Особенности пилотирования самолета вблизи критических режимов.

[Хboct]

А кстати, маневрирование рулем направления... Один бывший пилотажник рассказывал, что на 52, для выполения какой то фигуры типа разворот на 180 на вертикали, кратковременно затяжеляют винт. И самолет, фактически зависающий вертикально на месте,  за счет бОльшего потока от винта на руль, можно развернуть носом вниз.
Если шаг не трогать, то разворот на 52 не получается.

 

[Алексей7]

А кстати, маневрирование рулем направления... Один бывший пилотажник рассказывал, что на 52, для выполения какой то фигуры типа разворот на 180 на вертикали, кратковременно затяжеляют винт. И самолет, фактически зависающий вертикально на месте,  за счет бОльшего потока от винта на руль, можно развернуть носом вниз.

Правильней название описаной Вами фигуры: поворот на вертикали.
Тонкость в том, что визуально судьями ценится более компактное вращение, когда точка, вокруг которой самолёт описывает дугу, находится даже не на конце крыла, а где-то на 1/3 консоли. Такой визуальный эфект достигается вводом в поворот на предельно малом остатке скорости на вертикали вверх. Пилотажники соревновательного уровня используют (для дополнительного придания импульса самому повороту) хлопок по отклонённому РН резким затяжелением винта. Далее больше инерции, чем аэродинамики.
Тотже эффект используют вертолётчики при посадке с отказавшим двигателем на авторотации. Перед самой землёй резко затяжеляют несущий винт, создавая кратковременный дополнительно тормозящий импульс.

Если шаг не трогать, то разворот на 52 не получается.

Всё зависит от скорости дачи руля на поворот. На большей скорости - получается. Изначально никто не учит выполнять поворот на вертикали пользуясь шагом винта. Это тонкости и нюансы при достижении соревновательного уровня.

 

[ЛОДОЧНИК]

Мне кажется, что ветка к безопасности полетов авиации АОН никакого отношения не имеет. Чистый технический спорт, не хватает зрителей ожидающих зрелища Ёб или не Ёб загнав себя на предельные режимы. Думаю, что стоит продолжить в другом разделе. В одну харю решить не готов, посоветуюсь с утра с Админом.

 

[ЛОДОЧНИК]

@ мать вашу
От..., красавец... А давай сначала твою... С утра к хирургу, на удаление. Лучше с корнем, что будет дальше уже в общих чертах давно известно...

 

[Cobra]

чиво тебе дался этот разворот на горке, 

Да ладно, проехали. [smiley=vrolijk_26.gif]
Кто то приглашал полетать в московском небе. Предложение еще в силе?

если ты про меня, приезжай слетаем.

 

[uuuuu]

Если тупо сел в самолет не зная этих азов - это камиказде.
[highlight] :STUPIDНо не достает главного; почему на повороте на горке не происходит сваливания в штопор, хотя , практически, все условия для него созданы? Все рассуждения, которые прозвучали не подкреплены теорией, а основываются на практике.[/highlight] :STUPID.

При выполнении фигуры "поворот на горке" самолёт в верхней точке фигуры  вследствие положительной перегрузки "теряет массу" -  а значит нагрузка на ед. площади стремится к нулю ,а  скорость сваливания  при удельной нагрузке , близкой к нулю,  тоже  стремится к нулю .  При выходе из высшей точки "горки" самолёт "обретает массу" вместе с приращением скорости , а значит и с приращением подъёмной силы ( если "мордочка" самолёта смотрит вниз , т.е. угол атаки в пределах допустимого)  .

 

[rtyuiop.400]

Если тупо сел в самолет не зная этих азов - это камиказде.
[highlight] :STUPIDНо не достает главного; почему на повороте на горке не происходит сваливания в штопор, хотя , практически, все условия для него созданы? Все рассуждения, которые прозвучали не подкреплены теорией, а основываются на практике.[/highlight] :STUPID.

При выполнении фигуры "поворот на горке" самолёт в верхней точке фигуры  вследствие положительной перегрузки теряет "массу" -  а значит нагрузка на ед. площади стремится к нулю ,а  скорость сваливания  при удельной нагрузке , близкой к нулю,  тоже  стремится к нулю .  При выходе из высшей точки "горки" самолёт обретает "массу" вместе с приращением скорости , а значит и с приращением подъёмной силы ( если "мордочка" самолёта смотрит вниз , т.е. угол атаки в пределах допустимого)  .

Все дело в такой штуке как угол атаки нулевой подъемной силы. При вертикальном подъеме самолета, если есть подъемная силы на крыле, она стремится искривить траекторию вертикали, поэтому после того как вы вышли на вертикаль,  ручка  ставится на нейтраль и отдается чуть от себя выводя самолет на этот самый угол атаки нулевой подъемной силы. Движение самолта вверх осуществляется за счет силы инерции и тяги СУ. Подъемной силы крыла на вертикали нет. Поэтому нет и срыва и при достижения на вертикали 0 км/ч. Главное не тянуть на себя, пока есть скорость(пойдете на петлю, а если умудритесь перетянуть еще и срыв).  В верхней точке при 0 км/ч можно и в пупок упереть РУС, сваливания в штопор не будет. Из за обдува винтом РВ, самолет просто  развернется носом вниз через спину.

А вообще можно  в ГП (наборе высоты, снижении) специально дернуть РУС до пупка на большой скорости и резко дать ногу(элероны нейтрально), срыв потока конечно произодет и +скольжение=штопор, но за счет большой скорости штопор пойдет по горизонту. Так называемая штопорная бочка. Правда скорость очень быстро теряется и штопорные бочки могут перейти в обычный "падающий" штопор. Можно крутить штопорные бочки и на вертикали(считай тот же штопор но восходящий)-была бы скорость. Авторотация  может происходить в любых направлениях-не только вниз. Все зависит от скорости при вводе
Как говорится летание дело не опасное, да земля мешает.

 

[uuuuu]

"носом вниз " самолёт развернёт и так - вследствие его центровки ..

 

[Cobra]

Если тупо сел в самолет не зная этих азов - это камиказде.
[highlight] :STUPIDНо не достает главного; почему на повороте на горке не происходит сваливания в штопор, хотя , практически, все условия для него созданы? Все рассуждения, которые прозвучали не подкреплены теорией, а основываются на практике.[/highlight] :STUPID.

При выполнении фигуры "поворот на горке" самолёт в верхней точке фигуры  вследствие положительной перегрузки теряет "массу" -  а значит нагрузка на ед. площади стремится к нулю ,а  скорость сваливания  при удельной нагрузке , близкой к нулю,  тоже  стремится к нулю .  При выходе из высшей точки "горки" самолёт обретает "массу" вместе с приращением скорости , а значит и с приращением подъёмной силы ( если "мордочка" самолёта смотрит вниз , т.е. угол атаки в пределах допустимого)  .

Все дело в такой штуке как угол атаки нулевой подъемной силы. При вертикальном подъеме самолета, если есть подъемная силы на крыле, она стремится искривить траекторию вертикали, поэтому после того как вы вышли на вертикаль,  ручка  ставится на нейтраль и отдается чуть от себя выводя самолет на этот самый угол атаки нулевой подъемной силы. Движение самолта вверх осуществляется за счет силы инерции и тяги СУ. Подъемной силы крыла на вертикали нет. Поэтому нет и срыва и при достижения на вертикали 0 км/ч. Главное не тянуть на себя, пока есть скорость(пойдете на петлю, а если умудритесь перетянуть еще и срыв).  В верхней точке при 0 км/ч можно и в пупок упереть РУС, сваливания в штопор не будет. Из за обдува винтом РВ, самолет просто  развернется носом вниз через спину.

А вообще можно  в ГП (наборе высоты, снижении) специально дернуть РУС до пупка на большой скорости и резко дать ногу(элероны нейтрально), срыв потока конечно произодет и +скольжение=штопор, но за счет большой скорости штопор пойдет по горизонту. Так называемая штопорная бочка. Правда скорость очень быстро теряется и штопорные бочки могут перейти в обычный "падающий" штопор. Можно крутить штопорные бочки и на вертикали(считай тот же штопор но восходящий)-была бы скорость. Авторотация  может происходить в любых направлениях-не только вниз. Все зависит от скорости при вводе
Как говорится летание дело не опасное, да земля мешает.

супер, вот и ответ на посталеный вопрос. :~)

 

[анатольевич]

самолет действительно может висеть на обдувке

Обдувка дело великое. Например АН-2 в гп держит 45-50 км/час на номинале и при этом нормально управляется по курсу(правда требуется интенсивная работа элеронами). При дальнейшем уменьшении скорости полёта путём добора штурвала "на себя" происходит сваливание.  😉

 

[Cobra]

самолет действительно может висеть на обдувке

Обдувка дело великое. Например АН-2 в гп держит 45-50 км/час на номинале и при этом нормально управляется по курсу(правда требуется интенсивная работа элеронами). При дальнейшем уменьшении скорости полёта путём добора штурвала "на себя" происходит сваливание.  😉

Автоматический предкрылок вещь, а что бы штурвалом не так сильно варочить наверное надо педальками помочь, правда аккуратно дабы не свалить.

Был недавно в Ватулино дали посидеть в кабине АН-2, впечатляет, взрослая машина, педали такие здоровенные и столько всего много, не то что маленькие пластиковые мыльницы, ветер был боковой порывы до 12 м/с, из какбины было видно как у АН-2 на стоянке предкрылки при порывах наполавину выдвигаются, Скайренжер кидало как кленовый листок, а на АН-2 конвеер с учиниками работают и это с хвостовой опорой, вобщем супер.

 

[Mikeram]

Прочитал по диагонали и посмеялся горько... Как всё запущено! Форумчане не владеют родным языком, путаются в терминологии. Похоже, умеют летать только на авиасимуляторах. И рассуждают на такие серьёзные темы.
  Как я понял - суть вопроса в том, как связан отрыв потока со скоростью полёта. Сегодня довольно точно можно рассчитать обтекание самолёта, решив уравнения Навье-Стокса с помощью компьютера. Правда, при этом придётся смириться с тем, что реальная картина обтекания будет заменена математической моделью. Самые большие неточности возникнут как раз в пограничном слое и отрыве потока. Расчётчик должен подобрать наиболее подходящую задаче модель турбулентности (на сегодня - чисто эмпирическую, т.е. основанную на анализе экспериментальных данных).
  Теперь - азбука аэродинамики. Срыв и отрыв потока - понятия разные. Под срывом подразумевают глобальный отрыв практически с передней кромки обтекаемого тела. Задняя кромка, кстати, тоже имеется у всех обтекаемых тел. Отрыв бывает и присоединённым. Это когда при малых скоростях потока в задней части крыла возникает отрыв из-за неблагоприятного градиента давления и ниже по потоку - обратное присоединение к поверхности крыла. Образуется так называемый отрывной пузырь. Но вся эта ламинарная лирика наблюдается только в аэродинамических трубах при малых скоростях набегающего потока. При увеличении скорости - сдувается к чёртовой матери, точнее - за заднюю кромку крыла.
   Термин "пограничный слой" ввёл Людвиг Прандтль в 1904 году. Он постулировал, что поперёк пограничного слоя (в направлении, перпендикулярном поверхности обтекаемого тела) есть градиент скорости, но НЕТ
  градиента давления. Хотите объяснить причину появления отрыва - решайте уравнения Навье-Стокса (нерешаемые аналитическими методами). Или хотя бы рассуждайте на пальцах, принимая во внимание взаимодействие всех величин, имеющихся в уравнениях Навье-Стокса: скорость набегающего потока, линейный размер обтекаемого тела, его шероховатость и кривизна, величина пульсаций скорости, вязкость воздуха, число Маха (при серьёзных скоростях полёта). Только увязав силы давления, инерции и трения (для Монгольфьеров и Цеппелинов - ещё и силу Архимеда) вы получите более-менее правдоподобную картину обтекания тела.
И обнаружите, что с ростом скорости толщина пограничного слоя уменьшается. Следовательно уменьшается вероятность отрыва потока. Давно уже используют для предотвращения отрыва потока на крыле предкрылки, многощелевые закрылки, обдув верхней поверхности крыла струёй от двигателя и экзотический отсос пограничного слоя.
  Самые совершенные крылья - у птиц. У них по сути каждое перо - отдельное крылышко. К тому же все они знают, что срыв в штопор происходит плавно. Поэтому вполне можно превысить критический угол атаки вдвое-втрое. Главное - вовремя сложить свои несущие поверхности и вцепиться лапами в веточку или выпустить шасси до поверхности земли/воды.
   Под вторыми режимами полёта всё же понимают полёт самолёта на малых скоростях, когда с уменьшением скорости полёта приходится увеличивать тягу двигателя. Потому, что с уменьшением скорости (удалением от скорости максимального аэродинамического качества) аэродинамическое сопротивление растёт быстрее подъёмной силы.
При выполнении виража с креном 71 градус подъёмная сила вторе превышает подъёмную силу горизонтального полёта. Центростремительная сила на самолёт не действует. Потому что в нашей Вселенной нет такой силы. Есть центорбежная. Поэтому Земля устойчиво вращается по эллипсу вокруг Солнца. Гравитационная сила компенсируется центробежной (силой инерции). У самолёта треть подъёмной силы тратится на преодоление притяжения к Земле, а две трети - на преодоление центробежной силы, на искривление траектории полёта.
  Форумчане часто путают понятия, относящикеся к стационарной аэродинамике с реальными случаями нестационарного полёта. Нестационарные задачи научились решать эмпирически только птицы. Кроме них никто пока не летает, махая крыльями. Перелётные птицы используют энергию концевого вихря, выстраиваясь клином. А человек иногда попадает в тяжелейшие ситуации, разворачивая самолёт на горке на предельных углах. Забывает, что воздух тоже живёт своей жизнью и может неожиданно поддуть под консоль набежавшим вихрем.

 

[rtyuiop.400]

Внимательно все прочел, но и так и не увидел,где вы четко объясняете почему отрыв происходит. Из всего текста лишь  скромное: " в задней части крыла возникает отрыв из-за неблагоприятного градиента давления". Советую прочесть мой пост№1  в этой ветке. Там написано почему и как.

Действительно затянуть срыв можно либо предкрылком, который увеличивает скорость потока над верхней поверхностью крыла и увеличивает среднюю скорость пограничного слоя. Либо принудительно турбулизовав пограничный слой.

 

[asz]

Как я понимаю тему ветки-это особенности пилотирования самолета на граничных режимах, а не решение уравнения Навье-Стокса

 

[Mikeram]

   Ну А.Б., достали Вы меня. Цитирую Ваше первое сообщение: «Первый вопрос: Что такое срыв потока, и как он зависит от скорости полета». Повторно объясняю, что срыв потока – это глобальный отрыв с передней кромки обтекаемого тела. Вы, по-видимому, под срывом понимаете отрыв граничного слоя. Ещё раз повторяю: чем выше скорость полёта, тем маловероятнее возникновение отрыва пограничного слоя. Всё. Ответ исчерпывающий.
   Понимаю, что под своим постом №1 Вы подразумеваете пост №2. Взял себя в руки, внимательно его прочитал. Тяжело, чувствуется, что человек практически не владеет этой темой. Иногда похоже на Мюнхаузена, вытягивающего себя за волосы из болота. В зоне отрыва давление у всех увеличивается, у Вас – уменьшается. Ну да Бог с этой сложной гидродинамикой. Вы нашли для себя подходящее объяснение – ну и радуйтесь. Курите сигары и обдувайте вишенки. Это, кстати – самый древний способ измерения степени турбулентности набегающего потока. Метод называется: «кризис сопротивления шара». Суть его в том, что при турбулентном обтекании сопротивление шара резко снижается. Потому, что точка отрыва потока смещается от примерно 80 градусов при ламинарном обтекании до примерно 110-120 – при турбулентном. Диаметр спутного следа при этом уменьшается. Из-за того, что турбулентный погранслой хоть и толще, и нарастает быстрее, чем ламинарный, но он более наполненный. Т.е. вблизи стенки скорость в турбулентном погранслое растёт намного быстрее, чем в ламинарном. А затем – более плавно, чем в ламинарном. Поэтому толщина турбулентного погранслоя (точка, где скорость равна 99% от скорости набегающего потока)  втрое больше, чем ламинарного. Но, повторяю, вблизи стенки, где формируется отрыв, скорость при турбулентном обтекании выше. Используют три термина толщины пограничного слоя: о первом я уже сказал выше, второй – толщина вытеснения; третий – толщина потери импульса. Вы в своих рассуждениях часто используете толщину вытеснения.
   Хотите – читайте умные, но скучные книги по механике жидкости и газа. Но это вряд ли Вам поможет в реальных полётах.
   Отрыву потока, если это не глобальный срыв с передней кромки, предшествует целая череда событий: зарождение волны неустойчивости – волны Толлмина-Шлихтинга; нарастание её амплитуды вниз по потоку; нелинейные искажения синусоидальной волны при больших амплитудах; появление и нарастание гармоник и субгармоник, приводящее к трёхмерным искажениям плоскопараллельного потока; появлению турбулентных пятен и т.д. Но при малых числах Рейнольдса (малых скоростях полёта порядка 5- 30 км/час) возможно формирование отрывного пузыря и в ламинарном пограничном слое из-за большого положительного градиента давления в задней части крыла. При этом планер будет продолжать полёт без тенденции к сваливанию на крыло.
   А динамика реального полёта ещё замысловатее. Как я уже говорил, можно вполне лететь на углах атаки вдвое - втрое выше критических. Но очень недолго. Вспомните «кобру Пугачёва». Чтобы вектор тяги двигателя был направлен хотя бы под 60 градусов к горизонту, чтобы компенсировать притяжение к Земле, нужно проскочить участок, скажем, 20-60 градусов, где стационарный полёт уже невозможен (закритический угол атаки) и эффективность рулей недостаточная для парирования сваливания на крыло.
   Но ради бога не пытайтесь повторить эту фигуру на имеющихся в распоряжении форумчан летательных аппаратах. Малая тяговооружённость и нагрузка на крыло наших самолётов наверняка приведут к штопору. Получится как у лётчиков Люфтваффе на FW 190.   

 

[rtyuiop.400]

Да вы не нервничайте. Про шар, ламинарный и турбулентный-знаем. Наклеивая нити на трубы (подкосы, перекладина и тд), можно конкретно снизить лобовое сопротивление. А колокол и СЛА делает. Например та же АВИАТИКА -890

 

[rtyuiop.400]

зоне отрыва давление у всех увеличивается, у Вас – уменьшается. Ну да Бог с этой сложной гидродинамикой. Вы нашли для себя подходящее объяснение – ну и радуйтесь

Невнимательно опять читаете, копирую ЧАСТЬ своего поста специально для вас,[highlight] конкретно срыв, ПОЧЕМУ И КАК[/highlight]:

....На этом участке (то есть после точки максимальной толщины профиля) в верхней части пограничного слоя, где скорость течения велика, разность давлений скажется лишь в том, что частицы воздуха будут несколько притормаживаться, но направление их движения не изменится. В примыкающей к обшивке крыла нижней части пограничного слоя, где скорость движения мала (из-за трения об обшивку), под влиянием положительной разности давлений может возникнуть обратное движение воздуха (так называемое "возвратное течение").

Это возвратное течение приводит к отрыву пограничного слоя от обтекаемой поверхности. Движущиеся в различных направлениях струйки воздуха в пограничном слое сталкиваются, свёртываются, давая начало вихрю, затем отходят от поверхности и подхватываются набегающим потоком. Сам вихрь (точнее, так называемое "ядро вихря") образуется из воздуха в пограничном слое в результате его отрыва и закручивания. Плавность обтекания нарушается.Если угол атаки увеличивать, то первый участок (с отрицательным градиентом давления) сокращается, сдвигаясь своей задней границей к носку профиля, а второй участок (с положительным градиентом давления), наоборот, удлиняется. При этом на втором участке торможение приповерхностных струек воздуха усиливается, а положительный градиент статического давления растёт.

Однако явление отрыва пограничного слоя происходит только тогда, когда положительный градиент статического давления вдоль обтекаемой воздухом поверхности превышает определённую для данных условий величину, что обычно реализуется на достаточно больших (для каждого типа профиля – своих) углах атаки

 

[rtyuiop.400]

Ну А.Б., достали Вы меня. Цитирую Ваше первое сообщение: «Первый вопрос: Что такое срыв потока, и как он зависит от скорости полета». Повторно объясняю, что срыв потока – это глобальный отрыв с передней кромки обтекаемого тела. Вы, по-видимому, под срывом понимаете отрыв граничного слоя

Да, и срыв потока-это всегда  в первую очередь отрыв понраничного слоя. И если уже быть точнее, отбросим слова задние кромки и передние кромки, а будем рассуждать: Ребро атаки, Ребро обтекания.

 

[Cobra]

Mikeram, талант, что не тема, что не пост, то новое открытие ))), все таки некоторым образование МАИ и подобных учреждений не всегда идет на пользу ).

 

[andre67]

Анатольевич- налет на АН-2 большой?
С уважением к коллеге