Механика полета летательных аппаратов: основные силы и принципы.

Введение

Летная механика воздушных судов применима как к воздушным судам с фиксированным крылом (планеры, самолеты), так и к воздушным судам с вращающимся крылом (вертолеты). Самолет (в американском английском – airplane) определяется в документе ИКАО 9110 как "тяжелее воздуха, приводящийся в движение двигателем летательный аппарат, подъемная сила которого создается главным образом за счет аэродинамических реакций на поверхности, остающиеся неподвижными в заданных условиях полета". Важно отметить, что это определение исключает как дирижабли (поскольку их подъемная сила обеспечивается плавучестью, а не обтеканием поверхностей воздушным потоком), так и баллистические ракеты (поскольку их подъемная сила обычно создается непосредственно и полностью за счет почти вертикальной тяги). В более широком смысле, оба этих типа аппаратов можно рассматривать как испытывающие "летную механику" как действие физических сил на тело, движущееся в воздухе; однако принципы их работы существенно отличаются, и они обычно не входят в область применения этого термина.

Полет

Самолет, тяжелее воздуха, может летать только при воздействии ряда аэродинамических сил. Что касается самолетов с неподвижным крылом, фюзеляж поддерживает крылья до взлета. В момент взлета происходит обратное: крылья поддерживают самолет в полете.

Прямой и ровный полет воздушного судна

В полете на самолет, оснащенный двигателем, действуют четыре силы: подъемная сила, вес, тяга и сопротивление. Тяга – это сила, создаваемая двигателем (будь то реактивный двигатель, пропеллер или, в редких случаях, как у X-15, ракета) и направленная вперед для преодоления сопротивления. Подъемная сила действует перпендикулярно вектору скорости самолета относительно воздушной среды. Сопротивление действует параллельно вектору скорости самолета, но в противоположном направлении, поскольку оно препятствует движению в воздухе. Вес действует через центр тяжести самолета к центру Земли. При горизонтальном полете подъемная сила приблизительно равна весу и направлена в противоположную сторону. Кроме того, если самолет не ускоряется, тяга равна и противоположна сопротивлению. При полете с набором высоты подъемная сила меньше веса. На первый взгляд это может показаться нелогичным, поскольку при наборе высоты кажется, что подъемная сила должна превышать вес. Однако, когда самолет набирает высоту с постоянной скоростью, именно тяга позволяет ему подниматься и приобретать дополнительную потенциальную энергию. Подъемная сила действует перпендикулярно вектору скорости самолета относительно воздушной среды и, следовательно, не может изменять потенциальную или кинетическую энергию самолета. Это можно увидеть, рассматривая самолет высшего пилотажа при вертикальном полете (поднимающемся или опускающемся строго вертикально). Вертикальный полет не требует подъемной силы. При вертикальном подъеме самолет может достичь нулевой скорости перед началом падения; крыло не создает подъемной силы и, следовательно, не сваливается. При полете с набором высоты на постоянной скорости тяга превышает сопротивление. При полете с понижением высоты подъемная сила меньше веса. Кроме того, если самолет не ускоряется, тяга меньше сопротивления. При выполнении поворота подъемная сила превышает вес и создает перегрузку, большую чем единица, величина которой определяется углом крена самолета.

Управление и движение воздушных судов

Существует три основных способа, с помощью которых самолет может изменить свою ориентацию относительно набегающего потока воздуха. Тангаж (движение носа вверх или вниз, вращение вокруг поперечной оси), крен (вращение вокруг продольной оси, то есть оси, проходящей вдоль длины самолета) и рыскание (движение носа влево или вправо, вращение вокруг вертикальной оси). Для выполнения поворота (изменения курса) самолету сначала необходимо выполнить крен, чтобы достичь угла крена (для создания центростремительной силы); когда желаемое изменение курса достигнуто, самолет должен снова выполнить крен в противоположном направлении, чтобы уменьшить угол крена до нуля. Подъемная сила действует вертикально вверх через центр давления, положение которого зависит от расположения крыльев. Положение центра давления изменяется при изменении угла атаки и положения закрылков самолета.

Контрольные поверхности воздушных судов

Рыскание вызывается подвижным рулевым плавником. Движение руля изменяет величину и ориентацию силы, создаваемой вертикальной поверхностью. Поскольку сила создается на расстоянии позади центра тяжести, эта боковая сила вызывает момент рыскания, а затем и движение рыскания. На больших самолетах может быть несколько независимых рулей на одном киле как для обеспечения безопасности, так и для управления взаимосвязанными действиями рыскания и крена. Использование только рыскания – неэффективный способ выполнения горизонтального поворота в самолете, что приведет к некоторому боковому скольжению. Для создания необходимых центростремительных сил без возникновения бокового скольжения требуется точная комбинация крена и подъемной силы. Шаг (тангаж) контролируется задней частью горизонтального стабилизатора хвостового оперения, которая снабжена шарниром для создания руля высоты. Перемещая руль высоты назад, пилот поднимает руль высоты вверх (положение отрицательного профиля), и сила, действующая на горизонтальное оперение, увеличивается. Угол атаки на крыльях увеличивается, что приводит к подъему носа и, как правило, к увеличению подъемной силы. В микро-самолетах и дельтапланах действие шага обратное – система управления шагом намного проще, поэтому, когда пилот перемещает руль высоты назад, возникает крен носа вниз и уменьшается угол атаки на крыло. Система с фиксированной хвостовой поверхностью и подвижными рулями высоты является стандартной для дозвуковых самолетов. Самолеты, способные к сверхзвуковому полету, часто оснащаются стабилизатором – цельноповоротной хвостовой поверхностью. Шаг изменяется в этом случае путем перемещения всей горизонтальной поверхности хвостового оперения. Это, казалось бы, простое нововведение стало одной из ключевых технологий, сделавших сверхзвуковой полет возможным. При первых попытках, когда пилоты превышали критическое число Маха, странное явление делало их органы управления бесполезными, а самолеты – неуправляемыми. Было установлено, что по мере приближения самолета к скорости звука воздух, обтекающий самолет, сжимается, и на передних кромках и вокруг шарниров руля высоты начинают формироваться ударные волны. Эти ударные волны приводили к тому, что перемещение руля высоты не вызывало изменения давления на стабилизаторе перед рулем высоты. Проблема была решена путем замены стабилизатора и шарнирного руля высоты на цельноповоротный стабилизатор – вся горизонтальная поверхность хвостового оперения стала единой управляющей поверхностью. Кроме того, при сверхзвуковом полете изменение профиля оказывает меньшее влияние на подъемную силу, а стабилизатор создает меньшее сопротивление. Самолеты, которым требуется управление при больших углах атаки, иногда оснащаются схемой «канарда», в которой движение по шагу создается с помощью переднего предкрылка (примерно на уровне кабины пилота). Такая система обеспечивает немедленное увеличение авторитета по шагу и, следовательно, лучшую реакцию на органы управления шагом. Эта система распространена на самолетах с дельтавидным крылом (дельтапланах), которые используют предкрылок типа стабилизатор. Недостатком схемы «канарда» по сравнению с хвостовым оперением является то, что крыло не может использовать такое же расширение закрылков для увеличения подъемной силы крыла на малых скоростях из-за характеристик сваливания. Комбинированный самолет с трипланной схемой использует как «канарду», так и хвостовое оперение (в дополнение к основному крылу) для достижения преимуществ обеих схем. Другая конструкция хвостового оперения – V-образное оперение, названное так потому, что вместо стандартного перевернутого Т-образного или Т-образного оперения имеется два плавника, расположенных под углом друг к другу в форме V. Органы управления в этом случае действуют как рули направления и рули высоты, перемещаясь в нужном направлении по мере необходимости. Крен контролируется подвижными секциями на задней кромке крыльев, называемыми элеронами. Элероны движутся навстречу друг другу – один поднимается, а другой опускается. Разница в профиле крыла вызывает разницу в подъемной силе и, следовательно, в кренящем моменте. Помимо элеронов, иногда используются спойлеры – небольшие шарнирные пластины на верхней поверхности крыла, изначально предназначенные для создания сопротивления для замедления самолета и уменьшения подъемной силы при снижении. На современных самолетах, оснащенных автоматикой, они могут использоваться в сочетании с элеронами для обеспечения управления креном. Первые самолеты с двигателем, построенные братьями Райт, не имели элеронов. Все крыло деформировалось с помощью тросов. Деформация крыла эффективна, поскольку нет разрыва в геометрии крыла, но с увеличением скорости непроизвольная деформация стала проблемой, поэтому были разработаны элероны.

Yaw is induced by a moveable rudder fin. The movement of the rudder changes the size and orientation of the force the vertical surface produces. Since the force is created at a distance behind the centre of gravity, this sideways force causes a yawing moment then a yawing motion. On a large aircraft there may be several independent rudders on the single fin for both safety and to control the inter linked yaw and roll actions. Using yaw alone is not a very efficient way of executing a level turn in an aircraft and will result in some sideslip. A precise combination of bank and lift must be generated to cause the required centripetal forces without producing a sideslip. Pitch is controlled by the rear part of the tailplane's horizontal stabilizer being hinged to create an elevator. By moving the elevator control backwards the pilot moves the elevator up (a position of negative camber) and the downwards force on the horizontal tail is increased. The angle of attack on the wings increased so the nose is pitched up and lift is generally increased. In micro lights and hang gliders the pitch action is reversed—the pitch control system is much simpler so when the pilot moves the elevator control backwards it produces a nose down pitch and the angle of attack on the wing is reduced. The system of a fixed tail surface and moveable elevators is standard in subsonic aircraft. Craft capable of supersonic flight often have a stabilator, an all moving tail surface. Pitch is changed in this case by moving the entire horizontal surface of the tail. This seemingly simple innovation was one of the key technologies that made supersonic flight possible. In early attempts, as pilots exceeded the critical Mach number, a strange phenomenon made their control surfaces useless, and their aircraft uncontrollable. It was determined that as an aircraft approaches the speed of sound, the air approaching the aircraft is compressed and shock waves begin to form at all the leading edges and around the hinge lines of the elevator. These shock waves caused movements of the elevator to cause no pressure change on the stabilizer upstream of the elevator. The problem was solved by changing the stabilizer and hinged elevator to an all moving stabilizer—the entire horizontal surface of the tail became a one piece control surface. Also, in supersonic flight the change in camber has less effect on lift and a stabilator produces less drag. Aircraft that need control at extreme angles of attack are sometimes fitted with a canard configuration, in which pitching movement is created using a forward foreplane (roughly level with the cockpit). Such a system produces an immediate increase in pitch authority, and therefore a better response to pitch controls. This system is common in delta wing aircraft (deltaplane), which use a stabilator type canard foreplane. A disadvantage to a canard configuration compared to an aft tail is that the wing cannot use as much extension of flaps to increase wing lift at slow speeds due to stall performance. A combination tri surface aircraft uses both a canard and an aft tail (in addition to the main wing) to achieve advantages of both configurations. A further design of tailplane is the V tail, so named because that instead of the standard inverted T or T tail, there are two fins angled away from each other in a V. The control surfaces then act both as rudders and elevators, moving in the appropriate direction as needed. Roll is controlled by movable sections on the trailing edge of the wings called ailerons. The ailerons move in opposition to one another—one goes up as the other goes down. The difference in camber of the wing cause a difference in lift and thus a rolling movement. As well as ailerons, there are sometimes also spoilers—small hinged plates on the upper surface of the wing, originally used to produce drag to slow the aircraft down and to reduce lift when descending. On modern aircraft, which have the benefit of automation, they can be used in combination with the ailerons to provide roll control. The earliest powered aircraft built by the Wright brothers did not have ailerons. The whole wing was warped using wires. Wing warping is efficient since there is no discontinuity in the wing geometry, but as speeds increased, unintentional warping became a problem, and so ailerons were developed.