Срыв (гидродинамика)

редактировать
Резкое уменьшение увеличения силы из-за отрыва потока Воздушный поток отделяется от аэродинамического профиля в высокий угол атаки, как это происходит у сваливания.

В гидродинамике, срыв - это уменьшение подъемной силы коэффициент, генерируемый фольгой при увеличении угла атаки. Это происходит, когда превышен критический угол атаки фольги . Критический угол атаки обычно составляет около 15 градусов, но он может изменяться в зависимости от жидкости, крыла и числа Рейнольдса.

Сваливание в полете с неподвижным крылом часто воспринимается как внезапное снижение подъемной силы, когда пилот увеличивает угол атаки крыла и его критический угол атаки (что может быть связано с замедлением ниже скорости сваливания в горизонтальном полете). Срыв не означает, что двигатель (-ы) остановился (-и) или что самолет перестал двигаться - эффект будет таким же, даже в случае безмоторного планера. Векторная тяга в пилотируемых и беспилотных самолетах используется для поддержания высоты полета с остановленными крыльями путем замены потерянной подъемной силы крыла на тягу двигателя или пропеллера, самой давая начало технологии после сваливания.

в этой статье обсуждаются самолетам с неподвижным крылом, в частности самолетам с неподвижным крылом, в этой статье обсуждаются сваливания. Обсуждаемые принципы срыва также применяются и в других жидкостях.

Содержание

  • 1 Формальное определение
  • 2 Изменение подъемной силы в зависимости от угла атаки
  • 3 Аэродинамическое описание
    • 3.1 Самолет
    • 3.2 Характеристики
  • 4 Скорость сваливания
  • 5 В полете с ускорением и разворотом
  • 6 типов
    • 6.1 Динамическое сваливание
    • 6.2 Глубокое сваливание
    • 6.3 Срыв с опрокидыванием
  • 7 Предупреждающие и предохранительные устройства
  • 8 Полет за срывом
  • 9 Спойлеры
  • 10 История
  • 11 См. Также
  • 12 Примечания
  • 13 Ссылки

Формальное определение

StallFormation.svg

Сваливание - это условие в аэродинамике и авиации, такое, что если угол усиливает определенные точки, подъемная сила начинает уменьшаться. Угол, под которым это происходит, называется критическим углом атаки. Этот угол зависит от профиля крыла или профиля крыла, его в плане, его удлинения и других факторов, но обычно находится в диапазоне от 8 до 20 градусов относительно набегающий ветер («относительный ветер ») Для дозвуковых профилей. Критический угол атаки - это угол поворота на кривой коэффициент подъемной силы в зависимости от угла атаки (Cl ~ альфа), при котором достигается максимальный коэффициент подъемной силы.

Сваливание вызвано разделение потока, которое, в свою очередь, вызвано потоком воздуха против повышающегося давления. Уитфорд присутствует три типа сваливания: задняя кромка, передняя кромка и тонкое крыло, каждый из которых имеет отличительные особенности Cl ~ alpha. Для сваливания на задней кромке отрыв начинается при малых углах атаки около задней кромки крыла, в то время как остальная часть потока через крыло остаетсяенной. По мере увеличения угла атаки увеличиваются в размере по мере продвижения отрыва вперед, и это препятствует способности крыла увеличения силы. Это показано увеличением наклона подъемной силы на кривой Cl ~ alpha, когда подъемная сила приближается к своему максимальному значению. Отделенный поток обычно вызывает бафтинг. За пределами критического угла атаки отрывной поток настолько доминирует, что дополнительное увеличение угла атаки приводит к падению подъемной силы со своего пикового значения.

Поршневые реактивные транспортные средства имели очень хорошее поведение при предупреждении перед остановкой и, если его игнорировали, прямой каплей для естественного восстановления. Развитие крыла, последовавшее за введением турбовинтовых двигателей, привело к недопустимому срыву. Передовые разработки в области большой подъемной силы, а также внедрение двигателей с задним расположением хвостового оперения на реактивных транспортных средствах следующего поколения также приводит к недопустимому сваливанию. Вероятность непреднамеренного достижения скорости сваливания. толкатели рукояти.

Когда средний угол атаки крыльев выходит за пределы сваливания, вращение, что является авторотацией из заглохшего крыла, может развиваться. Вращение следует за отклонениями по крену, рысканию и тангажу от сбалансированного полета. Например, кренственным естественным образом амортизируется при неустановленном крыле, но при остановке крыльев демпфирующий момент заменяется движущим моментом.

Изменение подъемной силы в зависимости от угла атаки

Пример взаимосвязи между углом поворота и подъемной силы на изогнутом крыле. Точное соотношение обычно измеряется в аэродинамической трубе и зависит от сечения профиля. Взаимосвязь для крыла самолета зависит от формы в плане и его удлинения.

График показывает, что наибольшая подъемная сила создается при достижении критического угла (который в авиации начала 20-го века назывался "болтовней" точка »). В данном случае этот угол составляет 17,5 градусов, но он меняется от профиля к профилю. В частности, для аэродинамически толстых аэродинамических поверхностей (отношение толщины к хорде около 10%) критический угол выше, чем для тонкого аэродинамического профиля с таким же изгибом. Симметричные профили имеют меньшие критические углы (но также эффективно работают в перевернутом полете). График показывает, что, когда угол наклона достигает критического угла, подъемная сила, создаваемая аэродинамическим профилем, уменьшается.

Информация на графике такого типа собрана с использованием моделей профиля в аэродинамической трубе. Обычно используются модели самолетов, а не полноразмерные машины, требуется особое внимание, чтобы обеспечить получение данных в том же режиме числа Рейнольдса (или масштабной скорости), что и при свободном полете. Отрыв потока от верхней поверхности крыла при больших углах атаки сильно отличается при малых числах Рейнольдса от таковых при высоких числах Рейнольдса реальных самолетов. В частности, при высоких числах Рейнольдса поток тенденций остается прикрепленным к аэродинамическому профилю, потому что силы инерции преобладают по этим силам вязкости, которые ответственны за отрыв потока, в конечном итоге приводящий к аэродинамическому срыву. По этой причине результаты в аэродинамической трубе, полученные на более низких скоростях и в меньших масштабах, модели реального часто имеют тенденцию к завышению аэродинамического угла атаки сваливания. Одно из решений этой проблемы - аэродинамические трубы высокого давления.

В общем, стабильная работа самолета при угле атаки выше критического угла невозможности, потому что после превышения критического угла потеря подъемной силы крыла приводит к падению носовой части самолета, снова уменьшая угол атаки. Это падение носа, не зависящее от управляющих сигналов, указывает на то, что пилотил остановил самолет.

На этом графике показали угол сваливания, однако на этом графике большинство руководств пилота по эксплуатации (POH) или общих руководств по летной эксплуатации сваливание с точки зрения воздушная скорость. Это связано с индикатором полета , но меньшее количество самолетов имеет индикатор угла поворота. Скорость сваливания самолета публикуется изготовителем (и требуется для сертификации при летных испытаниях) для диапазона веса и положения закрылков, но угол атаки сваливания не публикуется.

По мере снижения скорости угол атаки должен увеличиваться, чтобы поддерживать постоянную подъемную силу, пока не будет достигнут критический угол. Воздушная скорость, при которой достигается этот угол, является (1g, без ускорения) скоростью сваливания самолета в данной конфигурации. Установка закрылков / предкрылков снижает скорость сваливания, позволяя самолету взлетать и приземляться на более низкую скорость.

Аэродинамическое описание

Самолет с неподвижным крылом

A самолет с неподвижным крылом может сваливаться в любом положении тангажа, угле крена или любой воздушной скорости. но умышленное сваливание обычно практикуется путем снижения скорости до скорости неускоренного сваливания на безопасной высоте. Неускоренная (1g) скорость сваливания различается на разных самолетах с неподвижным крылом и индикаторе воздушной скорости . Чтобы предотвратить потерю высоты или увеличение воздушной скорости, угол атаки должен быть увеличен, чтобы предотвратить потерю высоты или увеличение воздушной скорости. Пилот заметит, что органы управления полетом стали менее отзывчивыми, а также может немного колебаться в результате того, что турбулентный воздух, отделившийся от крыла, ударяется о хвост самолета.

В большинстве легких самолетов при достижении сваливания самолет начинает снижаться (поскольку крыло больше не достаточной подъемной силы, чтобы выдержать вес самолета), и нос будет наклоняться. вниз. Выход из сваливания включает в себя опускание носовой части самолета для уменьшения угла поворота и увеличения скорости полета до восстановления плавного обтекания крыла воздушным потоком. По завершении восстановления нормальный полет можно будет возобновить. Маневр обычно достаточно безопасен и при правильном выполнении ведет лишь к небольшой потере высоты (20–30 м / 50–100 футов). Его обучают и практикуют, чтобы пилоты могли распознать, избежать сваливания самолета и восстановиться после него. Отота требуется установить способность управлять воздушным судном во время и после стоянки для сертификации пилотов, и это обычный маневр для пилотов, когда они знакомятся с управлением самолетом незнакомого типа. Единственный опасный аспект стойла - это недостаток высоты для восстановления.

Особая форма асимметричного сваливания, при которой летательный аппарат вращается вокруг своей оси рыскания, называется вращением. Вращение может произойти, если самолет остановлен и к нему приложен асимметричный момент рыскания. Этот момент рыскания может быть аэродинамическим (угол бокового скольжения, угол поворота, отклонение от курса элеронов), потенциал с тягой (p-фактор, один двигатель не работает на многодвигательном самолете с нецентральной тягой) или от менее вероятных источников, как сильная турбулентность.. В результате одного крыло останавливается перед другим, и некоторые летательные аппараты могут выйти из этого состояния без правильных действий пилота. Новое решение проблемы сложного (или невозможного) восстановления и раскручивания обеспечивается системой восстановления баллистического парашюта .

Наиболее распространенные сценарии сваливания и вращаются при взлете (вылет срыв) и во время посадки (от базы до конечного поворота) из-за недостаточной воздушной скорости во время этих маневров. Происходит также во время работы на втором круге, если он не реагирует на отклонение от дифферента, возникающего в результате перехода от режима низкой мощности к настройке высокой мощности на низкой скорости. Скорость сваливания увеличивается, когда поверхность крыла загрязнены льдом или инеем, создавая более шероховатую поверхность и более тяжелый планер из-за скопления льда.

Сваливание происходит не только при малой скорости полета, но и на любой скорости, когда крылья превышают критический угол атаки. Попытка увеличить угол атаки на 1g путем перемещения рулевой колонки назад обычно вызывает набор высоты. Однако самолет часто испытывает более высокие перегрузки, например, при крутом повороте или выходе из пикирования. В этих случаях крылья уже работают под большим углом атаки, чтобы создать необходимую силу (получаемую от подъемной силы) для ускорения в желаемом направлении. Дальнейшее увеличение перегрузки за счет оттягивания рычагов управления может привести к превышению угла сваливания, даже если самолет летит на высокой скорости. Эти «высокосточные стойки» производят те же характеристики тряски, что и стойла на 1 грамм, а также могут инициировать вращение, если также имеется рыскание.

Характеристики

Различные типы воздушных судов имеют разные характеристики сваливания, но они должны быть достаточно хорошими для того, чтобы соответствовать их конкретным полномочиям по летной годности. Например, тяжелый грузовой корабль Short Belfast имел незначительное понижение носа, что было приемлемо для Королевских ВВС. Когда самолет был продан гражданскому эксплуатанту, он должен быть оснащен толкателем рукояти, чтобы соответствовать гражданским требованиям. Естественно, иметь очень хорошее поведение, выходящее за рамки требований. Например, реактивные транспортные средства первого поколения были, имеющие безупречный нос в стойле. Потеря подъемной силы на одном крыле допустимого до тех пор, пока крен, в том числе во время выхода из сваливания, не более примерно 20 градусов, или в полете с поворотом крен не превышает крен 90 градусов. Если предупреждение перед сваливанием, сопровождаемое опусканием носа и ограниченным опусканием крыла, естественно, отсутствует или считается неприемлемо предельным органом по летной годности, поведение сваливания должно быть достаточно хорошим с помощью модификаций планера или таких устройств, как вибростенд и толкатель. Они предлагают в разделе «Предупреждающие и предохранительные устройства».

Скорость сваливания

Диапазон полета быстроходного самолета. Левый край - это кривая скорости сваливания. Индикатор воздушной скорости часто используется для косвенного прогнозирования условий сваливания.

Сваливание зависит только от угла атаки, а не воздушной скорости. Однако чем медленнее летит самолет, тем больший угол необходим ему, чтобы создать подъемную силу, равную весу самолета. При увеличении скорости в какой-то момент этот угол будет равен критическому (свалившемуся) блока атаки. Эта скорость называется «скорость сваливания». Самолет, летящий со скоростью сваливания, не может набирать высоту, а самолет, летящий ниже своей скорости сваливания, не может прекратить снижение. Любая попытка сделать это увеличения угла поворота без предварительного увеличения воздушной скорости к сваливанию.

Фактическая скорость сваливания будет также изменяться в зависимости от веса самолета, высоты, конфигурации, а также вертикального и поперечного ускорения. Определения скорости различаются и включают:

  • VS: Скорость сваливания: скорость, при которой самолет проявляет качество, принятые как определяющие сваливание.
  • VS0: Скорость сваливания или минимальная установившаяся скорость полета в посадочной конфигурации. Скорость сваливания с нулевой тягой при наиболее выдвинутом положении закрылка.
  • VS1: скорость сваливания или минимальная установившаяся скорость полета, полученная в определенной конфигурации. Скорость сваливания нулевой тяги при заданном положении закрылков.

Индикатор воздушной скорости для целей летных испытаний может иметь следующие обозначения: нижняя часть белой дуги указывает V S0 при максимальном весе, а нижняя часть зеленой дуги указывает V S1 с максимальным весом. Хотя скорость самолета V S рассчитывается конструктивно, его скорости V S0 и V S1 должны быть применены эмпирические в ходе летных испытаний.

В полете с ускорением и разворотом

Иллюстрация сваливания в полете при повороте, происходящего во время скоординированного разворота с постепенно увеличивающимся углом крена.

Нормальная скорость сваливания, определяемая значениями V S выше, всегда относится к прямолинейному и горизонтальному полету, где коэффициент нагрузки равен 1g. Однако, если летательный аппарат разворачивается или поднимается из пикирования, требуется дополнительная подъемная сила для обеспечения вертикального или поперечного ускорения, и поэтому скорость сваливания выше. Ускоренное сваливание - это срыв, который возникает в таких условиях.

В повороте с наклоном требуемый подъем равен весу самолет плюс дополнительная подъемная сила для обеспечения центростремительной силы, необходимой для выполнения поворота:

L = n W {\ displaystyle L = nW}L = nW

где:

L {\ displaystyle L}L = подъем
n {\ displaystyle n}n = коэффициент нагрузки (больше 1 за поворот)
W {\ displaystyle W}W = вес самолета

. Для достижения дополнительной подъемной силы коэффициент подъемной силы и, следовательно, угол атаки должны быть выше, чем при прямом и горизонтальном полете с той же скоростью. Следовательно, учитывая, что сваливание всегда происходит при одном и том же критическом угле атаки, за счет увеличения коэффициента нагрузки (например, за счет увеличения угла поворота) критический угол будет достигнут при более высокой воздушной скорости:

V st = V sn {\ displaystyle V _ {\ text {st}} = V _ {\ text {s}} {\ sqrt {n}}}{\ displaystyle V _ {\ text {st}} = V _ {\ text {s}} {\ sqrt {n}}}

где:

V st {\ displaystyle V _ {\ text {st}}}{\ displaystyle V _ {\ text {st}}} = скорость сваливания
V s {\ displaystyle V _ {\ text {s}}}{\ displaystyle V _ {\ text {s }}} = скорость сваливания самолета при прямолинейном горизонтальном полете
n {\ displaystyle n}n = коэффициент нагрузки

В следующей таблице приведены некоторые примеры взаимосвязи между углом опоры и квадратным корнем из коэффициента нагрузки. Он выводится из тригонометрического соотношения (секанс ) между L {\ displaystyle L}L и W {\ displaystyle W}W .

Угол кренаn. {\ displaystyle {\ sqrt {n}}}{\ sqrt {n }}
30 °1,07
45 °1,19
60 °1,41

Например, при развороте с углом крена 45 ° V st на 19% выше, чем V s.

. Согласно терминологии Федерального управления гражданской авиации (FAA), приведенный выше пример иллюстрирует так называемое сваливание при повороте, в то время как термин ускоренный используется только для обозначения сваливания при ускоренном повороте, то есть сваливание при повороте, при котором скорость полета уменьшается с заданной скоростью.

Ускоренное сваливание также представляет опасность для мощных винтовых самолетов, поскольку они склонны к крену в ответ на крутящий момент двигателя . Когда такой самолет летит со скоростью, близкой к скорости сваливания, при прямолинейном и горизонтальном полете, внезапное применение полной мощности может перевернуть его и создать те же аэродинамические условия, которые вызывают ускоренное сваливание при полете с разворотом. Самолетом, который демонстрирует эту тенденцию к качению, является Mitsubishi MU-2 ; пилоты этого самолета обучены избегать внезапного и резкого увеличения мощности на малой высоте и низкой скорости полета, так как от ускоренного сваливания в этих условиях очень трудно безопасно избавиться.

Яркий пример авиационной катастрофы с участием низковысотное сваливание при развороте - это крушение B-52 на базе ВВС США Фэрчайлд в 1994 году..

Типы

Динамическое сваливание

Динамическое сваливание - это нелинейный неустойчивый аэродинамический эффект, который возникает, когда крыловые профили быстро меняют угол атаки. Быстрое изменение может привести к тому, что сильный вихрь отойдет от передней кромки аэродинамического профиля и переместится назад над крылом. Вихрь, содержащий высокоскоростные воздушные потоки, на короткое время увеличивает подъемную силу, создаваемую крылом. Однако, как только он проходит за заднюю кромку, подъемная сила резко уменьшается, и крыло оказывается в нормальном сваливании.

Динамическое сваливание - это эффект, который больше всего ассоциируется с вертолетами и машущими крыльями, но также встречается в ветряных турбинах., и из-за порывистого воздушного потока. Во время полета вперед некоторые области лопасти вертолета могут подвергаться обратному потоку (по сравнению с направлением движения лопасти) и, таким образом, включают быстро меняющиеся углы атаки. Колеблющиеся (хлопающие) крылья, такие как крылья насекомых, таких как шмель, могут почти полностью зависеть от динамического сваливания для создания подъемной силы, при условии, что колебания быстры по сравнению со скоростью полета и углом наклона крыла. изменяется быстро по сравнению с направлением воздушного потока.

Задержка сваливания может происходить на аэродинамических профилях в зависимости от большого угла атаки и трехмерного потока. Когда угол атаки на аэродинамический профиль быстро увеличивается, поток будет оставаться, по существу, прикрепленным к аэродинамическому профилю, имея значительно больший угол атаки, чем может быть достигнут в установившихся условиях. В результате сваливание задерживается на мгновение, и достигается коэффициент подъемной силы, значительно превышающий установившийся максимум. Впервые эффект был замечен на гребных винтах.

Глубокий срыв

Нормальный полет Состояние глубокого сваливания - Т-образный хвост в "тени" крыла Глубокий срыв влияет на самолет с Т -хвостовая конфигурация. A Schweizer SGS 1-36 используется НАСА для исследования глубоких стойлов в пустыне Мохаве в 1983 году.

Глубокое стойло (или super-stall) - это опасный тип сваливания, который влияет на некоторые конструкции самолетов, в частности реактивные самолеты с конфигурацией T-образным хвостом и двигателями, установленными сзади. В этих конструкциях турбулентный след от свалившегося основного крыла, след гондолы-пилона и след от фюзеляжа «покрывают» горизонтальный стабилизатор, делая рули высоты неэффективными и не позволяя самолету выйти из сваливания. Тейлор заявляет, что летательные аппараты с Т-образным хвостовым винтом, в отличие от реактивных самолетов, обычно не требуют системы восстановления сваливания во время летных испытаний сваливания из-за увеличенного воздушного потока над корневой частью крыла от струи винта. У них также нет установленных сзади гондол, которые могут существенно усугубить проблему. A400M был оснащен усилителем вертикального оперения для некоторых летных испытаний в случае глубокого сваливания.

Trubshaw дает общее определение глубокого сваливания как проникновение на такие углы атаки α {\ textstyle \ alpha}{\ textstyle \ alpha} , что эффективность управления по тангажу снижается из-за следа от крыла и гондолы. Он также дает определение, которое связывает глубокое сваливание с состоянием блокировки, при котором восстановление невозможно. Это единственное значение α {\ textstyle \ alpha}{\ textstyle \ alpha} для данной конфигурации самолета, где нет момента тангажа, то есть точки дифферента.

Типовые значения как для диапазона глубокого сваливания, как определено выше, так и для точки дифферента с фиксацией приведены для Douglas DC-9 серии 10 компанией Schaufele. Эти значения взяты из испытаний в аэродинамической трубе для ранней конструкции. В окончательной конструкции не было зафиксированной точки дифферента, поэтому был возможен выход из зоны глубокого сваливания, что требовалось для соответствия правилам сертификации. Нормальный срыв, начинающийся с разрыва 'g' (внезапное уменьшение коэффициента вертикальной нагрузки ), составлял 18 градусов α {\ textstyle \ alpha}{\ textstyle \ alpha} , глубокий срыв начался примерно при 30 градусов, а зафиксированная безвозвратная точка дифферента находилась на 47 градусах.

Очень высокое α {\ textstyle \ alpha}{\ textstyle \ alpha} для состояния блокировки с глубоким сваливанием происходит намного дальше обычного сваливания, но может быть достигнуто очень быстро, поскольку самолет нестабилен. за пределы обычного стойла и требует немедленных действий для его остановки. Потеря подъемной силы вызывает высокую скорость снижения, которая вместе с низкой скоростью движения при нормальном сваливании дает высокую α {\ textstyle \ alpha}{\ textstyle \ alpha} при небольшом вращении самолета или без него. BAC 1-11 G-ASHG, во время летных испытаний сваливания до того, как этот тип был модифицирован для предотвращения глубокого сваливания, снизился со скоростью более 10 000 футов в минуту (50 м / с) и ударился о землю. ровное положение, перемещение вперед только на 70 футов (20 м) после первого удара. Эскизы, которые показывают, как след крыла покрывает хвост, могут вводить в заблуждение, если они подразумевают, что глубокий срыв требует большого угла наклона корпуса. Тейлор и Рэй показывают, что положение самолета в глубоком сваливании относительно ровное, даже меньше, чем во время обычного сваливания, с очень большими отрицательными углами траектории полета.

Эффекты, похожие на глубокое сваливание, были известны на некоторых конструкциях самолетов до того, как появился термин. Опытный образец Gloster Javelin (серийный WD808) был потерян в результате крушения 11 июня 1953 года в «запертом» стойле. Однако Уотертон заявляет, что стабилизирующий хвостовой стабилизатор оказался неправильным способом восстановления. Для оценки нового крыла проводились испытания управления на малых скоростях. Хэндли Пейдж Виктор XL159 был потерян из-за «стабильного сваливания» 23 марта 1962 года. Он очищал переднюю кромку с фиксированным провисанием при испытании сваливания. подход, посадочная конфигурация, C of G на корме. Тормозной парашют не протекал, так как он мог препятствовать выходу экипажа сзади.

Название «глубокое сваливание» впервые стало широко использоваться после аварии прототипа BAC 1 -11 Г-АШГ 22 октября 1963 г., в результате чего погиб его экипаж. Это привело к изменениям в самолете, включая установку устройства для встряхивания рукояти (см. Ниже), чтобы четко предупреждать пилота о надвигающемся сваливании. В настоящее время вибростенды являются стандартной частью коммерческих авиалайнеров. Тем не менее, проблема продолжает приводить к несчастным случаям; 3 июня 1966 г. Hawker Siddeley Trident (G-ARPY) погиб из-за глубокого сваливания ; Предполагается, что причиной еще одной аварии Trident (British European Airways, рейс 548 G-ARPI), известной как "Staines Disaster", является глубокое сваливание 18 июня 1972 года, когда экипаж не заметил условий и отключил систему восстановления сваливания. 3 апреля 1980 года прототип бизнес-джета Canadair Challenger потерпел крушение после того, как вошел в глубокий срыв с высоты 17 000 футов и оба двигателя погасли. Он вышел из глубокого сваливания после раскрытия парашюта, препятствующего раскручиванию, но разбился из-за того, что не смог выбросить парашют или повторно запустить двигатели. Один из летчиков-испытателей не смог вовремя спастись из самолета и погиб. 26 июля 1993 г. самолет Canadair CRJ-100 был потерян во время летных испытаний из-за глубокого сваливания. Сообщалось, что Boeing 727 во время летных испытаний вошел в глубокое сваливание, но пилот смог раскачать самолет до все больших углов крена, пока нос, наконец, не провалился и не восстановился нормальный отклик управления. Авария 727 1 декабря 1974 г. также связана с глубоким срывом. Крушение рейса 708 West Caribbean Airways в 2005 году также было связано с глубоким сваливанием.

Глубокие сваливания могут возникать при очевидно нормальном угле тангажа, если самолет снижается достаточно быстро. Воздушный поток идет снизу, поэтому угол атаки увеличивается. Ранние предположения о причинах крушения самолета рейса 447 компании Air France обвиняли в неисправности глубокого сваливания, поскольку он спускался в почти плоском положении (15 градусов) под углом атаки 35 градусов или более. Однако пилотам удалось удержать его в остановленном планировании, подняв нос на фоне всей неразберихи того, что на самом деле происходило с самолетом.

Самолеты конфигурации Canard также рискуют попасть в глубокое сваливание. Два самолета Velocity разбились из-за заблокированного глубокого сваливания. Испытания показали, что добавление манжет передней кромки к подвесному крылу предотвращало попадание самолета в глубокое сваливание. Другой самолет Piper Advanced Technologies PAT-1, N15PT, сконфигурированный для утки, также разбился в результате аварии, связанной с глубоким срывом. Испытания этой конструкции в аэродинамической трубе в Исследовательском центре NASA в Лэнгли показали, что она уязвима для глубокого сваливания.

В начале 1980-х годов Schweizer SGS 1-36 планер был модифицирован для программы НАСА управляемой программы полета с глубоким сваливанием.

Срыв с опрокидыванием

Стреловидность и конусность крыла вызывают сваливание на законцовке крыла перед корнем. Положение стреловидного крыла вдоль фюзеляжа должно быть таким, чтобы подъемная сила, исходящая от корневой части крыла, значительно впереди центра тяжести самолета (c.g.), должна быть уравновешена законцовкой крыла, находящейся далеко позади c.g. Если кончик сваливается первым, баланс самолета нарушается, вызывая опасный подъем носа по тангажу. Стреловидные крылья должны иметь элементы, предотвращающие подъем по тангажу, вызванный преждевременным срывом законцовки.

Стреловидное крыло имеет более высокий коэффициент подъемной силы на его внешних панелях, чем на внутреннем крыле, в результате чего они первыми достигают своей максимальной подъемной способности и сначала останавливаются. Это вызвано шаблоном смыва вниз, связанным со стреловидными / коническими крыльями. Для отсрочки срыва крыла подвесному крылу дается размыв для уменьшения угла атаки. Основание также можно модифицировать с помощью подходящей передней кромки и аэродинамической части, чтобы убедиться, что она останавливается перед кончиком. Тем не менее, если выйти за пределы угла сваливания, законцовки могут все еще полностью сваливаться перед внутренним крылом, несмотря на первоначальное разделение, происходящее внутри. Это вызывает продвижение по тангажу после сваливания и вход в режим супер-сваливания на самолетах с характеристиками супер-сваливания. Поток пограничного слоя по размаху также присутствует на стреловидных крыльях и вызывает срыв наконечника. Количество пограничного слоя воздуха, выходящего за борт, можно уменьшить путем создания вихрей с помощью устройства на передней кромке, такого как забор, выемка, зуб пилы или набора вихревых генераторов за передней кромкой.

Предупреждающие и предохранительные устройства

Самолеты могут быть оборудованы устройствами для предотвращения или отсрочки сваливания, уменьшения (или в некоторых случаях более серьезного) сваливания или облегчения восстановления.

  • аэродинамическое закручивание может быть введено в крыло, когда передняя кромка рядом с концом крыла закручена вниз. Это называется размыванием и приводит к срыву корня крыла перед концом крыла. Это делает стойло нежным и прогрессивным. Поскольку срыв задерживается на законцовках крыла, где находятся элероны, контроль крена сохраняется, когда начинается сваливание.
  • A планка сваливания представляет собой небольшое устройство с острыми краями, которое, когда он прикреплен к передней кромке крыла, стимулирует начало сваливания именно там, а не в любом другом месте на крыле. Если он прикреплен близко к основанию крыла, он делает стойло плавным и прогрессивным; если он прикреплен к законцовке крыла, он побуждает самолет опускать крыло при сваливании.
  • A ограничитель сваливания представляет собой плоскую пластину в направлении хорды , чтобы остановить прогрессирование отрывного потока вдоль крыла
  • Генераторы вихрей, крошечные полоски металла или пластика, размещенные на верхней части крыла возле передней кромки, которые выступают за пограничный слой в набегающий поток. Как следует из названия, они активируют пограничный слой, смешивая набегающий воздушный поток с потоком пограничного слоя, создавая вихри, что увеличивает импульс в пограничном слое. За счет увеличения импульса пограничного слоя можно задержать разделение воздушного потока и возникающее в результате сваливание.
  • антиблокировочный удар - это удлинение передней кромки, которое создает вихрь на верхней поверхности крыла для отсрочки сваливания.
  • A толкатель рукояти - это механическое устройство, не позволяющее пилоту сваливать самолет. Он толкает рычаг управления лифтом вперед по мере приближения к стойлу, вызывая уменьшение угла атаки. В общих чертах толкатель рукояти известен как устройство идентификации сваливания или система идентификации сваливания.
  • A встряхиватель рукояти - это механическое устройство, которое встряхивает органы управления пилота, чтобы предупредить о начале сваливания.
  • A предупреждение о сваливании - это электронное или механическое устройство, которое подает звуковое предупреждение при приближении к скорости сваливания. Большинство самолетов содержат в той или иной форме это устройство, которое предупреждает пилота о приближающемся сваливании. The simplest such device is a stall warning horn, which consists of either a pressure sensor or a movable metal tab that actuates a switch, and produces an audible warning in response.
  • An angle-of-attack indicatorfor light aircraft, the "AlphaSystemsAOA" and a nearly identical "Lift Reserve Indicator", are both pressure differential instruments that display margin above stall and/or angle of attack on an instantaneous, continuous readout. The General Technics CYA-100 displays true угол атаки через магнитную лопасть. Индикатор AOA обеспечивает визуальное отображение количества доступной подъемной силы во всем диапазоне низких скоростей независимо от множества переменных, которые действуют на самолет. Этот индикатор мгновенно реагирует на изменения скорости, угла атаки и ветра и автоматически компенсирует вес, высоту и температуру самолета.
  • Ограничитель угла атаки или " Альфа-ограничитель - это бортовой компьютер, который автоматически предотвращает подъем самолета за пределы угла сваливания. Некоторые альфа-ограничители могут быть отключены пилотом.

Системы предупреждения о сваливании часто включают входы от широкого диапазона датчиков и систем, включая специальный датчик угла атаки.

Блокировка, повреждение или неработоспособность датчиков сваливания и угла атаки (AOA) может привести к ненадежности предупреждения о сваливании и вызвать неисправность толкателя джойстика, предупреждения о превышении скорости, автопилота и демпфера рыскания.

Если для управления по тангажу используется передний утка, а не задний хвост, то утка спроектирована так, чтобы встречаться с воздушным потоком под немного большим углом атаки, чем крыло. Следовательно, когда тангаж самолета ненормально увеличивается, утка обычно сначала останавливается, вызывая опускание носа и, таким образом, не позволяя крылу достичь своей критической AOA. Таким образом, значительно снижается риск сваливания основного крыла. Однако, если основное крыло сваливается, восстановление становится затруднительным, так как утка более глубоко сваливается и угол атаки быстро увеличивается.

Если используется задний хвост, крыло спроектировано так, чтобы сваливаться раньше хвостового. В этом случае крыло может управляться с более высоким коэффициентом подъемной силы (ближе к сваливанию), чтобы обеспечить большую общую подъемную силу.

У большинства боевых самолетов есть индикатор угла атаки среди приборов пилота, который позволяет пилоту точно знать, насколько близко к точке сваливания находится самолет. Современные приборы авиалайнера также могут измерять угол атаки, хотя эта информация может не отображаться непосредственно на дисплее пилота, а вместо этого управлять индикатором сваливания или передавать информацию о характеристиках в бортовой компьютер (для систем fly-by-wire).

Полет за пределы сваливания

Поскольку крыло сваливается, эффективность элеронов снижается, что затрудняет управление самолетом и увеличивает риск взлета. Устойчивый полет после сваливания за пределами угла сваливания (где коэффициент подъемной силы наибольший) требует тяги двигателя для замены подъемной силы, а также альтернативных средств управления, чтобы компенсировать потерю эффективности элеронов. Для мощных самолетов потеря подъемной силы (и увеличение лобового сопротивления) за пределами угла сваливания представляет меньшую проблему, чем сохранение управляемости. Некоторые самолеты могут быть подвержены (например, F-4 ) или восприимчивы к переходу в плоское вращение (например, F-14 ). Управление за пределами сваливания может быть обеспечено системами управления реакцией (например, NF-104A ), вектором тяги, а также стабилизатором качения (или тайлероном). Повышенная маневренность за счет полетов на очень больших углах атаки может обеспечить тактическое преимущество военным истребителям, таким как F-22 Raptor. Кратковременные сваливания под углом 90–120 ° (например, Кобра Пугачева ) иногда выполняются на авиашоу. Наибольший угол атаки при длительном полете, продемонстрированный до сих пор, составлял 70 градусов у X-31 в Центре летных исследований Драйдена. Устойчивый полет после сваливания - это тип сверхманевренности.

Спойлеры

За исключением летных тренировок, испытаний самолетов и высшего пилотажа, сваливание обычно является нежелательным явлением. Однако спойлеры (иногда называемые подъемными самосвалами) - это устройство, которое преднамеренно используется для создания контролируемого потока над частью крыла самолета, чтобы уменьшить создаваемую подъемную силу, увеличить сопротивление и уменьшить сопротивление быстрее, не набирая скорость. Спойлеры также развернуты асимметрично (только одно крыло) для улучшения контроля крена. Спойлеры также можно использовать при прерванном взлете и после сжатия с основным колесом при посадке, чтобы увеличить самолет на колесах для лучшего торможения.

В отличие от самолетов с двигателями, которые могут уменьшить сопротивление за счет увеличения или уменьшения тяги, планеры должны увеличивать сопротивление, чтобы увеличить скорость снижения. В высокопроизводительных планерах установка интерцепторов широко используется для контроля захода на посадку.

Спойлеры также можно рассматривать как «редукторы подъемной силы», потому что они уменьшают подъемную силу крыла, в которой находится спойлер. Например, неуправляемый крен влево можно отменить, подняв спойлер правого крыла (или только некоторые из спойлеров, присутствующих в больших крыльях авиалайнера). Это дает то преимущество, что устраняет необходимость увеличения подъемной силы падающего крыла (что может приблизить это крыло к срыву).

История

Отто Лилиенталь погиб во время полета в 1896 году в результате сваливания. Уилбур Райт впервые столкнулся с срывом в 1901 году, когда летал на своем втором планере. Осведомленность об аварии Лилиенталя и опыте Уилбура побудила братьев Райт сконструировать свой самолет в конфигурации «утка ». Это сделало восстановление после стойл более легким и щадящим. Эта конструкция не раз спасала жизни братьев.

Авиационный инженер Хуан де ла Сьерва работал над своим проектом «Autogiro » по разработке винтокрылого самолета, он надеялся, что не сможет сваливаться и, следовательно, будет безопаснее, чем самолеты. При разработке полученного самолета "автожир " он решил множество инженерных проблем, которые сделали возможным создание вертолета .

См. Также

Статьи
Известные происшествия

Примечания

Ссылки

  • Отчет USAF и НАТО RTO-TR-015 AC / 323 / (HFM-015) / TP-1 (2001
  • Андерсон, JD, История аэродинамики (1997). Cambridge University Press. ISBN 0-521- 66955-3
  • Глава 4, «Медленный полет, сваливание и раскручивание» в Справочнике по полету самолета. (FAA H-8083-3A)
  • LJ Clancy (1975), Аэродинамика, Pitman Publishing Limited, Лондон. ISBN 0-273-011 20-0
  • Stengel, R. (2004), Flight Dynamics, Princeton University Pre ss, ISBN 0-691-11407-2
  • Веб-сайт Alpha Systems AOA для получения информации о AOA и индикаторах запаса хода [2]
  • 4239-01 Угол характеристики датчика атаки (AoA) [3]
  • Справочник по пилотированию самолета. Федеральное управление гражданской авиации ISBN 1-60239-003-7 Pub. Skyhorse Publishing Inc.
  • Федеральное управление гражданской авиации (25 сентября 2000 г.), Обучение технике безопасности при сваливании и вращении, № AC: 61-67C
  • Проф. Д-р Мустафа Кавкар, "Скорость сваливания" [4pting
Последняя правка сделана 2021-06-09 07:24:08
Содержание доступно по лицензии CC BY-SA 3.0 (если не указано иное).
Обратная связь: support@alphapedia.ru
Соглашение
О проекте