Угол атаки критический: Угол атаки критический — Энциклопедия по машиностроению XXL — Авиатор

Угол атаки критический — Энциклопедия по машиностроению XXL

Для взлета самолет должен разбежаться по земле и набрать скорость, при которой подъемная сила Ry может стать больше С. Чтобы ускорить наступление этого момента, самолету перед взлетом придают такое положение, при котором угол атаки близок к критическому отрыв от земли происходит при скорости, лишь немного превышающей минимальную. Поэтому обычно после отрыва от земли самолет некоторое время летит почти горизонтально и набирает скорость, прежде чем перейти к набору высоты. [c.570]
Изобразите поляру крыла Суа(Схподъемная сила, сопротивление и качество крыла при отклонении закрылков. Укажите, как влияет это отклонение на критический угол атаки и критическое число Маха. [c.598]

ЭТИХ зависимостей заключается в том, что крыло с предкрылком существенно увели-чивает критический угол атаки ( кра > крх). тогда как для крыла с закрылком характерно некоторое уменьшение этого угла ( крэ пограничный слой на верхней поверхности профиля крыла, осуществляемого через профилированную щель между отклоненным предкрылком и крылом (рис. 11.25,6). Вытекающая через щель с большой скоростью струя перемещает точку отрыва вниз по потоку и обеспечивает безотрывное обтекание на больших углах атаки, чем отклоняющийся закрылок, подсасывающий эффект которого слабее.

[c.625]

На рис. 11.27 изображены поляры крыльев без механизации и с отклоненными закрылками. Отклонение закрылков увеличивает лобовое сопротивление, максимальное значение подъемной силы и критическое значение числа Маха, но при этом снижает критический угол атаки и качество крыла. Это объясняется перераспределением давления при отклонении закрылков давление на нижней поверхности крыла повышается, над верхней поверхностью закрылка образуется разрежение, что увеличивает скорость и снижает давление на верхней поверхности крыла (подсасывающий эффект).

[c.625]

Сваливание на крыло. С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличении скорости полета критический угол атаки а р уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета кр достигается при меньших значениях W. Сваливание самолета на малых высотах (при большой плотности воздуха) и при большой перегрузке происходит более резко, и поэтому оно более опасно. Противоречивые требования борьбы с перегрузкой и со сваливанием самолета на крыло усложняют действия летчика. [c.29]

Рассмотрим теперь явление, которое называется запиранием решетки. Число М на входе в решетку и угол атаки не могут быть заданы совершенно произвольно, так как решетка не может пропустить расход больше критического расхода. [c.247]

Экспериментальные и теоретические исследования последних лет раскрывают общую картину развития динамического срыва, хотя еще нельзя сказать, что протекание срыва в нестационарных условиях полностью изучено. Рассмотрим профиль, угол атаки которого периодически изменяется с большой амплитудой от значения, намного меньшего критического угла атаки в стационарных условиях, до значения, превосходящего угол атаки начала динамического срыва. Такой диапазон типичен для первой гармоники изменения угла атаки при полете вперед, причем среднее его значение соответствует большому значению параметра нагружения Ст/а, При увеличении угла атаки срыв затягивается вследствие нестационарности, так что линейный закон изменения подъемной силы и небольшие моменты на профиле сохраняются при значениях угла атаки, превышающих критический угол атаки в стационарных условиях. После того как угол атаки профиля превысит угол атаки начала динамического срыва (который в свою очередь зависит от скорости а изменения угла атаки), подсасывающая сила на передней кромке профиля пропадает, а с поверхности вблизи передней кромки начинает отходить пелена интенсивных поперечных вихрей. Эти вихри движутся над верхней поверхностью профиля по направлению к задней кромке со скоростью, значительно меньшей, чем скорость набегающего потока. Вызванное вихрями возмущение поля давления приводит к смещению назад области разрежения. В возникшем переходном процессе

[c.799]

Если угол атаки на данном режиме меньше критического то tg а >0 и работа за период Лу воздушный поток оказывает сопротивление [c.312]

Срыв потока обнаруживается в полете по тряске самолета, возникновение которой предупреждает летчика о том, что угол атаки приближается к критическому. После появления тряски увеличивать Су за счет угла атаки еще можно, но требуется [c.67]

Предкрылок представляет собой небольшое крылышко, находящееся впереди крыла (рис. 3.27). Отклоняя воздушный поток вниз, предкрылок направляет его вдоль верхней поверхности крыла, предотвращая срыв на больших углах атаки. Критический угол атаки крыла с предкрылком по всему размаху на 12—13° больше, чем у немеханизированного крыла, однако повышение при этом довольно невелико. Чаще всего применяются концевые предкрылки, предотвращающие концевой срыв потока и улучшающие работу элеронов на больших углах атаки. Их делают обычно автоматиче-

[c.97]

Скорость самолета при планировании устанавливается инструкцией летчику. Ее величина выбирается такой, чтобы, с одной стороны, обеспечить безопасное выравнивание без выхода на критический угол атаки, а с другой,— не удлинять посадочную дистанцию за счет излишней скорости. При выпущенных закрылках не- [c.262]

Если по какой-либо причине вес окажется не полностью уравновешенным, траектория самолета начинает искривляться вниз. В подобных случаях летчик обычно старается удержать самолет от снижения увеличением угла атаки крыла. Пока угол атаки невелик, это сделать легко. Когда же самолет выходит на критический, а тем более на закритические углы атаки, недостаток подъемной силы восполнить не удается.

[c.353]

Такое состояние. самолета, когда появление недостатка подъемной силы сопровождается выходом на критический угол атаки, называется потерей скорости. [c.353]

Но стоит придать крылу угол атаки, больший критического, как его поведение совершенно меняется сообщенное -крылу вращение не только не тормозится, но, наоборот, еще больше усиливается. Это явление — самовращение, или авторотация, — лежит в основе штопора самолета. [c.356]

Кроме того, смешение ЦТ назад ухудшает продольную устойчивость самолета в горизонтальном полете, облегчая тем самым выход самолета в горизонтальном полете на критический угол атаки. [c.361]

Значит, нужно найти такой режим, при котором самолет не выходит на угол атаки, больший критического. Тогда крыло будет нормально обтекаться и срыва на нем не произойдет, хотя подъемная сила станет меньше веса самолета.

[c.19]

Увеличение угловой скорости крена самолета естественно приводит к возрастанию инерционных моментов. Когда угловая скорость достигает определенного значения, так называемой критической угловой скорости крена, дестабилизирующий инерционный момент становится равным соответствующему восстанавливающему аэродинамическому моменту. Дальнейшее увеличение угловой скорости крена ведет к тому, что дестабилизирующий момент оказывается больше восстанавливающего и самолет становится неустойчивым. Так, например, если инерционный момент тангажа превысит соответствующий аэродинамический момент, то угол атаки будет непрерывно возрастать и самолет станет асимптотически неустойчивым в продольном отношении. [c.111]

На рис. 1.12 изображены поляры двух профилей крыла. Покажите, какой будет соответствующая форма этих профилей, и определите для каждого из них непосредственно по рисунку максимальное качество, наивыгодиейший угол атаки, максимальный коэффициент аэродинамической подъемной силы и критический угол атаки.

[c.15]

При очень малых окружных скоростях (и скорости вращения уменьшается угол атаки. Переход к отрицательным углам атаки i качественно меняет картину поступления влаги на рабочие лопатки при режимах и влага ударяет в вогнутую поверхность лопатки, а при и > — в выпуклую. В первом случае капли под влиянием кориолисовых сил стремятся оторваться от поверхности лопатки, а в последнем случае — прижимаются к ней, что улучшает сепарирующую способность рабочего колеса. В области и д угол атаки Г близок к нулю, и капли касаются поверхностей лопаток в некотором удалении от входных кромок и даже могут проноситься сквозь рабочее колесо, не касаясь лопаток. После этой критической области коэффициент влагоудале-ния возрастает с увеличением uI q. [c.228]

Максимальное значение КПД достигается при некотором оптимальном в этом отношении угле атаки ionr, лежащем недалеко от начала резкого подъема кривой . При дальнейшем увеличении угла атаки вскоре возникает срыв потока с верхней поверхности профилей, образующих решетку, что проявляется в резком увеличении сопротивления, а также в замедленном росте и последующем падении угла отклонения Др. Угол атаки, при котором возникают эти явления, называется критическим. [c.81]

Это явление связано с тем, что при сохранении неизменного угла атакн увеличение толщины пограничного слоя и увеличение угла отставания (при снижении Re) приводят к уменьшению степени диффузорности течения в межлопаточ-ном канале. Поэтому если при некотором значении числа Re отношение скоростей Оте=Штах/ 2 было близко К предельному (т. 6. данный угол атаки был близок к критическому), то при уменьшении Re значение уменьшится, т. е. станет меньше предельного. Следовательно, появится возможность некоторого увеличения угла атаки при сохранении бессрывного характера течения.

[c.91]

На коэффициент подъемной силы крыла данной формы влияет угол атаки и число М полета. С увеличением угла атаки коэффициент подъемной силы растет (рис. 4.7) по достижении критического угла атаки якрит коэффициент подъемной силы достигает максимального значения Су Дальнейшее увеличение угла атаки из-за срыва потока приводит к уменьшению коэффициента подъемной силы. Полет с критическими углами атаки недопустим, поэтому в реальных условиях используются углы атаки меньше критического. [c.142]

После проведения исследований на круглом крыле диаметром 70 мм с насадком, имеюгцим диаметр 14 мм, были проведены эксперименты на поворотной державке. Схема такого эксперимента показана на рис. 3. На поворотной державке были укреплены два одинаковых круглых крыла диаметром 45 мм. Одно из них устанавливалось на угол атаки а = 90°, а второе — на угол а ф 90°. Расстояние между их критическими точками равно 2Ь. Разница между давлениями в их критических точках измерялась на том же наклонном спиртовом манометре. Давление в критической точке крыла, установленного на угол атаки а = 90°, естественно, равно рд. После запуска трубы и регистрации разности давлений в положении 1 (крыло, установленное при а критические точки крыла а ф 90° и крыла а = 90° менялись местами (рис. 3). После проведения измерений в положении 2 труба останавливалась. Разность давлений Ahi, измеренная манометром, определялась разностью давлений (Артах)ск=90°, в этих точках поля скоростей трубы и собственно разностью давлений (Артах)ск 90° в критических точках крыльев при а = 90° и а ф 90°. Соответственно для положений 1 и 2 можно записать следуюгцие соотношения

[c.504]

Критический угол атаки получается малым при больших чй слах М потому, что срыв потока начинается на меньших углах атаки. Основная причина этого заключается в том, что из-за влияния сжимаемости разрежение над задней половиной профиля более энергично падает вдольпотока (рис. 2.03), а это способствует отрыву пограничного слоя. [c.71]

Углы атаки, отмеченные на поляре, отсчитываются от хорды основного профиля. Как видим, критический угол атаки с выпущенными щитками немного меньше, чем с убраниыми (в нашем примере — на 1°,5). Значит, с выпущенными щитками мы получаем большую [c.97]

Як-40 на больших углах атаки

На лётно-методических конференциях у членов экипажей самолётов Як-40 часто возникают вопросы, связанные с пилотированием этих машин в условиях полётов на углах атаки, близких к критическим. Как показывает опыт, практика пилотирования этих воздушных судов в различных полётных конфигурациях, экипажи, попадая в такую обстановку, иной раз не всегда могут найти оптимальные решения. Особенно реален выход самолёта Як-40 на критические углы атаки во время предпосадочного снижения. А как известно, этот участок полёта является наиболее ответственным. Поэтому в условиях острого дефицита времени на посадке от лётного состава требуется максимум внимания и осторожности, чтобы суметь своевременно и грамотно парировать любые, даже малейшие отклонения от нормальных параметров полёта.

В публикуемой статье раскрываются аэродинамические аспекты поведения самолёта на больших углах атаки в различных полётных конфигурациях, в первую очередь на посадке. Думается, высказанные в ней научные рекомендации помогут лётному составу в практической работе.

Рис. 1.

Выход самолёта Як-40 на большие углы атаки происходит чаще всего при посадке. После выравнивания с целью уменьшения скорости до посадочной выполняется этап выдерживания. В процессе его пилот, соразмерно уменьшению скорости, движением колонки штурвала «на себя» увеличивает угол атаки самолёта вплоть до посадочного, что составляет примерно 8 — 14 градусов. Если посмотреть на зависимость коэффициента подъёмной силы C_y от угла атаки a (рис. 1), то увидим, что примерно на a = 15 градусов нарушается линейность зависимости C_y(a). Это свидетельствует о начале срыва потока с крыла на этом унгле атаки. При дальнейшем увеличении a зона срыва расширяется. Коэффициент C_y достигает максимального значения и начинает резко уменьшаться. Угол атаки, при котором C_y достигает максимального значения, называется критическим (a_кр). При неотклонённых закрылках (d_з = 0) a_кр = 17,5 градусов. Для самолёта Як-40 с закрылками, отклонёнными на d_з = 15, 20 и 35 градусов, a_кр соответственно равен 18, 19 и 18 градусам. Таким образом, на этапе выдерживания появляется реальная опасность выхода самолёта на углы атаки, большие критических.

Остановимся более подробно на физической сущности уменньшения коэффициента подъёмной силы после a_кр.

Для лучшего понимания этого явления рассмотрим обтекание на больших углах атаки профиля, аналогичного профилю крыла самолёта Як-40 (рис. 2). Это крыло набрано ламинаризованными профилями с различной относительной толщиной ( = 13,9 — 15 процентов) и различной относительной кривизной ( = 1,1 — 1,5). Профиль, как видим, достаточно толстый и несколько искривлённый. У таких профилей на верхней поверхности реализуется картина давления со сглаженным пиком разрежения и умеренным положительным градиентом давления в хвостовой части профиля. Толщина пограничного слоя по мере приближения к задней кромке увеличивается. Затем под действием положительного градиента давления он отрывается вначале у задней кромки.

Физическая картина этого явления в следующем. При определённой величине градиента давления силы его достигают такой величины, которой оказывается достаточно, чтобы заставить частицы воздуха в пристеночной области пограничного слоя двигаться против основного течения. Вначале за счёт этого противодействия частицы воздуха останавливаются в некотором сечении и вскоре начинают двигаться навстречу основному потоку (см. эпюру скоростей, рис. 2). Происходит перераспределение скоростей течения воздуха в пограничном слое, приводящее к отрыву потока от поверхности профиля. С ростом угла атаки положительный градиент давления увеличивается, точка отрыва потока сдвигается к передней кромке, и зона срыва расширяется. Таким образом, на крыле самолёта Як-40 срыв потока начинается на задней кромке крыла, а затем, по мере увеличения угла атаки, перемещается к передней.

Теперь рассмотрим обтекание крыла самолёта Як-40 в целом. Опять же для лучшего понимания физики явлений, происходящих на этом крыле, рассмотрим вначале обтекание прямоугольного крыла (рис. 3). Такое крыло обтекается, как правило, плоскопараллельным потоком. В концевых же сечениях, вследствие его перетекания, давления на нижних и верхних поверхностях крыла стремятся выравняться. Это приводит к уменьшению аэродинамической нагрузки этих сечений. В результате наибольшее своё значение коэффициент подъёмной силы сечений для прямоугольного крыла имеет в корневых сечениях, а при приближении к торцам крыла уменьшается (рис. 3). С увеличением угла атаки (a₂ > a₁) кривая (Z) практически эквидистантно смещается вверх. На рис. 3 и на всех последующих через Z обозначена координата размаха крыла l, а через l/2 — конец крыла. Отрыв потока на крыле происходит при достижении некоторого значения коэффициента , который называется коэффициентом подъёмной силы сечений начала срыва потока и обозначается через _нс. Для прямоугольного крыла из-за плоскопараллельного потока коэффициент _нс имеет постоянное значение вдоль всего размаха крыла. В итоге на прямоугольном крыле, с увеличением угла атаки, достигает значений _нс впервые в корневых сечениях, а значит, в этих сечениях впервые появится

срыв потока. Зона срыва потока определяется так, как это показано на рис. 3.

У стреловидного крыла, вследствие пространственного характера обтекания, картина совершенно иная (рис. 4). На конце крыла за счёт поджатия струек коэффициент подъёмной силы сечений возрастает. А так как за счёт перетеканий воздуха к торцам крыла происходит набухание пограничного слоя в концевых сечениях, а зона срыва потока на данном определяется аналогично, как и для прямоугольного крыла.

Крыло самолёта Як-40 имеет, как отмечалось выше, трапециевидную форму и обтекается с рядом особенностей. Прежде всего это совмещение особенностей обтекания прямоугольного и стреловижного крыльев. На трапециевидном крыле так же, как и на прямоугольном, за счёт концевых перетеканий, давления на нижней и верхней поверхностях крыла стремятся выравняться. Коэффициент за счёт этого стремится к уменьшению в концевых сечениях. Одновременно, так же, как и на стреловидном крыле, происходит поджатие струек, обтекающих трапециевидное крыло, и коэффициент будет стремиться возрасти в концевых сечениях.

Таким образом, на крыле самолёта Як-40 коэффициент , с одной стороны, стремится к уменьшению своих значений в концевых сечениях, а с другой — к их увеличению. Суммарный эффект приводит к распределению по размаху Z трапециевидного крыла, как это показано на рис. 5. С увеличением угла атаки срыв потока с крыла самолёта Як-40 впервые наступает не в корневых сечениях, как это имеет место на прямоугольном крыле, и не в концевых, как на стреловидном, а в некоторой зоне, которая на рис. 5 заштрихована.

Как видим, эта зона частично захватывает элероны, а значит, эффективность их в этом случае снижается. Это обстоятельство экипажу необходимо учитывать. С увеличением угла атаки зона срыва потока расширяется, и при a = a_кр коэффициент C_y достигает своего максимального значения. Дальнейшее увеличение a вызывает уже полный срыв потока со всего крыла, и коэффициент C_y резко падает (рис. 1). Экипаж воздушного судна ощущает срыв потока с крыла по вибрации самолёта, которая усиливается по мере приближения к a_кр.

Вывод такой: если при посадке на этапе выдерживания пилот, увеличивая угол атаки соразмерно уменьшению скорости полёта, по каким-либо причинам превысит критический угол атаки, то вместо ожидаемого роста подъёмной силы произойдёт её резкое падение. В этом случае самолёт может спарашютировать к земле с большой вертикальной скоростью. А если при этом выравнивание произошло на повышенной высоте, возможна поломка шасси или грубое приземление с последующим отделением от земли и повторением этого цикла.

Особенно большая вероятность выхода самолёта Як-40 на a > a_кр, когда при посадке пилотом допускаются ошибки в пилотировании такие, как высокое выравнивание или взмывание. Если командиром экипажа неправильно определена высота начала выравнивания или он резко отклонил колонку штурвала на себя в начале выравнивания, то именно в этом случае оно будет закончено на повышенной высоте. Остаётся добавить, что теперь, если не зафиксировать колонку штурвала в данном положении, как того требует руководство по лётной эксплуатации, а продолжать отклонять на себя, то при достижении угла атаки, большего критического, самолёт как раз и спарашютирует с повышенной вертикальной скоростью. К чему это может привести, мы уже говорили.

Аналогичная ситуация может создаться также при взмывании, когда на этапе выдерживания пилот несоразмерно уменьшению скорости резко отклонит колонку штурвала на себя. В этом случае угол атаки также резко увеличится. Вначале при a a

_кр подъёмная сила самолёта возрастёт, а при достижении a > a_кр резко уменьшится.

Таким образом, именно при посадке сохраняется реальная угроза выхода самолёта Як-40 на большие углы атаки, превышающие критические. Понимая физический смысл возникновления срыва потока с крыла на данном этапе полёта, экипаж сможет действовать более грамотно в создавшейся сложной обстановке и выйти из неё победителем. В этом залог безопасности и высокой эффективности каждого рейса.

Почему нельзя ходить по крылу у края и угол атаки / Хабр

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.

Ещё наши посты про авиацию: зачем конкретно обливают самолёт перед вылетом, и что будет, если этого не делать, как работает бизнес-авиация в России, инфраструктура FBO Шереметьево, грузовой рейс, подготовка к полёту для пилотов, история бортового питания и наш рейтинг «самых вкусных» авиакомпаний, по каким правилам летит самолёт в России, безопасность авиаперелётов.

Угол атаки и аэродинамические силы.

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.

Аэродинамическая сила

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.

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 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.

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.

атака – English translation – Multitran dictionary


атака n
gen.	onset; onslaught; onrush; onfall; offensive; brunt; bear the brunt; pop; act of assault (AlexP73); rise time; assault (также перен.); charge (в футболе и т. п.); push; thrust; strike; go-in
astronaut.	approach
biol.	attack
chem.	break-down decomposition
ital., mus.	attacco (у духовых инструментов)
Makarov.	charge (в футболе и т.п.)
mil.	drive; coming into attack; immediate attack; jumping off; mounting an assault; jump-off (с исходной позиции); assault (Киселев voen13 voen60); charge
mil., inform.	hop-over; kick-off; boost; hop-off
mil., jarg.	bash
mus.	attack (у духовых инструментов); speech
opt.	incidence
slang	Jap; pull a jap

Land-атака n
comp., MS	land attack (A denial-of-service attack (DoS) in which the attacker opens a legitimate TCP session with a spoofed source IP address and port number that match the IP address and port number of the targeted computer so that the targeted computer will try to establish a TCP session with itself, causing some TCP implementations to go into a loop and the computer to fail)

DoS-атака n
comp., net.	denial-of-service attack (ZVI-73)

ddoS-атака n
fin.	distributed denial-of-service (Yeldar Azanbayev)

DDoS-атака n
sec.sys.	distributed denial-of-service attack (Pickman)

атака DDoS n
gen.	DDoS (Livejournal, Russia’s main blogging platform and a hotbed of opposition thought, came under DDoS [distributed denial of service] attack , an action many bloggers linked to Sunday’s vote. TG Alexander Demidov)

Flood-атака n
comp., MS	flood attack (» A denial-of-service attack in which a server is «flooded» with requests that cannot be completed. Once flooded, the host can no longer respond to legitimate requests.»)

XSL-атака n
cryptogr.	XSL attack (атака с применением eXtended Sparse Linearization MasterK)

Атака 150 n
chess.term.	150 Attack (1.e4 d6 2.d4 Kf6 3.Kc3 g6 4.Ce3 c6 5.Фd2)

Russian thesaurus

атака n
gen.	1) переход голосового аппарата к певческому состоянию 2) Указание в нотах на непосредственный, быстрый переход к другому темпу 3) В фортепианной игре внезапное напряжение рук для сильного акцента. Большой Энциклопедический словарь ; наиболее решительный момент наступательных действий войск, самолётов вертолётов , кораблей, сочетающий огонь и стремительное движение. Различают атаку мотострелковых войск, танковую, конную, воздушную, воздушно-штурмовую, морскую. Большой Энциклопедический словарь

Журнал «Авиапанорама», №1, 2012: Большие ошибки в полете на больших углах атаки

Более двадцати лет Степан Анастасович Микоян работал военным летчиком-испытателем самолетов-истребителей. Ему довелось летать и почти на всех типах отечественных бомбардировщиков и транспортных самолетов 60–70-х годов прошлого века. Неоднократно С.А. Микоян выполнял на истребителях преднамеренный штопор, а также выводил самолет из сваливания, как преднамеренного, так и случайного. Вот уже несколько лет этого заслуженного человека беспокоит вопрос подготовленности летчиков, особенно гражданской авиации, к полету на больших углах атаки, то есть на режиме, близком к сваливанию самолета в штопор.

Во все времена существования авиации одной из главных опасностей для самолета было сваливание его в штопор из-за потери скорости. Так обычно говорили раньше, но правильнее сказать – из-за увеличения угла атаки выше его критической величины. При таком угле атаки нарушается плавность обтекания крыла потоком, то есть происходит срыв потока на верхней поверхности крыла. При этом резко уменьшается подъемная сила. Так как полной симметричности обтекания обычно не бывает, то срыв возникает на каком-то одном крыле. Поэтому самолет сваливается на крыло – на то, на котором возник срыв – и переходит в штопор.

Угол атаки может возрасти до критического значения либо при потере скорости, либо при увеличении перегрузки в процессе маневрирования, а также при полете на большой высоте вблизи потолка самолета, особенно над грозовой облачностью. При этом на большой высоте полета из-за малой приборной скорости (то есть малого скоростного напора) возможно также проявление неустойчивости самолета по углу атаки – тенденция к его самопроизвольному увеличению.

Это все хорошо известно тем, кто летает на маневренных самолетах, особенно на истребителях. Однако физическая суть этих явлений совершенно одинакова для самолетов всех типов. Обычно пассажирские самолеты, тем более большие, не летают на предельно малых скоростях и не совершают энергичных маневров. В гражданской авиации многие, очевидно, считают, что необычные ситуации, в которых пассажирский самолет может потерять скорость и выйти на критический угол атаки, совершенно исключены. Увы, летная практика, как у нас, так и за рубежом, говорит об обратном. По «закону Мэрфи» («что может случиться – когда-нибудь случится») иногда это происходит. Многие факты подтверждают, что такое случается, и тогда в большинстве это кончается катастрофой с гибелью людей. Хотя на самом деле, если летчик подготовлен, сваливание и вход самолета в штопор, как правило, можно предотвратить.

В качестве примеров назову такие катастрофы, как происшедшая на Ту-154 много лет тому назад в Казахстане, когда летчик самолета Ту-154 снижался на режиме срыва с большой высоты и все время тянул на себя штурвал, видимо, надеясь так прекратить снижение. А фактически он не давал самолету опустить нос и набрать скорость. И так до земли… Или разбившийся несколько лет назад А-310 под Кременчугом, катастрофа Ту-154 в районе Иркутска, а другая в районе Донецка.

Все эти случаи характерны тем, что потеряв скорость и попав на большие углы атаки, летчики не сделали главного – не отдали штурвал от себя для уменьшения угла атаки.

В газете «Комсомольская правда» была приведена запись переговоров в кабине экипажа самолета А-310 (не буду здесь говорить об ошибочной в ряде пунктов интерпретации переговоров). Из записи следует, что командир не сидел за штурвалом, поскольку он давал команды второму пилоту, видимо, стоя сзади. Командир увидел, что скорость упала, и скомандовал добавить обороты двигателям. Затем, когда прозвучал сигнал АУАСП об опасном увеличении угла атаки и возник крен самолета, он тревожно скомандовал: «Выводи из крена!», и второй летчик стал, очевидно, поворачивать штурвал против крена.

Это было грубейшей ошибкой!

Попробую это объяснить. Подъемная сила крыла образуется в результате того, что скорость потока, обтекающего крыло сверху, больше, чем скорость потока под крылом (из-за того, что его путь сверху крыла от передней его кромки до задней длиннее). По так называемому закону Бернулли, чем больше скорость потока, тем меньше в нем давление. Вот эта разность давления воздуха сверху и снизу крыла и создает подъемную силу.

В нормальном полете, при не слишком большом угле атаки, если самолет начинает крениться, например, влево, летчик (или автопилот) отклоняет ручку управления (или штурвал) против крена. Элерон на опускающейся консоли крыла отклоняется вниз, увеличивая этим ее угол атаки (изменяя ее профиль). Струя под крылом тормозится, повышая давление, а сверху крыла поток ускоряется, понижая давление. Подъемная сила этой консоли увеличивается. А на правой консоли элерон отклоняется вверх, уменьшая угол атаки и подъемную силу. В результате самолет выходит из левого крена.

Однако если угол атаки крыла слишком большой, близкий к критическому, отклонение элерона вниз приводит к нарушению плавности течения воздуха сверху крыла и к его завихрению. Это – срыв потока, в результате чего скорость его течения резко падает, а давление возрастает. Подъемная сила этой консоли крыла так же резко уменьшается, а на другой консоли подъемная сила сохраняется. Из-за разности подъемной силы на консолях крыла самолет увеличивает крен, который летчик хотел уменьшить, и начинает вращаться, переходя в снижение и затем в падение. Это и есть штопор. Надо сказать, что при превышении критического угла атаки в полете без крена срыв потока обычно тоже происходит на одной консоли крыла, так как полной симметрии не бывает – играет роль даже незначительное скольжение самолета.

Из сказанного следует фундаментальный вывод – при полете на большом угле атаки (на малой скорости) категорически нельзя противодействовать кренению элеронами! Крен в таких случаях надо убирать только рулем поворота, то есть педалями. Иначе можно спровоцировать штопор.

Не готовы летчики и к выводу из сваливания, если оно все-таки произошло. Любой летчик, летающий на маневренных самолетах, знает, что для вывода из сваливания или из штопора нужно дать полностью педаль против крена (против вращения самолета) и затем ручку (или штурвал) от себя. Боюсь, что многие летчики неманевренных самолетов к этому не готовы, и в критический момент об этом не вспоминают. В магнитофонных записях разговоров в кабине указанных выше разбившихся самолетов ни разу не прозвучали слова: «Штурвал от себя!» – единственно правильное и необходимое действие! И другое правило – «Нога против крена!».

С этим связана и другая проблема. Современные пассажирские самолеты в значительной степени автоматизированы, и это, конечно, облегчает работу летчика, особенно в сложных метеоусловиях и ночью. Однако автоматизация имеет и отрицательную сторону. В случае ее отказа или же невозможности использования наземной системы, обеспечивающей полет самолета по необходимой траектории для захода на посадку, приходится пилотировать «по старинке». А привыкнув летать в автоматическом режиме, летчики теряют навыки ручного пилотирования, тем более в сложных метеоусловиях (даже тренировки на тренажерах, насколько я знаю, в основном проводятся в автоматическом режиме). Так, несколько лет назад в Цюрихе пассажирскому самолету не разрешили произвести посадку на ВПП, оборудованную курсоглиссадной системой. А с заходом на посадку по приводам, при минимуме погоды летчик не справился и самолет разбился, столкнувшись с деревьями.

Боюсь также, что многие летчики не знают того, что если самолет почему-либо вышел на большой угол атаки, именно автоматика может быть причиной сваливания и штопора. Автопилот всегда отклоняет элероны против самопроизвольного крена, то есть делает то, что в режиме, близком к сваливанию, категорически делать нельзя! Это значит, что при полете на больших углах атаки автопилот необходимо отключать! В этом случае он не только не помогает, но вредит как при сваливании, так и при выводе из штопора. Так, у нас в Ахтубинске летчик-испытатель Александр Кузнецов, выполняя атаку цели с включенным автопилотом, сорвался в штопор. Он дважды прекращал вращение самолета, но автопилот отклонял элероны против крена, и самолет снова начинал вращаться. Летчик, не поняв причины, катапультировался.

Проблемы, возникающие в связи с широким распространением систем автоматического, предварительного запрограммированного, управления самолетом, беспокоят специалистов зарубежной гражданской авиации.

Так, в английском авиационном журнале Flight №5266 от 16–22 ноября 2010 года рассказывается о семинаре Международного фонда безопасности полетов, проходившем в Милане. В докладе там Федеральной авиационной администрации США по интерфейсу «экипаж – современные системы кабины», показано, что экипажи недостаточно натренированы в управлении высокоавтоматизированным самолетом, а также то, что некоторые возникающие проблемы не отражены в контрольных картах, и летчики выходят из положения только благодаря своей технике пилотирования и изобретательности. Недостаточное понимание экипажами автоматической системы играло роль в 40% летных происшествий, в т.ч. в 30% серьезных. Специалист администрации по учету человеческого фактора доктор Кэти Аббот составила каталог свидетельств дисгармонии между летчиками и высокоавтоматизированным самолетом. Она выяснила, что летчики не замечают отказа автопилота или автомата тяги. Недостаточно контролируют и сохраняют состояние энергии/скорости1.

Неправильно устраняют отклонения от режима полета. Допускают неправильное отклонение рулей. Летчики часто концентрируют внимание на программировании автоматической системы, отвлекаясь от контроля траектории полета. Ошибки в ручном управлении или в контроле полета отмечены в 62% всех событий, в 30% тяжелых авиапроисшествий, в 25% полетов с проверяющим летчиком. Они были также отмечены в 7% докладов в системе «Анонимных сообщений по авиационной безопасности». Доктор К.Аббот сказала, что происходит много отказов, в которых контрольные листы (т.е. указания по конкретным задачам – С.М.) или тренировки мало помогают, например, в таких случаях, как отказ или неправильная работа компьютера системы воздушных сигналов или отказ программы, электрические отказы и самопроизвольные отключения автопилота, самопроизвольный момент на кабрирование по непонятным для летчика причинам. «Трудно оценить отказ, трудно устранить ошибку. Характер отказов не был предвиден разработчиками». Несмотря на иногда изменчивый характер автоматики, летчики слишком на нее надеются. Компании поощряют использование автоматики по сравнению с ручным управлением. Причинами этого бывает недостаточная вера руководства авиалиний в возможности летчика, а также недостаточная подготовка летчиков, или их опыт и оценка ситуации. В результате возникает мнение, что «летчик может быть не подготовлен к тому, чтобы справляться с нестандартными ситуациями». У летчиков, кроме того, бывает тенденция использовать данные из автоматической системы, имеющей недостатки, вместо исходных, «сырых», первичных данных, более надежных. Большая часть информации, получаемой летчиком, сама автоматизирована.

(Кстати, в этом докладе упоминается существующая в США система анонимной информации летчиков о предпосылках к летным происшествиям, употребляя нашу терминологию, которые у них возникали. Эти данные широко используются администрацией в работе по обеспечению летной безопасности – С.М.).

Еще раньше, в номере журнала Flight от 18-24 августа 2009 года была статья, в которой говорилось следующее. Федеральное авиационное агентство США, возможно, придет к решению о необходимости тренировки линейных летчиков по выводу из непонятного положения, в связи с большим количеством случаев катастроф по причине потери управления

(LOC – Loss of Control – соответствует понятию сваливания – С.М.). Возможно, LOС была одним из факторов катастрофы ночью самолета Air France AF447 (над Атлантикой – С.М.). Есть целый список катастроф по этой причине, включая недавние в компаниях Adam и Flash Airlines, а также в США самолетов Bombardier CRJ 200 и Q400. Тренажеры для тренировки не годятся, так как они не могут имитировать обратную связь, получаемую в виде ускорений (перегрузок – С.М.). Кроме того, нет достаточных данных, чтобы смоделировать реакцию самолета Boeing 737 на действие летчика рулями, например при угле крена 130° и кабрировании с углом 50°. Поэтому FAA может потребовать обязательную тренировку в воздухе на самолете Learjet с изменяемой устойчивостью. Но тренировка на легких самолетах значительно дешевле. Когда отсутствуют внешние ориентиры, тренировка в выводе из непонятного положения должна научить летчиков мысленно отключать чувственные восприятия и реагировать только на то, что показывают приборы. Человеческие ощущения и органы равновесия легко могут быть обмануты. Обучение этой жесткой дисциплине является критически важным, и идеальная программа тренировки должна включать подготовку в полете.

Я полностью поддерживаю сказанное, особенно последние две фразы и считаю, что необходима периодическая подготовка летчиков авиалиний на легких самолетах, позволяющих выполнять сваливание и штопор. Это, конечно, дорого, но потери самолетов с пассажирами дороже. На таких самолетах можно научиться (или вспомнить) действительно полет, так сказать, взаимодействие с воздухом, почувствовать аэродинамику, что не в полной мере ощущается летчиками в автоматизированном полете.

В другом номере журнала Flight, от 1–7 ноября 2011, в статье на стр. 41 рассказывается о конференции Королевского авиационного общества по подготовке летчиков. На ней эксперты согласились в том, что она должна быть пересмотрена, ибо необходимо прекратить тенденцию снижения уровня техники пилотирования. Об этом говорят недавние катастрофы, в которых технических отказов или не было, или были такие, которые не должны были вызвать проблем для достаточно подготовленных экипажей. В последние 20 лет почти все деловые, технические и эксплуатационные правила, которыми руководствуется коммерческая авиация, радикально изменились как в управлении воздушным движением и ситуации в воздушном пространстве, так и в технических особенностях самолетов и электроники. Логично считать, что эти изменения требуют и изменений в подготовке летчиков. Но их не последовало.

Сильно повлияло на характер работы летчиков влияние дешевых авиалиний, которые привели во многих компаниях к радикальным изменениям во взаимоотношениях с летными экипажами. Но что больше всего изменило систему набора летчиков авиакомпаниями, так это сокращение поступления военных – этого поставщика летного искусства.

Потеряно внимание летчика к чему-либо, кроме планирования полета для автоматизированного управления. Но если обстоятельства необычны, или не стандартны, недостаточная «гибкость» летчика может привести к катастрофе из-за потери управляемости (LOC). Это наиболее частая причина катастроф в этом веке – она стала более частой, чем столкновение с землей в управляемом полете. «Гибкость» летчика определяет его способность действовать спокойно и со знанием дела в случае неожиданного события, для которого нет пункта в контрольном листе или стандартного метода действий. Это качество летчика не воспитывается обычными современными системами подготовки. Ими обладают только летчики, имеющие опыт военной авиации или летчики компаний, которые при отборе и подготовке выходят за пределы формальных требований, но таких меньшинство.

Я хочу обратить внимание на мысль, выраженную в двух последних абзацах. Насколько я знаю, и здесь это подтверждается, что для авиалиний США, Великобритании и других стран Запада всегда были наиболее предпочтительны летчики из Военно-воздушных сил. Они были более подготовлены как по пилотированию самолетов, так и по готовности к нестандартным ситуациям и действиям в особых случаях. Это, в результате, обеспечивает большую степень безопасности полетов.

В заключение хочу подчеркнуть, что широкое внедрение автоматических систем автоматизированного пилотирования самолета является естественным результатам технического прогресса и само по себе, безусловно, положительное явление. Однако ни в коем случае нельзя допускать потери летчиками навыков ручного пилотирования самолета, особенно в сложных условиях, потери «чувства полета». Летчики должны понимать, что в автоматике могут возникать отказы или она может использовать ошибочные исходные данные, а также что возможны ситуации, в которых действия автоматики ошибочны. В конечном счете, летчик должен уметь грамотно контролировать полет и быть готовым к ручному управлению. Это должно быть одной из главных задач подготовки и тренировки летчиков.

1 июня 2009 года произошла привлекшая внимание всего мира катастрофа, в которой погибло 228 человек. Пассажирский лайнер Airbus А330, летевший рейсом AF447 над Атлантическим океаном на север восточнее побережья Южной Америки, пройдя экватор, исчез с экранов радиолокаторов и с радиосвязи по неизвестной причине. После долгих поисков в водах океана на глубине более 3,5 км были найдены обломки самолета, но причину катастрофы они не прояснили. Почти через два года после гибели самолета были найдены «черные ящики» – магнитофоны записи переговоров в кабине и параметров полета. Это позволило представить картину происшедшего. Ни погода, ни неисправность, ни цепь ошибок не приговорили самолет к гибели – это сделала только одна простая, но упорная ошибка со стороны одного летчика.

В журнале Popular Mechanics представлен анализ этих данных летчиком, имеющим большой опыт полетов на самолете Airbus A330. Приведу здесь основную его часть.

В этом полете было три летчика – командир и два вторых летчика. Командир – Марк Дюбуа, опытный летчик, имевший 11 000 часов налета. 2-й пилот (подменный) – малоопытный Пьер Болин 32-х лет. Другой 2-й пилот – более опытный 37-летний Дани Роберт. Командир Дюбуа ушел из кабины «подремать» (и это при полете на большой высоте и в сложных условиях ночью! – С.М.).

Самолет на большой высоте вошел в зону грозового фронта. Из-за высокой температуры воздуха, относительно стандартной на этой высоте, не удалось набрать высоту полета выше облаков. Началось обледенение, приведшее к неправильным показаниям указателя скорости. Из-за этого отключился автопилот. Летчик Болин пытался продолжить набор высоты. Обеспокоенный Роберт посоветовал ему перейти в снижение для сохранения скорости. Болин ответил, что снижается, хотя на самом деле продолжал набор, хотя и уменьшив его. Возможно, сыграла роль особенность боковой ручки управления, при помощи которой самолет А330 пилотируется в ручном режиме. Эта ручка, в принципе, подобна обычному джойстику. Она имеет небольшой диапазон перемещения и не создает чувства обратной связи.

Скорость полета уменьшилась, и сработала аварийная сигнализация, предупреждающая об угрозе сваливания. Этот сигнал на самолете А330 такой, что его невозможно проигнорировать. И, тем не менее, все последующее время никто из летчиков не упомянул ни о нем, ни о фактическом сваливании самолета, несмотря на то, что сигнал «Срыв» вспыхивал 75 раз! Все это время Болин продолжал тянуть боковую ручку управления на себя – то есть делать прямо противоположное тому, что он должен был делать для вывода из сваливания.

Привожу последние семь строк в оригинале:

The Airbus’s stall alarm is designed to be impossible to ignore. Yet for the duration of the flight, none of the pilots will mention it, or acknowledge the possibility that the plane has indeed stalled—even though the word «Stall!» will blare through the cockpit 75 times. Throughout, Bonin will keep pulling back on the stick, the exact opposite of what he must do to recover from the stall.

Эта трагическая история подтверждает высказанные выше соображения о необходимости тренировки летчиков в ручном режиме, а также о жизненно важном правиле – не допускать чрезмерного увеличения угла атаки и уменьшения скорости полета. Все, что надо было сделать – дать ручку от себя!

Полная или частичная публикация материалов сайта возможна только с письменного разрешения редакции Aviation EXplorer.

Аэродинамика самолета — PDF, страница 9

Кроме того, уменьшениескорости при отрыве на взлете и при посадке увеличивает безопасность их выполнения и сокращаетрасходы на строительство взлетно-посадочных полос.Итак, механизация крыла служит для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолетапутем увеличения максимального значения коэффициента подъемной силы крыла Cумакс.Суть механизации крыла состоит в том, что с помощью специальных приспособленийувеличивается кривизна профиля (в некоторых случаях и площадь крыла), вследствие чего изменяетсякартина обтекания. В результате получается увеличение максимального значения коэффициента подъемнойсилы.Эти приспособления, как правило, выполняются управляемыми в полете: при полете на малыхуглах атаки (при больших скоростях полета) они не используются, а применяются лишь на взлете, напосадке, когда увеличение угла атаки не обеспечивает получения нужной величины подъемной силы.Существуют следующие виды механизации крыла: щитки, закрылки, предкрылки, отклоняемыеноски крыла, управление пограничным слоем, реактивные закрылки.Щиток представляет собой отклоняющуюся поверхность, которая в убранном положениипримыкает к нижней, задней поверхности крыла.

Щиток является одним из самых простых и наиболеераспространенных средств повышения Сумакс.Увеличение Сумакс при отклонении щитка объясняется изменением формы профиля крыла, котороеможно условно свести к увеличению эффективного угла атаки и вогнутости (кривизны) профиля.При отклонении щитка образуется вихревая зона подсасывания между крылом и щитком.Пониженное давление в этой зоне распространяется частично на верхнюю поверхность профиля у заднейкромки и вызывает отсос пограничного слоя с поверхности, лежащей выше по течению. За счетотсасывающего действия щитка предотвращается срыв потока на больших углах атаки, скорость потока надкрылом возрастает, а давление уменьшается.

Кроме того, отклонение щитка повышает давление под крыломза счет увеличения эффективной кривизны профиляf эф и эффективного угла атаки α .эфАЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА36Благодаря этому выпуск щитков увеличивает разность относительных давлений над крылом и подкрылом, а следовательно, и коэффициент подъемной силы Су.На Рис.

50 показан график зависимости Сy от угла атаки для крыла с различным положением щитка:убранное, взлетное δщ = 15°, посадочное δщ = 40°.При отклонении щитка вся кривая Сущ = f(α) смещается вверх почти эквидистантно кривой Су = f(α) основного профиля.Из графика видно, что при отклонении щитка в посадочное положение (δщ = 40°) приращение Сусоставляет 50-60%, а критический угол атаки при этом уменьшается на 1-3°.Для увеличения эффективности щитка конструктивно его выполняют таким образом, что приотклонении он одновременно смещается назад, к задней кромке крыла.

Тем самым увеличиваютсяэффективность отсоса пограничного слоя с верхней поверхности крыла и протяженность зоны повышенногодавления под крылом.При отклонении щитка одновременно с увеличением коэффициента подъемной силы увеличиваетсяи коэффициент лобового сопротивления, аэродинамическое качество крыла при этом уменьшается.Закрылок. Закрылок представляет собой отклоняющуюся часть задней кромки крыла либоповерхность, выдвигаемую (с одновременным отклонением вниз) назад из-под крыла.

По конструкциизакрылки делятся на простые (нещелевые), однощелевые и многощелевые.Рис. 47 Профиль крыла со щитком, смещающимся назадРис. 48 Закрылки: а — нещелевой; б — щелевойНещелевой закрылок увеличивает коэффициент подъемной силы Сy за счет увеличения кривизныпрофиля. При наличии между носком закрылка и крылом специально спрофилированной щелиэффективность закрылка увеличивается, так как воздух, проходящий с большой скоростью черезсужающуюся щель, препятствует набуханию и срыву пограничного слоя.

Для дальнейшего увеличенияэффективности закрылков иногда применяют двухщелевые закрылки, которые дают прирост коэффициентаподъемной силы Сy профиля до 80%.Увеличение Сумакс крыла при выпуске закрылков или щитков зависит от ряда факторов: ихотносительных размеров, угла отклонения, угла стреловидности крыла. На стреловидных крыльяхэффективность механизации, как правило, меньше, чем у прямых крыльев. Отклонение закрылков, так жекак и щитков, сопровождается не только повышением Сy, но в еще большей степени приростом Сx, поэтомуаэродинамическое качество при выпущенной механизации уменьшается.Критический угол атаки при выпущенных закрылках незначительно уменьшается, что позволяетполучить Сумакс при меньшем подъеме носа самолета (Рис.

51).АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА37Рис. 49 Профиль крыла с щиткомРис. 50 Влияние выпуска щитков на кривую Су=f(α)Рис. 51 Поляра самолета с убранными и выпущенными щиткамиПредкрылок представляет собой небольшое крылышко, находящееся впереди крыла (Рис. 52).Предкрылки бывают фиксированные и автоматические.Фиксированные предкрылки на специальных стойках постоянно закреплены на некоторомудалении от носка профиля крыла. Автоматические предкрылки при полете на малых углах атаки плотноприжаты к крылу воздушным потоком. При полете на больших углах атаки происходит изменение картиныраспределения давления по профилю, в результате чего предкрылок как бы отсасывается. Происходитавтоматическое выдвижение предкрылка (Рис.

53).При выдвинутом предкрылке между крылом и предкрылком образуется суживающаяся щель.Увеличиваются скорость воздуха, проходящего через эту щель, и его кинетическая энергия. Щель междупредкрылком и крылом спрофилирована таким образом, что воздушный поток, выходя из щели, с большойскоростью направляется вдоль верхней поверхности крыла. Вследствие этого скорость пограничного слояувеличивается, он становится более устойчивым на больших углах атаки и отрыв его отодвигается набольшие углы атаки. Критический угол атаки профиля при этом значительно увеличивается (на 10°-15°), аCумакс увеличивается в среднем на 50% (Рис.

54).Обычно предкрылки устанавливаются не по всему размаху, а только на его концах. Это объясняетсятем, что, кроме увеличения коэффициента подъемной силы, увеличивается эффективность элеронов, а этоулучшает поперечную устойчивость и управляемость. Установка предкрылка по всему размаху значительноувеличила бы критический угол атаки крыла в целом, и для его реализации на посадке пришлось бы стойкиосновных ног шасси делать очень высокими.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА38Рис. 52 ПредкрылокРис.

53 Принцип действия автоматического предкрылка: а — малые углы атаки; б – большие углыатакиФиксированные предкрылки устанавливаются, как правило, на нескоростных самолетах, так кактакие предкрылки значительно увеличивают лобовое сопротивление, что является помехой для достижениябольших скоростей полета.Отклоняемый носок (Рис. 55) применяется на крыльях с тонким профилем и острой переднейкромкой для предотвращения срыва потока за передней кромкой на больших углах атаки.Изменяя угол наклона подвижного носка, можно для любого угла атаки подобрать такоеположение, когда обтекание профиля будет безотрывным.

Это позволит улучшить аэродинамическиехарактеристики тонких крыльев на больших углах атаки. Аэродинамическое качество при этом можетвозрастать.Искривление профиля отклонением носка повышает Сумакс крыла без существенного изменениякритического угла атаки.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА39Рис. 54 Кривая Су =f (α) для крыла с предкрылкамиРис. 55 Отклоняемый носок крылаУправление пограничным слоем (Рис. 56) является одним из наиболее эффективных видовмеханизации крыла и сводится к тому, что пограничный слой либо отсасывается внутрь крыла, либосдувается с его верхней поверхности.Для отсоса пограничного слоя или для его сдувания применяют специальные вентиляторы либоиспользуют компрессоры самолетных газотурбинных двигателей.Отсасывание заторможенных частиц из пограничного слоя внутрь крыла уменьшает толщину слоя,увеличивает его скорость вблизи поверхности крыла и способствует безотрывному обтеканию верхнейповерхности крыла на больших углах атаки.Сдувание пограничного слоя увеличивает скорость движения частиц воздуха в пограничном слое,тем самым предотвращает срыв потока.Управление пограничным слоем дает хорошие результаты в сочетании с щитками или закрылками.Рис.

56 Управление пограничным слоемРис. 57 Реактивный закрылокРеактивный закрылок (Рис. 57) представляет струю газов, вытекающую с большой скоростью поднекоторым углом вниз из специальной щели, расположенной вблизи задней кромки крыла. При этом струягаза воздействует на поток, обтекающий крыло, подобно отклоненному закрылку, вследствие чего передреактивным закрылком (под крылом) давление повышается, а позади его понижается, вызывая увеличениескорости движения потока над крылом. Кроме того образуется реактивная сила Р, создаваемая вытекающейструёй.Эффективность действия реактивного закрылка зависит от угла атаки крыла, угла выхода струи θ ивеличины силы тяги Р. Их используют для тонких, стреловидных крыльев малого удлинение Реактивныйзакрылок позволяет увеличить коэффициент подъемной силы Cумакс в 5-10 раз.АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА40Для создания струи используются газы, выходящие из турбореактивного двигателя.ПЕРЕМЕЩЕНИЕ ЦЕНТРА ДАВЛЕНИЯ КРЫЛА И САМОЛЕТАЦентром давления крыла называется точка пересечения равнодействующей аэродинамическихсил с хордой крыла.Положение центра давления определяется его координатой ХД — расстоянием от передней кромкиХД= Х Д.крыла, которое может быть выражено в долях хорды ВНаправление действия силы R определяется углом ϕ, образуемым с направлением невозмущенноговоздушного потока (Рис.

Почему угол атаки (AoA)? — Новости безопасности SM4 от Global Aerospace

Авиационные власти по всему миру, включая наше собственное FAA, сделали борьбу с потерей управления в полете (LOC-I) своим главным приоритетом. Чтобы понять причину №1 смертельных случаев в авиации сегодня, мы должны признать, что существует значительный недостаток в осведомленности о AoA и управлении AoA. Причина в том, что большинству из нас не видно фактического AoA во время полета — он просто не отображается. И если он отображается, он не всегда эффективно обучается или интерпретируется.

Летная подготовка и AoA

AoA определяется как острый угол между линией хорды профиля и направлением относительного ветра. Хотя мы знакомимся с AoA в академических кругах на самом раннем этапе летной подготовки, наши самые первые полеты погружают нас в «полет цифр» на индикаторе воздушной скорости (ASI), поскольку ASI является основным летным прибором. Учреждения по летной подготовке редко сосредотачиваются на информации AoA. Наши процедуры POH, маневры и переходы — все эталонная указанная воздушная скорость для всех критических параметров полета, включая сваливание.Хуже того, эти «числа» основаны на неускоренном (1G) скоординированном полете с максимальной полной массой. Фактически, летная подготовка редко позволяет получить фактическое представление об AoA, что является единственным прямым способом определения аэродинамического состояния аэродинамического профиля.

Коэффициент подъемной силы профиля изменяется в зависимости от его AoA. На рисунке 1 изображена типичная кривая подъемной силы в зависимости от угла атаки для крыла с положительным изгибом, встречающегося на большинстве самолетов. Кривая показывает, что коэффициент подъемной силы (общая подъемная сила) увеличивается с увеличением AoA — до максимального коэффициента подъемной силы, после чего подъемная сила фактически уменьшается, поскольку AoA продолжает увеличиваться ¹.Критический угол атаки, также известный как «угол атаки сваливания», представляет собой угол атаки, обеспечивающий максимальный коэффициент подъемной силы (CL max). Ниже критического угла атаки коэффициент подъемной силы увеличивается с увеличением AoA. По мере приближения угла AoA к критическому углу воздушный поток над верхней поверхностью аэродинамического профиля становится все более нарушенным и в конечном итоге отделяется от крыла. Это разделение начинается около задней кромки крыла и быстро смещается к передней кромке, когда угол AoA превышает критический угол.Другими словами, начало срыва происходит немедленно, когда AoA превышает критический угол, и, если он не уменьшается, быстро переходит в глубокое срыв, когда AoA увеличивается за этой точкой.

Несмотря на то, что скорость полета, необходимая для достижения любого заданного режима полета, изменяется в зависимости от полной массы и перегрузки, конкретная AoA не изменяется. Аэродинамический профиль может сваливаться на любой скорости, но только с одной критической AoA.

Хотя системы AoA являются общими для военных и гражданских самолетов высокого класса, они не встроены во все самолеты из-за непрактичности конструкции и стоимости.Это не означает, что у нас нет систем измерения AoA на наших самолетах; Большинство систем предупреждения о сваливании фактически являются инструментами, которые измеряют и предупреждают пилотов об AoA. Но эта информация обычно не предоставляется пилотам в качестве указанного параметра, и, что более важно, AoA не обучается в качестве важной информации в полете.

Требования FAA к системам AoA в авиации общего назначения

Признавая, что пилоты, которым во время полета предоставляется точная информация AoA, могут лучше избегать и смягчать аварии, связанные с LOC-I, в начале 2014 года FAA выпустило необычную новую политику ², которая упрощает требования для включения систем AoA в самолеты авиации общего назначения (GA).Благодаря улучшенной осведомленности о сваливании за счет использования приборов и дисплеев AoA, пилоты могут лучше управлять одним конкретным критическим AoA, который будет держать их в полете и избегать ситуации LOC-I.

Любой аэродинамический профиль может срываться при любой воздушной скорости, но свалится только при определенной AoA. Нам нужно научиться включать AoA в наше сканирование, чтобы лучше понимать условия полета на каждом этапе полета.

¹ НАСА, Исследовательский центр Гленна, «Коэффициент подъемной силы», последнее обновление — 5 мая 2015 г.Проверено 27 июня 2017 г.

² Политика FAA AIR100—14-110-PM0, (окончательная) Выпущено меморандумом 5 февраля 2014 г. Получено 27 июня 2017 г.

Переосмысление навыков пилотов ?!

Как пилот действительно поправляется? Что заставляет нас поправляться или какое событие вызывает осознание наших потенциальных недостатков?

Размещено 6 октября 2021 г.

Сильно наверху

Несколько месяцев назад мне представилась редкая возможность провести два дня на борту авианосца Соединенных Штатов — USS Abraham Lincoln — в то время как она находилась в море, выполняя летные операции.Это был опыт погружения, который навсегда изменит мой взгляд на работу и жизнь. Без шуток.

Отправлено 6 октября 2021 г.

Критическое мышление — AOPA

Срыв самолета также может вызвать у пилота панику, а при определенных обстоятельствах может перерасти в потенциально опасное вращение. Но, как и в случае с автомобилем, выход из стойла может произойти в течение нескольких секунд, если вы знаете, что делать и сохраняете спокойствие в процессе. Как самолет глохнет? В отличие от автомобиля это не имеет ничего общего с двигателем.Все дело в угле атаки крыла.

Сваливание происходит, когда поток воздуха над крылом нарушается, что приводит к потере подъемной силы. Это вызвано превышением крылом критического угла атаки. Эта концепция может сбивать с толку учащихся, которые узнали «скорость сваливания» своего самолета, то есть минимальную скорость, с которой самолет может управлять в устойчивом полете. Срыв может произойти при любой воздушной скорости, положении или мощности, потому что все дело в крыле.

Несколько предупреждающих знаков помогут вам распознать приближающийся киоск.«Киоски можно распознать по-разному, будь то звуковой сигнал, световой сигнал или буфет; необходимость все больше и больше вводить элементы управления, чтобы получить желаемый ответ; или видеть или чувствовать, как нос начинает наклоняться вперед », — сказал Тайлер Юско, летный инструктор в Бостонском институте AeroVenture. Предупреждения о сваливании, такие как звуковые сигналы или световые сигналы, могут предупредить пилота о надвигающемся сваливании, а с обучением пилоты развивают чувство физических ощущений от приближающегося сваливания.

Из Руководства по полетам на самолете : «Вращение возникает, когда крыло самолета превышает критический угол атаки с боковым скольжением или рысканием, действующим на самолет при фактическом сваливании или за его пределами.Во время этого нескоординированного маневра пилот может не знать о превышении критического угла атаки до тех пор, пока самолет не выйдет из-под контроля в сторону опускающегося крыла. Если восстановление сваливания не начнется немедленно, самолет может войти в штопор ».

«Перед отработкой сваливания я всегда выполняю медленный полет со своими учениками, чтобы они могли видеть, как самолет реагирует и чувствует себя на скорости чуть выше сваливания. ACS [стандарты сертификации пилотов] предписывают выполнять медленный полет без активации предупреждения о сваливании.Я учу своих учеников делать это для чек-рейда, но я также учу их делать это прямо над стойлом с предупреждением о стойле, будь то рог, свет — как в наших чероки — или буфет ». Студенты поймут, что на такой низкой скорости им придется использовать все больше и больше средств управления для маневрирования самолета, — сказал Юско.

После того, как самолет остановился, процедуры восстановления после сваливания должны выполняться быстро, спокойно и прямо. Тренинг по восстановлению срывов помогает учащимся обрести уверенность.«Студенты боятся слова« заглохнуть »и всегда связывают его с остановкой двигателя», — сказал Юско. «Простой урок земли перед тем, как мы начнем маневрировать, — отличный способ научить их понимать, что мы будем практиковать аэродинамическое сваливание и как правильно восстанавливаться после него».

Чтобы выйти из сваливания, необходимо немедленно уменьшить угол атаки крыла. Это можно сделать, сбросив противодавление лифта или переместив рычаг управления лифтом вперед.Величина давления вперед незначительно варьируется от самолета к самолету, но обычно достаточно небольшого давления. Использование чрезмерного давления вперед может препятствовать восстановлению сваливания.

Летный инструктор Тони Хамерник уделил особое внимание координации руля направления при восстановлении сваливания. «Заедание в нескоординированном состоянии приведет к вращению».

Вращение происходит в результате сваливания во время несогласованного полета, когда одно крыло самолета сваливается больше, чем другое из-за неравного угла атаки крыльев.Иногда, особенно на берегу, одно крыло опускается в начале сваливания, и нос будет рыскать в сторону низкого крыла. Чтобы этого не произошло, необходимо применить противоположный руль направления.

Распознавание и предотвращение сваливания — важнейшие навыки, которым должен овладеть любой пилот. Вращение может развиться только в том случае, если самолету разрешено сваливаться.

Всегда следите за признаками приближающегося сваливания, если вы используете изрядное противодавление. Помните, что вы можете быть на конечном этапе захода на посадку, лететь на крейсерской скорости или в скоординированном крене, и самолет все равно свалится, если критический угол атаки крыла будет превышен.Со временем вы научитесь распознавать признаки надвигающегося сваливания и реагировать быстро и спокойно. В конце концов, киоски не будут такими уж страшными.

Aero 12 — Угол атаки

С первых дней полета, угла атаки (AOA) был ключевым авиационно-техническим параметр и имеет фундаментальное значение для понимания многих аспектов самолета производительность, стабильность и контроль. Практически любая книга по этим предметы, а также основные тексты и учебные материалы написаны для летных экипажей, определяет AOA и обсуждает его многочисленные атрибуты.

AOA можно использовать для многих указатели на кабине экипажа для повышения осведомленности летного экипажа состояния самолета относительно пределов характеристик. Выделенный AOA индикаторы уже много лет используются на военных самолетах, но эта форма дисплея нечасто использовалась на коммерческих самолетах. На моделях Boeing, которые в настоящее время производятся, AOA используется для управления срывом предупреждение (шейкер палки), информация о запасе хода на индикаторах скорости полета, и индикатор предела тангажа (PLI) на основных дисплеях ориентации.Информация AOA объединяется с другими данными и отображается в виде неотъемлемая часть экранов кабины экипажа.

Недавние аварии и инциденты привели к новым программам обучения летного экипажа для нарушили восстановление и избегание местности, а они, в свою очередь, усилили интерес отрасли к AOA как полезному параметру полета для коммерческих авиация.

The U.S. Национальный транспорт Совет Безопасности (NTSB) рекомендовал визуальную индикацию AOA в коммерческие самолеты. Эта индикация может иметь форму специального Индикатор AOA или другая реализация, например PLI.

Специальный индикатор AOA показанный на основном индикаторе полета (PFD) недавно был разработан в сотрудничестве с клиентами авиакомпаний. Предлагается новый индикатор в качестве опции на 737-600 / -700 / -800 / -900, 767-400 и 777 на этот раз.

В процессе разработки нового индикатора, обсуждения с авиакомпаниями, NTSB и США. Пилоты и инженеры Федерального авиационного управления (FAA) предоставили уникальная возможность изучить потенциальное использование AOA и многих других существующие виды использования, которые развились в последние десятилетия вместе с достижениями в технологии отображения и индикации.

В этой статье обсуждается следующее:

Базовый принципы AOA.
Самолет производительность и AOA.
AOA измерение.
AOA указания и процедуры для летного экипажа в текущем производстве Boeing модели.
Дизайн и использование отдельного индикатора АОА.

Угол атаки наведения в панели

Вначале пилотов учат, что безопасность полета зависит, среди прочего, от постоянного потока воздуха через аэродинамический профиль и положительного угла атаки для создания подъемной силы.AOA — это угловая разница между линией хорды крыла и относительным ветром. Увеличьте обратное давление на органы управления и поднимите до определенного предела. Слишком крутой угол атаки, и этот сладкий, создающий подъемную силу воздушный поток выходит из строя. Уменьшите угол атаки, и крыло снова взлетит. Так жизненно важно, чтобы вы всегда знали о AOA самолета, первый самолет братьев Райт включал в себя элементарный индикатор AOA, сделанный из куска дерева и отрезка пряжи. Итак, если физика, стоящая за этим, проста, почему происходят эти аварии с потерей управления?

Дэйв Сизу из FAA говорит: «ДТП со смертельным исходом происходит в среднем один раз в три дня.Сизу, бывший пилот F / A-18, является летчиком-испытателем агентства. Он поговорил с редко обсуждаемым о разрыве между тем, что мы учим новых пилотов об угле атаки, и тем, как они переводят эти новые знания в хорошие летные навыки, когда садятся в самолет. «На экзамене по знаниям вас проверяют на теорию угла атаки, — говорит Сизу. «Но когда в кабину входит новый пилот, он обычно не может найти индикатор угла атаки». Причина в том, что AOA не существует в большинстве небольших самолетов.FAA продвигало их использование, но они все еще не распространены во флоте АОН. «Когда у ученика нет индикатора AOA в кабине, его учат использовать скорость полета в качестве прокси», — говорит Сизу. «Однако опубликованная скорость сваливания, которую они узнают, действительна только при одном весе — в скоординированном, неускоренном полете — и это может создать ложное ощущение безопасности за пределами этих условий». В наземной школе новые гражданские пилоты узнают, например, что скорость сваливания самолета увеличивается на 40 процентов при 60-градусном крене, когда пилот пытается сохранить горизонтальный полет.Это увеличивает коэффициент загрузки. К сожалению, история доказала, что многие пилоты, пролетевшие в этом повороте от базы до финала, не думают о том, что их скорость от базовой до конечной в 85 узлов может внезапно подскочить почти до 120, чтобы поддерживать такой же запас безопасности выше сваливания. . Точный полет, необходимый для прицеливания по трем тросам авианосца, делает понимание угла атаки критически важным для пилотов-истребителей. Вот почему на раннем этапе пилоты, прошедшие подготовку в ВМФ и ВВС, узнают, что индикатор угла атаки их истребителя точен при любом весе, конфигурации, ускорении и углах крена.

Большинство пилотов сталкивались с детектором подъемной силы Safe Flight, встроенным в переднюю кромку их крыльев. Aspen Avionics

Лучший способ?

Так почему бы не создать AOA для пилотов GA — приборы, которые фактически отображают предупреждения для пилотов, когда они приближаются к критическому углу атаки, устройство, которое было бы эффективным во всех режимах полета? Благодаря первоначальной поддержке со стороны FAA такие компании, как Garmin, Safe Flight, Aspen Avionics и Icon, сделали именно это с AOA. Объединенный руководящий комитет авиации общего назначения заявляет: «Чтобы снизить риск непреднамеренного сваливания / вылета, приводящего к происшествию с [потерей управления], сообществу GA следует установить и использовать системы на основе AOA для лучшего понимания запаса сваливания.В 2016 году установка была облегчена благодаря использованию необязательного оборудования для повышения безопасности, более известного как политика FAA PS-AIR-21.8-1602. NORSEE допускает установку нового ненужного оборудования, если это значительно повысит безопасность воздушного судна. Упрощенная установка с помощью NORSEE также помогла преодолеть одно из основных возражений против дополнительного оборудования безопасности: цена. Например, Garmin GI-260 AOA продается всего за 249 долларов. Время установки зависит от типа самолета. Отказ любого оборудования безопасности, установленного NORSEE, не может повлиять на безопасность полета, поэтому AOA не может использоваться в качестве основного источника управления полетом.

Однако установка AOA не означает, что пилоты будут его использовать или даже понимать, о чем он им говорит. Это потребует изменения методов обучения пилотов. Icon Aircraft взяла на себя ведущую роль в этом направлении, интегрировав использование AOA с первого дня своей новой программы обучения пилотов. Заберитесь в кабину A5, и все заметят индикатор угла атаки, который заметно отображается прямо под защитным экраном. AOA Icon напоминает небольшой аэродинамический профиль, который перемещается в зависимости от угла атаки самолета.Это то, что главный летчик-испытатель Icon Бретт Давенпорт называет смелым шагом, «особенно разумным способом, которым компания разработала интерфейс человек-автомобиль». По словам Давенпорта, AOA настолько полезен: «Вы можете скрыть остальную часть панели и сделать очень стабильные подходы, используя только AOA».

Aspen Avionics отображает информацию о необходимом угле атаки через вертикальные ленты, представленные на Evolution. Aspen Avionics

Мне потребовалось всего несколько минут, чтобы привыкнуть к AOA Icon во время вылетов и заходов на посадку, когда я управлял самолетом в прошлом году.Генеза Даффи, главный пилот Icon и менеджер по полетам и обучению, говорит, что в этом нет ничего необычного. «Мы используем его на профилях набора высоты, спуска и приземления, а также в ряде аварийных процедур», например, при эвакуации из каньона с максимальной эффективностью, которую учат быстро избегать опасностей поблизости. «По сути, это 60-градусный крен, 180-градусный поворот при максимальной мощности. Пилот выкатывается в поворот и тянет до тех пор, пока AOA не достигнет середины желтой дуги ». По словам Даффи, без AOA такой маневр был бы невозможен, потому что «нет времени для расчета веса самолета, угла крена или скорости сваливания».С помощью AOA я точно знаю, насколько близко крыло от стойла ». Простота AOA выделяется, когда крыло устройства размещается на пунктирной линии, точке, которая представляет лучшую подъемную силу над сопротивлением. Ни суеты, ни суеты. «Вы можете летать на этом самолете ближе к краям его оболочки, чем на любом другом самолете, — говорит она, — и не так, как это опасно или безрассудно». При правильном использовании «AOA просто дает пилоту больше информации».

Кен Бэннон, директор по корпоративным и коммерческим продажам Safe Flight, говорит, что Safe Flight Instrument Corporation создает оборудование для повышения безопасности и производительности с 1946 года.Safe Flight создал первую практическую систему предупреждения об остановке и угла атаки. Основатель доктор Линден Грин изобрел датчик подъемной силы еще в начале 1940-х годов, который живет и по сей день, неизвестный многим пилотам, которые часто даже не осознают, что летают с вездесущим датчиком подъемной силы Safe Flight. Они просто щелкают крошечным металлическим язычком, выступающим из передней кромки крыла во время предполетного полета, как утверждают, что «проверяют предупреждение о сваливании». AOA Safe Flight входит в стандартную комплектацию новых Cessna 172 и является опцией для 182 и 206.Это также вариант для Kodiak и различных самолетов Piper.

В отличие от AOA Icon, индексатор AOA Safe Flight обычно располагается на противослепляющем экране и использует систему последовательных светодиодных огней и звука (аналогично счетчику Гейгера), чтобы указать близость самолета к точке торможения передней кромки. По мере увеличения угла атаки самолета индикаторы индексатора начинают менять цвет с зеленого на желтый и, в конечном итоге, на красный. Частота звука счетчика Гейгера также увеличивается по мере приближения самолета к сваливанию.Устройство является точным независимо от веса самолета, нагрузки на крыло, конфигурации шасси, плотности воздуха и условий скольжения.

Garmin GI 260 AOA спроектирован так, чтобы располагаться поверх противобликового экрана, но при этом оставаться заметным периферийным зрением пилота. Garmin Aviation

Пристегните ремень безопасности

Как и ремень безопасности, индикатор угла атаки работает только в том случае, если пилот действительно его использует. В то время как AOA предлагает пилотам практическую ситуационную осведомленность об их близости к сваливанию, его использование требует обучения.Даффи из Icon признает: «Есть небольшое сопротивление со стороны людей, которые никогда не летали с AOA». Люди смотрят на A5 и спрашивают: «Какая у вас скорость приближения?» или «Какой у вас VX или VY?» Опытные пилоты Icon на самом деле не знают этих скоростей — или им до этого нет дела. Они просто подходят под таким углом атаки, что маленькое крылышко оказывается на белой линии с надписью «приближение». Даффи говорит, что после часа или около того полета с AOA «новые пилоты действительно чувствуют себя комфортно с ним и начинают самостоятельно управлять самолетом.Тем не менее, наиболее частый вопрос, который я слышу, — почему больше самолетов не используют AOA? » За исключением тех, кто прошел военную подготовку, немногие пилоты и инструкторы когда-либо летали с ним, и поскольку закон первенства гласит, что мы помним то, что мы узнали раньше, скорость полета остается главной. Также нет текущих данных, подтверждающих, что использование AOA снижает количество несчастных случаев LOC-I.

FAA не планирует требовать AOA на небольших самолетах GA, чтобы не увеличивать стоимость полета. Это означает, что их использование будет расширяться только в том случае, если пилоты начнут их требовать — а они могут это сделать, когда поймут, что, в отличие от традиционного индикатора воздушной скорости, AOA предоставляет точную информацию об угле атаки независимо от веса, конфигурации или угла крена самолета.Даффи думает, что это будет толчок со стороны пилотов, летных инструкторов и авиастроителей, которые осознают критическую важность постоянного управления энергетическим состоянием самолета. «Чем больше людей начнут внедрять AOA в обучение — и не только в Icon, но и в других учебных организациях, включая программы Part 141 — я думаю, именно тогда вы заметите сдвиг». Это означает, что пилоты должны экипироваться по своему усмотрению и обучаться правильному использованию AOA.

Эта статья появилась в выпуске за декабрь 2020 года журнала Flying Magazine

Критический угол атаки и сваливание

Проблема здесь в стремлении делать вещи черно-белыми, когда реальный мир состоит из множества оттенков серого.

Несколько мыслей ..

Когда мы говорим об угле сваливания около 16 градусов, это подходит для более старого, традиционного профиля крыла и является типичной историей для начинающих пилотов.

Как и в случае любой формы обучения или передачи информации, уровень детализации должен соответствовать потребностям и пониманию обучаемого. Для нового приятеля история должна быть упрощенной до тех пор, пока не будут поняты основные идеи, а затем ученик сможет познакомиться с более сложными и подробными рассказами о том, что может происходить.

Неважно, говорим ли мы о Скаутах или о чем-то подобном, изучаем абсолютные основы для какого-то значка до пилотов-стажеров, затем переходящих в авиалинии, или, если на то пошло, первых помощников, которые со временем прогрессируют, чтобы стать мозгом. хирурги .. действует тот же принцип.

Имейте в виду, что любые красивые картинки, которые вы видите, будут сгенерированы из (обычно туннельных) данных для квазистационарных состояний потока. Как только вы попадаете в реальный мир, он начинает немного запутываться.

Это термин, который Тревор Том использует в своих книгах.

О критическом угле можно подумать … независимо от того, что это может быть для конкретной секции крыла … немного ниже, и все комфортно … прогрессирует к более интересному вещи, когда вы увеличиваете их до более высоких углов. Пожалуйста, не говорите, что 16 градусов — это число для всех крыльев … это чепуха. Базовый учебник Cl по альфа-характеристикам в некотором роде типичен, но сильно варьируется в зависимости от профиля и, кроме того, скорости тангажа (особенно для вертолетов).

Я не разговаривал с Тревом уже много лет … он проделал много хорошей работы по первоначальному развитию своих книг (с небольшой помощью некоторых из нас). Летал с ним несколько раз за давно минувшие годы … совершенно хороший парень. Я могу представить, что нынешний бизнес, которым управляет Дэйв Робсон, по-прежнему является поставщиком прекрасных книг, хотя, как мне кажется, с большим упором на техническую строгость. Летал с Дэйвом только один раз и много-много лет назад.

Угол атаки — обзор

15.7 Профиль

Полная поверхностная сила, действующая на объект (вектор), может быть разложена на составляющие. Для аэродинамических поверхностей два направления особенно важны, и компоненты силы в этих направлениях имеют специальные названия. Составляющая общей поверхностной силы в направлении набегающего потока жидкости называется сопротивлением (FD). Составляющая общей поверхностной силы, перпендикулярная набегающему потоку жидкости, называется подъемной силой (FL).

Крылья самолетов, винты вертолетов, поверхности оперения и лопасти винта являются примерами аэродинамических поверхностей (профили , ), которые должны создавать большую подъемную силу при соответственно небольшом сопротивлении.Характеристики профиля во многом зависят от формы его поперечного сечения. Действительно, плоская пластина, наклоненная против ветра (рис. 15.18, (слева), ), создает определенную подъемную силу, FL, но за счет значительного сопротивления FD. Чтобы улучшить отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению, необходимо правильно сформировать воздушную фольгу.

Рисунок 15.18. Силы на профиле.

Рис. 15.18 (справа) показывает сечение аэродинамического профиля. Линия (A … A ‘) представляет след произвольной опорной плоскости .Если область над этой плоскостью отличается от области под ней, профиль является асимметричным . В симметричных профилях плоскость отсчета является плоскостью симметрии, а область над ней является зеркальным отображением области под ней (см. Рис. 15.18).

Когда воздух течет относительно аэродинамического профиля вдоль оси x на чертеже, на пленку действует сила. Как мы уже упоминали, такая сила обычно разлагается на составляющую подъемной силы, FL (перпендикулярно скорости) и составляющую сопротивления , FD (параллельную скорости).Соответствующие значения давления, pL = FL / Ap и pD = FD / Ap, могут быть получены с использованием площади формы в плане Ap, которая представляет собой площадь крыла, видимого сверху (она будет указана в документе на рис. 15.18). Угол между направлением ветра и опорной линией называется углом атаки : , α, .

Для каждой формы профиля FL и FD определяются экспериментально в аэродинамических трубах при заданных условиях. Наблюдения сообщаются путем формирования безразмерных групп, называемых коэффициентом подъемной силы , CL и коэффициентом сопротивления , CD, с использованием динамического давления 12ρv2 в качестве шкалы:

(15.62) CL = FL12ρv2Ap = pL12ρv2,

(15,63) CD = FD12ρv2Ap = pD12ρv2.

Эти коэффициенты являются функциями угла атаки ^l и могут быть найдены в таблицах, многие из которых были подготовлены NACA (предшественником НАСА) в США и Геттингеном в Германии (рис. 15.19). Пример такой таблицы можно найти в Разделе 15.10 «Анализ ветряных турбин» далее в этой главе. Поскольку предположительно самолеты движутся только вперед, таблицы обычно составляются только для небольшого диапазона углов атаки, близких к нулю.Однако для некоторых профилей данные доступны для всех 360 градусов α , как на рис. 15.20, который показывает зависимость CL от α для профиля, известного как Göttingen-420.

Рисунок 15.19. Коэффициент подъемной силы профиля Göttingen-420.

Рисунок 15.20. Коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления профиля Göttingen-420.

Обратите внимание, что обсуждаемый профиль создает подъемную силу даже при отрицательных углах атаки (до тех пор, пока они остаются небольшими). Когда есть положительный угол атаки, можно интуитивно понять создание подъемной силы даже для плоской поверхности — после того, как весь воздушный поток ударяет по поверхности снизу, а сопротивление, которое он оказывает, имеет подъемную составляющую.Однако, когда угол атаки равен нулю или немного отрицателен, подъем должен происходить за счет более сложных механизмов. Наблюдения показывают, что давление воздуха непосредственно над профилем меньше, чем давление непосредственно под ним, и это очевидная причина подъемной силы. Проблема в том, чтобы объяснить, как возникает такая разница давлений.

Дальнейшие наблюдения также показывают, что:

1.: воздушный поток имеет тенденцию следовать кривизне верхней части аэродинамического профиля, а не просто отклоняться от него;
2.: скорость воздушного потока существенно увеличивается, что снижает давление в соответствии с принципом Бернулли.

Нам нужны пояснения для этих наблюдений.

Эффект Coanda ^м Эффект является причиной тенденции воздушного потока следовать форме аэродинамического профиля. Продемонстрировать это явление чрезвычайно легко. Откройте кран и дайте стечь тонкой струйке воды. Теперь возьмем изогнутую поверхность — подойдет обычный стакан для питья — и позвольте потоку ударить по стенке стакана под скользящим углом.Вода будет течь по бокам, а затем, резко разворачиваясь, будет течь по дну, а не просто падать вертикально вниз. Вода имеет тенденцию следовать за стеклянной поверхностью, так же как воздух имеет тенденцию следовать за поверхностью аэродинамического профиля.

Выпуклая часть аэродинамического профиля ограничивает воздушный поток (как при удушении в трубке Вентури), вызывая ускорение потока. Время прохождения молекул воздуха по пути над профилем от передней кромки до задней кромки отличается от времени прохождения потока под профилем.Такая синхронность, часто упоминаемая при объяснении подъемной силы крыла, на самом деле не происходит.

На профиле на рис. 15.20 подъемная сила линейно связана с α с точностью до 10 градусов. При больших углах аэродинамический профиль срывается с , то есть дальнейшее увеличение α фактически снижает подъемную силу. Этот крыловой профиль имеет почти нулевой угол атаки, подъемная сила в 16 раз превышает его лобовое сопротивление. Для профиля NACA 4412 это соотношение составляет 132.

Поскольку коэффициенты подъемной силы и сопротивления не являются строго независимыми от скорости воздуха или размеров крыла, невозможно точно масштабировать какие-либо экспериментальные результаты.Однако данные действительны для разных размеров и скоростей, пока сохраняется число Рейнольдса .

CFI Brief: Угол атаки в связи с коэффициентом подъемной силы — Блог Learn to Fly

CFI Brief: Угол атаки по отношению к коэффициенту подъемной силы

Сообщение от: CFI 11 августа 2016 г. Сообщение

, опубликованное в понедельник, содержало отрывок из Справочника пилотов по аэронавигационным знаниям , в котором обсуждались недавно изложенные материалы в отношении индикаторов угла атаки.Я надеюсь, что вы смогли понять, прочитав предыдущий пост, — это корреляция между углом атаки и стойлом. Словарь аэронавигационных терминов определяет угол атаки как — острый угол, образованный между линией хорды профиля и направлением воздуха, ударяющего по профилю. Изображение ниже поможет вам это наглядно представить.

Поперечное сечение крыла

По мере увеличения угла атаки (для увеличения подъемной силы) воздух больше не будет плавно течь по верхней поверхности крыла, а вместо этого станет турбулентным или «бурлит» около задней кромки.Дальнейшее увеличение угла атаки приведет к расширению турбулентной области вперед. При угле атаки приблизительно от 18 ° до 20 ° (для большинства крыльев учебно-тренировочных самолетов) турбулентность над верхней поверхностью крыла настолько сильно снижает подъемную силу, что полет не может быть продолжен, и крыло сваливается. Этот угол известен как критический угол атаки и лучше определен в Словаре авиационных терминов как — наивысший угол атаки, при котором воздух плавным потоком проходит над аэродинамическим профилем.При углах атаки, превышающих критический, воздух бурлит или течет беспорядочно, и подъемная сила теряется. Критический угол атаки иногда называют углом атаки сваливания.

Самолет может сваливаться на любой скорости или в любом положении, но всегда будет сваливаться под одним и тем же критическим углом атаки. Тем не менее, указанная воздушная скорость, при которой данный самолет остановится в определенной конфигурации, останется неизменной независимо от высоты. Поскольку плотность воздуха уменьшается с увеличением высоты, самолет должен лететь быстрее на больших высотах, чтобы вызвать такую же разницу давлений между давлением удара Пито и статическим давлением.

Дополнительный термин, который вы можете услышать по мере прохождения более продвинутых этапов обучения, — это коэффициент подъемной силы. Это безразмерное число, используемое для решения уравнения подъемной силы. Чтобы самолет мог поддерживать горизонтальный полет, он должен противодействовать весу и поддерживать подъемную силу. На основе таких факторов, как вес, площадь крыла и скорость, вы можете использовать уравнение подъемной силы для определения коэффициента подъемной силы. На самом деле, не делая математических расчетов и не вдаваясь в подробности, предположим, что самолет весом 2300 фунтов и площадью 160 кв.фут. крыло движется со скоростью 80 узлов. Используя эти значения, я могу решить уравнение подъемной силы и определить коэффициент подъемной силы 0,60. Глядя на таблицу ниже, я могу определить, что крылу потребуется поддерживать угол атаки примерно 2 ° для горизонтального полета. А теперь давайте предположим, что все осталось по-прежнему, за исключением того, что я убираю дроссель и уменьшаю скорость до 60 узлов. Снова подключив все те же значения, но теперь со скоростью 60 узлов я могу определить коэффициент подъемной силы 1,0. Вы можете видеть на графике, что мой угол атаки увеличился втрое до 6 °.По мере того, как я продолжаю замедляться, этот угол становится все больше и больше. Угол, при котором я достигаю максимального коэффициента подъемной силы, также известен как мой критический угол атаки, точка, при которой самолет начинает сваливаться. На графике это показано нисходящей кривой; вес теперь стал больше, чем подъемная сила.

Я хочу еще раз отметить, что независимо от скорости, веса или даже центра тяжести самолета, крыло всегда будет сваливаться под одним и тем же критическим углом атаки.Всегда будет тот конкретный угол, при котором крыло больше не может создавать подъемную силу из-за турбулентного потока воздуха над верхней камерой крыла.

Корзина

Угол атаки критический: Угол атаки критический — Энциклопедия по машиностроению XXL