• 
  • Интересные новости
  • Новости Top Shop
  • Статьи на заметку
  • Новости интернет-бизнеса
  • "Огненный Лист-Билдинг" (бесплатный промо-инструмент Библиотеки)
  • "Что нужно знать о вирусном маркетинге?" Бесплатный отчет.
  • Партнёрская программа

    Если кто-то, когда-то задавался этим вопросом, и жаждет узнать на него ответ, то вам сюда. Скажу сразу, что эта статья рассчитана на широкий круг читателей и не содержит ни каких формул, а лишь описание физических процессов.
   И так,что держит самолёт в воздухе? Любой скажет- крыло, да именно крыло, а не крылья. Крыло у самолёта одно, а плоскости две, левая и правая.
   Так как же крыло работает? Если разрезать крыло поперёк в вертикальной плоскости, то мы увидим, так называемый, профиль крыла (см. рис1)

Рис.1

Как видим из рисунка, верхняя часть профиля имеет большую кривизну, чем нижняя, в этом весь гвоздь или вся соль.
   Существует такой закон, называется он закон Бернулли, суть которого в том, что, чем больше скорость потока(не важно, газа или жидкости), тем меньше давление внутри этого потока. Существует также принцип неразрывности потока(в народе говорят, природа не любит пустоты). Согласно этому принципу,если две частички воздуха, летящие рядом, разошлись у носка профиля, одна полетела по верхней части, другая по нижней,(см.рис2)

Рис.2

Рис.3

Соответственно, чем больше угол атаки, тем больше подъёмная сила, но не до без предела...
   Существуют два вида потока: ламинарный и турбулентный.
Ламинарный-это гладкий безвихтевой поток. Именно такой поток и создаёт подъёмную силу.(см.рис5)

Рис.5

и подъёмная сила резко падает. При неправильных действиях пилотов, это может привести к сваливанию самолёта. У каждого профиля есть свой критический угол атаки. Профили крыла очень многообразны. Выбор профиля зависит от назначения самолёта. Если самолёт не скоростной, то профили, как правило, имеют большую относительную толщину, это отношение толщины профиля к его хорде в %. Крыло с таким профилем имеет хорошие несущие свойства на небольших скоростях. Если самолёт скоростной, то относительная толщина профиля меньше, это уменьшает лобовое сопротивление самолёта, а хорошие несущие свойства достигаются большой скоростью полёта и мощной механизацией крыла. На современных самолётах крыло имеет различные профили по размаху. Это называется аэродинамической круткой крыла. Кроме того крыло современного самолёта имеет и так называемую геометрическую крутку. Это когда профили крыла по размаху имеют различные установочные углы атаки. Установочный угол атаки, это конструктивно рассчитанный и заложенный в конструкцию угол между осью самолёта и хордой конкретного профиля крыла.(см.рис7)

Рис.7

Как правило, установочный угол атаки максимален на корневых профилях, и минимален(может быть даже отрицательным) на концевых профилях. Это делается для того, что бы самолёт сохранял поперечную устойчивость при полётах на больших углах тангажа , так как на концах крыла установлены управляющие элементы- элероны. Тангаж это угол между осью самолёта и набегающим потоком воздуха.(см.рис8)

Рис.8

Основное их назначение-уменьшение скорости полёта с обеспечением приемлемой подъёмной силы. Как это достигается? Отклоняясь вниз, закрылки обеспечивают увеличение длины верхней части профиля с одновременным уменьшением нижней. А т.к. длина пути потока изменяется в обратной пропорциональности, то и растёт разность перепада давлений на нижней и верхней поверхностях крыла. Кроме того, выпущенные закрылки увеличивают площадь крыла, а она находится в прямо пропорциональной зависимости от подъёмной силы(обещал писать без формул, так что верьте на слово, это так и есть). Выдвижные закрылки бывают одно, двух и трёх щелевыми. Трёх щелевые закрылки(с-т Ту-154Б) очень сложны в техническом исполнении, но зато очень эффективны. Они почти на 90 градусов отклоняют поток воздуха. Суть в том, что воздух проходя сквозь щели, не даёт срываться ламинарному потоку с закрылка, значит не нарушается и диаграмма давления на крыле. С выпуском закрылков лишь изменяется положение центра давления, он смещается несколько назад.
   Что такое предкрылки? Для чего они нужны? Предкрылки, это отклоняющиеся вниз поверхности на носке крыла(в передней части профиля). А нужны они для того же, что и закрылки. Отклонённые предкрылки предотвращают срыв потока на верхней части крыла при больших углах атаки, тем самым позволяют увеличивать угол атаки, в прямой зависимости от которого, как вы уже знаете, находится подъёмная сила.(см.рис10)

Рис.10

   Спойлеры(интерцепторы), служат, наоборот, для гашения подъёмной силы. Расположены в верхней части профиля крыла. Применяются или в паре с элеронами, при выполнении крена или после посадки для торможения самолёта и более устойчивого сцепления колёс с полосой. Отклоняясь вверх спойлеры организуют срыв потока на крыле, тем самым резко уменьшая подъёмную силу.(см.рис11)

Рис.11

При выполнении крена самолёта внешние, расположенные ближе к концу крыла, спойлеры отклоняются вверх лишь на той половине крыла, где элерон отклоняется
вверх, увеличивая эффективность элеронов, но об этом чуть позже.
   Ну какая сила поднимает самолёт в воздух, мы разобрались. Давайте разберём, как самолёт управляется в воздухе. А начнём разговор с центровки самолёта. Что это такое? Для удобства ведения расчётов выбрана следующая упрощённая схема. Вся аэродинамическая нагрузка, действующая на крыло, сводится к одной равнодействующей силе, обозначим её Y
Ц.Т. это центр тяжести всего самолёта. Yг.о. это подъёмная сила горизонтального оперения(маленькое крыло в хвосте самолёта), она всегда направлена вниз, Х-плечо подъёмной силы Y, Хг.о.-плечо подъёмной силы горизонтального оперения. Вот и всё. А далее 6 или 7 класс, физика, золотое правило моментов: Х*Y = Xг.о.*Yг.о.(см.рис12)

Рис.12

Самолёт летит горизонтально, пока уравновешены силы Y и Yг.о. Стоит измениться силе Yг.о., как самолёт поднимает или опускает нос и начинает или подниматься выше или опускаться. Вы можете задать вопрос, а как выбирается профиль крыла, показанного на схеме? Ведь крыло бывает различной формы в плане, прямоугольное, трапециевидное, стреловидное. И вы будете правы. На схеме показан профиль с так называемой средней аэродинамической хордой. CАХ очень важный элемент в расчётах. Профиль САХ, это найденное графически, место на плоскости полукрыла, где прикладывается равнодействующая диаграмма всей подъёмной силы крыла (см.рис13)

Рис.13

Я не буду описывать вам процедуру нахождения САХ, хотя это и не трудно, но это уже отклонение от темы. Главное, что бы было понятие, что это такое. Так вот, все расчёты ведутся именно на САХ. Точно такая же САХ есть и у вертикального и горизонтального оперения самолёта.
   Разберём, что такое центровка самолёта. Центровка, это диапазон мест положения центра тяжести самолёта в % от длины САХ.(см.рис14)

Рис.14

Если всю длину САХ взять за 100%, то отношение Хпц к САХ, есть координата предельно допустимой передней центровки. Точно так же находится координата предельно допустимой задней центровки Хзц Так вот, центр тяжести самолёта должен всегда находиться между ПЦ и ЗЦ, где ПЦ-предельно допустимая передняя центровка, ЗЦ-предельно допустимая задняя центровка. Если центр тяжести самолёта выходит за пределы этих центровок, то подъёмной силы Yг.о. просто не хватит, для того, что бы вывести самолёт из пикирования или кабрирования.
Для увеличения диапазона центровок, на современных самолётах, применяют переставное горизонтальное оперение. т.е. Г.О. имеет возможность изменять свой угол атаки. Это используется в основном во время взлёта и посадки самолёта, когда скорости самолёта относительно не велики.
   Кроме предкрылков, закрылков, спойлеров, щитков, перестановочного стабилизатора(Г.О.) на самолёте применяется, так называемое, активное управление, т.е. управление самолёта по осям Х,Y,Z.(cм. рис15)

Рис.15

Осуществляется это при помощи руля высоты Р.В., руля направления Р.Н., и элеронов. Все они находятся на концах несущих поверхностей, на концевых кромках, и их отклонение вверх или вниз, влево или вправо, приводит к изменению подъёмной силы несущих поверхностей точно таким же образом, как и описывалось выше, т.е. изменяется длина верхней или нижней частей профиля, что приводит к изменению подъёмной силы.
   При повороте Р.Н. влево, увеличивается сила на киле, двигающая хвост самолёта в право, самолёт поворачивается относительно оси Y, при повороте Р.Н. вправо, соответственно всё меняется наоборот.
   При повороте Р.В. вверх увеличивается Yг.о., направленная вниз, хвост самолёта опускается, самолёт вращается относительно оси Z, при повороте Р.В. вниз, всё происходит с точностью до наоборот.
   Вокруг оси Х самолёт вращается посредством элеронов, причём отклоняются они в противоположные стороны. Для крена влево, мы должны уменьшить подъёмную силу на левой плоскости и одновременно увеличить на правой, т.е. левый элерон отклоняется вверх, а правый вниз. Для крена вправо, всё происходит наоборот, левый элерон вниз, а правый вверх.
   Как я уже писал выше, для увеличения эффективности элеронов, иногда применяются спойлеры, помогающие гасить подъёмную силу крыла с той стороны, где элерон отклоняется вверх, другими словами, при отклонении элерона вверх, рядом с ним отклоняется(приподнимается) спойлер. При отклонении элерона вниз, спойлер не движим.(см. рис16)

Рис.16

   Управление всеми этими рулями производится штурвальной колонкой и педалями.
При повороте штурвала влево вправо, отклоняются элероны.
При отклонении штурвальной колонки вперёд(от себя), Р.В. отклоняется вниз, при отклонении назад(на себя), Р.В. вверх.
Руль направления приводится в действие от педалей.
Левая педаль вперёд Р.Н. влево
Правая педаль вперёд Р.Н. вправо.(см. рис17)

Рис.17

Если вы замечали, что когда самолёт поворачивает влево или вправо, то при этом он одновременно кренится в сторону поворота. Это осуществляется комбинированным применением элеронов и Р.Н. Если при повороте самолёта повернуть только Р.Н., то самолёт повернётся относительно оси Y, но при этом не изменит направление полёта, будет лететь боком. А что бы ему повернуть, как раз и применяются элероны совместно с Р.Н. При крене самолёта происходит наклон составляющей всей подъёмной силы и её боковая составляющая и будет изменять направление полёта, а Р.Н.нужен, чтобы самолёт сам повернулся относительно оси Y. Без Р.Н. самолёт сможет изменить курс, но у него будет очень большой радиус разворота, фактически он будет поворачиваться боком.    Ну вот на это наверное и всё. Надеюсь я удовлетворил любопытство многих читателей. Если у вас появились вопросы или комментарии, прошу вас к себе на форум, пообщаемся там. Спасибо за внимание.