4.11.1 Przepływ poddźwiękowy a naddźwiękowy #

W aerodynamice poddźwiękowej teoria nośności opiera się na siłach generowanych na korpusie i poruszającym się gazie (powietrze), w którym jest zanurzony. Przy prędkościach około 260 węzłów powietrze można uznać za nieściśliwe, ponieważ przy stałej wysokości jego gęstość pozostaje prawie stała, podczas gdy ciśnienie zmienia się. Zgodnie z tym założeniem powietrze działa tak samo jak woda i jest klasyfikowane jako płyn. Poddźwiękowa teoria aerodynamiczna zakłada również, że efekty lepkości (właściwość płynu, który ma tendencję do zapobiegania ruchowi jednej części płynu w stosunku do drugiej) są znikome i klasyfikuje powietrze jako płyn idealny, zgodnie z zasadami aerodynamiki płynu idealnego, takich jak jako ciągłość, zasada Bernoulliego i obieg.

W rzeczywistości powietrze jest ściśliwe i lepkie. Chociaż efekty tych właściwości są znikome przy niskich prędkościach, w szczególności efekty ściśnięcia stają się coraz ważniejsze wraz ze wzrostem prędkości. Ściśliwość (i w mniejszym stopniu lepkość) ma ogromne znaczenie przy prędkościach zbliżających się do prędkości dźwięku. W tych zakresach prędkości ściśliwość powoduje zmianę gęstości powietrza wokół statku powietrznego.

Podczas lotu skrzydło wytwarza uniesienie poprzez przyspieszenie przepływu powietrza nad górną powierzchnią. To przyspieszone powietrze może i osiąga prędkości dźwięku, nawet jeśli sam samolot może latać poddźwiękowo. W niektórych ekstremalnych AOAS, w niektórych samolotach prędkość powietrza nad górną powierzchnią skrzydła może być dwukrotnie większa niż prędkość samolotu. Jest zatem całkowicie możliwe, aby jednocześnie mieć zarówno naddźwiękowy, jak i poddźwiękowy przepływ powietrza w samolocie. Gdy prędkości przepływu osiągają prędkości dźwięku w jakimś miejscu na statku powietrznym (takie jak obszar maksymalnego pochylenia na skrzydle), dalsze przyspieszenie powoduje pojawienie się efektów ściśliwości, takich jak tworzenie się fali uderzeniowej, wzrost oporu, uderzenie, stabilność i trudności w kontroli. Zasady przepływu poddźwiękowego są nieważne przy wszystkich prędkościach powyżej tego punktu. [Rysunek 4-56]

4.11.2 Zakresy prędkości #

Prędkość dźwięku zmienia się w zależności od temperatury. W standardowych warunkach temperaturowych 15 °C prędkość dźwięku na poziomie morza wynosi 661 węzłów. Na 40 000 stóp, gdzie temperatura wynosi –55 °C, prędkość dźwięku spada do 574 węzłów. W locie z dużą prędkością i/lub locie na dużych wysokościach pomiar prędkości jest wyrażony w postaci „numeru Macha” – stosunku rzeczywistej prędkości samolotu do prędkości dźwięku w tych samych warunkach atmosferycznych. Samolot poruszający się z prędkością dźwięku porusza się na Mach 1.0. Reżimy prędkości statków powietrznych są zdefiniowane w przybliżeniu w następujący sposób: poddźwiękowe — numery Macha poniżej 0,75; Transoniczne — numery Macha od 0,75 do 1,20; naddźwiękowe — numery Macha od 1,20 do 5,00; Hypersonic — numery Macha powyżej 5,00.

Podczas gdy loty w zasięgach transonicznych i naddźwiękowych są częstym zjawiskiem w samolotach wojskowych, cywilne samoloty odrzutowe zwykle pracują w zakresie prędkości przelotowej od 0,7 do 0,90.

Prędkość statku powietrznego, w którym przepływ powietrza nad jakąkolwiek częścią samolotu lub rozważaną konstrukcją najpierw sięga (ale nie przekracza) Mach 1.0 jest określany jako „krytyczna liczba Macha” lub „Mach Crit”. Tak więc krytyczna liczba Macha jest granicą między lotem poddźwiękowym i transonicznym i jest w dużej mierze zależna od projektu skrzydła i płata płatowego. Krytyczna liczba Macha jest ważnym punktem w locie transonicznym. Gdy na statku powietrznym tworzą się fale uderzeniowe, mogą wystąpić separacja przepływu powietrza, po której nastąpią trudności z kontrolą bufetu i samolotu. Fale uderzeniowe, bufet i separacja przepływu powietrza mają miejsce powyżej krytycznej liczby Macha. Samolot odrzutowy jest zazwyczaj najbardziej wydajny podczas rejsu z lub w pobliżu jego krytycznej liczby Macha. Przy prędkościach o 5–10 procent powyżej krytycznej liczby Macha zaczynają się efekty ściśliwości. Opór zaczyna gwałtownie się podnosić. Z „przeciąganiem wzrostowym” związane są zmiany w formie bufetu, wykończenia i stabilności oraz spadek skuteczności powierzchni kontrolnej. To jest punkt „przeciągania rozbieżności”. [Rysunek 4-57]

VMO/MMO definiuje się jako maksymalną prędkość graniczną roboczą. VMO jest wyrażone w węzłach skalibrowanych prędkości lotu (KCA), podczas gdy MMO jest wyrażone w liczbie Macha. Granica VMO jest zwykle związana z operacjami na niższych wysokościach i dotyczy obciążeń konstrukcyjnych i trzepotania. Limit MMO jest powiązany z operacjami na wyższych wysokościach i zwykle bardziej dotyczy efektów ściśliwości i trzepotania. Na niższych wysokościach niepokojące są obciążenia konstrukcyjne i trzepotanie; Na wyższych wysokościach niepokojące są efekty ściśliwości i trzepotanie.

Przestrzeganie tych prędkości zapobiega problemom konstrukcyjnym z powodu ciśnienia dynamicznego lub trzepotania, degradacji reakcji sterowania statków powietrznych z powodu efektów ściśliwości (np. Mach Tuck, odwrócenia lotki lub brzęczenia) oraz oddzielonego przepływu powietrza z powodu fal uderzeniowych powodujących utratę siły nośnej lub wibracyjne i bufet. Każde z tych zjawisk może uniemożliwić pilotowi odpowiednie sterowanie samolotem.

Na przykład wczesny cywilny samolot odrzutowy miał limit VMO wynoszący 306 KCA do około 310 FL (w standardowym dniu). Na tej wysokości (FL 310) MMO 0,82 było w przybliżeniu równe 306 kCa. Powyżej tej wysokości MMO 0,82 zawsze równało się KCAS mniej niż 306 KCA, a zatem stało się granicą operacyjną, ponieważ nie można było osiągnąć limitu VMO bez uprzedniego osiągnięcia limitu MMO. Na przykład przy FL 380 MMO 0,82 jest równe 261 kCa.

4.11.3 Numer Macha a prędkość lotu #

Ważne jest, aby zrozumieć, jak szybkość lotu zmienia się w zależności od liczby Macha. Jako przykład rozważmy, jak prędkość przeciągnięcia samolotu transportowego odrzutowego zmienia się wraz ze wzrostem wysokości. Wzrost wysokości powoduje odpowiedni spadek gęstości powietrza i temperatury zewnętrznej. Załóżmy, że ten transport odrzutowy jest w czystej konfiguracji (przekładnia i klapki do góry) i waży 550 000 funtów. Samolot może zatrzymać się na poziomie około 152 KCA na poziomie morza. Jest to równe (w standardowym dniu) rzeczywista prędkość 152 kTA i liczba Macha 0,23. Na FL 380 samolot nadal będzie przeciągać około 152 kCa, ale rzeczywista prędkość wynosi około 287 kt z liczbą Macha 0,50.

Chociaż prędkość przeciągania pozostała taka sama dla naszych celów, zarówno liczba Macha, jak i TA wzrosły. Wraz ze wzrostem wysokości gęstość powietrza zmniejszyła się; Wymaga to szybszej prędkości prawdziwej prędkości, aby mieć takie samo ciśnienie wykryte przez rurkę Pitota dla tych samych KCA lub KIA (do naszych celów KCA i KIA są stosunkowo blisko siebie). Ciśnienie dynamiczne, jakich doświadcza skrzydło przy FL 380 przy 287 kTA, jest takie samo jak na poziomie morza przy 152 kTA. Jednak leci z wyższym numerem Macha.

Kolejnym czynnikiem, który należy wziąć pod uwagę, jest szybkość dźwięku. Spadek temperatury gazu powoduje spadek prędkości dźwięku. W ten sposób, gdy samolot wspina się na wysokość wraz ze spadkiem temperatury zewnętrznej, prędkość dźwięku spada. Na poziomie morza prędkość dźwięku wynosi około 661 kcas, podczas gdy na FL 380 to 574 kcas. Tak więc dla naszego odrzutowego samolotu transportowego prędkość przeciągnięcia (w KTA) spadła ze 152 na poziomie morza do 287 na FL 380. Jednocześnie prędkość dźwięku (w KCAS) spadła z 661 do 574, a liczba Macha wzrosła Od 0,23 (152 kTA podzielone przez 661 kTA) do 0,50 (287 kt podzielone przez 574 kTA). Przez cały czas KCA dla przeciągnięcia pozostał na stałym poziomie 152. Opisuje, co się dzieje, gdy samolot znajduje się w stałej KCAS ze wzrostem wysokości, ale co się dzieje, gdy pilot utrzymuje Macha na stałym poziomie podczas wznoszenia? W normalnych operacjach lotu odrzutowego wznoszenie wynosi od 250 kiA (lub wyższego (np. ciężkie)) do 10 000 stóp, a następnie przy określonej prędkości wznoszenia (np. około 330, jeśli DC10), aż do osiągnięcia wysokości w „Połowa dwudziestki”, gdzie pilot następnie wspina się ze stałą liczbą Macha do wysokości przelotowej.

Zakładając dla celów ilustracyjnych, pilot wspina się z MMO 0,82 od poziomu morza do FL 380. KCAS przechodzi z 543 do 261. Kia na każdej wysokości zachowywałyby się tak samo i różniły się o kilka węzłów. Przypomnij sobie z wcześniejszej dyskusji, że prędkość dźwięku spada wraz ze spadkiem temperatury wraz ze wzrostem samolotu. Liczba Macha to po prostu stosunek rzeczywistej prędkości lotu do prędkości dźwięku w warunkach lotu. Znaczenie tego polega na tym, że przy stałym wzroście liczby Macha KCA (a także KTA lub KIA) odpadają. Gdyby samolot wspiął się wystarczająco wysoko na tym stałym MMO ze zmniejszającymi się KIAS, KCAS i KTA, zacząłby zbliżać się do swojej prędkości przeciągnięcia. W pewnym momencie prędkość przeciągnięcia samolotu w liczbie Macha mogła równać się MMO samolotu, a pilot nie mógł zwolnić (bez przeciągania) ani przyspieszyć (bez przekraczania maksymalnej prędkości roboczej samolotu). Zostało to nazwane „Korkiem trumny”.

4.11.4 Warstwa przyścienna #

Lepki charakter przepływu powietrza zmniejsza lokalne prędkości na powierzchni i jest odpowiedzialny za tarcie skóry. Jak omówiono wcześniej w rozdziale, warstwa powietrza nad powierzchnią skrzydła, która jest spowalniana lub zatrzymywana przez lepkość, jest warstwą graniczną. Istnieją dwa różne typy przepływu warstwy granicznej: laminarny i turbulentny.

4.11.5 Przepływ laminarnej warstwy przyściennej #

Laminarna warstwa przyścienna jest bardzo płynnym przepływem, podczas gdy turbulentna warstwa przyścienna zawiera zawirowania lub „obrzęki”. Przepływ laminarny powoduje mniejszy opór tarcia skóry niż przepływ turbulentny, ale jest mniej stabilny. Przepływ warstwy granicznej nad powierzchnią skrzydła zaczyna się jako płynny przepływ laminarny. W miarę jak przepływ utrzymuje się z powrotem od krawędzi natarcia, warstwa graniczna laminarnej zwiększa się grubość.

4.11.6 Turbulentny przepływ warstwy granicznej #

W pewnej odległości wstecz od krawędzi natarcia płynny przepływ laminarny załamuje się i przechodzi do przepływu turbulentnego. Z punktu widzenia oporu wskazane jest, aby przejście od przepływu laminarnego do turbulentnego jak najdalej do tyłu na skrzydle, lub mieć dużą ilość powierzchni skrzydła w laminarnej części warstwy przyściennej. Jednak niski przepływ laminarny ma tendencję do rozpadania się bardziej nagle niż warstwa turbulentna.

4.11.7 Separacja warstwy granicznej #

Innym zjawiskiem związanym z przepływem lepkim jest separacja. Oddzielenie następuje, gdy przepływ powietrza odrywa się od profilu. Naturalna progresja przebiega od laminarnej warstwy granicznej do turbulentnej warstwy przyściennej, a następnie do separacji przepływu powietrza. Separacja przepływu powietrza powoduje duży opór i ostatecznie niszczy dźwig. Punkt separacji warstwy granicznej przesuwa się do przodu na skrzydle wraz ze wzrostem AOA. [Rysunek 4-58]

Generatory wirowe są używane do opóźniania lub zapobiegania separacji warstw granicznych wywołanej przez falę uderzeniową napotkanego w locie transonicznym. Są to małe płaty o niskim współczynniku kształtu umieszczone w temperaturze od 12° do 15° AOA do strumienia powietrza. Zwykle rozmieszczone kilka cali od siebie wzdłuż skrzydła przed lotkami lub innymi powierzchniami kontrolnymi generatory wirowe tworzą wir, który miesza graniczny przepływ powietrza z przepływem powietrza o wysokiej energii tuż nad powierzchnią. Daje to wyższe prędkości powierzchniowe i zwiększa energię warstwy przyściennej. W związku z tym silniejsza fala uderzeniowa jest niezbędna do wytworzenia separacji przepływu powietrza.

4.11.8 Fale uderzeniowe #

Kiedy samolot leci z prędkością poddźwiękową, powietrze przed nami jest „ostrzeżone” o nadlatywaniu samolotu przez zmianę ciśnienia przenoszoną przed samolotem z prędkością dźwięku. Z powodu tego ostrzeżenia powietrze zaczyna odsuwać się na bok przed przybyciem samolotu i jest gotowe do łatwego przejścia. Gdy prędkość samolotu osiąga prędkość dźwięku, zmiana ciśnienia nie może już ostrzegać powietrza z wyprzedzeniem, ponieważ samolot nadąża za własnymi falami ciśnienia. Cząstki powietrza piętrzą się raczej przed samolotem, powodując gwałtowny spadek prędkości przepływu bezpośrednio przed samolotem z odpowiednim wzrostem ciśnienia i gęstości powietrza.

W miarę jak prędkość samolotu wzrasta poza prędkością dźwięku, ciśnienie i gęstość sprężonego powietrza przed nim wzrasta, obszar kompresji rozciąga się na pewną odległość przed samolotem. W pewnym momencie w strumieniu powietrza cząstki powietrza są całkowicie niezakłócone, ponieważ nie miały zaawansowanego ostrzeżenia o zbliżaniu się samolotu, aw następnej chwili te same cząstki powietrza są zmuszone do nagłych i drastycznych zmian temperatury, ciśnienia, gęstości i prędkości. Granica między niezakłóconym powietrzem a obszarem sprężonego powietrza nazywana jest falą uderzeniową lub „kompresyjną”. Ten sam typ fali powstaje, gdy naddźwiękowy strumień powietrza jest spowalniany do poddźwiękowego bez zmiany kierunku, na przykład gdy strumień powietrza jest przyspieszany do prędkości dźwiękowej nad wygiętą częścią skrzydła, a następnie zwalniany do prędkości poddźwiękowej w miarę przepływu obszaru maksymalnego pochylenia. Fala uderzeniowa tworzy się jako granica między zakresami naddźwiękowymi i poddźwiękowymi.

Ilekroć fala uderzeniowa tworzy się prostopadle do przepływu powietrza, nazywana jest „normalną” falą uderzeniową, a przepływ bezpośrednio za falą jest poddźwiękowy. Naddźwiękowy strumień powietrza przechodzący przez normalną falę uderzeniową doświadcza tych zmian:

• Strumień powietrza jest spowolniony do poddźwiękowego.
• Przepływ powietrza bezpośrednio za falą uderzeniową nie zmienia kierunku.
• Ciśnienie statyczne i gęstość strumienia powietrza za falą jest znacznie zwiększona.
• Energia strumienia powietrza (wskazana przez ciśnienie całkowite — dynamiczne i statyczne) jest znacznie zmniejszona.

Powstawanie fali uderzeniowej powoduje wzrost oporu. Jednym z głównych efektów fali uderzeniowej jest utworzenie gęstego obszaru wysokiego ciśnienia bezpośrednio za falą. Niestabilność obszaru wysokiego ciśnienia oraz fakt, że część energii prędkości strumienia powietrza jest przekształcana w ciepło podczas przepływu przez falę, jest czynnikiem przyczyniającym się do wzrostu oporu, ale opór wynikający z separacji przepływu powietrza jest znacznie większy. Jeśli fala uderzeniowa jest silna, warstwa graniczna może nie mieć wystarczającej energii kinetycznej, aby wytrzymać separację przepływu powietrza. Opór poniesiony w obszarze transonicznym z powodu tworzenia się fali uderzeniowej i separacji przepływu powietrza jest znany jako „oporu fali”. Gdy prędkość przekracza krytyczną liczbę Macha o około 10 procent, opór fali gwałtownie wzrasta. Znaczny wzrost ciągu (mocy) jest wymagany, aby zwiększyć prędkość lotu poza ten punkt do zakresu naddźwiękowego, gdzie, w zależności od kształtu płata i kąta natarcia, warstwa przyścienna może się ponownie przymocować.

Normalne fale uderzeniowe tworzą się na górnej powierzchni skrzydła i tworzą dodatkowy obszar przepływu naddźwiękowego i normalną falę uderzeniową na dolnej powierzchni. Gdy prędkość lotu zbliża się do prędkości dźwięku, obszary przepływu naddźwiękowego powiększają się, a fale uderzeniowe zbliżają się do krawędzi spływu. [Rysunek 4-59]

Z „Drag Rise” związane są bufet (znany jako bufet Macha), zmiany wyposażenia i stabilności oraz spadek kontroli

Skuteczność siły. Utrata podnoszenia w wyniku separacji przepływu powietrza powoduje utratę downwash i zmianę położenia środkowego ciśnienia na skrzydle. Separacja przepływu powietrza powoduje turbulentne budzenie za skrzydłem, co powoduje, że powierzchnie ogona buffują (wibracje). Kontrola nachylenia nosa w górę i nos w dół zapewniana przez poziomy ogon zależy od downwash za skrzydłem. W ten sposób wzrost downwash zmniejsza skuteczność kontroli pochylenia poziomego ogona, ponieważ skutecznie zwiększa kąt natarcia, który widzi powierzchnia ogona. Ruch skrzydła CP wpływa na moment rzucania skrzydła. Jeśli CP porusza się na rufie, powstaje moment nurkowania, zwany „Mach Tuck” lub „Tuck Under”, a jeśli porusza się do przodu, powstaje moment w górę. Jest to główny powód rozwoju konfiguracji ogona w kształcie litery T na wielu samolotach napędzanych turbiną, co stawia stabilizator poziomy tak daleko, jak praktyczne od turbulencji skrzydeł.

4.11.9 Sweepback #

Większość trudności lotu transonicznego wiąże się z separacją przepływu wywołaną falą uderzeniową. Dlatego wszelkie sposoby opóźniania lub łagodzenia separacji wywołanej wstrząsem poprawiają wydajność aerodynamiczną. Jedną z metod jest zamiatanie skrzydeł. Teoria Sweepback opiera się na założeniu, że jest to tylko składnik przepływu powietrza prostopadły do krawędzi natarcia skrzydła, który wpływa na rozkład ciśnienia i tworzenie się fal uderzeniowych. [Rysunek 4-60]

W samolocie z prostym skrzydłem przepływ powietrza uderza w krawędź natarcia skrzydła pod kątem 90°, a jego pełne uderzenie powoduje ciśnienie i uniesienie. Skrzydło z przeciągnięciem jest uderzane przez ten sam przepływ powietrza pod kątem mniejszym niż 90°. Ten strumień powietrza na zwiniętym skrzydle ma wpływ na przekonanie skrzydła do uwierzenia, że leci wolniej niż jest w rzeczywistości; W ten sposób powstawanie fal uderzeniowych jest opóźnione. Zalety przemiatania skrzydeł obejmują wzrost krytycznej liczby Macha, liczbę Macha Divergence Force oraz liczbę Macha, przy której opór wznosi się na szczyty. Innymi słowy, Sweep opóźnia pojawienie się efektów ściśliwości.

Liczba Macha, która powoduje gwałtowną zmianę współczynnika oporu, nazywana jest liczbą Macha „Force Divergence” i dla większości płatów zwykle przekracza krytyczną liczbę Macha o 5 do 10 procent. Przy tej prędkości separacja przepływu powietrza wywołana tworzeniem fali uderzeniowej może powodować znaczne zmiany współczynników oporu, podnoszenia lub momentu pochylenia. Oprócz opóźnienia wystąpienia efektów ściśliwości, SweepBack zmniejsza wielkość zmian współczynników oporu, podnoszenia lub momentu. Innymi słowy, użycie Sweepback „łagodzi” rozbieżność siły.

Wadą zamiatanych skrzydeł jest to, że mają tendencję do hamowania na końcach skrzydeł, a nie na korzeniach skrzydeł. [Rysunek 4-61] Dzieje się tak, ponieważ warstwa przyścienna ma tendencję do płynięcia w rozpiętości w kierunku końcówek i oddzielania się w pobliżu krawędzi natarcia. Ponieważ czubki skrzydła z zamachem znajdują się na tylnej części skrzydła (za CL), przeciągnięcie końcówki skrzydła powoduje, że CL porusza się do przodu na skrzydle, zmuszając nos do dalszego wzniesienia. Tendencja do przeciągnięcia końcówki jest największa, gdy połączenie zamiatania skrzydeł i stożka jest połączone.

Sytuację przeciągnięcia może pogorszyć konfiguracja ogona w kształcie litery T, która zapewnia niewielkie lub żadne ostrzeżenie przed przeciągnięciem w postaci bufetu ogonowego. [Rysunek 4-62] Ogon w kształcie litery T, znajdujący się nad wybudzeniem skrzydła, pozostaje skuteczny nawet po tym, jak skrzydło zaczęło się hamować, co pozwala pilotowi nieumyślnie wprowadzić skrzydło do głębszego boksu przy znacznie większym AOA. Jeśli poziome powierzchnie ogona zostaną zakopane w ślad za skrzydłem, winda może stracić wszelką skuteczność, co uniemożliwia zmniejszenie położenia pochylenia i złamanie przeciągnięcia. W reżimach przed przeciągnięciem i natychmiastowym przeciągnięciem, właściwości podnoszenia/przeciągania samolotu z ruchomym skrzydłem (w szczególności ogromny wzrost oporu przy niskich prędkościach) mogą powodować coraz bardziej opadającą ścieżkę lotu bez zmiany położenia pochylenia, co jeszcze bardziej zwiększa AOA. W tej sytuacji, bez wiarygodnych informacji o AOA, pochylenie nachylenia w dół wraz ze wzrostem prędkości lotu nie gwarantuje, że przeprowadzono odzysk, a ruch w górę na tym etapie może jedynie zatrzymać statek powietrzny.

Charakterystyczną cechą samolotu T-tail jest zaciekłe rozbijanie się, gdy utknął w skrajnych postawach na wysokości nosa, co utrudnia lub gwałtowna powrót do zdrowia. Popychacz kija hamuje ten rodzaj przeciągnięcia. Przy około jeden węzeł powyżej prędkości przeciągnięcia, wstępnie zaprogramowane siły drążka automatycznie przesuwają drążek do przodu, zapobiegając wysuwaniu się przeciągnięcia. Do systemu można również włączyć ogranicznik G, aby zapobiec narzucaniu pochylenia przez popychacz drążka nadmiernym obciążeniem samolotu. Z drugiej strony „wytrząsarka” ostrzega o przeciągnięciu, gdy prędkość lotu jest o pięć do siedmiu procent powyżej prędkości przeciągnięcia.

4.11.10 Granice bufetu Mach #

Bufet Macha jest funkcją prędkości przepływu powietrza nad skrzydłem – niekoniecznie prędkości samolotu. Za każdym razem, gdy zbyt duże jest zapotrzebowanie na windę na skrzydle, czy to ze zbyt szybkiej prędkości, czy ze zbyt wysokiego AOA w pobliżu MMO, pojawia się bufet „szybkiej prędkości”. Zdarzają się również sytuacje, w których bufet można doświadczyć przy znacznie niższych prędkościach, znanych jako „niski bufet Macha”.

Samolot lecący z prędkością zbyt niską dla swojej wagi i wysokości wymagającej wysokiego AOA jest najbardziej prawdopodobną sytuacją, która powoduje niską prędkość bufetu Macha. Ten bardzo wysoki poziom AOA powoduje zwiększenie prędkości przepływu powietrza nad górną powierzchnią skrzydła, aż pojawią się te same efekty fal uderzeniowych i bufetu, co w przypadku szybkiego bufetu. AOA skrzydła ma największy wpływ na wywołanie bufetu Macha na granicach dużej lub niskiej prędkości dla samolotu. Warunki zwiększające AOA, prędkość przepływu powietrza nad skrzydłem i szanse na bufet Macha to:

• Duże wysokości — im wyższy samolot leci, tym cieńsze powietrze i większe AOA potrzebne do wytworzenia podnoszenia potrzebnego do utrzymania poziomu lotu.
• Ciężkie ciężary — im cięższy samolot, tym większe podniesienie wymagane od skrzydła i wszystkie inne rzeczy są równe, tym większe AOA.
• Ładowanie G — wzrost obciążenia G na statku powietrznym ma taki sam efekt, jak zwiększenie masy samolotu. Niezależnie od tego, czy wzrost sił G jest spowodowany zwojami, zgrubną kontrolą lub turbulencją, efekt zwiększenia AOA skrzydła jest taki sam.

4.11.11 Kontrola lotu z dużą prędkością #

W samolotach z dużą prędkością kontrole lotu są podzielone na podstawowe sterowanie lotem i drugorzędne lub pomocnicze kontrole lotu. Podstawowa kontrola lotu manewruje samolotem wokół osi pochylenia, toczenia i odchylenia. Należą do nich lotki, winda i ster. Drugorzędne lub pomocnicze kontrole lotu obejmują zakładki, klapy krawędzi natarcia, klapy krawędzi spływu, spoilery i listwy.

Spoilery są używane na górnej powierzchni skrzydła, aby zepsuć lub zmniejszyć siłę nośną. Szybkie samoloty, ze względu na ich czysty projekt o niskim oporze, wykorzystują spoilery jako hamulce prędkości, aby je spowolnić. Spoilery są rozszerzane natychmiast po przyziemieniu, aby zrzucić windę, a tym samym przenosić ciężar samolotu ze skrzydeł na koła, aby uzyskać lepsze wyniki hamowania. [Rysunek 4-63]

Samoloty transportowe odrzutowe mają małe lotki. Przestrzeń dla lotek jest ograniczona, ponieważ dla klap potrzebnych jest jak najwięcej krawędzi spływu skrzydła. Ponadto lotka o rozmiarach konwencjonalnych powodowałaby skręcanie skrzydła przy dużej prędkości. Z tego powodu spoilery są używane zgodnie z lotkami, aby zapewnić dodatkową kontrolę przechyłu.

Niektóre transporty odrzutowe mają dwa zestawy lotek, parę lotek zaburtowych o małej prędkości i parę szybkich lotek wewnętrznych. Gdy klapy są całkowicie schowane po starcie, lotki zaburtowe są automatycznie blokowane w pozycji owiewkowej.

W przypadku kontroli przechyłu spojler z boku lotki w górę wysuwa się i zmniejsza podnoszenie po tej stronie, powodując opadnięcie skrzydła. Jeśli spoilery są rozszerzane jako hamulce prędkości, nadal mogą być używane do kontroli toczenia. Jeśli są typu różnicowego, rozciągają się dalej z jednej strony i cofają się z drugiej strony. Jeśli są to typy nieróżnicowe, rozciągają się dalej z jednej strony, ale nie cofają się z drugiej strony. Po całkowitym wydłużeniu w miarę hamulców prędkości, spojlery nieróżnicowe pozostają wydłużone i nie uzupełniają lotek.

Aby uzyskać gładkie przeciągnięcie i wyższy poziom AOA bez oddzielania przepływu powietrza, krawędź natarcia skrzydła powinna mieć dobrze zaokrąglony, prawie tępy kształt, do którego przepływ powietrza może przylegać przy wyższym AOA. W tym kształcie separacja przepływu powietrza rozpoczyna się na krawędzi spływu i postępuje stopniowo wraz ze wzrostem AOA.

Spiczasta krawędź natarcia niezbędna do szybkiego lotu skutkuje nagłym przeciągnięciem i ogranicza użycie klap krawędzi spływu, ponieważ przepływ powietrza nie może podążać za ostrą krzywką wokół krawędzi natarcia skrzydła. Przepływ powietrza ma tendencję do odrywania się raczej nagle z górnej powierzchni przy umiarkowanym AOA. Aby wykorzystać klapy krawędzi spływu, a tym samym zwiększyć CL-MAX, skrzydło musi przejść do wyższego AOA bez separacji przepływu powietrza. Dlatego szczeliny krawędzi natarcia, listwy i klapy są używane do poprawy charakterystyki niskiej prędkości podczas startu, wznoszenia i lądowania. Chociaż urządzenia te nie są tak mocne jak klapy krawędzi spływu, są skuteczne, gdy są używane w pełnej rozpiętości w połączeniu z klapami krawędzi spływu z wysokim podniesieniem. Za pomocą tych wyrafinowanych urządzeń o wysokim podnoszeniu separacja przepływu powietrza jest opóźniona, a CL-MAX znacznie się zwiększa. W rzeczywistości zmniejszenie prędkości przeciągnięcia o 50 węzłów nie jest niczym niezwykłym.

Wymagania operacyjne dużego samolotu transportowego odrzutowego wymagają dużych zmian wyposażenia nachylenia. Niektóre wymagania to:

• Duży zakres CG
• Duży zakres prędkości
• Możliwość wykonywania dużych zmian trymowania z powodu krawędzi natarcia skrzydła i krawędzi spływu Urządzenia o wysokim podnoszeniu bez ograniczania ilości pozostałej windy
• Utrzymanie oporu przycinania do minimum

Wymagania te spełniają zastosowanie stabilizatora poziomego o zmiennej częstości występowania. Duże zmiany wykończenia w samolocie ze stałym ogonem wymagają dużych ugięć windy. Przy tych dużych odchyleniach nieco dalszy ruch windy pozostaje w tym samym kierunku. Stabilizator poziomy o zmiennej częstości jest przeznaczony do usuwania zmian trymu. Stabilizator jest większy niż winda, a co za tym idzie, nie musi być przesuwany tak dużym kątem. To sprawia, że winda usprawnia płaszczyznę ogonową z pełnym zakresem ruchu w górę iw dół. Stabilizator poziomy o zmiennej częstości może

być ustawione tak, aby obsługiwać większość zapotrzebowania na kontrolę nachylenia, przy czym winda obsługuje resztę. W samolotach wyposażonych w poziomy stabilizator o zmiennej częstotliwości, winda jest mniejsza i mniej skuteczna w odosobnieniu niż w samolocie ze stałym ogonem. W porównaniu z innymi kontrolami lotu, stabilizator poziomy o zmiennej częstości jest niezwykle silny w swoim działaniu.

Ze względu na rozmiar i duże prędkości samolotów transportowych odrzutowych siły wymagane do przemieszczania powierzchni sterujących mogą być poza siłą pilota. W związku z tym powierzchnie sterujące są uruchamiane za pomocą hydraulicznych lub elektrycznych jednostek napędowych. Przesunięcie elementów sterujących na pokładzie lotu sygnalizuje wymagany kąt sterowania, a jednostka napędowa ustawia rzeczywistą powierzchnię sterującą. W przypadku całkowitej awarii jednostki napędowej ruch powierzchni sterującej może być realizowany poprzez ręczne sterowanie wypustkami sterującymi. Przesunięcie zakładki sterującej zaburza wyważenie aerodynamiczne, co powoduje ruch powierzchni sterującej.