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.
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)
3) коэффициент (в нашем случае C R - це эр) полной аэродинамической силы. |
- скоростной напор
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
|
X=
C x
|
S
SЗначения 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.
В прямолинейном горизонтальном полёте угол атаки самолета при увеличении скорости растёт, добавляя летательному аппарату подъёмную силу, которую создаёт крыло. Однако растёт и индуктивное сопротивление. Угол атаки самолета обозначается греческой буквой "альфа" и означает тот угол, который расположен между хордой крыла и направлением скорости потока воздуха.
Крыло и поток
Сколько существует на свете авиация, столько и грозит летательным аппаратам одна из самых частых и страшных опасностей - сваливание в штопор, потому что угол атаки самолета становится выше критической величины. Тогда плавность обтекания потоком воздуха крыла нарушается, а подъёмная сила резко уменьшается. Срыв обычно происходит на одном крыле, поскольку обтекание почти никогда не бывает симметричным. Именно на это крыло самолёт и сваливается, и хорошо, если сваливание не перейдёт в штопор.
Отчего происходят такие ситуации, когда угол атаки самолета возрастает до своего критического значения? Либо была потеряна скорость, либо маневрирование слишком сильно перегрузило летательный аппарат. Ещё такое может произойти, если высота слишком велика и приблизилась к "потолку" возможностей. Чаще всего последнее происходит при обходе сверху грозовой облачности. Скоростной напор на больших высотах невелик, судно становится всё более неустойчивым, и критический угол атаки самолета может увеличиваться самопроизвольно.
Авиация военная и гражданская
Описанная выше ситуация очень хорошо знакома лётчикам манёвренных самолётов, особенно истребителей, которые имеют теоретические знания и достаточный опыт, чтобы выходить из любой ситуации подобного плана. Но суть этого явления - чисто физическая, и потому оно свойственно всем летательным аппаратам, всех типов, всех размеров и любого предназначения. Пассажирские на предельно малых скоростях не летают, и энергичные манёвры для них тоже не предусмотрены. Гражданские лётчики чаще всего и не справляются с ситуацией, когда угол атаки крыла самолета становится критическим.
Считается необычной ситуацией, если пассажирское судно вдруг теряет скорость, более того, многие считают, что это, вообще, исключено. Но нет. И отечественная, и зарубежная практика показывает, что такое происходит даже не очень редко, когда сваливание заканчивается катастрофой и гибелью многих людей. Гражданских лётчиков не слишком хорошо готовят для преодоления такого положения летательного аппарата. А ведь переход в штопор можно предотвратить, если угол атаки самолета при взлете не становится критическим. На малой высоте сделать практически ничего невозможно.
Примеры
Так случилось в катастрофах, произошедших с самолётами ТУ-154 в разное время. Например, в Казахстане, когда судно снижалось в режиме срыва, лётчик не переставал тянуть штурвал на себя, пытаясь прекратить снижение. А судну надо было дать обратное! Опустить нос, чтобы набрать скорость. Но до самого падения на землю лётчик этого так и не понял. Примерно то же самое происходило и под Иркутском, и под Донецком. Также А-310 неподалёку от Кременчуга пытался набрать высоту, когда надо было набирать скорость и всё время наблюдать датчик угла атаки в самолете.
Подъёмная сила образуется в результате увеличения скорости потока, который обтекает крыло сверху по сравнению со скоростью потока под крылом. Чем большую скорость набрал поток, тем меньше давление в нём. Разность давления на крыле и под крылом - вот она, подъёмная сила. Угол атаки самолета - это показатель нормального полёта.
Что нужно делать
Если судно вдруг идёт в крен направо, лётчик отклоняет штурвал влево, против крена. При на консоли крыла отклоняется вниз и увеличивает угол атаки, тормозя струю воздуха и повышая давление. В это же время сверху на крыле поток ускоряется и понижает давление на крыло. А на правом крыле в тот же самый момент происходит обратное действие. Элерон - вверх, уменьшается угол атаки и подъёмная сила. И судно из крена выходит.
Но если угол атаки самолета (при посадке, например) близок к критическому, то есть слишком велик, элерон вниз отклонять нельзя, тогда плавность воздушной струи нарушается, начиная завихряться. И вот это уже срыв потока, резко убирающий скорость течения воздуха и так же резко повышающий давление на крыло. Подъёмная сила быстро сходит на нет, в то время как на другом крыле всё нормально. Разность подъёмной силы крен только увеличивает. А лётчик-то хотел как лучше... Но судно начинает снижаться, уходить во вращение, в штопор и падение.
Как поступить
Про угол атаки самолета "для чайников" рассказывают многие практикующие лётчики, даже Микоян об этом много писал. В принципе, тут всё просто: полной симметрии в воздушном потоке практически не бывает, а потому даже без крена может случиться срыв потока воздуха, и тоже только на одном крыле. Люди, весьма далёкие от пилотирования, но знающие законы физики, смогут сообразить, что это угол атаки самолета стал критическим.
Вывод
Теперь легко сделать простой и фундаментальный вывод: если угол атаки велик на малой скорости, нельзя, категорически нельзя противодействовать крену элеронами. Он убирается рулём поворота (педалями). В противном случае легко спровоцировать штопор. Если сваливание всё же произошло, выводить из этой ситуации судно умеют лишь военные лётчики, гражданских такому не учат, они летают по очень строгим ограничительным правилам.
А нужно учить! После авиакатастроф всегда тщательно анализируются записи разговоров из И ни разу в кабине разбившегося в штопоре самолёта не звучало "Штурвал от себя!", хотя это единственная возможность спасения. И "Нога против крена!" не звучало тоже. к таким ситуациям не готовы.
Почему так происходит
Пассажирские самолёты почти полностью автоматизированы, что, безусловно, облегчает действия лётчика. Особенно это касается сложных метеоусловий и полётов в ночное время. Однако именно здесь кроется огромная опасность. Если наземной системой воспользоваться невозможно, если откажет хоть один узел в автоматической системе, тогда нужно использовать ручное управление. Но лётчики привыкают к автоматике, постепенно теряя навыки пилотирования "по старинке", тем более в сложных условиях. Ведь даже тренажёры для них настроены на автоматический режим.
Так происходят авиакатастрофы. Например, в Цюрихе пассажирский самолёт не смог нормально приземлиться по приводам. Погода была минимальная, и лётчик не вырулил, столкнулся с деревьями. Все погибли. Часто бывает, что именно автоматика становится причиной сваливания в штопор. Автопилот всегда против самопроизвольного крена использует элероны, то есть делает то, что при угрозе сваливания делать никак нельзя. На больших углах атаки автопилот должен быть незамедлительно выключен.
Пример действий автопилота
Автопилот вредит не только при начале сваливания, но и при выводе самолёта из штопора. Примером тому может послужить случай в Ахтубинске, когда прекрасный военный лётчик-испытатель вынужден был катапультироваться, так и поняв, в чём же дело. Он атаковал цель при включённом автопилоте, когда сорвался в штопор. Дважды ему удавалось прекратить вращение самолёта, но автопилот упрямо манипулировал элеронами, и вращение возвращалось.
Подобные проблемы, которые постоянно возникают в связи с широчайшим распространением запрограммированного автоматического управления воздушными суднами, чрезвычайно беспокоят не только отечественных специалистов, но и зарубежную гражданскую авиацию. Проводятся международные семинары и слёты, посвящённые безопасности полётов, где непременно отмечается, что экипажи мало тренированы в управлении самолётом с высокой степенью автоматизации. Они выходят из плачевных ситуаций только в том случае, если пилот располагает личной изобретательностью и хорошей техникой ручного пилотирования.
Самые частые ошибки
Даже ту автоматику, которой оснащено судно, пилоты часто недостаточно понимают. В 40% это сыграло свою роль (из них 30% окончились катастрофой). В США начали составлять свидетельства дисгармонии у лётчиков с самолётом высокой автоматизации, и накопился их уже целый каталог. Очень часто лётчики даже не замечают отказ автомата тяги и автопилота вообще.
Плохо контролируют они и состояние скорости и энергии, потому это состояние не сохраняется. Некоторые лётчики не осознают, что отклонение рулей перестало быть правильным. Нужно контролировать траекторию полёта, а лётчик отвлекается на программирование автоматической системы. И ещё множество подобных ошибок происходит. Человеческий фактор - 62% всех тяжких авиапроисшествий.
Объяснение "на пальцах"
Что такое угол атаки самолета уже, наверное, знают все, и важность этого понятия осознают даже люди, к авиации не относящиеся. Впрочем, есть ли такие? Если и есть, то их на Земле очень мало. Летают-то самолётами почти все! И почти все полётов боятся. Кто-то внутренне переживает, а кто-то прямо на борту впадает в истерику при малейшей турбулентности.
Наверное, нужно было бы рассказывать пассажирам о самых основных понятиях, касающихся воздушного судна. Ведь критический угол атаки самолета это вовсе не то, что они сейчас переживают, и лучше, если они это поймут. Можно поручить стюардессам донести подобную информацию, приготовить соответствующие иллюстрации. Например, рассказать, что нет такой самостоятельной величины, как подъёмная сила. Просто не существует. Всё летит благодаря аэродинамической силе сопротивления воздуха! Такие экскурсы к основам наук могут не только отвлечь от страха полёта, но и заинтересовать.
Датчик угла атаки
В самолете обязательно есть прибор, способный определять угол крыла и горизонтальность потока воздуха. То есть такой прибор, от которого зависит благополучие полёта, стоит хотя бы на картинке пассажирам продемонстрировать. С помощью этого датчика можно судить, насколько нос самолёта смотрит вверх или вниз. Если угол атаки критический, двигателям мощности не хватает, чтобы продолжить полёт, а потому происходит сваливание на одно крыло.
Можно и совсем просто объяснить: благодаря этому датчику можно увидеть угол между самолётом и землёй. Линии должны быть параллельны в полёте на уже набранной высоте, когда до снижения ещё есть время. А если идущая вдоль земли линия стремится к линии, мысленно нарисованной вдоль самолёта, получается угол, который и называется углом атаки. Без него тоже обойтись не получится, потому что самолёт под углом взлетает и производит посадку. Но критическим ему быть нельзя. Примерно так и нужно рассказывать. И это далеко не всё, что нужно знать пассажирам о полётах.
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.
