Посадка

[ivan_sch]

Не ожидаю. Лишь слабая надежда. Переучивать всегда труднее, чем учить с нуля. Тем более, если сам человек этому активно противится.

Потому особо и не встреваю в дискуссию.

 

Публичные дискуссии к счастью доступны не только их участникам. -))

[Yo-Yo]

Во нафлудили.... :)

 

А всего-то два пунктика надо было гвоздиками приколотить:

 

а) Разница между поршневыми и реактивными (а на деле между схемами с носовой и хвостовой стойкой) только в том, где относительно основных стоек находится ЦМ. И неважно "тяжелый мотор в носу" или в хвосте (или по центру) - ЦМ находится всегда там, где ему положено быть. У самолетов с носовой стойкой - впереди опор, у taildragger'а - сзади.

Отсюда фундаментальная разница в поведении при касании с какой-никакой вертикальной скоростью: первая схема старается уменьшить УА (создать момент на пикирование), вторая - наоборот, увеличить его, что ведет к взмыванию, ЕСЛИ ЕСТЬ ДОСТАТОЧНЫЙ ЗАПАС СКОРОСТИ.

 

Вот и все. Именно поэтому самая безопасная с точки зрения взмывания (козления) техника посадки для схемы с хвостовым колесом - это посадка на три точки. И таки-да, у многих самолетов такой схемы стояночный угол очень близок к углу сваливания в посадочной конфигурации, поэтому в конце выдерживания вполне возможно парашютирование.

Посадка на две точки тоже имеет свои особенности - или очень низкая вертикальная скорость в момент касания или соразмерное движение ручкой от себя, чтобы противодействовать тенденции увеличения УА.

[ivan_sch]

Во нафлудили.... :)

 

А всего-то два пунктика надо было гвоздиками приколотить:

 

а) Разница между поршневыми и реактивными (а на деле между схемами с носовой и хвостовой стойкой) только в том, где относительно основных стоек находится ЦМ. И неважно "тяжелый мотор в носу" или в хвосте (или по центру) - ЦМ находится всегда там, где ему положено быть. У самолетов с носовой стойкой - впереди опор, у taildragger'а - сзади.

Отсюда фундаментальная разница в поведении при касании с какой-никакой вертикальной скоростью: первая схема старается уменьшить УА (создать момент на пикирование), вторая - наоборот, увеличить его, что ведет к взмыванию, ЕСЛИ ЕСТЬ ДОСТАТОЧНЫЙ ЗАПАС СКОРОСТИ.

 

Вот и все. Именно поэтому самая безопасная с точки зрения взмывания (козления) техника посадки для схемы с хвостовым колесом - это посадка на три точки. И таки-да, у многих самолетов такой схемы стояночный угол очень близок к углу сваливания в посадочной конфигурации, поэтому в конце выдерживания вполне возможно парашютирование.

Посадка на две точки тоже имеет свои особенности - или очень низкая вертикальная скорость в момент касания или соразмерное движение ручкой от себя, чтобы противодействовать тенденции увеличения УА.

 

Вот так, век живи, век учись... А двигатель в носу точно момента на пикирование при торможении

не создает?

 

Я тут Су-25Т в DCS-W немного об полосу похлопал. Моментов на пикировании не заметил. Наоборот, угол оставался постоянным

пока скорости хватал. Причем хлопал так... негуманно.

 

Но в итоге все равно все сводиться к скорости выравнивания -)).

Edited May 21, 2012 by Yo-Yo

[Yo-Yo]

Вот так, век живи, век учись... А двигатель в носу точно момента на пикирование при торможении

не создает?

 

Я тут Су-25Т в DCS-W немного об полосу похлопал. Моментов на пикировании не заметил. Наоборот, угол оставался постоянным

пока скорости хватал. Причем хлопал так... негуманно.

 

Но в итоге все равно все сводиться к скорости выравнивания -)).

 

А точно не заметил? Попробуй с зажатой ручкой его приложить и не на очень большом УА. Просто чем больше УА, тем ближе ЦМ оказывается к вертикали от точек контакта, тем меньше плечо. Вплоть до того, что вообще может точно над точками контакта оказаться, плечо = 0.

[ФрогФут]

На A-10 я недавно с почти пустыми баками и без БК к пушке после касания вообще не на переднюю стойку плюхнулся, а на попу.:)

[ivan_sch]

http://www.forum.lockon.ru/showthread.php?t=88955

 

А точно не заметил? Попробуй с зажатой ручкой его приложить и не на очень большом УА. Просто чем больше УА, тем ближе ЦМ оказывается к вертикали от точек контакта, тем меньше плечо. Вплоть до того, что вообще может точно над точками контакта оказаться, плечо = 0.

 

Попробую. УА действительно большой был, но хвостом не чирикал. Сильно спружинил на стойках,

подпрыгнул и покатился дальше. На Су-27 так же - можно спокойно катиться, компенсируя ручкой

падение скорости и как следствие стремление самолета опустить нос. Пока он сам его не опускает на 170.

 

А вот что тонная тушка Алисона висящего впереди при касании стойками земли и как следствии - торможении не пытается утянуть самолет носом в землю - как-то сомневаюсь.

[Yo-Yo]

Попробую. УА действительно большой был, но хвостом не чирикал. Сильно спружинил на стойках,

подпрыгнул и покатился дальше. На Су-27 так же - можно спокойно катиться, компенсируя ручкой

падение скорости и как следствие стремление самолета опустить нос. Пока он сам его не опускает на 170.

 

А вот что тонная тушка Алисона висящего впереди при касании стойками земли и как следствии - торможении не пытается утянуть самолет носом в землю - как-то сомневаюсь.

 

Ну про Су-27 там такого понятия нет :). А-10, Су-25, Мустанг.

 

Да нет в самолете уже никакой тушки - все уравновешено и есть только общий цм. Который там, где ему положено быть. И поскольку он сзади точек контакта - тянет назад. Двигатель, конечно , хочет утянуть... но не может ибо все жестко зафиксировано. :)

[ivan_sch]

Ну про Су-27 там такого понятия нет :). А-10, Су-25, Мустанг.

 

Да нет в самолете уже никакой тушки - все уравновешено и есть только общий цм. Который там, где ему положено быть. И поскольку он сзади точек контакта - тянет назад. Двигатель, конечно , хочет утянуть... но не может ибо все жестко зафиксировано. :)

 

Нда? А не является ли методической ошибкой сводить все к ЦМ? Это как примерно всю динамику полета сводят к реактивному моменту винта.

 

Как вам вот такая цитата:

Плавно снизились и сели с прямой, предварительно ещё раз вдоволь налюбовавшись видом медленно ползущих БМВ и Мерседесов по многополосному шоссе (в реале они медленнее 140 там не ездят. Обратил внимание по дороге назад в Москву). Причем глиссада в отличии от Як-52 у Элки крайне пологая и тем не менее самолёт на почти полностью убраном газу свистит по воздуху аки шайба по льду и скорость теряет медленно. Самолёт оказался жутко летучий и никак не хотел приземляться, так что пришлось его притирать к полосе. Никаких там тебе выравниваний и созданий посадочного положения. Было даже ощущение, что сели на три точки. Хотя потом, когда нос опустился ещё на чуть чуть, стало понятно, что это просто иллюзия кайфа. Нос у него лёгкий (двигателя то нет впереди) и отмаха капотом вниз, как я ожидал, после касания полосы основными стойками шасси, не произошло.

[Yo-Yo]

Нда? А не является ли методической ошибкой сводить все к ЦМ? Это как примерно всю динамику полета сводят к реактивному моменту винта.

 

Как вам вот такая цитата:

 

Да никак. Из серии высказываний заслуженных летчиков, что " с выпущенными закрылками самолет с отказавшим двигателем пролетит дальше". Докладываю, что методической ошибкой НЕ ЯВЛЯЕТСЯ.

[ivan_sch]

Да никак. Из серии высказываний заслуженных летчиков, что " с выпущенными закрылками самолет с отказавшим двигателем пролетит дальше". Докладываю, что методической ошибкой НЕ ЯВЛЯЕТСЯ.

 

Хорошо... Совершим любимый маневр и перейдем к простым аналогиям. Рассмотрим сферического коня в вакууме. Точнее, обычный старый джип Шевроле. Движок 4 литра, 6 цилиндров. Едет на скорости

60 км в час. Что произойдет, если водитель энергично и нерпрерывно нажмет на тормоз до полной остановки? (как сильно влетит в стекло непристегнутый пассажир не важно). Если я правильно вас понимаю, то он должен ровно и спокойно остановиться. Да?

[Yo-Yo]

Хорошо... Совершим любимый маневр и перейдем к простым аналогиям. Рассмотрим сферического коня в вакууме. Точнее, обычный старый джип Шевроле. Движок 4 литра, 6 цилиндров. Едет на скорости

60 км в час. Что произойдет, если водитель энергично и нерпрерывно нажмет на тормоз до полной остановки? (как сильно влетит в стекло непристегнутый пассажир не важно). Если я правильно вас понимаю, то он должен ровно и спокойно остановиться. Да?

 

Непристегнутый двигатель клюнет. Но при этом мы уже не рассматриваем самолет как одно твердое тело.

[Eponsky_bot]

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

[Eponsky_bot]

ЗАХОД НА ПОСАДКУ И ПОСАДКА

 

 

 

 

 

 

41. ПОСТРОЕНИЕ ЗАХОДА НА ПОСАДКУ

 

Наиболее распространенным способом захода на посадку как винтомоторных, так и реактивных самолетов, особенно при выполнении учебно-тренировочных полетов, до последнего времени являлся так называемый заход «по коробочке», т. е. по прямоугольному маршруту. Продолжительность этого маневра у истребителей, фронтовых бомбардировщиков и других сравнительно легких самолетов редко превышает 5—7 минут, но у самолетов большого тоннажа — тяжелых бомбардировщиков, транспортных и пассажирских — порой доходит до 10—12 и более минут. Если учесть, что полет по коробочке происходит на малой высоте — 300—500 м, на которой характеристики экономичности реактивного двигателя особенно неблагоприятны, становится очевидным, насколько велик по существу непроизводительный расход горючего, связанный с таким способом захода.

Поэтому в последнее время появились и сразу же получили широкое распространение новые прогрессивные способы захода на посадку: заход «с прямой» (с маршрута) для транспортных, пассажирских и других тяжелых самолетов и заход «с рубежа» для истребителей.

Очевидно, что маневр захода «с прямой» («с рубежа»), который начинается издалека — задолго до выхода на дистанцию визуальной видимости аэродрома,— может быть осуществлен даже при самых лучших метеоусловиях лишь инструментальными методами в сочетании с использованием команд с земли (которые, в конечном {156} счете, могут подаваться тоже только на базе использования инструментальных же методов руководства полетами).

Однако оказывается, что и построение обычного захода по коробочке старым визуальным методом на современном самолете весьма усложнено. Этому препятствует сильно возросшая протяженность маршрута захода, которая, в свою очередь, является следствием большого радиуса всех разворотов и большой длины прямолинейных участков, на каждом из которых летчик должен успеть выполнить необходимый комплекс действий: выпуск шасси, перевод механизации крыла в посадочное положение и т. д. Поскольку скорость на заходе у реактивного самолета в среднем на 50—70% больше, чем у винтомоторного, соответственно возрастает и протяженность всех элементов захода: как прямолинейных участков, так особенно и разворотов.

B результате удаленность реактивного самолета в процессе захода на посадку от полосы и посадочных знаков обычно настолько велика, что возможность визуального, «глазомерного» построения маршрута сильно ограничивается. Приходится даже в хорошую погоду строить заход, ориентируясь прежде всего на бортовые и наземные радиотехнические средства.

В этом и заключается первая существенная особенность захода реактивного самолета на посадку.

Кстати, как показал опыт, указанное обстоятельство имеет и свою положительную сторону: выполняя визуальные полеты на реактивных самолетах, летный состав не заметно для себя приобретает (а в дальнейшем поддерживает) навыки, которые сильно пригодятся ему при переходе к полетам в сложных метеоусловиях.

После выхода из последнего (так называемого «четвертого») разворота самолет осуществляет снижение к точке выравнивания по наклонной траектории. Практически эта траектория почти всегда получается ступенчатой — с несколькими изломами в вертикальной плоскости, так как летчик вносит коррективы в угол снижения не непрерывно, а периодически, по мере того, как накопление неизбежных мелких ошибок приводит к выходу параметров снижения за допустимые пределы.

Начало предпосадочной прямой реактивного самолета находится значительно (в 1,5—2 раза) дальше от точки {157} выравнивания винтомоторного. Это необходимо прежде всего для того, чтобы, несмотря на большую скорость вдоль траектории, в распоряжении летчика оставался приблизительно такой же резерв времени для исправления возможных отклонений и окончательного подбора режима снижения, что и на винтомоторном самолете. Кроме того, само исправление замеченных отклонений требует на реактивном самолете большего запаса пространства вследствие присущих ему повышенных радиусов криволинейного движения.

Таким образом, снижение к ВПП на реактивном самолете начинается издалека и так же, как и построение маршрута захода, требует даже в ясную погоду контроля правильности своего выполнения при помощи радиотехнических средств.

Обзор полосы и визуальная оценка правильности режима снижения на некоторых типах реактивных самолетов дополнительно затрудняются еще и тем, что, кроме удаленности от ВПП, снижение происходит по весьма пологой траектории.

Траектория захода реактивного самолета «а посадку более полога, чем у винтомоторного, по очевидным причинам. Это прежде всего следствие малого значения коэффициента аэродинамического сопротивления сх, составляющего приблизительно около 2/3 коэффициента сопротивления винтомоторного самолета обычной схемы. Второе обстоятельство, действующее в том же направлении, это — наличие холостой тяги двигателей, которую можно рассматривать как некоторое дополнительное снижение коэффициента сопротивления.

К сказанному следует добавить, что фактически тяга реактивных двигателей при заходе на посадку оказывается еще больше, чем на режиме холостого хода,— иначе было бы невозможно в случае необходимости уточнить расчет на посадку или тем более произвести уход на второй круг. Чтобы обеспечить себе такие возможности, летчик реактивного самолета и вынужден снижаться на оборотах, заметно превышающих минимальные, что еще больше уменьшает угол наклона траектории.

В результате сильно возрастает влияние даже незначительных отклонений от нужной глиссады по высоте (рис. 54). Как видно из рисунка, одинаковая ошибка в

 

 

высоте (профиле) захода влечет за собой у полого снижающегося реактивного самолета гораздо большее отклонение от заданной точки приземления, чем у винтомоторного.

К сказанному следует добавить, что пологость траектории существенно затрудняет направление такой ошибки, как чересчур высокий заход. В самом деле, в этом случае необходимо сделать траекторию несколько круче. А на реактивном самолете, как было показано, имеющиеся в этом направлении возможности весьма ограничены.

Именно поэтому нормальным режимом захода реактивного самолета на посадку считается заход «на подтягивании». Угол снижения при этом получается, естественно, еще меньшим, чем при «чистом» планировании, но зато в распоряжении летчика остается возможность хотя бы в небольших пределах изменять этот угол в обе стороны.

На самолетах с турбовинтовыми двигателями, как может представиться на первый взгляд, подобные затруднения отсутствуют: огромное сопротивление {169} авторотирующих винтов ТВД, казалось бы, позволяет получить сколь угодно крутую траекторию снижения на посадку.

В действительности, однако, такое использование винтов турбовинтового двигателя недопустимо из соображений безопасности полета. Это средство на практике оказывается чересчур (сильнодействующим: достаточно бывает буквально на несколько миллиметров сдвинуть рычаг управления тягой ТВД назад от положения «воздушного упора», как тяга винтов резко «проваливается» и приобретает отрицательное значение, порой настолько большое, что может вызвать столь же резную потерю скорости, особенно опасную на малой высоте. К тому же, если указанная операция была произведена со средними, (внутренними) двигателями, прекращение обдува оперения струей от винтов может существенно сказаться на эффективности рулей. В результате турбовинтовой самолет имеет не намного более крутую траекторию снижения, чем турбореактивный, со всеми вытекающими из этого пилотажными осложнениями.

В процессе снижения — от выхода из последнего разворота до точки выравнивания — скорость по траектории должна измениться от значения, обеспечивающего безопасное выполнение разворота, до величины, заданной для подхода к земле и осуществления выравнивания.

При этом на реактивном самолете заданная скорость подхода к земле должна быть установлена заблаговременно — значительно (раньше, чем на винтомоторном, — и поддерживаться более тщательно, чем на последнем. Причина такого требования заключается в том, что изменение скорости полета реактивного самолета происходит очень медленно. Этому способствуют и относительно малые значения располагаемых продольных ускорений jх (особенно в сторону торможения) и все еще ухудшенная приемистость современного реактивного двигателя. Поэтому установление заданной скорости полета, а также исправление возникающих отклонений от этой скорости требует на реактивном самолете существенно большего времени, чем на винтомоторном.

Отсюда и повышенные требования к своевременности установления скорости подхода к земле на реактивном самолете. На нем нельзя, как на винтовой машине, снижаться, поддерживая скорость «с запасом» — на 20—30 км/час выше, чем требуется к моменту выравнивания {160} (что, кстати, небесполезно и с точки зрения эффективности элеронов и вообще устойчивости самолета), а в нужный момент, убрав полностью газ и использовав сопротивление винтов, быстро погасить скорость до нужного значения.

На реактивном самолете приходится выпускать закрылки в посадочное положение и приступать к установлению заданной скорости подхода практически сразу же после выхода из последнего предпосадочного разворота и, таким образом, значительную часть последней прямой проходить в неустановившемся режиме постепенного торможения. Излишне говорить, насколько это обстоятельство дополнительно усложняет и без того непростую задачу выдерживания нужного профиля захода.

Выбор самой величины скорости подхода к земле ограничен на реактивном самолете узкими рамками нескольких противоречивых соображений.

Если эта скорость будет чрезмерна, то выдерживание (и без того достаточно длинное) увеличится еще больше. Если же эта скорость будет меньше необходимой, то может произойти преждевременная «посадка» самолета — опускание на колеса раньше, чем он достигнет посадочной полосы, что при неровной поверхности полосы подходов может привести к тяжелому происшествию.

Говоря о выборе скорости по траектории при подходе к земле, следует отдавать себе отчет в том, почему вообще эта скорость должна отличаться от посадочной и чем ограничиваются возможности ее уменьшения. Скорость подхода к земле не может никогда равняться минимальной потому, что это означало бы снижение на критическом угле атаки, соответствующем максимальному значению коэффициента подъемной силы су. В этом случае в распоряжении летчика не оставалось бы никаких средств для того, чтобы погасить вертикальную скорость снижения и искривить траекторию в такой степени, чтобы обеспечить безударное соприкосновение с землей. Всякая попытка еще больше увеличить угол атаки в этом случае привела бы не к росту, а только к уменьшению подъемной силы и, значит, к увеличению вертикальной скорости и преждевременному соприкосновению самолета с землей фактически без выравнивания. {161}

Поэтому снижение всегда производится на скорости, при которой угол атаки меньше максимально допустимого. При осуществлении выравнивания этот угол атаки несколько увеличивается, в результате чего создается подъемная сила, превышающая вес, чтобы погасить вертикальную скорость и искривить траекторию подхода к земле.

Фактически же скорость по траектории перед выравниванием должна быть еще несколько больше, чем определяемая изложенными сейчас соображениями. Это необходимо для того, чтобы избежать необходимости выполнения посадки, как говорят, «одним движением».

В самом деле, если для погашения вертикальной скорости снижения требуется перевести самолет на критический угол атаки (су max), то сразу после выполнения этого маневра машина коснется земли, так как все резервы для ее удержания от этого в условиях продолжающегося уменьшения скорости (торможения) будут исчерпаны. В то же время некоторая продолжительность (а значит, и длина) выдерживания необходима для того, чтобы летчик успел оценить правильность профиля подхода к земле и исправить возможные его отклонения. Разумеется, величина этого запаса должна быть строго дозированной, потому что каждая лишняя секунда выдерживания удлиняет его на 60—80 м.

Характерное для стреловидных крыльев, а также крыльев малого удлинения протекание зависимости подъемной силы от угла атаки приводит к тому, что весь заход на посадку самолета, имеющего подобное крыло, и, в частности, подход его к земле происходит на значительно больших углах атаки, чем это привычно летчику, ранее летавшему на самолете с прямым крылом среднего или большого удлинения. С непривычки может создаться впечатление, что самолет «передран». Но такое впечатление, как правило, ошибочно: если скорость захода на посадку выбрана правильно и выдерживается точно, нет никаких оснований опасаться большого угла тангажа, который имеет самолет на этом режиме.

При выборе скорости захода на посадку на реактивном самолете следует учитывать и фактическое значение посадочного веса. Особенно это относится к пассажирским, дальнебомбардировочным и другим типам самолетов, {162} у которых значения посадочного веса могут колебаться в широких пределах — до 20—30% своего среднего значения — в зависимости от загрузки и остатка неизрасходованного горючего. Соответственно этому (пропорционально √G ) должна изменяться и скорость подхода к земле. Только при соблюдении такой зависимости угол атаки самолета в момент выравнивания будет оставаться при всех весах неизменным.

Строго говоря, сказанное принципиально справедливо и для винтомоторных и вообще для любых самолетов. Но особое значение учет изменения посадочного веса имеет для реактивных самолетов, как в силу уже указанного широкого диапазона возможных значений посадочного веса, так и потому, что присущая им сравнительно большая длина посадочной дистанции не позволяет назначать скорость подхода «с запасом», обеспечивающим безаварийную посадку при любом возможном значении веса.

Полезно в кабине реактивного самолета иметь заранее заготовленную табличку скоростей подхода к земле в зависимости от веса. Это позволит избежать излишней перестраховки (и связанного с ней удлинения посадочной дистанции), обеспечив в то же время безопасность полета.

[Eponsky_bot]

42. ПУТЕВОЕ УПРАВЛЕНИЕ НА ПРЕДПОСАДОЧНОЙ ПРЯМОЙ

 

Задача путевого управления на предпосадочной прямой сводится, по существу, к удержанию траектории снижения в плоскости посадочной полосы, противодействуя влиянию случайных причин, выводящих самолет из этой плоскости.

Данная задача заметно усложняется при заходе на посадку с боковым ветром. В наши дни такая посадка стала гораздо более частым явлением, чем была в недалеком прошлом, когда господствовала круглая или квадратная форма летного поля, позволявшая выкладывать старт всегда против ветра. Появление скоростных самолетов, обладающих повышенными дистанциями взлета и посадки, обусловило повсеместный переход к взлетно-посадочным полосам (ВПП), при которых {163} остается всего два (реже — четыре) возможных посадочных курса. В результате посадка с боковым ветром превратилась из особого полетного случая в каждодневное явление, с которым летчику приходится сталкиваться едва ли не чаще, чем с посадкой в плоскости ветра.

На любом самолете заход и посадка с боковым ветром требуют применения специальных приемов пилотирования. Однако наибольшие трудности возникают в этом случае на реактивных и турбовинтовых самолетах со стреловидными крыльями.

На самолетах с прямым крылом, чтобы удержаться в плоскости посадочной полосы в течение всего захода, еще в недалеком прошлом обычно применялось скольжение.

На самолетах со стреловидным крылом такой прием пилотирования неприменим, так как при полете со скольжением на сравнительно больших углах атаки у них возникает мощный поперечный момент, стремящийся вывести самолет из крена, и для поддержания машины в нужном режиме летчику приходится значительно отклонять элероны в сторону скольжения. В результате предельные отклонения элеронов требуются уже при сравнительно небольших углах скольжения, которые и являются максимально достижимыми для данного самолета, не говоря уже о том, что при этом в распоряжении летчика не остается запаса элеронов для парирования случайных внешних возмущений («болтанки») по крену. Причина подобного явления заключается в том, что, как уже было сказано выше, характеристики поперечной статической устойчивости у стреловидного крыла в отличие от прямого сильнейшим образом зависят от угла атаки.

Поэтому применение скольжения как единственного средства парирования бокового ветра при заходе на посадку у стреловидных самолетов вынужденно привело бы к весьма сильному ограничению предельных значений бокового ветра, при котором посадка самолета данного типа была бы осуществима.

Автором этой книги был в свое время предложен и получил (с небольшими уточнениями) распространение другой способ пилотирования самолета со стреловидным крылом при заходе на посадку с боковым ветром, {164} согласно которому рекомендовалось скольжение не применять, а парировать возникающий снос изменением курса полета. Преимущества такого способа заключаются прежде всего в том, что в этом случае величина боковой составляющей ветра практически не ограничена, потому что отворот от посадочного курса на любое нужное число градусов, в сущности, не вносит никаких осложнений в пилотирование. Во-вторых, при заходе на посадку без скольжения самолет обтекается воздухом симметрично. Руль направления и элероны находятся в положении, близком к нейтральному, и, таким образом, сохраняют полную величину запаса в обе стороны для парирования случайных отклонений самолета, вызванных внешними атмосферными возмущениями.

Перед самым приземлением самолет следует «довернуть» на посадочный курс для того, чтобы касание земли произошло без скольжения («юза»). В ряде случаев этот маневр — доворот самолета в плоскость ВПП перед самым касанием земли — можно и не производить, так как самолет с носовым колесом, коснувшись земли основными колесами, под действием момента, образованного относительно центра тяжести самолета силами реакции грунта, приложенными к колесам, стремится развернуться как раз в нужном направлении, т. е. совместить свою плоскость симметрии с осью ВПП (см. рис. 3). В этом, в сущности, и проявляется путевая устойчивость движения по земле, характерная для самолета с носовым колесом. Но пользоваться этим свойством следует с определенной осторожностью и, в частности, лишь в том случае, если прочность шасси самолета данного типа допускает приложение боковых нагрузок на шасси, возникающих при касании земли со сносом. Поэтому, как правило, целесообразнее все же непосредственно перед касанием производить доворот самолета, с тем чтобы обеспечить приземление без сколько-нибудь заметного скольжения («юза»). Однако здесь существенно то, что задача обязательно и полностью избежать малейшего сноса в момент касания (чему были неизменно подчинены все приемы пилотирования самолетов с двухколесным шасси) в данном случае не стоит, так как никаких самопроизвольных забросов в прогрессирующий неуправляемый разворот на самолете, имеющем шасси с носовым колесом, быть не может. Поэтому {165} осуществление «доворота» не требует особой точности, и выполнение этого маневра представляется с точки зрения летчика, во всяком случае, более простым, чем вывод над самой полосой из крена и скольжения, который приходилось выполнять при заходе на посадку старым способом — со скольжением.

В последнее время появились конструкции самолетов с поворотными тележками шасси. На этих самолетах, к числу которых относится, например, американский стратегический бомбардировщик В-52, заход на посадку при боковом ветре выполняется с парированием сноса курсом, а для того, чтобы избежать касания земли с «юзом», тележки шасси заблаговременно, еще во время захода, поворачиваются на угол, равный разности между направлением оси ВПП и фактическим курсом самолета, соответствующим полному парированию влияния бокового ветра.

Может возникнуть вопрос: почему способ парирования бокового ветра курсом появился лишь в последние годы, хотя, казалось бы, приведенные в его пользу доводы носят достаточно универсальный характер и могут быть применены к любому самолету?

Оказывается, что до тех пор, пока господствовала схема шасси с хвостовым колесом, способ захода на посадку с применением скольжения не случайно получил повсеместное распространение. Его основное преимущество заключалось в том, что продольная плоскость самолета все время поддерживалась в положении, совпадающем с плоскостью взлетно-посадочной полосы, что гарантировало от сколько-нибудь заметного скольжения колес в момент касания земли. А касание со скольжением для самолета с двухколесным шасси представляло серьезную опасность не столько с точки зрения прочности (в этом смысле принципиального отличия между двухколесным и трехколесным шасси нет), сколько из-за опасности входа самолета в так называемый неуправляемый разворот на пробеге. Выше было показано, что у самолета с трехколесным шасси момент рыскания, образованный боковой составляющей силы трения основных колес о землю, является восстанавливающим, направленным на ликвидацию скольжения и поворот самолета в сторону оси ВПП. У самолета же с двухколесным шасси (см. рис. 3) этот момент является {166} дестабилизирующим, способствующим дальнейшему отвороту самолета от оси ВПП. Усугубление разворота влечет за собой рост сил бокового трения, а следовательно, и дестабилизирующего момента, в результате чего разворот дополнительно усиливается. В конце концов для его парирования существующих в распоряжении летчика средств (руль направления, колесные тормоза) может оказаться недостаточно и самолет войдет в так называемый неуправляемый, прогрессирующий разворот. На подобном неуправляемом развороте немало самолетов с двухколесным шасси потерпело аварии, и, естественно, что любые приемы пилотирования, при которых наличие бокового скольжения колес в момент первого соприкосновения с землей было более вероятно, считались опасными и неприемлемыми.

Для современных схем шасси это опасение отсутствует и поэтому заход на посадку с парированием бокового сноса при помощи изменения курса является для них вполне безопасным, а «а самолетах со стреловидными крыльями — единственно возможным.

.

[Eponsky_bot]

43. ВЫДЕРЖИВАНИЕ И ПРИЗЕМЛЕНИЕ

 

Высокие вертикальные и горизонтальные скорости, присущие современному реактивному самолету при заходе на посадку, а также относительно большое удаление от земли самого летчика, сидящего в высоко поднятом носу машины, заставляют заканчивать выравнивание с определенным «запасом» — несколько выше, чем это было принято на винтомоторных самолетах.

Поэтому выдерживание реактивного самолета на посадке производится не строго горизонтально, а по наклонной траектории — с плавным, постепенным приближением основных колес шасси к земле. Подчеркиваем — колес шасси, так как другие части самолета, в частности его нос и расположенная в нем кабина пилота, совершая сложное движение — поступательное вместе с центром тяжести всей машины и окружное относительно центра тяжести, — могут при этом не только не опускаться, но даже несколько подниматься, подобно тому, как это схематически показано на рис. 55. Пренебрежение этим обстоятельством может привести к тому, что летчику, особенно на большом самолете покажется

 

 

будто во время выдерживания происходит взмывание, хотя на самом деле этой ошибки и не будет.

Во время выдерживания самолет тормозится — гасит скорость. В качестве тормозящей силы, создающей отрицательное продольное ускорение, в данном случае выступает аэродинамическое сопротивление. Однако, как было уже указано, аэродинамическое сопротивление современного самолета, даже с выпущенной в посадочное положение механизацией крыла и открытыми воздушными тормозами, сравнительно невелико. К тому же его частично «съедает» значительная тяга турбореактивных двигателей, остающаяся на режиме холостого хода. К этому следует добавить, что чем выше нагрузка на квадратный метр крыла, присущая данному самолету, тем относительно слабее аэродинамические силы по сравнению с инерцией, которая в данном случае противодействует торможению.

В результате всего этого торможение реактивного самолета на выдерживании происходит, как правило, медленнее (с меньшим отрицательным ускорением), чем это имеет место у винтомоторного самолета.

В сочетании с гораздо большей начальной скоростью (скорость подхода к земле) это приводит к тому, что длина выдерживания реактивного самолета также оказывается гораздо больше, чем винтомоторного. Это обстоятельство заставляет летчика реактивного, самолета, чтобы приземлиться где-то вблизи начала ВПП, производить выравнивание не над самой полосой, а значительно раньше — в области подходов к ней. В связи с этим следует еще раз напомнить о важности {168} точного определения и выдерживания скорости подхода к земле.

На турбовинтовых самолетах летчик имеет возможность резко сократить длину выдерживания путем переводов двигателей на режим земного малого газа (перевода секторов до отказа «на себя» — за воздушные упоры). Обычно после этого самолет тормозится столь энергично, что тут же форсированно приземляется. Иными словами, летчик получает возможность прекратить выдерживание и посадить самолет практически в любой точке выдерживания (здесь, конечно, имеется в виду нормальное выдерживание, начатое на нормальной для данного самолета скорости).

Но этим сильнодействующим средством можно пользоваться лишь с должной осторожностью и, в частности, только над полосой (не на подходах к ней!) и в непосредственной близости к земле — на таком удалении от нее (0,5—1 м), которое исключает возможность сильного удара при резком проваливании самолета вниз.

Вообще же, чтобы посадка произошла мягко, приближение к земле в конце выдерживания должно производиться особенно плавно, так, чтобы касание основных колес шасси о землю произошло без парашютирования и не форсированно, а даже как бы «неожиданно» для летчика, наподобие того, как происходит выстрел у стрелка, плавно тянущего на себя спусковой крючок. Сказанное относится, вообще говоря, к любому самолету с носовым колесом, но к реактивному — особенно, вследствие его повышенной посадочной скорости и значительной кинетической энергии в момент посадки.

Впрочем, приземление на основные колеса с некоторой вертикальной скоростью на самолете с носовым колесом в принципе не должно вызывать последующих прыжков («козлов»), так как точка касания основных колес в данном случае находится позади центра тяжести и стремление последнего продолжать по инерции опускаться вниз приведет только к опусканию носа машины, т. е. к уменьшению подъемной силы и, следовательно, «прижиманию» самолета к земле (рис. 56).

Однако сказанное справедливо лишь при условии, что, во-первых, в момент касания летчик не «дергает» ручку управления на себя и, во-вторых, что приземление

 

 

производится на основные колеса шасси, но ни в коем случае не на носовое колесо.

Если в момент приземления летчик энергично отклонит руль высоты вверх, образовавшийся в результате этого момент горизонтального оперения может оказаться по абсолютной величине больше, чем момент нормальной реакции колес. От этого угол атаки не только не уменьшится, но, наоборот, возрастет и весь самолет не «прижмется» к земле, а вновь отделится от нее.

То же самое произойдет, если в результате грубой ошибки летчика приземление произойдет не на основные колеса шасси, а на носовое (переднее) колесо, реакция которого дает, естественно, не пикирующий, а кабрирующий момент, причем немалый по своей абсолютной величине из-за большого плеча, отделяющего носовое колесо от центра тяжести самолета.

Дальнейшее поведение машины будет зависеть от характеристик амортизации стоек шасси (поглощение работы носовой стойкой должно быть относительно больше, чем основных), а также от действий летчика рулем высоты, — при прыжке не следует энергично отдавать ручку «от себя», так как это влечет последующее более резкое проваливание самолета, соответственно более сильный удар о землю и новый прыжок. Рассмотрение техники исправления «козлов» на самолете с носовым колесом непосредственно не входит в. задачу этой книги, ибо, вообще говоря, данный случай не относится исключительно к реактивным самолетам. {170}

Здесь же следует сделать лишь один важный вывод: схема шасси с носовым колесом, вопреки распространенному мнению, не гарантирует «автоматически» от последствий любых, сколь угодно грубых ошибок летчика на посадке.

[Eponsky_bot]

44. ПРОБЕГ

 

Приземление реактивного самолета вследствие высокой нагрузки на квадратный метр крыла и умеренных несущих свойств последнего происходит обычно на значительной скорости (220—300 км/час). Впрочем, чтобы обеспечить даже такие сравнительно высокие значения посадочной скорости, приходится применять мощную механизацию крыла: относительно большую по площади, двух- и трехщелевую, выдвижную и т. п. Без этого посадочная скорость современного реактивного самолета с присущими ему значительными нагрузками на квадратный метр и скоростными профилями была бы еще гораздо больше.

Но, к сожалению, механизацию крыла нельзя усиливать безгранично. Одним из главных препятствий к этому является то, что одновременно растет и значение коэффициента подъемной силы (для чего, в сущности, и нужна механизация), а значит и угол сноса потока за крылом.

В результате горизонтальное хвостовое оперение обтекается под значительными отрицательными углами, зачастую весьма близкими к критическим, при которых происходит срыв потока. Малейшее искажение тонкого, остроносого профиля современного оперения (например, в случае обледенения его передней кромки) — и этот критический угол, и без того небольшой, дополнительно уменьшается.

Если же произойдет срыв потока с горизонтального оперения, самолет приобретет опасную тенденцию к резкому, неуправляемому опусканию носа — «клевку», выход из которого требует прежде всего немедленного уменьшения угла отклонения закрылков. Чтобы безусловно исключить возможность подобного явления и приходится ограничивать повышение эффективности механизации крыла некоторыми разумными пределами.

После того как производящий посадку самолет коснулся земли, перед летчиком встает задача обеспечения наиболее эффективного торможения. Самым {171} распространенным способом сокращения длины пробега остается до настоящего времени механическое торможение колес. Однако у многих современных реактивных самолетов, обладающих высокой посадочной скоростью и тяжелых по весу, возможности такого торможения ограничиваются предельной теплоотдачей и, следовательно, прочностью колес.

Для того чтобы обеспечить наибольший возможный коэффициент торможения при минимальном нагреве, на всех современных скоростных самолетах применяются так называемые автоматы торможения, которые не допускают проскальзывания колеса по бетону без вращения и автоматически сбрасывают давление в тормозной системе при возникновении «юза». Тем не менее у некоторых типов современных реактивных самолетов во избежание чрезмерного перегрева колес торможение разрешается не сразу после касания, а лишь после того, как скорость упадет до некоторой, иногда заметно отличающейся от посадочной величины. В этих случаях встает вопрос о том, каким образом эффективнее всего снизить скорость от посадочной до той, на которой можно включать тормоза. Часто оказывается целесообразным не опускать носовое колесо сразу после приземления, а продолжать пробег на том угле, на котором приземление произошло. В этом случае аэродинамическое сопротивление самолета останется более высоким, чем было бы после опускания носового колеса, и торможение происходит более интенсивно. Во всех случаях, когда позволяет длина посадочной полосы и нет необходимости добиваться предельно короткого пробега, целесообразно использовать такое аэродинамическое торможение возможно полнее и опускать носовое колесо — переходить к колесному торможению — при скорости даже меньшей, чем допустимая. Это позволит существенно снизить нагрузки на конструкцию шасси и особенно на сами колеса.

В последнее время появились реактивные двигатели с так называемой реверсивной (направляемой по желанию летчика против хода) тягой, что позволяет существенно улучшить характеристики торможения реактивного самолета.

Некоторое дополнительное усложнение управления таким двигателем — появление специального рычага, {172} кнопки или тумблера реверсирования тяги — с избытком окупается значительным улучшением посадочных свойств самолета.

На многих современных скоростных самолетах в качестве аварийного или даже основного средства торможения на пробеге применяются тормозные парашюты. Это средство весьма эффективно, особенно на первом этапе пробега, непосредственно после приземления, так как сопротивление парашюта (как всякая аэродинамическая сила) пропорционально квадрату скорости.

Существуют конструкции тормозных парашютов, открывающихся автоматически в самый момент приземления. Это позволяет избежать потерь драгоценных секунд, в которые торможение особенно эффективно, да и особенно необходимо, ибо именно в это время самолет проходит за каждую секунду наибольшее количество метров полосы.

У некоторых типов самолетов, на которых точка крепления фалы парашюта расположена сравнительно низко, выпуск тормозного парашюта может вызвать возникновение пикирующего момента, иногда значительного по величине (рис. 57). При этом нос самолета опускается настолько энергично, что удар о землю носовым колесом может быть небезопасен для прочности последнего. Поэтому летчик на самолете подобного типа должен иметь возможность сначала опустить носовое колесо, а уже после этого включить тормозной парашют.

Второй случай, в котором открытие тормозного парашюта может вызвать некоторые дополнительные осложнения, это — посадка с боковым ветром. Открывшийся парашют расположится не вдоль оси самолета, а по равнодействующей скорости самолета и бокового ветра, как это показано на рис. 58, и, следовательно, кроме торможения,

 

 

вызовет усиление разворота самолета в сторону ветра, тенденция к которому и без того имеет место. Поэтому при сильном боковом ветре летчик должен пользоваться тормозным парашютом с большой осторожностью и быть готовым к тому, чтобы парировать усилившийся разворачивающий момент, а в крайнем случае — даже сбросить тормозной парашют.

Вообще выдерживание направления пробега принципиально не отличается от выдерживания направления разбега, подробно рассмотренного в главе I. Так, полностью остаются в силе изложенные там соображения о сравнительных преимуществах и недостатках различных средств путевого управления самолетом на земле: несимметричного уменьшения (на пробеге — увеличения) тяги боковых двигателей, подтормаживания (на пробеге — растормаживания) колес и лучшего из всех подобных средств — управляемой носовой тележки шасси.

Точно так же на пробеге, как и на разбеге, имеет место неравномерная нагрузка на левые и правые колеса шасси при боковом ветре, причем данное явление дополнительно усложняется торможением этих неравномерно загруженных колес. На некоторых типах самолетов с узкой колеей (небольшим разносом колес относительно плоскости симметрии) шасси наблюдалось даже одно связанное с этим парадоксальное явление. Неоднократно замечалось, что при наличии бокового ветра торможение на пробеге вызывает разрушение {174} peзины главных колес, находящихся с одной стороны. Казалось бы естественным ожидать, что будет разрушаться резина с той стороны, на которую приходится большая доля веса самолета. Однако в действительности оказалось, что разрушение резины, как правило, происходит с противоположной — менее нагруженной — стороны. Объяснение этого странного, на первый взгляд, явления заключается в особенностях характеристик автомата торможения — устройства, автоматически «дозирующего» степень торможения колес так, чтобы при полностью нажатых тормозных педалях (или тормозной гашетки) не допускать «юза», опасного для прочности резины и к тому же неблагоприятного с точки зрения эффективности торможения.

Существующие автоматы торможения при прекращении вращения колес (возникновении «юза») сбрасывают давление в тормозной системе, но не полностью, а лишь до некоторого среднего значения. Делается это намеренно, для того, чтобы, когда колесо вновь завращается, возможно быстрее вернуться к режиму полного торможения. Однако когда колесо полностью или почти полностью разгружено, как это может иметь место при «узком» шасси даже при сравнительно небольших боковиках, давление, оставшееся после подобного сброса в тормозной системе, достаточно для того, чтобы продолжать удерживать колесо от возобновления вращения. Колесо продолжает двигаться «юзом», резина подвергается трению в одном и том же месте и быстро разрушается. Для того чтобы избежать подобных явлений, приходится на самолетах с узкой колеей применять раздельные автоматы торможения для левой и правой групп колес, причем устроенные так, что сбрасывают давление в тормозной системе при наличии «юза» не частично, а полностью.

 

 

45. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ

 

Уход на второй круг на реактивном самолете также выполняется несколько иначе, чем на винтомоторном. Вообще говоря, высокая энерговооруженность современного скоростного самолета полностью обеспечивает его уход на второй круг на любом этапе захода на посадку. Так, например, самолет Ту-104 свободно уходит на второй {175} круг даже при одном работающем двигателе. Однако надо помнить, что вследствие пониженной приемистости реактивного двигателя его переход от режима, соответствующего снижению, до режима полной тяги происходит за сравнительно большой промежуток времени, доходящий до 15—20 секунд и более. Этим и определяется техника пилотирования при уходе на второй круг на реактивном самолете. Приняв решение об этом, летчик устанавливает рычаги управления двигателей в положение номинального (или взлетного) режима, но при этом, пока силовая установка развивает тягу, не переламывает траекторию снижения, а продолжает снижаться так же, как снижался до этого. В отдельных случаях, если решение об уходе на второй круг было принято поздно — перед самым выдерживанием, следует выполнить выравнивание, начать выдерживание и ожидать, пока двигатели не разовьют нужную тягу и скорость не начнет увеличиваться. После этого летчик может разогнать машину до эволютивной скорости и, лишь достигнув ее, переходить к подъему для повторного выполнения захода на посадку.

Чрезвычайно широки перспективы применения на реактивном самолете интерцепторов. Их преимущество перед воздушными тормозами заключается в том, кто, кроме увеличения аэродинамического сопротивления (на посадочных режимах не очень эффективного), приведение в действие интерцепторов вызывает резкое снижение подъемной силы. Это позволяет уточнять траекторию захода на посадку (расчет) не только за счет подтягивания, но также и за счет увеличения угла наклона траектории без соответствующего увеличения скорости. Наличие такой возможности коренным образом изменяет весь профиль захода реактивного самолета на посадку. Если сейчас нормальным является пологий заход «на подтягивании» (ввиду того, что других возможностей регулирования траектории снижения, кроме подтягивания или уменьшения тяги, летчик практически не имеет), то при наличии интерцепторов основным способом захода, по-видимому, станет снижение с избытком высоты, который будет постепенно ликвидироваться большей или меньшей степенью введения в действие интерцепторов. Увеличение крутизны траектории при этом существенно облегчит расчет на посадку, а после выравнивания полное {176} открытие интерцепторов позволит резко уменьшить подъемную силу и форсировать приземление, существенно сократив, таким образом, длину выдерживания.

Следовательно, применение интерцепторов позволит практически избежать едва ли не всех трудностей пилотирования современного скоростного самолета при заходе на посадку и выполнении самой посадки. Попутно напомним, что интерцепторы могут быть успешно применены и в другом уже упоминавшемся важном случае полета, а именно: при аварийном снижении с большой высоты в случае разгерметизации кабины.

 

46. ПОСАДКА ТУРБОВИНТОВОГО САМОЛЕТА

 

Турбовинтовой самолет на посадке не обладает большинством особенностей, присущих реактивному самолету. Он не требует столь точного выбора и поддержания скорости захода, быстрее гасит избыток скорости, обладает более коротким пробегом и более короткой посадочной дистанцией. Но зато он имеет свои особенности, порой не в меньшей степени осложняющие пилотирование. Главная их причина, уже не раз упоминавшаяся в этой книге, это — огромное сопротивление винта турбовинтового двигателя, работающего на режиме авторотации, достигающее у современных ТВД нескольких тонн. Винты трубовинтового двигателя представляют собой настолько мощный фактор торможения, что неосторожное его использование может привести к опасным последствиям. Во избежание этого на турбовинтовых силовых установках и существуют специальные двойные упоры — земной и воздушный, как для управления подачей топлива в двигатель (т. е. его мощностью), так и для изменения угла установки винта. В воздухе уменьшение мощности допускается только до воздушного (проходного) упора. При этом двигатель работает на так называемом режиме нулевой тяги, то есть практически не дает ни тяги, ни сопротивления. Полная уборка рычага управления мощностью двигателя до режима холостого хода сразу же создает значительное сопротивление. Поэтому-то пользоваться ею и надо очень осторожно: либо уже на земле после посадки, либо, в крайнем случае, во время выдерживания у самой земли, уже над посадочной полосой, причем делать это плавно и обязательно симметрично. {177}

То же самое относится и к упорам винта. Перевод винтов на нулевой угол является мощным средством торможения, которое обеспечивает весьма быструю остановку самолета. Однако установка лопастей винта на нулевой угол допустима только на земле и с соблюдением определенных правил предосторожности. К числу этих правил прежде всего относится необходимость строго симметричного перевода винтов левых и правых двигателей на нулевой шаг. В противном случае возникают заворачивающие моменты, с которыми на пробеге будет трудно справиться.

Попутно надо заметить, что выражение «обратная тяга» применительно к винту турбовинтового двигателя не совсем строго. Вообще говоря, настоящую обратную тягу, тем большую, чем больше передаваемая от двигателя на винт мощность, может создавать только реверсивный винт. Обычные же винты турбовинтового двигателя создают не обратную тягу, а просто очень большое сопротивление.

Для того чтобы убедиться в различии между этими двумя понятиями, достаточно попробовать изменить мощность турбовинтового двигателя при стоянке на земле. Если бы он обладал способностью создавать обратную тягу, т. е. свойством реверса, то таковая возникла бы и в данном случае, в результате чего самолет стал бы двигаться хвостом вперед. Но в действительности такого явления у современных турбовинтовых самолетов не наблюдается и этим подтверждается тот факт, что их винты создают не обратную тягу, а лишь сопротивление (правда, очень большое по величине) при наличии поступательной скорости.

 

(с) М. Л. ГАЛЛАЙ

ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

[ivan_sch]

Непристегнутый двигатель клюнет. Но при этом мы уже не рассматриваем самолет как одно твердое тело.

 

Джип клюет весь, целиком. Будете в Питере - могу продемонстрировать.

[ivan_sch]

 

.....

(с) М. Л. ГАЛЛАЙ

ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ РЕАКТИВНЫХ САМОЛЕТОВ

 

Нашли новый святой источник? Сами то читали? Или только цитированием ограничились?

[Eponsky_bot]

Нашли новый святой источник? Сами то читали? Или только цитированием ограничились?

 

да уж получше, чем тут некоторые, ... не знающие что есть угол атаки.

[ivan_sch]

да уж получше, чем тут некоторые, ... не знающие что есть угол атаки.

 

Ну просветите нас, что есть УА. Не стесняйтесь.

[ThePhobius]

Длинной копипастой обычно пытаются зафлудить свои огрехи, чтобы они уползли в более старые посты и их никто больше не прочитал.

У всех есть гугл, зачем сюда то пихать всё подряд?

да уж получше, чем тут некоторые, ... не знающие что есть угол атаки.

Я тебе объяснил уже что такое угол атаки, одним незнающим должно было стать меньше. Кто второй незнающий?

Edited May 22, 2012 by ThePhobius

[ivan_sch]

Длинной копипастой обычно пытаются зафлудить свои огрехи, чтобы они уползли в более старые посты и их никто больше не прочитал.

У всех есть гугл, зачем сюда то пихать всё подряд?

 

Я тебе объяснил уже что такое угол атаки, одним незнающим должно было стать меньше. Кто второй незнающий?

 

Кстати, с УА все очень забавно...

 

1. Есть УА крыла (между потоком и хордой)

2. Есть УА самолета (между потоком и строительной осью 0)).

3. Есть определение из ГОСТ 20058-80:

21. Угол атаки

 

Угол между продольной осью и проекцией скорости летательного аппарата (п.35) на плоскость связанной системы координат

 

Угол атаки следует считать положительным, если проекция скорости летательного аппарата на нормальную ось отрицательна.

(http://docs.kodeks.ru/document/1200009362)

 

в общем, я в смятении.

[ThePhobius]

Кстати, с УА все очень забавно...

 

1. Есть УА крыла (между потоком и хордой)

2. Есть УА самолета (между потоком и строительной осью 0)).

3. Есть определение из ГОСТ 20058-80:

 

(http://docs.kodeks.ru/document/1200009362)

 

в общем, я в смятении.

 

В авиации угол атаки всегда означает угол атаки крыла.

 

Для испытаний в трубе есть и угол атаки крыла и фюзеляжа и стабилизатора и самолёта в целом и ещё куча всего. Для инженеров это имеет смысл, для пилотов - нет.

[ivan_sch]

В авиации угол атаки всегда означает угол атаки крыла.

 

Для испытаний в трубе есть и угол атаки крыла и фюзеляжа и стабилизатора и самолёта в целом и ещё куча всего. Для инженеров это имеет смысл, для пилотов - нет.

 

Угу. Просто тут столько сразу определений свалилось... Впрочем, не мудрено. Однажды один

умный человек (дтн, физик-теоретик) сказал примерно следующее:

 

Понимаешь, у эталона метра много определений:

1. Для обывателей и домохозяек

2. Для инженеров-практиков

3. Для метрологов

4. Для физиков-теоретиков

5.....

[Atskiy_KOT]

Всегда приятно посмотреть, как дилетанты рубятся :)