Что такое полета теория и практика: практическая аэродинамика? Значение полета теория и практика: практическая аэродинамика в энциклопедии Кольера

К статье ПОЛЕТА ТЕОРИЯ И ПРАКТИКА Достижения братьев Райт. Чтобы совершить поле т, необходимо решить две проблемы - боковой управляемости летательного аппарата и сваливания и штопора. Выдающимся достижением братьев Райт является их вклад в изучение этих проблем и создание первой эффект ивной системы аэродинамических органов управления полет ом летательного аппарата, включающей носовой руль высоты для управления продольным движение м, изгиб концов крыла для поперечного управления и хвостовой руль для путевого управления. На рис. 1 пока заны аэродинамические органы управления, примененные на первых бипланах братьев Райт, и соответствующие аэродинамические органы управления современного самолет а. В обоих случаях органы управления служат для создания момент ов аэродинамических сил ( каждый момент вызывает поворот летательного аппарата вокруг оси тангажа, крена или рыскания). Еще более важным достижением, чем концепция аэродинамического управления движением летательного аппарата относительно трех пространственных осей (которая, разумеется, была понятна и другим пионерам самолетостроения), стало выяснение братьями Райт роли взаимодействия между органами управления по крену и рысканию в начале и в конце маневра разворота и характера самого э того маневра. Если желательно изменить курс движения самолета в горизонтальной плоскости, то следует накренить самолет, повернув его вокруг продольной оси; при этом у подъемной силы крыла - самой большой аэродинамической силы - появится горизонтальная составляющая, которая будет создавать желаемое ускорение самолета в горизонтальной плоскости. Если изгибать крылья (или отклонять элероны) для создания движения по крену, то возникающий при этом момент рыскания будет уводить самолет в направлении, противоположном желаемому направлению поворота (рис. 2). Чтобы парировать этот эффект, необходимо отклонить руль направления и тем самым устранить т.н. "рыскание при отклонении элеронов". ( Этот неблагоприятный момент рыскания является неотъемлемым свойством аэродинамики дозвукового крыла; он возникает при любом способе, используемом для создания движения крена.) Полученный в 1905 братьями Райт патент содержал формулировку этого принципиального эффекта и предложение по его компенсации посредством совместного одновременного управления изгибом концов крыла и рулем направления. Позже братья Райт отказались от этого способа и заменили его более универсальным устройство м раздельного управления по крену и рысканию с помощью рычагов. Осознание взаимосвязи движений по крену и рысканию явилось началом развития механики полета. Важно то, что эта взаимосвязь была выявлена братьями Райт в натурных летных испытаниях. В противоположность этому подходу, другие пионеры авиации придерживались той точки зрения, что самолет должен быть устойчивым сам по себе , и считали, что он, подобно лодке на воде , будет легко управлять ся рулем направления, а органы управления по крену если и нужны, то только для поддержания "поперечного равно весия". В Европе это мнение превалировало почти до начала Первой мировой войны , что привело к созданию органов управления, которые имели неудовлетворительные летные характеристики . Скорость сваливания. Аэродинамическую силу, действующую на жесткое крыло , обычно разделяют на подъемную силу и лобовое сопротивление (сопротивление воздуха движению самолета), которые пропорциональны плотности воздуха и квадрату скорости полета при фиксированном угле атаки. При постоянной скорости полета подъемная сила и лобовое сопротивление плавно увеличиваются с возрастанием угла атаки до некоторого значения, называемого углом атаки начала сваливания (срыва) или критическим углом атаки (рис. 3). При этом угле атаки происходит перестройка структуры течения над верхней поверхностью крыла, в результате чего плавное течение нарушается и возникает вихревое течение; при дальнейшем возрастании угла атаки подъемная сила перестает увеличивать ся, и резко возрастает лобовое сопротивление. Если самолет замедляет движение, то для сохранения подъемной силы, компенсирующей его вес, необходимо увеличивать угол атаки. Таким образом, при некоторой достаточно малой скорости полета, называемой скоростью сваливания, угол атаки достигает критического значения, и самолет становится неуправляемым. Скорость сваливания при выполнении разворота или в полете с маневрированием оказывается несколько больше , чем в прямолинейном установившемся полете, так как для выполнения маневра требуется, чтобы подъемная сила превышала вес самолета. Со сваливанием братья Райт впервые столкнулись в 1905, и эта проблема была воспринята ими с большой тревогой. Они раз работа ли технику пилот ирования, позволяющую вывести самолет из режим а сваливания, для чего нужно было быстро уменьшить угол атаки, опуская нос самолета вниз с помощью руля высоты. Эта методика вполне очевидна, но на многих самолетах сваливание развивалось очень быстро и асимметрично, особенно при полете с разворотом, когда самолет накреняется и "входит в штопор", как показано на рис. 4. В режиме штопора самолет движется с опущенным вниз носом, но угол атаки все равно остается большим вследствие того, что самолет быстро падает вниз. В этих условия х казалось неестественным требовать опустить нос еще ниже , в частности потому , что самолет и так быстро теряет высоту. Тем не менее оказалось, что это действие необходимо для восстановления управляемости. Братья Райт, по-видимому , никогда не попадали в режим развитого штопора, научившись пред видеть сваливание и, развив в себе "чувство контакта с самолетом", немедленно предпринимали действия, предотвращающие сваливание. Другие первые авиаторы оказались не столь удачливыми, и многие из них погибли в авариях, вызванных сваливанием и штопором, пока в 1911-1912 в Европе тоже не были разработаны методы пилотирования, позволявшие вывести самолет из штопора. Инциденты, связанные со сваливанием и штопором, по-прежнему остаются серьезной проблемой безопасности полета. В особенности это касается эксплуатации легких не больших самолетов , хотя при наличии большого плеча для силы, создаваемой вертикальным хвостовым оперением, и строительной крутки крыла (рис. 5) современные самолеты обладают лучше й управляемостью при сваливании, чем самолеты начала 20 в. Удлинение крыла. Чтобы повысить аэродинамическое качество дозвукового самолета, нужно при постоянной подъемной силе уменьшить лобовое сопротивление крыла, которое тем меньше , чем больше отношение размах а крыла к его средней хорде. Это отношение называется удлинением крыла. Крылья большого удлинения были впервые созданы в Германии в 1920-х годах. Л.Прандтль и его сотрудники разработали теорию, а Г.Юнкерс, А.Фоккер и Г.Вагнер построили такие крылья. Было важно также уменьшить "вредное" сопротивление, создаваемое ненесущими элементами - фюзеляжем, хвостовым оперением, силовой установкой, посадочным шасси и внешними устройствами. Аэродинамически "чистые" самолеты впервые были созданы в США. Крейсерская скорость. Чем больше площадь и размах крыла самолета заданного веса, тем меньше его посадочная скорость и скорость отрыва при взлете вследствие уменьшения величины скорости сваливания. Чем меньше скорости взлета и посадки, тем меньше дистанции разбега при взлете и торможения при посадке. Однако чем меньше скорости взлета и посадки, тем меньше наиболее эффективная скорость крейсерского полета. Выручает то, что плотность воздуха в атмосфере уменьшается с увеличением высоты, и вследствие этого скорость сваливания и оптимальная крейсерская скорость увеличиваются обратно пропорционально квадратному корню из плотности. Например , на высоте 12 км плотность воздуха в 4 раза меньше, чем на уровне моря, и, следовательно, скорость сваливания и оптимальная крейсерская скорость в два раза больше, чем на уровне моря. Высотное регулирование двигателя. Из сказанного выше следует, что самолеты с малыми скоростями взлета и посадки могут летать эффективно с большими скоростями только на больших высотах. Однако мощность двигателя, необходимая для поддержания установившегося горизонтального полета, увеличивается пропорционально скорости и обратно пропорционально квадратному корню из плотности воздуха при увеличении высоты полета. В то же время мощность воздушно-реактивного двигателя изменяется пропорционально плотности воздуха. Следовательно , чтобы осуществить экономичный высокоскоростной полет на больших высотах, потребуется двигатель с "переразмеренными" воздухозаборниками, который на малых высотах работает в режиме дросселирования. Это позволяет ослабить требования к характеристикам прочности двигателя и снизить его вес. Средства механизации крыла. Скорость сваливания самолета можно несколько уменьшить с помощью закрылков, устанавливаемых вдоль задней кромки крыла. При отклонении закрылков уменьшается угол атаки крыла в полете с малыми скоростями; при этом летчик может лучше видеть место предполагаемой посадки. Закрылки также увеличивают силу аэродинамического сопротивления самолета и в значительной степени гасят тенденцию самолета снова взмыть вверх после первого касания земли ("дать козла", как говорят летчики). Рис. 6 иллюстрирует применение закрылков при посадке самолета. Пружинный сервокомпенсатор. Система управления полетом должна быть такой , чтобы пилот мог управлять самолетом с помощью одной руки , используя другую для настройки бортовой радиостанции, регулирования мощности двигателя или выполнения каких-либо других операций. Желательно, чтобы пилоту не нужно было прилагать усилия свыше 0,25 кН на расстояниях не более ?45 см. Сила давления на педаль не должна превышать 0,80 кН, а ход педали - 25 см. Эти условия должны быть выполнены для того, чтобы работа летчика не была физически утомительной, хотя сила, необходимая для отклонения элерона, увеличивается пропорционально квадрату скорости полета и третьей степени размаха крыла. Кроме того, сила, приложенная к рулю высоты при выполнении какого-либо маневра, может возрастать пропорционально третьей или четвертой степени длины фюзеляжа (массе самолета). Сила давления на педаль руля направления также пропорциональна третьей или четвертой степени размаха крыла. Таким образом, летчику не по силам управлять самолетом без вспомогательных устройств. На рис. 7 показано типичное аэродинамическое устройство, позволяющее умерить управляющие усилия летчика. Ручка управления, находящаяся в пилотской кабине, связана с рулями высоты посредством сервокомпенсаторов и пружин (последние используются при небольших скоростях полета). Сервокомпенсаторы этого типа были разработаны А.Флетнером (1885-1961) в Германии. Они успешно применялись на дозвуковых самолетах, масса которых достигала 150 т. Руль высоты в виде закрылка. При дозвуковых скоростях полета руль высоты, подвешенный на шарнирах к задней балке горизонтального стабилизатора, весьма эффективен, так как при его отклонении на стабилизаторе появляется дополнительная управляющая сила (рис. 8). Однако при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета его эффективность снижается. Органы управления полетом при сверхзвуковых скоростях. Для самолетов нормальной схемы также характерен существенный сдвиг аэродинамического фокуса (центра давления) при переходе от дозвуковых к трансзвуковым и сверхзвуковым скоростям полета. Эти два обстоятельства стали причиной аварий ряда первых трансзвуковых самолетов вследствие их резкого затягивания в пикирование ( термин " звуковой барьер " связан с этим опасным явлением ухудшения характеристик устойчивости и управляемости при около звуковых скоростях полета). Впервые звуковой барьер был преодолен на экспериментальном самолете "Белл" X-1 в 1946. Этот самолет был оборудован регулируемым по углам атаки стабилизатором, который сохранял свою эффективность при трансзвуковых и сверхзвуковых скоростях полета. Такие регулируемые органы управления используются в настоящее время на всех трансзвуковых и сверхзвуковых самолетах. Применение гидроусилителей для позиционирования органов управления позволило решить проблему управляемости трансзвуковых и сверхзвуковых самолетов с рулями высоты в виде закрылков, элеронами и рулем направления традиционной схемы. Сверхзвуковые компоновки. Аэродинамическое качество самолета существенно снижается при переходе от дозвуковой скорости полета к сверхзвуковой вследствие появления волнового сопротивления. Волновое сопротивление связано с появлением ударных волн, вызывающих перераспределение давления в поле течения около самолета; их интенсивность можно уменьшить только посредством пере распределения объема самолета ( фактически - площади поперечного сечения) вдоль продольной оси, чтобы увеличить , насколько возможно , длину самолета и обеспечить гладкость распределения площадей поперечных сечений. Поэтому сверхзвуковые самолеты имеют большую относительную длину, но сплющенную форму (чтобы обеспечить приемлемые аэродинамические характеристики для дозвукового полета) и бльшую площадь поверхности, чем дозвуковые самолеты тех же массы и объема. Таким образом, полное аэродинамическое сопротивление сверхзвукового самолета, складывающееся из сопротивления трения, волнового и индуктивного сопротивлений, больше, чем полное аэродинамическое сопротивление дозвукового самолета тех же массы и объема. Поэтому аэродинамическое качество сверхзвукового самолета хуже , чем у дозвукового. Единственным важным преимуществом сверхзвукового самолета является высокая скорость полета, что особенно важно для военной авиации.