Сваливание. Физическая сущность явления сваливания. Общие сведения о явлении сваливания

• Название: Физическая сущность явления сваливания. Общие сведения о явлении сваливания
• Дата: 12.05.2018
• Размер: 1.83 Mb.
• Имя файла: Сваливание.docx
• Тип: Глава; #43408
• страница: 1 из 3

Глава 1. Физическая сущность явления сваливания.

1. 
   Общие сведения о явлении сваливания.
   

Сваливание – это потенциально опасный манёвр, происходящий с потерей высоты и ухудшением управляемости самолёта. Пилот должен быть в состоянии безошибочно определить приближающееся сваливание самолёта, чтобы быть в состоянии его предотвратить. Различные самолёты демонстрируют различное поведение на сваливании, поэтому при сертификации к самолёту предъявляются определённые требования по характеристикам сваливания.

Важно помнить, что угол атаки (УА или α) крыла – это угол между его хордой (Рис 1.1) и направлением скорости набегающего потока (вектором скорости движения самолета) (Рис.1.2), поэтому сваливание может произойти на любой скорости и при любом пространственном положении самолёта.




Рис. 1.1 Угол атаки крыла.
Профиль – контур, позволяющий получить подъёмную силу с относительно высокой

эффективностью.
Линия хорды – прямая линия, соединяющая переднюю и заднюю, наиболее удаленные кромки профиля.
Хорда – длина линии хорды.
Угол установки крыла – угол между хордой крыла и горизонтальной осью самолета. Этот

угол фиксирован для крыла, но может быть переменным для стабилизатора.


Рис 1.3 Дозвуковое течение воздуха

С точки зрения картины обтекания самолёта совершенно безразлично - самолет движется через неподвижный воздух или движущийся воздух обтекает неподвижный самолёт. Важна только скорость движения их относительно друг друга.

Двухмерная картина обтекания профиля – упрощённая схема обтекания, предполагающая, что нет перепада давления и течения воздуха вдоль размаха крыла.




Рис 1.4 Двухмерное обтекание профиля.
Когда поток приближается к профилю, он разворачивается вверх, увлекаемый зоной низкого давления над профилем. Это называется скос потока вверх . После прохождения над профилем поток возвращается к своему первоначальному положению и состоянию. Это называется скос потока вниз




На небольших углах атаки практически нет отделения потока до задней кромки профиля. Поток безотрывно обтекает заднюю поверхность в форме турбулентного пограничного слоя.





По мере увеличения угла атаки неблагоприятный градиент давления усиливается, уменьшая кинетическую энергию пограничного слоя, и поток начинает отделяться от поверхности в районе задней кромки.





Дальнейшее увеличение угла атаки приводит к смещению точки отделения потока по направлению к передней кромке. На углах больших приблизительно 16, чрезмерно возросший неблагоприятный перепад давления приводит к такому отделению потока от поверхности, что подъёмной силы уже становится недостаточно, для равновесия подъемной силы и силы тяжести самолёта. Затем начинает чувствоваться эффект отделения пограничного слоя и угол наклона кривой уменьшается. В конечном счёте, С_у достигает своего максимума и начинает уменьшаться.

Так же следует заметить, что замедление роста коэффициента С_у при срыве потока объясняется тем, что возвратное течение воздуха в пограничном слое, ведущее к вихреобразованию, благоприятствует разбуханию пограничного слоя и торможения потока над крылом. Разряжение возникающее в зоне срыва потока, не оказывает существенного влияния на С_у, но способствует увеличению сопротивления давлению. Угол атаки, соответствующий С_{y max.} называется углом сваливания или критическим Су кр.

На рисунке 1.5 показано, что С_y имеет прямую зависимость от угла атаки до относительно больших значений.

Если эти срывы симметричны на правой и левой половинах крыла, то, даже превысив угол атаки, при котором значение С_y максимальное, сваливание самолета в полете будет происходить в основном в виде «клевка» самолета на нос. Если же при некотором угле атаки местные срывы потока на крыле будут несимметричны, то сваливание самолета произойдет на крыло и УА в этом случае может быть меньше угла атаки, при котором значение С_y максимально.



Рис.1.5 Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки
Су профиля увеличивается вместе с ростом угла атаки вплоть до С_{у мах}, что соответствует критическому углу атаки. Дальнейшее увеличение угла атаки делает невозможным плавное обтекание профиля, поток отделяется от поверхности, С_y уменьшается и С_x резко возрастает.

Критический угол атаки соответствует определённой приборной скорости горизонтального полёта (VS), которая является важной точкой отсчёта при пилотировании самолёта.
Сваливание самолёта происходит из-за отделения пограничного слоя. Это может произойти или при недостатке кинетической энергии пограничного слоя, или при слишком большом неблагоприятном градиенте давления.



Рис.1.6 Потеря скорости в горизонтальном полете:

а) сваливание на нос с переходом в пикирование

б) сваливание на крыло с переходом в пикирование или глубокую спираль (штопор)
1.2 Влияние скорости полета и перегрузки на сваливание.

Сваливание и переход самолета в штопор возможны не только при плавном торможении в режиме прямолинейного полета, но и в режиме криволинейного полета, т. е. полета с перегрузкой. Если летчик относительно резко отклонит ручку (штурвал) на себя, самолет может с перегрузкой выйти на критический угол атаки на скорости, значительно превышающей V_CB в прямолинейном полете (V_slg) , так как начало сваливания определяется не скоростью полета, а выходом самолета на критический угол атаки.

В полете на дозвуковых скоростях практически на любом самолете отклонением руля высоты (управляемого стабилизатора) можно создать аэродинамические моменты, выводящие самолет на критический угол атаки.

В горизонтальном полете скорость сваливания определяется по формуле:


V_св.гп.=
На маневре, скорость сваливания зависит от перегрузки.

Vсв. маневр. = Vсв.г.п



Это означает что, самолет имеющий скорость сваливания при нормальной перегрузке, например, 50 узлов может «свалится» и при скорости в 100 узлов, если будет испытывать перегрузку в 4g. Если бы этот самолет мог бы выдержать перегрузку в 9g, то его скорость сваливания была бы 150 узлов. Эту скорость называют «эволютивной скоростью». Для легких самолетов гражданской авиации эта скорость приблизительно в 1.7 раза больше скорости нормального сваливания. Таким образом, самолет, который обычно переходит в сваливание например при скорости 60 узлов, никогда не должен переходить в режим сваливания при скорости выше 102 узла (60 узлов x 1.7 = 102 узла). Самолет с нормальной скоростью сваливания 60 узлов, сваливаясь при 102 узлах, подвергается перегрузке, равной квадрату увеличения скорости или 2.89g (1.7×1.7 = 2.89). Эволютивная скорость должна быть определена исходя из эксплуатационных ограничений каждого конкретного самолета, указываемых производителем.

В прямолинейном и горизонтальном полёте на С_{у мах} невозможно одновременно разворачиваться и сохранять высоту. Попытка увеличить подъёмную силу приведет к сваливанию. Если начать разворот без снижения на скорости немного выше V_S1g и при этом увеличивать крен, то на каком-то угле крена С_у достигнет своего максимума и самолёт свалится на скорости большей, чем V_S1g.


Увеличение подъёмной силы в развороте на постоянной высоте зависит только от угла крена (нормальной перегрузки). Значение перегрузки не влияет на величину критического угла атаки.
1.3 Влияние крена на сваливание самолета

При потере скорости на больших углах атаки может привести к так называемой «авторотации» крыла, другими словами-самовращению. Это возможно при накренении самолета. Происходит увеличение углов атаки у опускающегося

полукрыла и уменьшение их у поднимающегося полукрыла. Если полет происходит на малых или средних углах атаки, то указанное изменение углов атаки создает торможение (демпфирование) крена. На критических или закритических углах атаки случайное накренение самолета (вращение вокруг продольной оси) не только не тормозится, а, наоборот, еще больше усиливается, так как увеличение углов атаки сверх критического у опускающегося полукрыла сопровождается усилением срыва потока и падением коэффициента Су_ОП; у поднимающегося полукрыла, у которого углы атаки уменьшаются , коэффициент подъемной силы Су_ПОД уменьшается в меньшей степени или даже может возрасти. В результате этого подъемная сила опускающегося полукрыла, имеющего большие углы атаки, оказывается меньшей, чем у поднимающегося полукрыла, вследствие чего на самолет будет действовать момент самовращения М_х , направленный в сторону первоначального накренения самолета Это явление лежит в основе штопора самолета.





Рис.1.7К объяснению самовращения крыла
Форма профиля крыла оказывает сильное влияние на характер сваливания. На некоторых профилях срыв развивается очень стремительно с резким падением подъёмной силы. На других - этот процесс протекает плавней. На тех самолётах, где сваливание происходит резко, устанавливают устройства раннего предупреждения или даже предотвращения сваливания. У каждого крыльевого


профиля есть свой угол атаки сваливания, который не меняется. На угол сваливания профиля влияют следующие геометрические характеристики:

-радиус закругления передней кромки;

-относительная толщина профиля;

-кривизна профиля, особенно в районе передней кромки;

-координаты точек максимальной толщины и кривизны профиля.

В целом, более острая передняя кромка, более тонкий профиль, более задняя позиция точек максимальной толщины и кривизны – дают более резкое сваливание (такие профили наиболее эффективны для полётов на больших числах М). Зависимость несущих свойств крыла от таких профилей наглядно видно на Рис 1.8

Вышеперечисленные характеристики профиля используются для организации более раннего отрыва потока или, наоборот, для обеспечения безотрывного обтекания определённых зон по размаху крыла.



Рис 1.8 Зависимость коэффициента подъёмной силы от угла атаки на крыле с разными профилями.

1.4 Влияние формы крыла в плане на сваливание самолета.

Отделение потока от поверхности крыла не происходит одновременно по всему размаху.

На прямоугольном крылеотделение потока начинается у корня крыла и распространяется к законцовкам. Уменьшение подъёмной силы происходит вблизи центра тяжести самолёта, поэтому несимметричный срыв не создаёт большого кренящего момента. Самолёт теряет высоту, но крен, как правило, не развивается. Потеря подъёмной силы ощущается впереди центра тяжести, и центр давления (ЦД) смещается назад. Таким образом, самолёт сам опускает нос и уменьшает угол атаки, то есть самолёт имеет тенденцию к самопроизвольному выходу из сваливания. Отделившийся поток с крыла возбуждает тряску задней части фюзеляжа и хвостового оперения, предупреждая пилота о приближающемся сваливании. Элероны, находясь вне зоны срыва потока, могут сохранять эффективность. Все вышеперечисленные факторы представляют наиболее желательное поведение самолёта на сваливании.



К сожалению, прямоугольные крылья имеют чрезмерный изгибающий момент и не очень эффективны с точки зрения аэродинамики, поэтому на большинстве современных самолётов используются сужающиеся или стреловидные крылья.



На сужающихся крыльях срыв потока начинается в районе законцовок крыла, уменьшая подъёмную силу в этих зонах. Если на реальном крыле возникнет срыв в этих зонах, то будет тряска элеронов и возможно резкое кренение при несимметричном срыве. (Энергичное кренение на сваливании может спровоцировать переход самолёта в штопор). Не будет тряски

хвоста, не будет сильного пикирующего момента, вряд ли сохранится эффективность элеронов.
1.5 Влияние мощности двигателей на скорость сваливания.

В соответствие с правилами сертификации, скорость сваливания определяется при нулевой тяге двигателей. То есть силе тяжести самолёта противодействует только подъёмная сила

крыла. Тяга двигателей оказывает значительное влияние на скорость сваливания. При этом характер влияния зависит от типа силовой установки, отношения тяги двигателей к весу самолёта и направления вектора тяги на скоростях, близких к сваливанию.

Рассмотрим влияние винтовых двигателей.



Скорость потока в спутной струе винта больше скорости невозмущенного потока воздуха. Чем выше режим работы двигателей, тем больше разница скоростей. Когда самолёт находится на режиме близком к сваливанию и на высоком режиме работы двигателей, то скоростной напор струи воздуха в зоне обдувки значительно больше напора на остальной части крыла, что приводит к созданию значительной дополнительной подъёмной силы. Так, например, на самолёте Ан-70 в посадочной конфигурации (режим КВП, закрылки 60) за счёт силовой обдувки крыла винтовентиляторами создаётся более половины подъёмной силы.

В связи с этим, на винтовых самолётах при выполнении посадки резкая уборка режима двигателей может привести к резкому уменьшению подъёмной силы и, как следствие, к грубому приземлению. И, наоборот, потенциально грубой посадки можно избежать, своевременно добавив режим двигателям на выравнивании.

В целом, скорость сваливания на высоком режиме двигателей меньше скорости сваливания без тяги.


1.6 Влияние механизации крыла на скорость сваливания.

Легкие самолеты как правило из механизации крыла имеют только закрылки (щелевые закрылки) и предкрылки (плавающие предкрылки). Значение Су мах у такого крыла имеет среднее значение и скорость сваливания на «чистом» (без механизации) крыле относительно высокая. Чтобы уменьшить скорости на взлёте и посадке, для увеличения Су мах, применяется механизация передней и задней кромок крыла. Кроме уменьшения скорости сваливания, механизация крыла меняет характеристики сваливания.


Из формулы скорости сваливания видно, что увеличение Су _мах уменьшает скорость сваливания. Современная механизация крыла позволяет увеличить

Су _мах практически до 100%.



Щелевой закрылок (разделяющийся)




Зависимость Cy от выпуска закрылков при одном и том же УА.
Нужно учитывать, что при выпуске закрылков меняется расположение центра давления на крыле и скос потока в районе стабилизатора. Оба эти процесса влияют на результирующий момент тангажа от выпуска закрылков.

Движение задней кромки крыла вызывает изменение картины распределения давления по всему профилю, но наибольшие изменения происходят в районе самих закрылков. При их выпуске центр давления крыла смещается назад, что дает пикирующий момент относительно центра тяжести самолёта. Необходимо

не только компенсировать данный момент с помощью триммера, но и сохранять заданную скорость используя тягу двигателя.



Щелевой предкрылок


Зависимость Cy от выпуска предкрылков при одном и том же УА.

1.7 Влияние состояния поверхности на скорость сваливания.

Любое загрязнение поверхности, а особенно лёд, иней или снег, меняет аэродинамический профиль и влияет на природу пограничного слоя.

Отложение льда на передней кромке приводит к:

- большим изменениям местного профиля, приводящим к появлению сильных местных неблагоприятных градиентов давления.

- высокому коэффициенту трения поверхности и значительному уменьшению кинетической энергии пограничного слоя.

Это приводит к большому уменьшению Су мах и может привести к увеличению скорости сваливания приблизительно на 30%.

Увеличение веса самолета за счёт накопления льда также увеличивает скорость сваливания, но основной фактор – уменьшение Су мах.



Влияние инея менее заметно. Отложение инея на поверхности крыла повышает его шероховатость. Испытания показали, что иней на передней кромке и верхней поверхности с толщиной и шероховатостью, как у средней или грубой наждачной бумаги, крыла может уменьшить подъёмную силу до 30% (увеличить скорость сваливания от 10% до 15%) и увеличить лобовое сопротивление до 40%.

Профиль крыла не меняется. За счёт повышения шероховатости увеличивается трение и падает кинетическая энергия пограничного слоя. Срыв потока начнётся на меньшем угле атаки и меньшем Су, чем на чистом крыле.

Влияние снега похоже на влияние инея – повышение шероховатости поверхности. Если самолёт покрыт снегом – снег должен быть удалён перед полётом. Снег не только повышает сопротивление трения - под ним могут оказаться отложения льда. Снег не облетит во время руления и взлёта.



Отложения льда, инея, снега изменяют профиль, уменьшают критический угол атаки и увеличивают скорость сваливания.

Увеличение скорости сваливания при обледенении крыла трудно рассчитать, поскольку трудно предугадать, какую форму примут отложения льда. Даже малое количество льда - это уже слишком много.
Срыв потока с обледеневшего стабилизатора.

Относительная толщина профиля стабилизатора меньше, чем у крыла, поэтому возможно появление льда на стабилизаторе раньше, чем на крыле. Поскольку аэродинамическая сила на стабилизаторе направлена вниз, то возникший срыв потока из-за обледенения приведёт к уменьшению этой силы и резкому опусканию носа самолёта.

Срыв потока со стабилизатора может быть спровоцирован выпуском закрылков. Увеличение скоса потока за крылом от выпущенных закрылков увеличивает отрицательный угол атаки на стабилизаторе и, если он обледенел, это может привести к срыву потока. Выходом из ситуации будет уменьшение угла выпуска закрылков, что уменьшит скос потока за крылом.
1.8 Влияние веса самолёта на скорость сваливания.

Уравнение подъёмной силы: Y = ½  V² C_y S.

Будем считать плотность воздуха  и площадь крыла S постоянными. Рассмотрим влияние оставшихся факторов.

Если уменьшить скорость полёта, то подъёмная сила будет падать. Для поддержания её на прежнем уровне, чтобы сохранить горизонтальный полёт,


необходимо будет увеличивать C_y, то есть угол атаки. Каждой меньшей скорости будет соответствовать больший угол атаки, и так будет продолжаться, пока угол атаки не достигнет _крит (С_умах). Дальнейшее увеличение угла атаки в попытке увеличить подъёмную силу приведёт к сваливанию самолёта.

Можно трансформировать формулу подъёмной силы, чтобы показать факторы, влияющие на скорость сваливания в горизонтальном полёте:

Из полученной формулы VS1g видно, что увеличение веса самолёта, влекущее за собой увеличение потребной подъёмной силы, приведёт к увеличению скорости сваливания. Зависимость будет выглядеть следующим образом:

Для приблизительного расчета можно пользоваться такой закономерностью: Изменение веса на 20% приводит к соответствующему изменению скорости сваливания на 10%.


Влияние скольжения на сваливание.

Скольжение может быть вызвано отклонением руля направления в сторону, противоположную отклонению элеронов, или при чрезмерном отклонении руля направления в сторону дачи элеронов. Это вызовет отклонение «шарика» на индикаторе скольжения от нейтрали.

Сваливание при скольжении происходит с незначительными предупредительными явлениями или вовсе без них. Одно из полукрыльев срывается намного раньше другого, что создаёт резкий кренящий момент. В этом случае следует воздержаться от «инстинктивной» реакции остановить кренение элеронами.

В течение всего полёта, и особенно на малых скоростях, отклонения руля направления должны быть координированными с отклонением элеронов для обеспечения полёта без скольжения.

Сваливание на манёвре происходит при перетягивании штурвала на себя при выполнении маневрирования с перегрузкой более 1. Обычно оно происходит более резко, чем сваливание с горизонтального полёта. Часто это происходит неожиданно, поскольку сваливание происходит на большей скорости.

Повторное сваливание может произойти при выводе из первоначального сваливания. Это обычно случается при попытке ускорить выход из сваливания не дождавшись уменьшения угла атаки или не дав самолёту достаточно времени на набор необходимой скорости, прежде чем набирать потерянную высоту.

В сваливании легкого одномоторного винтового самолёта есть особенности в поведении при сваливании в зависимости от режима работы двигателя. Вывод из сваливания при высоком режиме работы двигателя имеет свои сложности. Большой угол тангажа и малая скорость, характерные для такого рода сваливания, заметно усиливают влияние крутящего момента от винта. Поэтому пилоту требуется отклонением руля направления и элеронов компенсировать этот момент, чтобы не допустить развития скольжения. В противном случае сваливание легко переходит в штопор. Также при опускании носа на сваливании
на самолёт будет действовать гироскопический момент винта, разворачивающий нос влево (при вращении винта по часовой стрелке).