Почему нельзя ходить по крылу у края и угол атаки
Этот случай рассказал мой отец. Он был авиационным инженером на заводе и отвечал за конечную сдачу изделия заказчику. Приземлялся истребитель, который буквально недавно выкатили из цеха окончательной сборки. Мягкое касание, штатная посадка. В общем, обычный испытательный полет. Ничего нового. Но пилот не улыбается, как обычно.
— Что такое, Женя? — спрашивает мой отец лётчика.
— Всё хорошо, Валер, но пока «неуд»: угол атаки врёт, и врёт намного. Я не подпишу акт приёмки.
— На сколько?
— Прямо намного.
— Хм… Будем посмотреть.
Как он мог это почувствовать? Каких-то 5–7 градусов. Неужели он так хорошо чувствует машину? В начале моей лётной карьеры этот вопрос меня затрагивал за живое, поэтому рассказ отца я слушал с особым интересом.
Бытовало мнение, что лётчик более гуманитарен, чем инженер. В среде инженеров, конечно. Поэтому словам лётчиков доверяли не всегда и старались проверять их очень тщательно. Однако тесная работа с лётчиками подсказывала, что, если они не уверены и говорят, что «что-то не так», то факт заслуживает внимания. Кроме того, именно среди лётчиков-испытателей многие пилоты знали матчасть не упрощённо, а вполне себе комплексно вплоть до агрегатов и принципиальных схем. И если инженер отвечал только за своё направление, например, инженер по радиооборудованию знал только радиооборудование, инженер по СД (специалист по планеру самолёта и двигателя) знал только двигатель, то лётчик знал всё.
Прежде чем рассказывать дальше, давайте разберёмся, что такое вообще угол атаки по определению. Это угол между проекцией вектора скорости на ось асимметрии самолёта и продольной осью самолёта.
Важный параметр, по которому лётчики определяют, насколько самолёт устойчив в воздухе. То есть крыло, находясь в определённом положении при определённой скорости и с определённым весом, создаёт определённую подъёмную силу на крыле.
Но только до определённого момента, пока не происходит срыв потока с крыла. В кабине это чувствуется так: сначала — тряска штурвала (или самолёт иным способом сигнализирует о приближении к критическому углу), потом при превышении критического угла атаки происходит дальнейший срыв потока воздуха на крыле, резко теряется подъёмная сила, и наконец самолёт сваливается в штопор.
Как измерить угол атаки? Информацию об угле атаки лётчики считывают с УАСП. Автомат углов атаки и сигнализации перегрузок (АУАСП) — это элемент пилотажно-навигационного комплекса в самолёте, предназначенный для контроля текущего угла атаки и оповещения экипажа в случае выхода на близкий к критическому или критический угол атаки. Как мы уже говорили, опасность превышения допустимого значения угла атаки состоит в возможном срыве потока и последующем сваливании самолёта в штопор.
Принцип действия АУАСП основан на постоянном измерении текущего угла атаки, местного критического и перегрузки встроенными датчиками и их сравнении с предельно допустимыми на данном типе самолёта. В случае выхода на критический уровень срабатывает звуковая сигнализация, и загорается световое табло.
Другими словами, флюгарка от набегающего потока отклоняется и через систему специальных датчиков подаёт значение текущего угла атаки.
Это очень важный прибор. Даже братья Райт взяли его в полёт. Вообще у них он был единственным прибором. Не было указателя скорости или высоты, не было никакого авиагоризонта и даже компаса. Первый АУАСП выглядел, как бечёвка, привязанная к передней кромке крыла. Она показывала первым пилотам угол атаки самолёта, и уже по нему они судили о скорости полёта!
Итак, теперь вы понимаете, почему 5–7 градусов угла атаки — это «неуд» по приёмке.
Первым делом на заводе были перепроверены журналы проверочной аппаратуры. Все параметры согласно записям — в норме.
Cамолёт закатили в ангар и, как больного пациента в реанимации, подключили к стенду.
Проверка происходила следующим способом. К стенду подключили самолёт и вручную отклоняли флюгарку. Стенд не зафиксировал ложной информации. Отклонили на 5 градусов — 5 градусов прописалось на стенде, отклонили на 10 градусов — прописалось 10. Все параметры были в норме.
Хм… ну ладно. Опять самолёт выкатили на испытания. Опять полёт. Опять лётчик-испытатель не подписывает акт проверки. Угол атаки врёт, и врёт прилично. Данную процедуру проделывали несколько раз. Несколько раз самолёт поднимали в воздух, и каждый раз лётчик подтверждал дефект, каждый раз десятки авиаспециалистов искали дефект на земле, который не подтверждался. Топливо, аэродромные службы, ресурс двигателя, трудочасы авиаинженеров — это всё расходы, которые нёс завод при испытании только что произведённой машины, и если вы думаете, что в Советском Союзе никто не считал подобных затрат, то ошибаетесь.
— Женя, не дури, самолёт исправен, подписывай, — давили на лётчика и отец, и заводское начальство.
Но Женя не соглашался.
— Не подпишу, ребята, я лучше себе «руку сломаю»…
Шло время, лётчик не подписывал, самолёт на земле исправен, производственные показатели падали, что предвещало проблемы уже на уровне Министерства авиационной промышленности. Решили «увеличить угол атаки» — надавить на лётчика «тяжёлой артиллерией», но в самый ответственный момент, когда давить стали уж очень авторитетные люди, он «сукин сын», взял и ушёл на больничный. Из столицы нашей родины Москвы был вызван «альтернативный» лётчик-испытатель, который вновь подтвердил дефект!
Опустим в нашем повествовании споры и ругань, приёмы психологического давления на личность между разработчиком и заказчиком, опустим и способы поиска причины, но дефект всё-таки был выявлен! Всё было просто: какой-то техник, обслуживавший самолёт, находясь на стремянке или в каком-то другом положении, наступил на эту флюгарку и просто немного её деформировал.
Вообще, конечно, по крылу ходить можно. Оно очень прочное, оно целый самолёт на себе несёт и испытывает огромные нагрузки — куда большие, чем вес пары-тройки человек, пытающихся его обслужить. Но не везде! Зоны, куда нельзя заступать, отмечены специальными обозначениями. Причём не из-за прочностных показателей, а как раз из-за близости к разным датчикам и по другим причинам (хотя на некоторых самолётах и из-за прочности).
Вмятина была незаметна глазу, но она таки создавала другой профиль обтекания этой флюгарки воздухом. То есть, когда её отклоняли рукой на земле, всё было в норме, но в воздухе от набегавшего потока угол отклонения был другим — нерасчётным. Вот и весь ответ. А лётчики-испытатели «просто чувствовали» эту разницу!
Как? — задавал я себе вопрос. Задницей, отвечали лётчики. На самом деле ответ прост: в горизонтальном полёте угол атаки равняется тангажу. Это реально просто.
Тангаж — это угол между горизонтом и строительной осью самолёта. Положительный тангаж с увеличением угла (подъём носа) — кабрирование, штурвал на себя; отрицательный с уменьшением угла (опускание носа) — пикирование, штурвал от себя. Измеряется в градусах, индуцируется на КПП командно-пилотажным прибором. Его не чувствуют… Это величина вполне физическая, которую смотрят на КПП.
Шло время, я начал летать, тесная связь между скоростью, углом атаки и тангажом ощущалась всё яснее уже на практике. Однако каково было моё удивление, когда я начал знакомиться с иностранной техникой! На иномарках последнего поколения нет УАСП или его аналога. До сих пор многих лётчиков, переучивающихся с отечественной техники, этот факт не то что удивляет — он их потрясает.
— Почему? — спрашивал я.
— А зачем? — отвечали мне. — Есть скорость, пилотируй по скорости.
— А если её нет?
— Кого нет?
— Скорости.
— Это как так?
— Ну как? Вот так: не показывает по каким-то причинам скорость.
Для этого есть memory actions. Тот самый отказ прописан в специальной книжке, где определены все действия при этом отказе, которые мы должны помнить наизусть. Отключаем автопилот, отключаем автомат тяги (автомат, который отвечает за режим работы двигателя и соответственно за выдерживание скорости), отключаем флайт директора (это планки на командно-пилотажном приборе, которые подсказывают пилоту, какие надо выдерживать тангаж и крен, чтобы поддерживать заданный режим полёта) и устанавливаем определённые обороты двигателя при определённой механизации крыла. И всё — летим.
Опа-а-а… А на советской технике это как будто само собой разумеется. Далее я предвижу горячие споры на эту тему. Это здорово, что это прописано в специальной книге, и не просто прописано, а ещё и включено в список отказов, которые надо знать наизусть.
На первый взгляд кажется: всё просто. На самом деле простой вопрос об угле атаки вызывает много споров среди инженеров и лётчиков, нужен ли он.
Выбор допустимых при посадке углов атаки
Скорость захода самолета на посадку в соответствии с требованиями норм летной годности из условия обеспечения высокой безопасности полета должна быть не менее 1,3 скорости сваливания (или минимальной скорости), установленной для посадочной конфигурации самолета. При этом в процессе летных испытаний самолета должна быть показана возможность безопасного выполнения посадки и ухода на второй круг без превышения допустимого угла атаки при минимальной демонстрационной скорости захода на посадку Vз. п.д. тіп, которая назначается из следующих условий:
З. П.ДЛ11П I уз п Ю км/Ч при VЗ. П. ^ 200 км/ч>
Максимальная скорость захода самолета на посадку должна быть не менее Vr3.n. + 25 км/ч независимо от полетной массы самолета.
Во всем диапазоне разрешенных скоростей захода на посадку самолет должен приземляться на основные колеса шасси без первоначального касания поверхности ВПП носовыми колесами или хвостовой частью фюзеляжа(хвостовой опорой);не должны также возникать капотирование или “козленке” самолета.
Эти условия определяют диапазон допустимых углов тангажа самолета в момент приземления. Посадочный угол атаки определяется углами тангажа и наклона траектории полета самолета в момент приземления, зависящими от метода посадки. Изменение угла атаки и угла наклона траектории по сравнению с их значениями на участке планирования самолета по посадочной глиссаде при различных методах посадки могут быть определены расчетом или из статистических материалов, что позволяет связать диапазон допустимых углов тангажа в момент приземления с диапазоном допустимых углов атаки при заходе на посадку, при которых обеспечивается безопасная посадка.
Такой подход позволяет определить диапазон допустимых углов атаки при заходе самолета на посадку. Фактический угол атаки на этом этапе в основном определяется аэродинамической компоновкой крыла самолета в посадочной конфигурации. Основную роль при этом играют максимальные несущие свойства крыла, т. е.максимальное значение коэффициента подъемной силы Сушах и соответствующий ему угол атаки, а также коэффициент подъемной силы при нулевом угле атаки.
Для современных транспортных и пассажирских самолетов применяются три метода посадки:
—посадка с полным выравниванием и выдерживанием, на
котором угол атаки самолета увеличивается до посадочного;
—посадка с полным выравниванием без участка выдерживания;
—посадка с неполным выравниванием (в основном при автоматической посадке).
На всех воздушных этапах режима посадки угол тангажа самолета v по строительной оси фюзеляжа, угол наклона траектории полета в и угол атаки а связаны соотношением:
ь = в + а— noc и в пос —угол тангажа и угол наклона траектории самолета в момент приземления (касания.)
Результаты расчетов и статистической обработки материалов летных испытаний и эксплуатации пассажирских самолетов показывают, что на участке выравнивания угол атаки увеличивается на 1,5 2°, а на участке выдерживания угол атаки должен возрасти до
посадочного а пос. При посадке самолета с неполным выравниванием угол атаки должен быть близок к посадочному и вследствие этого угол атаки самолета на планировании по посадочной глиссаде должен быть меньше посадочного на 2^2,5°.Угол заклинення крыла ф кр для современных пассажирских самолетов близок к’ 3°.
С учетом принятых допущений связь между углом тангажа в момент приземления и углом атаки при заходе на посадку можно определить по формуле(бчЗЗ):
£>пос — #зл.+ (0,54-4*)—при па*юм выравнивании и полном
v пос — а з. п. — (1,0 — г 1,5°) —при полном выравнивании без
Vnoc=a з. п. —3°—при неполном выравнивании.
На современных пассажирских и транспортных самолетах для сокращения потребной посадочной полосы целесообразно посадку производить без участка выдерживания. Тогда минимально допустимый угол атаки на планировании по глиссаде при заходе на посадку должен выбираться из условия отсутствия касания ВПП носовым колесом шасси.
Для определения количественных требований к углу атаки при заходе на посадку необходимо установить допустимые значения угла тангажа в момент приземления. Обычно пассажирские и транспортные самолеты компонуются так, что момент касания носовым колесом поверхности ВПП соответствует нулевому углу тангажа vKac н. к—0.
Касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа (хвостовой опорой) для различных самолетов происходит при различных значениях угла тангажа в зависимости от обводов хвостовой части фюзеляжа и высоты основных стоек шасси. Поэтому в расчетах следует учитывать угол тангажа, при котором происходит касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа. Среднее значение угла тангажа касания
ВПП ХВОСТОВОЙ ОПОрОЙ МОЖНО ПрИНЯТЬ раВНЫМ Укас хв= 11
Для выбора рекомендуемого диапазона значений угла атаки самолета при заходе на посадку, при котором отсутствует первоначальное касание ВПП носовым колесом или хвостовой частью фюзеляжа, используем значения разрешенных в эксплуатации максимальных и минимальных значений угла тангажа:
Расчеты показывают, что в момент приземления для обеспечения угла тангажа в допустимом диапазоне fnoc—Г-г 10° значения угла атаки самолета на планировании по посадочной глиссаде должны находиться в следующем диапазоне:
www. vokb-la. spb. ru — Самолёт своиіуіи руками?!
2,5° 67-г 0,92. При выходе значения Суо из этого диапазона возникает большая вероятность приземления самолета на носовые колеса или на хвостовую часть фюзеляжа, т. е. в этом случае безопасность посадки самолета снижается.
На рис.6.42 приведены рекомендуемые для пассажирских самолетов значения Су0 в зависимости от Су шах.
Определение диапазона допустимых углов атаки при заходе самолета на посадку по условиям безопасности позволяет также определить соотношения между Сушах И 5°-г 8, 0 ) 4, 55 Сушах
Пользуясь этими соотношениями, можно правильно разработать аэродинамическую компоновку крыла самолета в посадочной конфигурации.
Критический угол атаки
Alena_
Старожил
Lukas
Старожил
Сторожил
MAN_BLR
Старожил
timsz
Старожил
Струя сходит с хвостовой точки профиля (постулат Чаплыгина-Жуковского). Завихрения нет, как видно на картинке. Скорость в разных точках профиля разная, в среднем на верхней поверхности он больше, чем на нижней. В результате появляется подъемная сила.
То есть, на передней части профиля есть условная точка, которая разделяет поток, который идет на верхнюю часть профиля, и который идет на нижнюю. Потом оба потока сходятся в хвостовой точке в одно время. Так как путь по верхней поверхности больше, чем по нижней, там больше скорость и, соответственно, ниже давление.
При увеличении угла атаки эта точка смещается вниз. Разница скоростей на верхней и нижней поверхностью возрастает, подъемная сила увеличивается.
Вихри для описания не нужны, так как и при ламинарном (безвихревом) обтекании все то же самое происходит.
При дальнейшем увеличении угла атаки происходит срыв поток сверху, течение ломается и подъемная сила резко падает.
Gosha
Aeronautical Ph.D.
Air_116
Местный
Позвольте мне процитировать пособие «ДИНАМИКА ПОЛЕТА И ПИЛОТИРОВАНИЕ САМОЛЕТА Ту-154» А. И. Пятин.,Москва, Воздушный транспорт.
Угол атаки (коэффициент подъемной силы) сваливания dс, (СУd) — угол атаки
самолета (коэффициент подъемной силы), соответствующий началу сваливания.
Примечания: 1. Под началом сваливания понимается момент возникновения на больших углах атаки
недопустимого, по оценке пилота и данным регистрации, не прекращающегося без уменьшения угла атаки
самопроизвольного апериодического или колебательного движения самолета (исключая движение, которое легко
парируется малыми обычными отклонениями рулей).
2. Под сваливанием понимается явление, возникающее на больших углах атаки, характеризующееся
самопроизвольным апериодическим или колебательным движением самолета с большой амплитудой, не
прекращающееся без уменьшения угла атаки.
Предельный угол атаки (коэффициент подъемной силы) dпред (СУпред) —
значение угла атаки (коэффициента подъемной силы), устанавливаемое в качестве предельного
ограничения для предписанных РЛЭ конфигураций самолета и режимов полета.
На углах атаки, соответствующих dдоп должны своевременно, по оценке пилота, возникать
достаточно интенсивные и характерные только для этих углов атаки естественные либо
искусственные предупредительные признаки, безошибочно и легко распознаваемые пилотом и не
пропадающие при дальнейшем увеличении угла атаки вплоть до dпред. Приемлемыми
предупредительными признаками являются:
тряска конструкции и (или) рычагов управления, отличающаяся от тряски при
выпущенной механизации или при полете с отказавшим двигателем;
звуковая сигнализация, отличающаяся от других звуковых сигналов, имеющихся на
самолете, с дублирующей световой сигнализацией; при этом должна обеспечиваться индикация
текущего угла атаки вплоть до dпред. Предупредительные признаки не должны препятствовать
переводу самолета на нормальные углы атаки.
На угле атаки dпред не должно возникать сваливания, характеристики которого не
соответствуют требованиям к характеристикам сваливания.
Если угол атаки dпред определяется сваливанием, то в процессе сваливания и вывода
самолета в горизонтальный полет не допускаются:
явления, препятствующие выводу самолета обычными методами пилотирования на
эксплуатационные углы атаки;
приращения угла крена более 40° при симметричной тяге двигателей и 70° при
несимметричной тяге;
превышения эксплуатационных ограничений по скорости и перегрузке;
изменения конфигурации самолета.
На углах атаки вплоть до dпред не допускается нарушение работоспособности силовых
установок, которое требует выключения хотя бы одного из двигателей (помпаж и т. п.).
На самолете Ту-154Б допустимый угол атаки dдоп = 11,6° отвечает перечисленным
требованиям ЕНЛГС-С.
P.S. здесь d=альфа (alfa) (проклятый юникод)
MAN_BLR
Старожил
Dr.Andre
Местный
Eduard
Alena_
Старожил
Plinker
Старожил
Eduard
Пешеход
Системный механик
Сторожил
Пешеход, Нет, это совсем не стружка с крыла.
Это «визуализированный» конденсированными парами воздуха присоединенный вихрь. В вихре скорость течения большая, следовательно давление низкое. Воздух оказывается в насыщенном состоянии. Образуется видимый пар.
Вот насчет звука Если бы не двигатели, с удовольствием послушал бы шуршание вихря.
Пешеход
Системный механик
По роду работы, не относящейся к авиации (железная дорога под глиссадой), меня этот свист удивил. Самолёт уже скрылся, а за ним такой стингер завывает.
Здесь: +56° 57′ 5.67″, +23° 58′ 53.43″ Google maps
timsz
Старожил
Вот старая добрая «учебная парта» У-2 вообще не сваливалась. Самолет просто опускал нос и летел дальше. И в штопор входил только при очень большом желании и умении (без кавычек), а выходил, если просто бросить управление.
Техник
Старожил
timsz
Старожил
фрапессор
Нужно, чтобы люди (пилоты) еще и реагировали на сигнализацию адекватно, а то:
После установки СОУА самолет требовалось облетать по определенной программе с проверкой работы системы. Кто не служил в частях, вряд ли представляет себе всю бюрократическую сложность организации полетов. Возможно, во многом оправданную в интересах обеспечения их безопасности, но при буквальном соблюдении всех действовавших регламентирующих документов получалось так, что ни один летчик или самолет подняться в воздух просто не имел бы права. Так вот, для облета необходимы простые метеоусловия днем, а также подготовленный и допущенный к нему опытный пилот. С простыми метеоусловиями в воздушном пространстве ГДР всегда было очень плохо (поэтому здесь большинство летчиков быстро повышали классность), и в ясную погоду за пару часов надо было успеть облетать все, что набиралось после регламентных работ, ремонтов и доработок. А допущен к облетам СОУА на тот момент в полку был только майор Хилькевич, летчик первого класса. Это был хороший пилот, в ВВС поступивший после аэроклуба, а там, как известно, бездарей не держали. Ему требовалось срочно подготовить еще хотя бы одного инструктора, а затем в паре с ним – тех, кто будет облетывать СОУА на боевых машинах. Выбор пал на штурмана полка подполковника Бокала. Кажется, «летчик-снайпер», уже лет сорока. Он был одним из немногих, кому здоровье и опыт позволяли вести учебный ближний маневренный бой на малых высотах. Отметим, что после этого упражнения даже он вылезал из кабины в таком состоянии, что его летную куртку можно было выжимать. Поскольку оба летали едва ли не лучше всех в полку, то, как это часто бывало, всяких инструкций давно внимательно не читали и назначением многих приборов и переключателей в кабине не интересовались. Программа подготовки Бокала предусматривала три полета днем в простых метеоусловиях.
И вот 22 ноября 1979 года, смена считается дневной, но уже заметно темнеет, Бокал и Хилькевич на спарке №53 с грохотом растворяются в сыром тумане, спустя пару минут выныривают из него над полосой и бодро докладывают для «протокола»: «Видимость на посадочном три километра!», после чего отбывают в зону. Через полчаса их МиГ-23УБ зарулил на ЦЗ, пилоты сбегали в домик, выпили чаю, и снова порулили к старту уже в густых сумерках.
Спустя какое-то время КП потерял их из виду, а вскоре бдительная немецкая полиция оповестила комендатуру, что в районе Магдебурга в поле горит самолет, и вокруг бегают два летчика. Ну, раз бегают, уже хорошо. Когда Ми-8 привез их в родной полк, на побитых масками лицах застыло выражение типа «Ё-моё, что же это я наделал?» Они катапультировались из штопорящего самолета с высоты около 100 метров. Сразу возникла версия отказа техники, и продержалась она до самого утра. Замполит полка, давно мечтавший расправиться с инженерным отделом, вообще настаивал на том, что самолет был просто недозаправлен… А утром светило мягкое солнце, в легкой дымке угадывались черепичные крыши аккуратных городков, поля густо покрывали изумрудные побеги озимых. Картину портила только небольшая груда горелого металла на пригорке и оцепление вокруг нее. Самолет, как часто бывает при штопоре, лег на землю плашмя (даже копать ничего не надо было) и сгорел почти дотла, но контрольно-записывающая аппаратура сохранилась хорошо.
Для расследования аварии прибыла комиссия Главной инспекции по безопасности полетов во главе с И.И.Пстыго. Так что благодаря Бокалу и Хилькевичу Цербст видал и маршала.
Самым большим сюрпризом для пилотов оказалось наличие на спарках магнитофона МС-61, который на металлическую проволочку тихо записывал радиообмен и внутренние переговоры экипажа с момента включения электропитания. Эту-то запись и поставили Командующему, когда он прилетел разбираться в причинах летного происшествия:
Первый вылет, проход над полосой для подтверждения простых метеоусловий:
Бокал (из задней кабины): Прошли ближний. Хиль, ты полосу видишь?
Хилькевич (из передней): Не-а.
Руководитель полетов: Доложите видимость на посадочном курсе.
Хилькевич: Видимость на посадочном три километра!
Руководитель: Разрешаю зону.
Хилькевич (Бокалу о руководителе полетов): Сидит еще, старый пень.
Бокал: Ага.
Приступили в зоне к облету СОУА:
Бокал: Следи за углом.
Хилькевич: 18, 19, 20, 21, 22.
Бокал: Понял?
Хилькевич: Ага
Бокал: Ну, давай.
Хилькевич: Упирается, б.
Бокал: А ты ее к пупу!
Хилькевич: 24 градуса. Вместе давай!
Бокал: Хиль, мы уже парашютируем!
Хилькевич (довольно): Ага.
(слышно, как оба сопят и кряхтят)
На этом месте Командующий махнул рукой: «Да тут они и должны были разбиться!» Дальше даже слушать не стал. А запись второго вылета после похожих манипуляций с самолетом завершалась бодрым возгласом Бокала: «Хиль, выходим!» (это был сигнал катапультироваться).
Вторым открытием для пилотов (после магнитофона) было то, что СОУА только сигнализирует, но не исключает штопор и уж тем более из него не выводит. В общем, обоих отстранили от летной работы и назначили руководителями полетов в другие полки. Бокал был даже доволен…
