Дивергенция несущих поверхностей

Рассмотрим прямое крыло, у которого линия центров давлений расположена впереди оси жесткости. В потоке воздуха при положительном угле атаки на крыле создается подъемная сила, момент от которой закручивает его в сторону увеличения угла атаки (см. рис. 7.5.). Такая деформация приводит к росту подъемной силы и дальнейшему увеличению угла атаки и так до тех пор, пока упругий момент, соответствующий кручению крыла, не уравновесит момент аэродинамических сил. В некоторых условиях равновесие крыла оказывается невозможным и оно под воздействием нагрузки апериодически отклоняется от положения равновесия. Явление статической неустойчивости конструкции в потоке воздуха принято называть дивергенцией, или перекручиванием, крыла, а скорость полета, при превышении которой равновесие между упругими и аэродинамическими моментами конструкции невозможно, - критической скоростью дивергенции.
На всех высотах критическая скорость дивергенции должна удовлетворять условию

Vкp.див > 1,2Vmax.max.

Критическая скорость дивергенции возрастает с увеличением жесткости крыла при кручении.
Для современных конструкций крыльев критическая скорость дивергенции обычно значительно превышает максимальную скорость полёта. Объясняется это тем, что обеспечение жесткости крыла из условия предотвращения других явлений аэpоупpугости оказалось достаточным для полного исключения дивергенции.

Потеря эффективности и реверс элеронов

Рис. 7.6. Потеря эффективности элеронов

При отклонении элеронов на консолях крыла создаются дополнительные подъемные силы: направленная вверх на половине крыла с опущенным элероном и вниз на половине крыла с элероном, отклоненным вверх. Это приводит к нарушению равновесия самолета относительно оси Х, возникновению кренящего момента в сторону крыла с поднятым элероном. Под эффективностью элеронов обычно понимают реакцию самолета на их отклонение. Если при отклонении элеронов угловая скорость крена нарастает быстро, элероны эффективны. Если самолет вяло реагирует на отклонение элеронов, то эффективность их низка. Реверс элеронов - это обратное действие элеронов, т.е. явление, при котором движение крена происходит в сторону крыла с опущенным элероном. Потеря эффективности элеронов и реверс элеронов связаны с возникновением демпфирующих моментов на крыле, противодействующих движению крена, и с упругостью конструкции, обуславливающей такие деформации крыла, при которых происходит падение кренящего момента и даже изменение его знака. Демпфирующие моменты обусловлены рядом причин. Одна из них заключается в том, что при движении крена у опускающегося крыла угол атаки увеличивается, а у подни-мающегося - уменьшается. В результате возникают дополнительные силы, которые противодействуют движению крена. Если самолет имеет стреловидное или треугольное крыло, то при положительном угле атаки опускающееся крыло уходит вперед по отношению к поднимающемуся, вследствие чего появляется скольжение на опускающееся крыло и на устойчивом в поперечном отношении самолете возникает момент, противодействующий крену. При отклонении элеронов на участках крыла, занятых элеронами, возникает дополнительная нагрузка (см. рис. 7.6.). Упругое крыло от этой нагрузки дополнительно деформируется - изгибается и закручивается. Так как элероны расположены у задней кромки крыла, то крыло с опущенным элероном закручивается на уменьшение углов атаки сечений, а с поднятым элероном - на увеличение углов атаки. Чем больше приращение подъемной силы вследствие деформации крыла, тем меньше силы на крыле, обусловленные отклонением элеронов, и ниже эффективность последних.
Величина приращения подъемной силы, вызванная деформацией крыла, растет с увеличением скоростного напора, а величина приращения подъемной силы, обусловленная отклонением элеронов, от скоростного напора практически не зависит. В результате с ростом скоростного напора разность между этими величинами уменьшается и при некотором его значении становится равной нулю. Элероны при этом полностью неэффективны. Скорость полета, соответствующую полной потере эффективности элеронов, называют критической скоростью реверса элеронов.
Элероны, расположенные в средней, более жесткой части крыла, в меньшей степени влияют на деформации крыла и поэтому сохраняют свою эффективность до больших чисел М полета. Такое расположение элеронов применяется довольно часто, хотя это и ведет к уменьшению площади крыла, занятой взлетно-посадочной механизацией.
На оперении, выполненном по схеме стабилизатор - руль, может иметь место реверс рулей. Суть его подобна реверсу элеронов. При отклонении рулей изменяется нагрузка главным образом в хвостовой части профиля. Это вызывает такое закручивание стабилизатора, при котором прирост подъемной силы оперения уменьшается. На всех высотах полёта критическая скорость реверса органов управления должна удовлетворять следующим условиям:

Vкp.pев > 1,2Vmax.max при Vmax.max < 600 км/ч;

Vкp.pев > Vmax.max + 100 км/ч при Vmax.max > 600 км/ч.

"Всплывание" элеронов

"Всплыванием" элеронов принято называть одновременное отклонение элеронов в одну сторону при попадании самолета в порыв ветра. Возможность "всплывания" объясняется упругостью проводки управления и наличием в ней люфтов.
Отклонения элеронов за счет "всплывания" могут составлять 4 -5 град.
Одновременное отклонение элеронов вверх приводит к появлению кабрирующего момента. Если крыло прямое, момент, как правило, невелик и легко парируется отклонением рулей высоты. У самолета со стреловидным крылом момент на кабрирование может получаться значительным. Это может привести к выходу самолета не недопустимо большие углы атаки.
"Всплывание" элеронов может произойти также из-за температурных деформаций конструкции крыла и проводки управления. Уменьшение влияния "всплывания" элеронов на характеристики устойчивости и управляемости самолета можно обеспечить, увеличивая жесткость проводки управления, снижая величины шарнирных моментов или же принимая меры, направленные на уменьшение кабрирующего момента. Для уменьшения кабрирующего момента элероны располагают в средней части стреловидного крыла или выполняют каждый из двух секций: внутренней, которая работает в течение всего полета, и внешней, которая вступает в работу лишь на взлете и посадке.

РЕЖИМЫ ПОЛЕТА

Полет на двух и на одном моторе

Рассмотрим реальный график потребной мощности. Выделим на нём следующие точки:

1. Точка минимальной потребной мощности для горизонтального полёта.

2. Точка максимального безопасного Су.

3. Точка максимального Су.

4. Точка в закритическом диапазоне (самолёт еще летит и при этом управляем).

5. Точка максимального качества.

Проанализируем режим полёта между точками 3 и 4. Далеко не все самолёты могут позволить себе безопасно выйти на этот режим. Для большинства самолётов он недопустим. Следует заметить, что этот режим имеет много положительных свойств. Он устойчив, позволяет очень круто заходить на посадку, производить ее на очень ограниченные площадки, при этом не требует управления на малых высотах. Единственный известный мне самолёт, позволяющий так летать в этом режиме (посадка с парашютирования), это Fi-156 немецкой фирмы Fizler, созданный ещё до войны. "Платой" за возможность полёта на этом режиме явилась мощная механизация по всему размаху передней и задней кромкам крыла.

Режим горизонтального полёта между точками 3 и 1 неустойчив. На нём самолёт может либо разгоняться, если есть избыток мощности (взлёт), либо тормозиться, например, в режиме выдерживания перед касанием земли (классическая посадка). Удержать самолёт в этом режиме без постоянного вмешательства пилота невозможно.

Режим горизонтального полёта от точки 1 до точки 5 и далее – устойчив и безопасен. Наша задача – как можно скорее добраться до него и ни при каких обстоятельствах (кроме посадки, разумеется) не выходить за его границы.

Итак, предельной для безопасного горизонтального полёта следует считать не точку максимального безопасного Су (точка 2), а точку минимальной потребной мощности для горизонтального полёта (точка 1). Действительно, если мы заложили очень крутой вираж с большой перегрузкой, и скорость упала ниже, чем скорость, соответствующая точке 1 для этой перегрузки, то к точке 2, а затем 3 и последующему срыву самолёт придёт совершенно самостоятельно.

ВЗЛЕТ НА ВТОРЫХ РЕЖИМАХ После отрыва пилот не успел "прикрыться" креном и его снесло на препятствия.
Попытка увеличить скорость набора взятием штурвала на себя привела к выходу самолета на критические углы атаки с катастрофическими последствиями. Ещё мне показалось, что он подскочил на какой-то кочке на скорости меньшей скорости отрыва и не прижал самолет для продолжения разбега, а попытался уйти в набор. В момент отрыва правое колесо шасси было нагружено больше левого, что при наличии бокового ветра в левый борт является грубой ошибкой.
Все это довольно странно, учитывая то, что пилот выглядел достаточно взрослым мужиком

Классическая иллюстрация возможных последствий полета на "втором режиме" (см. кривые Жуковского)

Факторы, влияющие на поведение самолёта при сваливании тип самолёта (компоновка, форма крыла в плане, вид силовой установки и т.д.); положение механизации крыла (закрылки, предкрылки, щитки) в момент сваливания; положение рычагов и органов управления в момент сваливания; исходные значения скорости и высоты полёта непосредственно в момент сваливания; режим работы силовой установки; наличие или отсутствие скольжения; угловая скорость вращения самолёта в исходном режиме полёта перед сваливанием.   Особенности управления самолётом вблизи сваливания.   На малых скоростях полёта, обычно ассоциируемых со сваливанием, скоростной напор очень слабый, поэтому для получения той же реакции самолёта требуются большие отклонения рулей. Самолёт вяло реагирует на отклонения рулей, появляется ощущение, что рули «резиновые». При неожиданном сваливании и выводе из него очень важно, чтобы у самолёта не развился большой крен (для уменьшения потери высоты и предотвращения потери пространственной ориентировки пилотами). Срыв потока с крыла происходит, как правило, несимметрично. Это приводит к кренению самолёта и естественная реакция пилота - парировать кренение элеронами. При отклонении рулевых поверхностей меняется профиль крыла и местный угол атаки. Таким образом, опускание элерона на крыле с развивающимся срывом потока может привести к усилению срыва, дальнейшему падению подъёмной силы и ускорению кренения.     На скоростях, близких к сваливанию, элероны следует использовать с осторожностью. На самолётах с прямым крылом, для удержания самолёта от кренения при сваливании следует использовать руль направления. На самолётах со стреловидными крыльями, существуют специальные требования по сохранению эффективности элеронов вплоть до «распознавания сваливания». Поэтому возникающий крен следует устранять элеронами с небольшим координированным отклонением руля направления. В документе CS-Definitions даются следующие определения скоростям сваливания: VS – скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта, на которой самолёт управляется; VS0 - скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта в посадочной конфигурации; VS1 - скорость сваливания или минимальная скорость равномерного полёта в заданной конфигурации; VSR – расчётная скорость сваливания; VSR0 – расчётная скорость сваливания в посадочной конфигурации; VSR1 – расчётная скорость сваливания в заданной конфигурации; VSW – скорость, на которой начинаются естественные или искусственные признаки сваливания; VS1g - скорость сваливания, на которой самолёт может развить подъёмную силу, равную его весу.   VSR – это индикаторная земная скорость (CAS), определённая производителем. Она не может быть меньше VS1g.   VSR³VCymax / Önzw, гдеVCymax-индикаторная земная скорость, полученная в процессе плавного торможения, соответствующая первому максимуму Су. Поскольку при этом перегрузка могла немного не соответствовать единице, то Су рассчитывается по формуле Су = nyG / qS. Кроме этого, на самолётах с установленными толкателями штурвала, VCymax не может быть меньше скорости срабатывания толкателя. nzw - перегрузка на траектории, соответствующая моменту достижения скорости VCymax.   На самолётах без толкателя штурвала VSR соответствует VS1g. При установке толкателя, VSR будет на 2 узла или на 2% (что больше) превышать скорость его срабатывания.   При определении скорости VCymax соблюдаются следующие условия: - тяга двигателей равна нулю; - шаг винта во взлётном положении; - самолёт находится в заданной конфигурации; - вес самолёта, требуемый для сертификации; - центровка, дающая наибольшую скорость сваливания (предельно-передняя); - самолёт стриммирован перед торможением в диапазоне скоростей 1,13 ¸ 1,3 VSR; - торможение выполняется с темпом не более 1 узел за секунду.   Все вышеуказанные факторы влияют на VSR. Кроме этого, на скорость сваливания влияет перегрузка, тяга двигателей и состояние поверхности крыла. Изменение высоты полёта не влияет на скорость сваливания.