Прежде чем рассматривать, что же такое подъемная сила крыла самолета и как ее рассчитать, мы представим, что авиалайнер – это материальная точка, которая осуществляет движение по определенной траектории. Для смены этого направления либо силы движения необходимо ускорение. Оно бывает двух видов: нормальное и тангенциальное. Первое стремится поменять направление движения, а второе оказывает влияние на скорость движения точки. Если говорить о самолете, то его ускорение создается за счет подъемной силы крана. Рассмотрим конкретнее это понятие.

Подъемная сила входит в состав аэродинамической силы. Она резко возрастает, когда меняется угол атаки. Таким образом, маневренность воздушного судна заложена непосредственно в подъемной силе.

Расчет подъемной силы крыла самолета выполняется при помощи специальной формулы: Y= 0.5 ∙ Cy ∙ p ∙ V ∙ 2∙ S.

1. Cy – это коэффициент подъемной силы крыла самолета.
2. S – площадь крыла.
3. Р – плотность воздуха.
4. V – скорость потока.

Аэродинамика крыла самолета, которая оказывает влияние на него при полете, вычисляется таким выражением:

F= c ∙ q ∙ S, где:

• C – это коэффициент формы;
• S – площадь;
• а q – скоростной напор.

Следует отметить, что кроме крыла, подъемная сила создается при помощи других составляющих, а именно хвостового горизонтального оперения.

Те, кто интересуются авиацией, в частности ее историей, знают, что впервые самолет взлетел в 1903 году. Многих интересует вопрос: почему это случилось так поздно? По каким причинам это не случилось раньше? Все дело в том, что ученые на протяжении долгого времени недоумевали, каким образом высчитать подъемную силу и определить размер и форму крыла воздушного судна.

Если брать закон Ньютона, то подъемная сила пропорциональна углу атаки во второй степени. Из-за этого многие ученые считали, что невозможно изобрести крыло самолета малого размаха, но при этом с хорошими характеристиками. Лишь в конце IXX века братья Райт решили создать конструкцию небольшого размаха с нормальной силой подъема.

Центровка самолета

Что влияет на поднятие самолета в воздух?

Очень многие люди боятся летать на самолетах, потому что не знают, как он летает, от чего зависит его скорость, на какую высоту он поднимается и многое другое. Изучив это, некоторые меняют свое мнение. Каким же образом самолет поднимается вверх? Давайте разбираться.

Присмотревшись к крылу воздушного судна, можно увидеть, что оно не плоское. Нижняя часть гладкая, а верхняя – выпуклая. Благодаря этому, когда увеличивается скорость самолета, изменяется давление воздуха на его крыло. Так как внизу скорость потока небольшая, давление увеличивается. А поскольку вверху скорость увеличивается, давление уменьшается. За счет таких изменений самолет тянется вверх. Такая разница носит название подъемная сила крыла самолета. Этот принцип сформулировал Николай Жуковский в начале 20 века. При начальных попытках отправить судно в воздух применялся данный принцип Жуковского. Нынешние судна осуществляют полет со скоростью 180-250 км/ч.

Скорость лайнера при взлете

Когда лайнер набирает скорость, он непосредственно поднимается вверх. Скорость отрыва бывает разной, она зависит от габаритов самолета. Еще немаловажное влияние оказывает конфигурация его крыльев. Например, знаменитый ТУ-154 летает со скоростью 215 км/ч, а Boeing 747-270 км/ч. Чуть меньше скорость полета у Airbus A 380-267 км/ч .

Если брать средние данные, то сегодняшние лайнеры осуществляют полет со скоростью 230-240 км/ч. Однако скорость может меняться из-за ускорения ветра, массы лайнера, погоды, взлетной полосы и других факторов.

Скорость при посадке

Следует отметить, что посадочная скорость тоже непостоянна, как и взлетная. Она может меняться в зависимости от того, какая модель авиалайнера, какая площадь его, направление ветра и т. п. Но если брать средние данные, то самолет приземляется со средней скоростью 220-240 км/ч . Примечательно, что скорость в воздухе вычисляется относительно воздуха, а не земли.

Высота полета самолета

Многих интересует вопрос: какая высота полета авиалайнеров? Надо сказать, что и в этом случае конкретных данных нет. Высота может быть разной. Если же брать средние показатели, то пассажирские лайнеры летают на высоте 5-10 тыс. метров. Крупные пассажирские самолеты летают с большей высотой - 9-13 тыс. метров. Если самолет набирает высоту выше 12 тыс. метров, то он начинает проваливаться. Из-за того, что воздух разреженный, отсутствует нормальная сила подъема и имеется недостаток кислорода. Именно поэтому не стоит взлетать так высоко, поскольку есть угроза авиакатастрофы. Зачастую самолеты выше 9 тыс. метров не поднимаются. Примечательно, что и чересчур низкая высота негативно сказывается на полете. Например, ниже 5 тыс. метров нельзя летать, так как есть угроза недостатка кислорода, в результате чего снижается мощность двигателей.

Что может стать причиной отмены полета самолета?

• низкая видимость, когда нет никакой гарантии, что пилот сможет посадить самолет в нужном месте. В таком случае лайнер может просто не увидеть взлетно-посадочную полосу, из-за чего может возникнуть авария;
• техническое состояние аэропорта. Бывает, что какие-то оборудования в аэропорту перестали работать или случились неполадки в работе той или иной системы, из-за чего рейс может быть перенесен на другое время;
• состояние самого пилота. Неоднократно случалось такое, что пилот не мог управлять рейсом в нужный момент и появлялась надобность в замене. Ни для кого не секрет, что в лайнере всегда два пилота. Именно поэтому необходимо определенное время, чтобы найти второго пилота. Таким образом, рейс может немного задержаться.

Лишь при полной подготовке и при благоприятных метеорологических условиях можно отправлять воздушное судно в полет. Решение об отправке принимает командир самолета. Он несет полную ответственность за то, чтобы самолет благополучно осуществил авиарейс.

Коэффициент аэродинамической силы.

Аэродинамические силы зависят от многих факторов. Наиболее важные из них:

Скорость и плотность потока (они определяют скоростной напор ½  V 2).

Скоростной напор является главным фактором, определяющим, какой перепад давления возникнет на обтекаемой поверхности, поскольку оно определяет кинетическую энергию движущейся массы воздуха (KE = ½ m V 2);

Геометрия профиля и угол атаки (они определяют распределение давления по профилю и, соответственно, С у и С х);

Площадь поверхности (S). Чем больше площадь поверхности, на которой создан заданный перепад давления, тем больше будет полученная сила;

Состояние поверхности;

Эффект сжимаемости воздуха (будет рассмотрен позже).

Любая аэродинамическая сила может быть найдена из уравнения: F = Q C F S ;

где Q – скоростной напор, C F – коэффициент аэродинамической силы и S – площадь.

Основное уравнение подъёмной силы.

Подъёмной силой называется составляющая полной аэродинамической силы, направленная поперёк направления движения самолёта (невозмущённого набегающего потока). Она является результатом перепада давлений, возникающего между нижней и верхней поверхностями крыла.

Уравнение подъёмной силы: Y = ½  V 2 C y S.

Правильное понимание этой формулы является важным элементом понимания принципов полёта.

Аэродинамическое качество (L / D ) – это отношение подъёмной силы к силе лобового сопротивления. Максимальное качество достигается на определённом угле атаки. Для современных крыльев этот угол равен приблизительно 4. Обратите внимание, что максимальный С у и минимальный С х не реализуются на угле максимального качества.

С подъёмом на высоту плотность воздуха уменьшается, и чтобы обеспечить постоянство массового расхода воздуха, обтекающего крыло, необходимо увеличивать скорость. На высоте 40000 футов плотность воздуха в четыре раза меньше плотности на уровне моря.

Поэтому для поддержания постоянства подъёмной силы, при всех остальных факторах неизменных, требуется увеличить истинную скорость самолёта в два раза.

При полёте на постоянной высоте (постоянная плотность воздуха), если мы увеличим скорость полёта вдвое, то для постоянства подъёмной силы нам будет необходимо уменьшить коэффициент подъёмной силы (С у) в 4 раза, то есть уменьшить угол атаки.

Приборная скорость полёта пропорциональна квадратному корню из скоростного напора: IAS   Q

При малых числах М приборная скорость пропорциональна истинной: IAS  TAS .

С помощью формулы подъёмной силы можно выполнить множество прикладных расчётов. Например, скорость полёта на 30% выше минимальной скорости горизонтального полёта и нужно узнать коэффициент подъёмной силы в процентах от максимальной величины.

Из формулы подъёмной силы мы видим, что при постоянных  и S, C y  1/ V 2 .

Подставив в значение V величину 1,3 , получим 0,59. То есть на скорости 1,3 от минимальной горизонтального полёта, наш С у будет 59% от С у макс.

При выполнении расчётов по формулам все величины должны быть приведены в систему СИ.

График подъёмной силы.

Этот график изображает зависимость С у от угла атаки.

На данном рисунке изображен график подъёмной силы для симметричного профиля, потому что нулевому углу атаки соответствует нулевой С у.

Из графика видно, что С у растёт пропорционально росту угла атаки вплоть до С у макс, что соответствует «критическому» углу атаки. При дальнейшем увеличении угла атаки плавное обтекание профиля становится невозможным. Происходит срыв потока и подъёмная сила уменьшается.

Анализ графика подъёмной силы.

Для поддержания постоянства подъёмной силы, любое изменение скоростного напора должно сопровождаться изменением угла атаки. При этом каждому значению скоростного напора соответствует свой определённый угол атаки.

Минимально-допустимый скоростной напор определяется величиной С у макс, которая достигается на критическом угле атаки (около 16). Этот угол есть величина постоянная (для заданной конфигурации самолёта).

Если требуется увеличение подъёмной силы при сохранении заданного угла атаки, то необходимо увеличение скоростного напора. Чем больше сила тяжести самолёта, тем больше минимально-допустимый скоростной напор.

На рисунке представлены графики подъёмной силы для трёх профилей, двух симметричных с разной толщиной профиля и одного искривлённого.

Увеличение толщины профиля позволяет увеличить С у макс до 70%.

Искривление профиля также позволяет увеличить С у макс, потому что проходное сечение трубки тока воздуха над верхней поверхностью сужается сильнее, что приводит к большему ускорению потока и большему перепаду давления.

Искривлённые профили создают подъёмную силу даже на малых отрицательных углах атаки, потому что, при обтекании профиля, всё равно создаётся небольшая зона уменьшения проходного сечения трубки тока воздуха.

У симметричных профилей на тех же углах атаки проходное сечение трубки тока имеет больший размер, поэтому генерируемая подъёмная сила меньше. Особенно сильно это проявляется на тонких профилях. Но при полёте на больших числах М, это становится преимуществом, поскольку замедляется развитие скачков уплотнения (подробное объяснение будет позже).

Более толстые и искривлённые профили имеют больший С у макс, что позволяет самолёту иметь меньшую скорость сваливания. Но вместе с тем, такие профили создают большее профильное сопротивление и большие моменты тангажа при полёте на больших числах М. Поэтому самолёт с таким профилем крыла будет иметь относительно небольшую крейсерскую скорость полёта. На современных самолётах используют профили эффективные на больших скоростях крейсерского полета, поскольку именно на этом режиме самолет находится большую часть летного времени. Недостаток подъемной силы при малых скоростях полёта компенсируют высоко развитой механизацией крыла.

Взаимосвязь скорости и скоростного напора.

Ещё раз повторим, что при полёте на заданном угле атаки, условием постоянства подъёмной силы, есть постоянство скоростного напора. Если самолёт попадает в зону меньшей плотности воздуха, то скорость полёта должна быть увеличена для сохранения скоростного напора. Плотность воздуха уменьшается не только при подъёме на высоту, но и при увеличении температуры на той же высоте полёта. Попав в такие условия, самолёт оказывается как бы на более большой высоте, по условиям полёта.

Эту высоту называют «большей высотой по плотности воздуха» (high density altitude). Это такая высота, на которой в стандартной атмосфере будет такая же плотность воздуха, какая сейчас существует на более низкой высоте, но при температуре выше стандарта.

Так пилот самолёта, взлетающего в жару с равнинного аэродрома, должен понимать, что характеристики у самолёта будут, как будто он взлетает с горного аэродрома (расположенного на большей высоте).

Введение в характеристики лобового сопротивления.

Лобовое сопротивление – это составляющая полной аэродинамической силы, действующая параллельно направлению движения самолета (направлению движения невозмущённого потока воздуха).

Формула лобового сопротивления:

где Q – скоростной напор, C x – коэффициент лобового сопротивления и S – площадь крыла.

Изменение C x по углу атаки изображено на рисунке. На малых  величина C x небольшая и слабо изменяется при изменении . Но на больших углах атаки изменения C x становятся более значительными. На углах атаки больших критического сопротивление продолжает расти.

Аэродинамическое качество (L/D ratio).

Оценка эффективности создания подъёмной силы производится с помощью отношения между подъёмной силой и лобовым сопротивлением.

На рисунке показано, что аэродинамическое качество увеличивается при росте угла атаки примерно до 4. Этот угол называется «наивыгоднейшим» (optimum). При дальнейшем увеличении угла атаки качество уменьшается.

Если самолёт летит на наивыгоднейшем угле атаки, то лобовое сопротивление у него наименьшее из возможных, для реализуемой подъёмной силы. Если он изменит скорость в любую сторону, то для сохранения постоянства подъёмной силы изменится и угол атаки. На новом угле атаки аэродинамическое качество будет уже меньше, а значит, при той же подъёмной силе самолёт будет испытывать большее лобовое сопротивление.

При изменении силы тяжести самолёта будет меняться приборная скорость (скоростной напор), соответствующая полёту на наивыгоднейшем угле атаки. Чем меньше вес, тем меньше приборная скорость соответствующая минимальному сопротивлению и наоборот. При заданной конфигурации самолёта и числах М менее 0,4 изменения веса самолёта не влияют на величину максимального аэродинамического качества.

Значения максимального аэродинамического качества по видам летательных аппаратов:

Планера – от 25 до 60, реактивные транспортные самолёты – от 12 до 20, винтовые учебные самолёты – от 10 до 15.

Влияние веса самолёта на минимальную скорость полёта.

Срыв потока происходит всегда на одном и том же угле атаки, но изменение силы тяжести самолёта приводит к тому, что достижение этого угла атаки происходит на разных приборных скоростях полёта. У современных самолётов вес топлива может достигать до половины взлётного веса самолёта, поэтому диапазон изменения веса в полёте может быть очень велик. Соответственно будет меняться и минимальная скорость горизонтального полёта.

Состояние поверхности.

Неровности поверхности, особенно вблизи передней кромки, оказывают существенный эффект на обтекание и С у макс в частности. На рисунке проиллюстрировано влияние неровностей на передней кромке по сравнению с гладкой поверхностью.

Иней, снег и даже капли дождя могут существенно повысить неровность поверхности. Грязь или слякость, попавшие на крыло при рулении по неочищенным рулёжным дорожкам и т. п., также серьёзно влияют на обтекание крыла. При обледенении крыла в полёте намерзание льда происходит на передней кромке и это может очень сильно уменьшить С у макс.

Полёт с выпущенной механизацией крыла.

Основная цель механизации крыла (закрылков и предкрылков) в уменьшении взлётных и посадочных дистанций путём повышения С у макс и, благодаря этому, уменьшения минимальной скорости полёта.

Как видно из рисунка, при выпуске механизации увеличивается С у макс и уменьшается угол атаки для любого заданного коэффициента подъёмной силы. Это приводит к уменьшению скорости сваливания (срыва потока). Подробно механизация крыла буден рассмотрена позже.

Трёхмерное обтекание самолёта.

До сих пор рассматривалось двухмерное обтекание профиля крыла. Это упрощённая модель реальной картины обтекания самолёта.

Как уже говорилось, даже малейший перепад давлений меняет направление движения воздушного потока в сторону меньшего давления. Реальное трехмерное обтекание крыла приводит к изменению местных углов атаки профиля, увеличивает лобовое сопротивление, влияет на характеристики срыва потока, устойчивость и управляемость самолёта. Далее, вместо профиля, будет рассматриваться обтекание целого крыла.

Геометрические характеристики крыла.

Площадь крыла (S): Хотя часть площади крыла может быть покрыта фюзеляжем или гондолами двигателей, но распределение давлений по этим поверхностям позволяет засчитывать эту площадь в общую площадь крыла.

Размах крыла (wing span; b): Расстояние от законцовки до законцовки.

Средняя хорда (Average chord; c): Отношение площади крыла к размаху. с = S/b.

Удлинение крыла (aspect ratio; AR): Отношение размаха крыла к средней хорде.

AR = b/c =b 2 /S. Удлинение крыла определяет его аэродинамические характеристики и массу конструкции. Значение этой величины у современных планеров до 35, реактивных транспортных самолётов – около 12, реактивных истребителей – уменьшается вплоть до 3.

Корневая хорда (root chord; C R): Длина хорды в районе осевой линии самолёта.

Концевая хорда (Tip chord; C T): Длина хорды на законцовке крыла.

Величина обратная сужению крыла (taper ratio; C T / C R): Отношение концевой хорды к корневой. Влияет на распределение давления по размаху и вес конструкции крыла. У прямоугольного крыла эта величина равна 1, а у дельтовидного – 0.

Угол стреловидности (sweep angle). Измеряется между линией 25% хорды и перпендикуляром к корневой хорде. Определяет влияние на обтекание крыла сжимаемости воздуха, на максимальную подъёмную силу и характеристики сваливания самолёта.

Средняя аэродинамическая хорда (mean aerodynamic chord; MAC): Хорда прямоугольного крыла с таким же размахом и обладающего такими же пикирующим моментом подъёмной силы, как и исходное крыло. Средняя аэродинамическая хорда расположена на продольной оси самолёта и имеет прямое отношение к продольной устойчивости самолёта.

Концевой вихрь.

Воздух, обтекающий верхнюю поверхность, находится в зоне пониженного давления по отношению к воздуху под крылом. Верхний и нижний потоки воздуха взаимодействуют в зоне законцовки крыла и на его задней кромке. Перепад давления меняет направление потока, индуцируя движение к корню крыла над верхней поверхностью и в сторону концов крыльев – под крылом. Если смотреть на самолёт сзади, то индуцируется вихрь против часовой стрелки на правом полукрыле и по часовой стрелке – на левом.

На больших углах атаки (малых приборных скоростях полёта) уменьшение скорости потока приводит к увеличению составляющей потока вдоль размаха крыла и, соответственно, к усилению концевого вихря.

Скос потока за крылом.

Зоны повышенного и пониженного давления на крыле приводят к появлению вертикальных скоростей воздуха перед крылом и за ним. Концевой вихрь, модифицируя обтекание крыла, усиливает эти скорости. В целом, поток воздуха, проходящий в районе крыла приобретает нисходящую вертикальную скорость, то есть поток воздуха поворачивается на определённый угол вниз. Таким образом, можно говорить, что реальный угол обтекания (местный угол атаки) крыла уменьшается.

Сила скоса потока за крылом определяется силой концевых вихрей.

Из-за уменьшения местного угла атаки подъёмная сила крыла будет меньше той величины, которую можно было бы получить при условии отсутствия концевых вихрей. Причиной уменьшения подъёмной силы в данном случае является сам процесс создания подъёмной силы. Чтобы компенсировать этот эффект нужно увеличить угол атаки, а это приведет к увеличению лобового сопротивления. Этот прирост называется индуктивным сопротивлением, и он напрямую зависит от силы концевых вихрей.

Концевые вихри имеют значительное влияние на аэродинамику самолёта, его устойчивость и управляемость. Некоторые эффекты будут рассмотрены здесь и в следующих разделах.

Спутный след самолёта.

Спутный след самолёта простирается на значительное расстояние и может представлять чрезвычайную опасность для другого самолёта, попавшего в него. Скорость воздуха в спутном следе за тяжёлым самолётом может достигать 90 м/с. Спутный след не поддаётся обнаружению инструментальными средствами, поэтому важно знать его расположение относительно самолёта и движение в пространстве.

Спутный след за самолётом начинается при подъёме передней ноги на взлёте и прекращается после её опускания на посадке. Он существует за любым летательным аппаратом тяжелее воздуха, но наибольшую опасность представляет спутный след за тяжёлыми самолётами. История знает много катастроф вызванных попаданием легких самолётов в спутный след. При попадании в спутный след самолёт может потерять управление, может произойти разрушение конструкции или пилоту может не хватить высоты для вывода самолёта из сложного положения.

Чем тяжелее самолёт и меньше его скорость (больше угол атаки), тем сильнее концевые вихри. Наибольшая сила вихрей, при прочих равных условиях, при убранной механизации крыла. Чем тяжелее самолёт, генерирующий вихри, по сравнению с самолётом в них попавшим, тем больше опасность. При прочих равных условиях вертолёты имеют более мощный спутный след, чем самолёты.

Обычно два концевых вихря остаются разделёнными на расстоянии примерно три четверти от размаха крыла. Они плавно спускаются на 500 – 1000 футов и сохраняют свою силу на протяжении до 9 миль (за тяжёлыми самолётами).

Если самолёт летит на высоте менее 1000 футов, то вихри, опустившись до высоты, приблизительно двух размахов крыла, расходятся в стороны со скоростью около 2,5 м/с.

При слабом устойчивом ветре возле земли концевые вихри будут смещаться вдоль поверхности. Могут возникнуть условия, что вихрь «зависнет» над ВПП. Вихри от взлетевшего с соседней ВПП самолёта могут представлять опасность для самолёта, взлетающего с параллельной ВПП.

При наличии турбулентности атмосферы вихри быстро разрушаются. Чем сильнее ветер, тем быстрее разрушаются вихри.

Безопасные интервалы между взлетающими и заходящими на посадку самолётами, поддерживаемые службой управления движения, уменьшают вероятность, но не гарантируют не попадание в спутный след. Особенно велика опасность в условиях слабого ветра. В этих условиях происходит большинство инцидентов, связанных с попаданием в спутную струю.

Общее правило для избежания спутной струи – быть выше и с наветренной стороны от впереди летящего самолёта. Также выдерживать интервалы при взлёте и посадке не менее заданных.

Влияние близости земли.

При полёте в непосредственной близости от поверхности развитие концевых вихрей крыла значительно ослабляется. Соответственно уменьшаются скосы потока перед и за крылом. Это эффект «экрана» земли – подъёмная сила возрастает, индуктивное сопротивление падает. Также меняется балансировка самолёта из-за смещения центра давления и изменения местных углов атаки стабилизатора.

Влияние экранного эффекта зависит от расстояния между крылом и поверхностью. Значительное уменьшение индуктивного сопротивления происходит при высоте над поверхностью не более половины размаха крыла.

Например, при размахе 40 метров индуктивное сопротивление уменьшится на высоте 40 м на 1,4%, на высоте 10 м – на 23,5%, на высоте 4 м – на 47,6%.

В связи с этим можно сказать, что низкопланы более подвержены эффекту экрана земли, чем высокопланы.

На самолётах с низкорасположенным стабилизатором экранный эффект меняет его местный угол атаки из-за уменьшения скоса потока за крылом. Высокорасположенный стабилизатор, как правило, находится вне зоны влияния скоса потока.

Уменьшение скоса потока приводит к появлению пикирующего момента, увеличение – кабрирующего.

Скос потока за крылом меняется не только от экранного эффекта земли, но и при изменении положения механизации крыла и формировании скачков уплотнения на числах М более критического. Поэтому понимание его влияния очень важно для усвоения основ полёта.

Поток, обтекающий стабилизатор, как правило, возмущен впереди расположенным крылом. Поэтому, рассматривая угол атаки стабилизатора, мы говорим о местном угле атаки, то есть об угле между линией хорды и направлением местного потока воздуха. При этом не используется понятие «отрицательный угол атаки». Если набегающий поток на стабилизатор меняет своё направление от D к G, то говорят, что угол атаки стабилизатора увеличивается и наоборот.

Увеличивающийся скос потока уменьшает угол атаки стабилизатора и наоборот.

Предположим, что самолёт входит в зону действия экранного эффекта земли с постоянным С у и приборной скоростью. При этом произойдёт:

Уменьшение скоса потока приведёт к увеличению местного угла атаки крыла, что потребует уменьшения угла тангажа самолёта для сохранения постоянной подъёмной силы. Если тангаж самолёта не меняется, то подъёмная сила увеличится, и самолет замедлит или прекратит снижение. Этому будет также способствовать уменьшение индуктивного сопротивления самолёта.

Уменьшение сопротивления приведет к замедлению темпа гашения скорости (на посадке), что может выразиться в «перелёте».

Если перед входом в зону влияния экрана земли самолёт находился на углах атаки близких к критическим, то эффект экрана может привести к развитию срыва потока с крыла.

Уменьшение скоса потока увеличивает местный угол атаки стабилизатора. Аэродинамическая сила на стабилизаторе (направленная вниз) уменьшается и возникает пикирующий момент. Чтобы сохранить неизменный тангаж самолёта пилот должен взять штурвал «на себя».

Из-за экранного эффекта земли местное давление в районе приёмников статического давления, как правило, повышается, что приводит к занижению показаний приборной скорости и барометрической высоты.

При выходе из зоны экрана земли эффект будет противоположный:

Подъёмная сила уменьшится и увеличится индуктивное сопротивление. Для сохранения С у потребуется увеличение угла атаки.

Увеличение скоса потока приведет к появлению кабрирующего момента тангажа.

Местное давление в районе приёмников статического давления уменьшится, что приведёт к завышению показаний скорости и барометрической высоты.

Из-за экранного эффекта возможно преждевременное отделение самолёта от земли на малой скорости с последующим повторным касанием ВПП, из-за уменьшения подъёмной силы при выходе из зоны экрана.

Кабрирующий момент при выходе из зоны экрана может способствовать созданию чрезмерного угла тангажа или удару хвостом самолёта о ВПП на взлёте.

Почему могут летать птицы, несмотря на то что они тяжелее воздуха? Какие силы поднимают огромный пассажирский самолет, который может летать быстрее, выше и дальше любой птицы, ведь крылья его неподвижны? Почему планер, не имеющий мотора, может парить в воздухе? На все эти и многие другие вопросы дает ответ аэродинамика - наука, изучающая законы взаимодействия воздуха с движущимися в нем телами.

В развитии аэродинамики у нас в стране выдающуюся роль сыграл профессор Николай Егорович Жуковский (1847-1921) -«отец русской авиации». Заслуга Жуковского состоит в том, что он первый объяснил образование подъемной силы крыла и сформулировал теорему для вычисления этой силы. Им была решена и другая проблема теории полета - объяснена сила тяги воздушного винта. Жуковский не только открыл законы, лежащие в основе теории полета, но и подготовил почву для бурного развития авиации в нашей стране. Он связал теоретическую аэродинамику с практикой авиации, дал возможность инженерам использовать достижения ученых-теоретиков

В основанных Жуковским лабораториях и в созданных при них кружках выросла целая плеяда ученых, исследователей и конструкторов, обогативших своими трудами и открытиями не только русскую, но и мировую науку. Под научным руководством Жуковского был организован под Москвой Аэрогидродинамический институт. В этом институте удалось провести много весьма ценных исследований. Основным приспособлением, служащим для изучения законов движения тел в воздухе, является аэродинамическая труба. Простейшая аэродинамическая труба представляет собой профилированный канал (рис. 12).

В одном конце трубы установлен мощный вентилятор, приводимый во вращение электродвигателем. Когда вентилятор начинает работать, в канале трубы образуется воздушный поток. В зависимости от диаметров канала трубы и воздушного винта и мощности двигателя вентилятора можно получить различные скорости воздушного потока вплоть до сверхзвуковых. Современные аэродинамические трубы достигают гигантских размеров.

В их каналах можно помещать для исследования не только модели, но и реальные самолеты. Важнейшими законами аэродинамики являются закон сохранения массы (уравнение неразрывности) и закон сохранения энергии (уравнение Бернулли). Оба эти закона справедливы и для движущегося газа (воздуха и для жидкости, поэтому проще будет ознакомиться с ними на примере движения воды. На (рис 13)

изображена схема прибора, состоящего из открытого резервуара с водой, соединенного с трубкой, имеющей разные сечения. Согласно закону постоянства массы через каждое из этих сечений будет протекать в одну секунду одинаковый объём воды. Но если через неравные сечения в единицу времени протекает одинаковый объем воды, то значит через эти сечения вода движется разными скоростями: чем меньше сечение, тем больше скорость воды (воздуха).

В этом можно также убе диться, наблюдая за течением рек Там, где русло узкое, течение вод быстрее. Если к потокам жидкости в разных сечениях трубки подключи манометры, то они покажут, что при сужении струи, т. е. при увеличении скорости воды (воздуха), давление в струе уменьшается, и наоборот. Это явление, описанное математиком Бернулли, позволяет установить связь между скоростью потока в данном сечении струн жидкости (газа) и давлением в этом же сечении. Описанное уравнением Бернулли явление позволяет объяснить возникновенне аэродинамических сил, а главное подъемной силы крыла.

В литературе это уравнение иногда называют законом Бернулли. Уравнение Бернулли объясняет ряд явлений, долгое время казавших противоестественными. Например, если два корабля движутся параллельно на небольшом расстоянии друг от друга, они стремятся сблизиться, что можетет привести к столкновению.Казалось бы, что вода, попадающая меж кораблями, должна действовать как клин и отталкивать их друг от друга, действительности же они притягиваются. Происходит это потому, что меж кораблями сжатие струй получается более сильным, чем у внешних их борте

Это ведет к увеличению скорости струй и уменьшению давления в струе меж. кораблями. Поэтому давление воды на внешние борта судов становит больше, чем на внутренние. Разность давлений и заставляет корабли сбли жаться. Рассмотрим природу возникновения подъемной силы. Опыты, проведенный в аэродинамических лабораториях, позволили установить, что при набегании на тело воздушного потока частицы воздуха обтекают тело.

Картину обтекания тела воздухом легко наблюдать, если поместить тело в аэродинамической трубе в покрашенном потоке воздуха, кроме того, ее можно сфотографировать. Полученный снимок называют спектром обтекания. Упрощенная схема спектра обтекания плоской пластинки, поставленной под углом 90° к направлению потока, изображена на(рис. 14).

Из рисунка видно, что в этом случае никакой подъемной силы не возникает. Воздух впереди пластинки создает подпор, плотность его струек повышается, а сзади пластинки воздух оказывается разреженным. Повышенное давление воздуха впереди пластинки и разрежение позади нее приводят к тому, что струйки воздуха с силой устремляются в разреженное пространство, закручиваются и образуют сзади пластинки те завихрения, которые мы и видим на спектре. На (рис. 15)

Дано схематическое изображение спектра обтекания пластинки, поставленной под острым углом к потоку. Под пластинкой давление повышается, а над ней вследствие срыва струй получается разрежение воздуха, т. е. давление понижается. Благодаря образующейся разности давлений и возникает аэродинамическая сила. Она направлена в сторону меньшего давления, т. е. назад и вверх.

Отклонение аэродинамической силы от вертикали зависит от угла, под которым пластинка поставлена к потоку. Этот угол получил название угла атаки (его принято обозначать греческой буквой а - альфа). Свойство плоской пластинки создавать подъемную силу, если на нее набегает под острым углом воздух (или вода), известно уже с давних времен. Примером тому служит воздушный змей и руль корабля, время изобретения которых теряется в веках.

Подъемная сила крыла (обозначим ее Y) возникает не только за счет угла атаки а. но также и благодаря тому, что поперечное сечение крыла, представляет собой чаще всего несимметричный профиль с более выпуклой верхней частью. Крыло самолета или планера.перемещаясь, рассекает воздух.Одна часть струек встречного потока воздуха пойдет под крылом, другая-над ним (рис. 16).

У крыла верхняя часть более выпуклая, чем нижняя, следовательно, верхним струйкам придется пройти больший путь, чем нижним. Однако количество воздуха, набегающего на крыло и стекающего с него, одинаково. Значит, верхние струйки, чтобы не отстать от нижних, должны двигаться быстрее.В соответствии с уравнением Бернулли, если скорость воздушного потока под крылом меньше, чем над крылом, то давление под крылом, наоборот, будет больше, чем над ним. Эта разность давлений и создает аэродинамическую силу R (рис. 17),

одной из составляющих которой является подъемная сила Y. Подъемная сила крыла тем больше, чем больше угол атаки, кривизна профиля (его несущие свойства), площадь крыла, плотность воздуха и скорость полета V, причем от скорости подъемная сила зависит в квадрате. Но следует помнить, что угол атаки должен быть меньше некоторого критического значения а/кр при превышении которого подъемная сила падает.

Развивая подъемную силу, крыло всегда испытывает и лобовое сопротивление. Сила лобового сопротивления X направлена по потоку прямо против движения и, значит, тормозит его.Подъемная сила всегда перпендикулярна набегающему потоку. Из рисунка видно, что сила лобового сопротивления X и подъемная сила Y являются составляющими силы R по направлению скорости V и перпендикулярно ей. Сила R называется полной аэродинамическое силой крыла. Точку приложения полной аэродинамической силы называю центром давления крыла (ЦД).

Подъемная сила летательного аппарата, уравновешивая его вес, даёт возможность осуществлять полет, лобовое же сопротивление тормозит его движение. Отсюда ясно, что крылу надо придать такую форму, чтобы оно развивало как можно большее значение подъемной силы и в то же время давало, малое лобовое сопротивление. Число, показывающее, во сколько раз подъемная сила больше лобового сопротивления, называется аэродинамическим качеством и обозначается буквой К. А теперь подробнее рассмотрим природу возникновения сил сопротивления.

Во время купания вы все, конечно, замечали, что в воде двигаться труднее. Это объясняется силой сопротивления воды. Как уже было сказано, воздух - газообразная среда, которая имеет определенную плотность и массу. И, перемещаясь в воздухе, мы также встречаем его сопротивление.Сила, которая мешает нам передвигаться в воздухе, называется силой сопротивления воздуха.

Движется ли тело с некоторой скоростью в неподвижном воздухе или, наоборот, тело неподвижно, а на него набегает поток воздуха с той же скоростью, сила сопротивления воздуха в обоих случаях будет одинаковой. Все дело в том. что воздух и тело движутся один относительно другого. От каких же причин зависит сопротивление воздуха? Этих причин несколько.

На (рис. 18) изображена картина обтекания круглой пластинки. Если к этой пластинке спереди сделать конусообразную приставку, которая заполнила бы всю ту область перед пластинкой, где давление было повышено, то спереди давление значительно снизится. И хотя срыв струй и понижение давления позади составного тела будут такими же, как и за пластинкой, все же разность давлений и лобовое сопротивление значительно уменьшатся.

Чтобы избежать срыва струй, следует сделать еще и кормовую конусообразную приставку, заполнив ею всю область пониженного давления за пластиной. Одновременное использование носовой и кормовой приставок определенной формы позволяет резко снизить лобовое сопротивление по сравнению с лобовым сопротивлением пластинки (примерно в 20-25 раз). Таким образом можно получить тело наиболее выгодной аэродинамической формы. В этом случае поток плавно разделяется передней частью тела, обтекает его и плавно стекает с кормовой части.

Тела подобной формы называют удобообтекаемыми. Они и получили наибольшее распространение в авиации Что касается влияния размеров тела на сопротивление воздуха, то ка ется ясным: чем больше тело, тем сильнее сопротивление. >Однако здесь надо уточнить следующее: основной величиной, связанной с размерами тел и определяющей силу сопротивления при его движении, является наибольшая площадь сечения тела, перпендикулярного к направлению движения. Такое сечение называется миделевым (рис. 19).

Но еще большее влияние на сопротивление оказывает скорость движения тела в воздухе. При движении тела с небольшой скоростью это сопротивление мало, а с её увеличением быстро возрастает. При полете самолета на дозвуковых скоростях сопротивление растет прямо пропорционально квадрат скорости.

Это значит, что если, например, скорость движения увеличить два раза, то сопротивление возрастет в четыре раза, если скорость увеличить в три раза, то сопротивление возрастет в девять раз, и т. д. Аналогично, как об этом говорилось выше, скорость влияет и на значение подъемной силы Однако для скоростей, близких к скорости звука (340 м/с или 1224 км/ч), из-за влияния сжимаемости воздуха характер обтекания тел изменяется, сопротивление резко возрастает и этот закон уже не действует

Таким образом, как и подъемная сила, сила лобового сопротивления зависит от угла атаки, формы профиля, плотности воздуха, площади сечения и квадрата скорости, хотя эти зависимости и имеют свои особенности

Подъёмная сила - одна из составляющих полной аэродинамической силы, перпендикулярная вектору скорости движения тела в потоке жидкости или газа, возникающая в результате несимметричности обтекания тела потоком.

Опытным путем Бернулли установил, что статическое давление в потоке жидкости или газа обратнопропорционально скорости потока в данной точке, что означает то, что в тех точках, где скорость потока выше давление – ниже. На практике легче понять это выражение на примере: когда у входа на эскалатор на станции метро образуется большое столпотворение людей, то возникает давка (перед эскалатором), а когда вы входите на эскалатор и начинаете подниматься, то на ступени стоит максимум 2 человека и скорость вашего движения выше, а т. н. «столпотворение» (давление) ниже.

Так «действует» и жидкость в трубе переменного поперечного сечения. А теперь, мысленно можно представить себе, что данную трубу «развернули» и разложили на 2 поверхности, как крыло самолета. Одна из них (верхняя) имеет большую кривизну (выпуклость), а нижняя имеет меньшую выпуклость (практически ровная). Так получаем, согласно уравнению неразрывности струи потока жидкости (или газа) уже понятное физическое явление – разность давлений на верхней и нижней части крыла. Получаем, что на нижней поверхности скорость потока ниже и статическое давление выше, а на верхней части статическое давление ниже (т.к. скорость потока выше, ввиду геометрической разности длин). Это простое объяснение для крыла классического профиля и бесконечно большого размаха.

Расчет подъемной силы крыла. Теорема Жуковского о подъемной силе.

В жизни такое крыло сделать нереально. Поэтому применим математические свойства к решению данной задачи: конечный размах, нормальный вектор к профилю, граница профиля, величину давления, тогда получим следующее выражение:

Подъёмная сила крыла самолета

У людей, начинающих свое знакомство с авиацией или уже продолжающих его может назреть вопрос, раз все всё знали, были выдающиеся открытии и умы, но самолет смог взлететь только в 1903 году, в чем же дело? А дело вот в чем: вполне можно было бы сделать первый полет и раньше, но долгое время ученые были запутаны, как высчитать подъемную силу и какое должно быть крыло самолета, его длина?

Согласно классической физике и согласно законам Ньютона подъемная сила была пропорциональна углу атаки во второй степени, что приводило к выводу о том, что невозможно сделать крыло малого размаха с хорошими несущими характеристиками. Мы можем представить себе обычную параболу, у=х 2 и получаем, что, например, для подъемной силы равной 2 нужно достичь угла атаки в 4, а для хорошего полета необходимо подъемная сила и в 4, 5, 6… сложно иногда даже будет подсчитать угол атаки , а если он еще и окажется в критической зоне…

Эта путаница продолжалась вплоть до конца 19 века, аж только после многих экспериментов Бернулли и многих других ученых было установлено, что эта зависимость – прямолинейная (!), а уже базируясь на таких выводах можно было строить крыло малого размаха с удовлетворительной подъемной силой. Первыми это сделали братья Райт.

Avia.pro