для выхода из создавшейся ситуации.Попадание в сдвиг ветра – очень динамичное событие, возникающее так неожиданно и резко, что даже опытные пилоты на самолётах с высокой тяговооружённостью могут оказаться не в состоянии благополучно из него выйти. Попадание в сдвиг ветра может привести к опасному сближению с землёй, грубому приземлению или полному разрушению самолёта. Первая и наиболее действенная защита - это выход из зоны сдвига ветра.Зоны наиболее мощного сдвига ветра связаны с грозовой (кучево-дождевой) облачностью. Также сдвиг ветра возникает в зоне атмосферного фронта, в приземной зоне инверсии температуры.^ Зона нисходящего ветра (microburst)Зоны нисходящего ветра связаны с грозовой облачностью и вызывают наиболее опасный сдвиг ветра. Они представляют собой малоразмерный, но мощный нисходящий поток воздуха, который, достигнув поверхности земли, растекается во все стороны. Таким образом, в малом пространстве сконцентрированы зоны вертикального и горизонтального сдвига ветра.Зона нисходящего ветра обычно менее 2 км в диаметре и располагается от нижнего края облака (300 – 1000 м) до земли. Вдоль поверхности земли сильный сдвиг ветра распространяется в зоне около 4 км в диаметре.- нисходящий поток может быть со скоростью до 30 м/с.- горизонтальный приземный ветер может быть до 22 м/с. Поскольку воздух растекается в противоположных направлениях, то при пересечении данной зоны сдвиг ветра может достигать 45 м/с.- продолжительность существования зоны нисходящего ветра – до 15 минут.Приведенные цифры являются максимальными значениями, и они показывают, почему большой и мощный самолёт, попав в такую зону, может оказаться беспомощным.Нисходящий поток усиливается в течение приблизительно 5 минут с момента первого столкновения с землёй и максимальная интенсивность сохраняется примерно 2 – 4 минуты.Иногда нисходящие потоки концентрируются в одной линейной зоне. В этом случае их активность может сохраняться на протяжении часа.Однажды возникнув, нисходящие потоки могут многократно повторяться в одной и той же зоне.При попадании в зону нисходящего ветра после взлёта первоначально самолёт может испытать усиление встречного ветра, что приведёт повышению приборной скорости и траекторного угла набора высоты без изменения тяги и угла тангажа самолёта (см. рисунок внизу 1).Потом встречный ветер прекращается, и самолёт попадает в сильный нисходящий поток (2).При этом уменьшается приборная скорость и угол набора высоты.Дальнейшее падение скорости и траекторного угла происходит, когда ветер становится попутным (3). В это время может произойти потеря подъёмной силы и неуправляемое снижение (4).^ Попадание в сдвиг ветра при заходе на посадкуВо время захода на посадку следует постоянно контролировать вертикальную скорость снижения и обороты двигателей, потребные для сохранения заданной индикаторной скорости. При снижении по глиссаде, отклонение от нормы этих двух параметров будет свидетельствовать о наличии сдвига ветра.Если возникли сомнения, что вы сможете восстановить нормальную скорость снижения и выполнить посадку, используя обычную технику пилотирования – уходите на второй круг.Сдвиг ветра может очень сильно изменяться по силе и влиянию на самолёт. Некоторые сдвиги могут оказаться значительно сильнее и опаснее, чем другие.Попав в условия сдвига ветра, лучше всего предполагать «худший сценарий». При начальном вхо