Почему нельзя ходить по крылу у края и угол атаки
Этот случай рассказал мой отец. Он был авиационным инженером на заводе и отвечал за конечную сдачу изделия заказчику. Приземлялся истребитель, который буквально недавно выкатили из цеха окончательной сборки. Мягкое касание, штатная посадка. В общем, обычный испытательный полет. Ничего нового. Но пилот не улыбается, как обычно.
— Что такое, Женя? — спрашивает мой отец лётчика.
— Всё хорошо, Валер, но пока «неуд»: угол атаки врёт, и врёт намного. Я не подпишу акт приёмки.
— На сколько?
— Прямо намного.
— Хм… Будем посмотреть.
Как он мог это почувствовать? Каких-то 5–7 градусов. Неужели он так хорошо чувствует машину? В начале моей лётной карьеры этот вопрос меня затрагивал за живое, поэтому рассказ отца я слушал с особым интересом.
Бытовало мнение, что лётчик более гуманитарен, чем инженер. В среде инженеров, конечно. Поэтому словам лётчиков доверяли не всегда и старались проверять их очень тщательно. Однако тесная работа с лётчиками подсказывала, что, если они не уверены и говорят, что «что-то не так», то факт заслуживает внимания. Кроме того, именно среди лётчиков-испытателей многие пилоты знали матчасть не упрощённо, а вполне себе комплексно вплоть до агрегатов и принципиальных схем. И если инженер отвечал только за своё направление, например, инженер по радиооборудованию знал только радиооборудование, инженер по СД (специалист по планеру самолёта и двигателя) знал только двигатель, то лётчик знал всё.
Прежде чем рассказывать дальше, давайте разберёмся, что такое вообще угол атаки по определению. Это угол между проекцией вектора скорости на ось асимметрии самолёта и продольной осью самолёта.
Важный параметр, по которому лётчики определяют, насколько самолёт устойчив в воздухе. То есть крыло, находясь в определённом положении при определённой скорости и с определённым весом, создаёт определённую подъёмную силу на крыле.
Но только до определённого момента, пока не происходит срыв потока с крыла. В кабине это чувствуется так: сначала — тряска штурвала (или самолёт иным способом сигнализирует о приближении к критическому углу), потом при превышении критического угла атаки происходит дальнейший срыв потока воздуха на крыле, резко теряется подъёмная сила, и наконец самолёт сваливается в штопор.
Как измерить угол атаки? Информацию об угле атаки лётчики считывают с УАСП. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП) — это элемент пилотажно-навигационного комплекса в самолёте, предназначенный для контроля текущего угла атаки и оповещения экипажа в случае выхода на близкий к критическому или критический угол атаки. Как мы уже говорили, опасность превышения допустимого значения угла атаки состоит в возможном срыве потока и последующем сваливании самолёта в штопор.
Принцип действия АУАСП основан на постоянном измерении текущего угла атаки, местного критического и перегрузки встроенными датчиками и их сравнении с предельно допустимыми на данном типе самолёта. В случае выхода на критический уровень срабатывает звуковая сигнализация, и загорается световое табло.
Другими словами, флюгарка от набегающего потока отклоняется и через систему специальных датчиков подаёт значение текущего угла атаки.
Это очень важный прибор. Даже братья Райт взяли его в полёт. Вообще у них он был единственным прибором. Не было указателя скорости или высоты, не было никакого авиагоризонта и даже компаса. Первый АУАСП выглядел, как бечёвка, привязанная к передней кромке крыла. Она показывала первым пилотам угол атаки самолёта, и уже по нему они судили о скорости полёта!
Итак, теперь вы понимаете, почему 5–7 градусов угла атаки — это «неуд» по приёмке.
Первым делом на заводе были перепроверены журналы проверочной аппаратуры. Все параметры согласно записям — в норме.
Cамолёт закатили в ангар и, как больного пациента в реанимации, подключили к стенду.
Проверка происходила следующим способом. К стенду подключили самолёт и вручную отклоняли флюгарку. Стенд не зафиксировал ложной информации. Отклонили на 5 градусов — 5 градусов прописалось на стенде, отклонили на 10 градусов — прописалось 10. Все параметры были в норме.
Хм… ну ладно. Опять самолёт выкатили на испытания. Опять полёт. Опять лётчик-испытатель не подписывает акт проверки. Угол атаки врёт, и врёт прилично. Данную процедуру проделывали несколько раз. Несколько раз самолёт поднимали в воздух, и каждый раз лётчик подтверждал дефект, каждый раз десятки авиаспециалистов искали дефект на земле, который не подтверждался. Топливо, аэродромные службы, ресурс двигателя, трудочасы авиаинженеров — это всё расходы, которые нёс завод при испытании только что произведённой машины, и если вы думаете, что в Советском Союзе никто не считал подобных затрат, то ошибаетесь.
— Женя, не дури, самолёт исправен, подписывай, — давили на лётчика и отец, и заводское начальство.
Но Женя не соглашался.
— Не подпишу, ребята, я лучше себе «руку сломаю»…
Шло время, лётчик не подписывал, самолёт на земле исправен, производственные показатели падали, что предвещало проблемы уже на уровне Министерства авиационной промышленности. Решили «увеличить угол атаки» — надавить на лётчика «тяжёлой артиллерией», но в самый ответственный момент, когда давить стали уж очень авторитетные люди, он «сукин сын», взял и ушёл на больничный. Из столицы нашей родины Москвы был вызван «альтернативный» лётчик-испытатель, который вновь подтвердил дефект!
Опустим в нашем повествовании споры и ругань, приёмы психологического давления на личность между разработчиком и заказчиком, опустим и способы поиска причины, но дефект всё-таки был выявлен! Всё было просто: какой-то техник, обслуживавший самолёт, находясь на стремянке или в каком-то другом положении, наступил на эту флюгарку и просто немного её деформировал.
Вообще, конечно, по крылу ходить можно. Оно очень прочное, оно целый самолёт на себе несёт и испытывает огромные нагрузки — куда большие, чем вес пары-тройки человек, пытающихся его обслужить. Но не везде! Зоны, куда нельзя заступать, отмечены специальными обозначениями. Причём не из-за прочностных показателей, а как раз из-за близости к разным датчикам и по другим причинам (хотя на некоторых самолётах и из-за прочности).
Вмятина была незаметна глазу, но она таки создавала другой профиль обтекания этой флюгарки воздухом. То есть, когда её отклоняли рукой на земле, всё было в норме, но в воздухе от набегавшего потока угол отклонения был другим — нерасчётным. Вот и весь ответ. А лётчики-испытатели «просто чувствовали» эту разницу!
Как? — задавал я себе вопрос. Задницей, отвечали лётчики. На самом деле ответ прост: в горизонтальном полёте угол атаки равняется тангажу. Это реально просто.
Тангаж — это угол между горизонтом и строительной осью самолёта. Положительный тангаж с увеличением угла (подъём носа) — кабрирование, штурвал на себя; отрицательный с уменьшением угла (опускание носа) — пикирование, штурвал от себя. Измеряется в градусах, индуцируется на КПП командно-пилотажным прибором. Его не чувствуют… Это величина вполне физическая, которую смотрят на КПП.
Шло время, я начал летать, тесная связь между скоростью, углом атаки и тангажом ощущалась всё яснее уже на практике. Однако каково было моё удивление, когда я начал знакомиться с иностранной техникой! На иномарках последнего поколения нет УАСП или его аналога. До сих пор многих лётчиков, переучивающихся с отечественной техники, этот факт не то что удивляет — он их потрясает.
— Почему? — спрашивал я.
— А зачем? — отвечали мне. — Есть скорость, пилотируй по скорости.
— А если её нет?
— Кого нет?
— Скорости.
— Это как так?
— Ну как? Вот так: не показывает по каким-то причинам скорость.
Для этого есть memory actions. Тот самый отказ прописан в специальной книжке, где определены все действия при этом отказе, которые мы должны помнить наизусть. Отключаем автопилот, отключаем автомат тяги (автомат, который отвечает за режим работы двигателя и соответственно за выдерживание скорости), отключаем флайт директора (это планки на командно-пилотажном приборе, которые подсказывают пилоту, какие надо выдерживать тангаж и крен, чтобы поддерживать заданный режим полёта) и устанавливаем определённые обороты двигателя при определённой механизации крыла. И всё — летим.
Опа-а-а… А на советской технике это как будто само собой разумеется. Далее я предвижу горячие споры на эту тему. Это здорово, что это прописано в специальной книге, и не просто прописано, а ещё и включено в список отказов, которые надо знать наизусть.
На первый взгляд кажется: всё просто. На самом деле простой вопрос об угле атаки вызывает много споров среди инженеров и лётчиков, нужен ли он.
Источник
Угол атаки
Угол атаки самолета (общепринятое обозначение 
— альфа) — угол между направлением скорости набегающего на тело потока (жидкости или газа) и характерным продольным направлением, выбранным на теле, например у самолета это будет хорда крыла, — продольная строительная ось, у снаряда или ракеты — их ось симметрии.
При рассмотрении именно крыла самолета следует различать угол атаки ( определение выше) и угол скольжения (находится в нормальной плоскости к углу атаки).
Угол атаки крыла (несущей поверхности летательного аппарата) является одной из ключевых характеристик в эксплуатации летательного аппарата и при решении задач динамики полета. Угол атаки влияет на подъемную силу крыла, находясь с ней в прямой пропорциональности.
Угол атаки самолета
Но увеличение угла атаки также приводит и к увеличению индуктивного сопротивления (собственного сопротивления крыла или несущей поверхности самолета).
Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки
При решении задач динамики полета угол атаки определяется как угол между положительным направлением оси ОХ и вектором скорости полета.
Интересным фактом может послужить то, что существуют самолеты, способные изменять угол атаки (путем изменения угла установки крыла) в полете или на земле. Примером может служить американский палубный самолет А-8.
Угол атаки самолета видео
Источник
Угол атаки и аэродинамические силы. Раскрываем маленький секрет.
Привет!
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 профиле крыла, 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 угол атаки. 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.
И вот здесь можно раскрыть маленький секрет :-). На самом деле нет подъемной силы, как самостоятельной величины. Но я здесь 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 угол атаки 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 здесь.
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 угол атаки.
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.
Источник
Ликбез. Аэрофобия
Я пишу эту книгу для людей, совершенно далеких от авиации: для домохозяек, которым, может, всего-то раз в год и придется слетать в отпуск самолетом.
Но так как при этом неизбежно придется оперировать авиационными терминами, я постараюсь на пальцах, в примитивном виде, дать первоначальное понятие о принципах безопасного полета самолета – и тем самым заполнить пробел в ваших знаниях, утолить жажду информации.
Профессионалов, любителей точности, формул и графиков прошу пока покурить в сторонке.
Как создается подъемная сила и от каких факторов она зависит?
Возьмем плоскую пластинку и станем обдувать ее ровным воздушным потоком так, чтобы она разрезала воздух. Передняя кромка пластинки разделит струю на две части: одна пойдет над пластинкой, а другая – под нею. А за задней кромкой эти две части потока снова соединятся.
Если верхнюю часть пластинки сделать выпуклой, а нижнюю оставить плоской, то верхняя часть потока, стремясь соединиться с нижней, будет двигаться быстрее: ведь надо успеть пройти по кривой больший путь.
Там, где скорость потока больше, давление всегда меньше. Значит, над пластинкой будет меньшее давление, а под пластинкой – останется то же самое.
Разность давлений под нижней и над верхней поверхностью и создает подъемную силу.
Чем скорость потока больше, тем больше подъемная сила.
Вот так примерно устроено крыло самолета: сверху оно выпуклое, а снизу вроде как плоское.
Теперь повернем пластинку под углом к потоку, приподнимем ее переднюю кромку. Воздух будет набегать уже не параллельно пластинке, а под углом к ней. Этот угол и есть знаменитый угол атаки. Чем он больше, тем больше подъемная сила.
Приподнимем переднюю часть пластинки сильнее. Подъемная сила увеличится, пластинку станет вырывать из рук вверх; так поднимается воздушный змей.
А если поставить пластинку вообще поперек потока, то никакой подъемной силы не будет, а будет одно лобовое сопротивление.
Где же та грань, за которой при увеличении угла атаки подъемная сила начинает пропадать?
Эта граница называется критическим углом атаки.
На самолетах рабочие углы атаки находятся где-то в пределах до 15 градусов. Если крыло задрать еще сильнее, верхняя часть потока, обтекающая его криволинейную поверхность, уже не сможет соединиться с нижней частью потока за задней кромкой крыла. Верхний поток начнет срываться, закручиваться и станет турбулентным. А давление в таком турбулентном, вихреобразном потоке станет равным тому, что под крылом, – и подъемная сила резко упадет.
Значит, для создания и поддержания подъемной силы нужно как-то выдерживать угол атаки крыла, не доводя его до критического значения, – в так называемом летном диапазоне.
Чтобы внезапно не выскочить за предел летного диапазона, надо иметь какой-то запас угла атаки. Если, к примеру, критический угол равен 15 градусов, то лучше лететь на угле атаки 10, имея запас по углу атаки (или запас по сваливанию) 5 градусов. И не задирать крыло выше этих 10 градусов.
Цифры эти приведены здесь весьма произвольно. На самом деле, диапазон летных углов атаки на высоте гораздо более узок: чем больше высота полета, тем меньше становится критический угол атаки, тем ближе подкрадывается он к летным углам.
Таким образом, с ростом высоты полета запас по сваливанию уменьшается.
Выдержать в полете безопасный запас по сваливанию не так и трудно. Как только самолет задирает нос, так его скорость начинает падать. Как только самолет начнет опускать нос, скорость увеличивается. А пилотируется самолет именно выдерживанием скорости.
Если в полете уменьшится тяга двигателей, самолет начнет терять скорость. Для того чтобы сохранить прежнюю подъемную силу, а значит, высоту, придется чуть увеличить угол атаки. Скорость начнет падать. Для сохранения заданной высоты придется все увеличивать и увеличивать угол атаки, выбирая запас по сваливанию.
Многотонный самолет инертен и не так-то быстро теряет скорость. Так что выдерживание безопасного запаса по сваливанию – дело не очень сложное. И автопилот, и пилотирующий вручную летчик делают это автоматически.
Правда, можно одним коротким, резким движением штурвала на себя «вздернуть самолет на дыбы». При этом угол атаки на еще безопасной скорости может выйти за критическое значение. Но так никто не пилотирует.
А если экипаж прозевал, и самолет потерял скорость и подошел к опасному пределу, – хоть что-то может предупредить пилотов?
Во-первых, если угол атаки достиг критического значения и начинается срыв потока с верхней поверхности крыла, завихрения начнут трясти самолет. Перед сваливанием он как бы зависает и весь дрожит. Достаточно сунуть штурвал от себя, опустив нос и уменьшив таким образом угол атаки, как тряска прекращается, а самолет начинает разгонять скорость.
Во-вторых, на тех самолетах, где по конструктивным особенностям срыв потока с крыла не вызывает заметной тряски, устанавливают специальный механизм принудительной тряски штурвала. Как штурвал затрясло – толкай его от себя, и все прекратится.
В-третьих, на некоторых самолетах устанавливают специальный прибор, показывающий наглядно текущий угол атаки и границу критического угла. Шкала прибора крупная. Деления широкие. И вполне можно отдать отчет, как изменяется угол атаки и как близко он подходит к критической черте.
Кроме того, на этом приборе устанавливается еще звуковая и световая сигнализация: загорается красная лампочка и гудит сирена. Если экипаж не услышит сирену, не увидит красную лампочку, не обратит внимание на слившиеся стрелку и красный сектор на шкале прибора – ну, тогда, еще через пару градусов, самолет начнет сваливаться. Но даже в этот момент пилоту достаточно энергично отдать штурвал – и все восстановится.
На любимом моем самолете Ту-154, на котором я пролетал двадцать три года, в полете угол атаки стоит обычно в пределах около шести градусов по прибору. А критический угол караулит где-то на девяти градусах. Самолет себе спокойно идет на автопилоте, все стрелки неподвижны.
По мере выработки топлива вес самолета уменьшается, и ему уже не требуется большая подъемная сила, иначе он станет стремиться набирать высоту. Поэтому автопилот потихоньку опускает и опускает нос вниз, уменьшая таким образом угол атаки. Подъемная сила от этого уменьшения угла тоже уменьшается и вновь становится равной уменьшившемуся полетному весу. Так автопилот выдерживает заданную высоту.
В конце долгого маршрута, глядишь – текущий угол атаки уже где-то около четырех градусов. А критический – так и сторожит на девяти.
Запас по сваливанию растет по мере облегчения самолета. В начале полета, на тяжелом самолете, было три градуса, а теперь, на легком, после выработки топлива, стало пять градусов.
Если воздух на высоте по каким-то причинам станет теплее обычных 55-60 градусов мороза, самолету становится труднее лететь. Двигатели, засасывающие теплый, а значит, более жидкий воздух, теряют тягу. Крыло, обтекаемое жидким теплым воздухом, тоже теряет подъемную силу. Чтобы ее поддержать, самолет вынужден лететь на большем угле атаки, а значит, запас по сваливанию уменьшается.
Когда самолет еще может лететь, но уже не может набирать высоту, это называется «достиг потолка». По мере выработки топлива самолет снова может забраться повыше. Это уже будет его потолок для меньшего полетного веса.
Чем меньше вес, тем большего потолка может достичь самолет. Но не до бесконечности. По ряду причин максимальная высота полета ограничена. Для самолета Ту-154 максимально допустимая высота полета 12500 метров.
На большой высоте воздух более разрежен и позволяет самолету лететь с большой скоростью. На малой высоте воздух плотен, и при превышении приборной скорости давление скоростного потока может просто разрушить самолет.
Создать же прочный самолет, чтобы летал быстро на малых высотах, экономически не выгодно: он сможет возить только свою тяжелую, прочную конструкцию, а больше не поднимет.
Так что быстро летать лучше все-таки на не таком прочном, но зато легком самолете, на больших высотах. Приходится для этого создавать герметичную кабину и поддерживать в ней комфортные условия. И много чего еще надо добавить в конструкцию, чтобы безопасно летать на границе стратосферы.
Чтобы быстро лететь, нужна большая тяга двигателей, для преодоления сопротивления воздуха. А большая тяга – это большой расход топлива. На высоте же сопротивление жидкого воздуха меньше, а значит, потребуется меньшая тяга для достижения той же скорости.
Выходит, на высоте меньший расход топлива. Вот где собака зарыта! Оказывается, современные самолеты летают высоко потому, что там, на границе стратосферы, полет оптимален.
Это означает, что большую загрузку, с наименьшим расходом топлива, с приличным запасом по сваливанию, а значит, безопасно, можно перевезти именно на высотах от 10100 до 12100 метров.
Цифры высот полета, эшелонов, таковы: «туда» – 8100, 9100, 10100, 11100, 12100; «обратно» – 8600, 9600, 10600, 11600. Ты летишь на 10600, а навстречу тебе два шлейфа тянутся за самолетами на 10100 и 11100. Между нашим и встречным эшелонами должен выдерживаться промежуток по высоте, 500 метров, чтобы не столкнуться. Плюс-минус 30 метров. (Летчики, пожалуйста, не уточняйте).
Возможность маневрирования при полете на эшелонах не очень велика. Все самолеты всегда летят практически на максимальной скорости, грубо, 850-900 км/час. Это оптимальная, безопасная скорость. Не сильно-то обгонишь. Хорошо, когда впереди летит однотипный борт, с такой же как и у тебя скоростью. Тогда выдерживать положенную друг за другом дистанцию 30 км нетрудно.
А если требуется с 10600 перейти на 11600? Надо, чтобы между тобой и встречным бортом, летящим на 11100, к моменту, когда будешь пересекать его эшелон, была продольная дистанция 30 км и боковой интервал 10 км.
Если же пересекаешь эшелон, занятый попутным бортом, дистанция должна быть 20 км в момент пересечения.
Таковы правила полета по трассам – при непрерывном радиолокационном контроле диспетчером с земли. А если у диспетчера локатор почему-то не работает, то вообще самолеты на одном эшелоне летят по этому участку трассы с интервалом по времени 10 минут друг за другом, то есть, примерно, через 150 км.
Это я по поводу «тесноты» на воздушных трассах. Просто так, наобум – не обгонишь, не пересечешь. Все это – вопросы безопасности полета. И капитаны должны хорошо представлять себе всю аэронавигационную и метеорологическую обстановку, соотносить ее с возможностями машины, возможностями маневра и еще многими другими факторами.
Видели бы вы, как в свете зари вдоль всей трассы тянутся навстречу прямые жгуты спутных следов, и впереди точка самолета. Ближе, ближе – уже видно, как заворачиваются в разные стороны две струи расширяющегося пара… промелькнул – и медленно тает скрученная тугая нить траектории движения.
Это красота, доступная лишь посвященным. Каждый из нас натянул по чистому небу миллионы километров этих белых струн, и стратосферные ветра играют на них прекрасную мелодию Полета.
Источник
