4.6.1 Сили в поворотах #
Якщо літак дивився прямо і на рівні з фронту [Figure 4-28], а якщо сили, що діють на літак
можна було побачити, підйом і вага були б очевидні: дві сили. Якби літак перебував у банку, було б очевидно, що ліфт не діяв прямо проти ваги, а тепер діє в напрямку банку. Основна істина про повороти: коли літак гнеться, підйом рухається всередину до центру повороту, а також вгору.
Перший закон Ньютонів, закон інерції, стверджує, що об’єкт у спокої або рухається по прямій лінії залишається в спокої або продовжує рухатися по прямій, доки не буде діяти якась інша сила. Літак, як і будь-який рухомий об’єкт, вимагає сили вбік, щоб зробити його поворотом. У звичайному повороті ця сила забезпечується шляхом натискання літака так, щоб підйом застосовувався всередину, а також вгору. Сила підйому під час повороту розділена на дві складові під прямим кутом один до одного. Один компонент, який діє вертикально і протилежно ваги (гравітації), називається «вертикальною складовою підйому». Інший, який діє горизонтально до центру повороту, називається «горизонтальною складовою підйому» або доцентровою силою. Горизонтальна складова підйому – це сила, яка тягне літак з прямої траєкторії польоту, щоб зробити його поворотом. Відцентрова сила — це «рівна і протилежна реакція» літака на зміну напрямку і діє рівною і протилежною горизонтальній складовій підйому. Це пояснює, чому в правильно виконаному повороті сила, яка повертає літак, не подається кермом. Кермо використовується для виправлення будь-яких відхилень між прямою колією носа і хвоста літака. Хороший поворот – це той, у якому ніс і хвіст літака відстають по одному шляху. Якщо кермо не використовується в повороті, ніс літака відривається до зовнішньої сторони повороту. Руддер використовується для повернення носа у відповідність до відносного вітру.
Літак не керується як човен чи автомобіль. Для того, щоб літак повернувся, його потрібно закласти. Якщо він не наділений, немає сили, щоб змусити його відхилятися від прямої траєкторії польоту. Навпаки, коли літак опиняється, він повертається за умови, що він не ковзає всередину повороту.
Хороший контроль спрямованості заснований на тому факті, що літак намагається розвернутися, коли його накладають. Пілоти повинні пам’ятати про цей факт, намагаючись утримувати літак у прямому та рівнів польоту.
Просте введення літака в поворот не змінює загальну кількість ліфта. Оскільки підйомна сила під час банку поділяється на вертикальну та горизонтальну складові, величина підйому протилежної тяжкості та підтримки ваги літака зменшується. Отже, літак втрачає висоту, якщо не буде створено додатковий підйомник. Це робиться шляхом збільшення AOA до тих пір, поки вертикальна складова підйому знову не стане рівною вазі. Оскільки вертикальна складова підйому зменшується зі збільшенням кута нахилу, AOA необхідно поступово збільшувати, щоб забезпечити достатню вертикальну підйомну силу для підтримки ваги літака. Важливим фактом, який слід пам’ятати пілотам під час виконання постійних висотних поворотів, є те, що вертикальна складова підйому повинна дорівнювати ваги для підтримки висоти.
На заданій швидкості повітря швидкість, з якою обертається літак, залежить від величини горизонтальної складової підйому. Виявлено, що горизонтальна складова підйому пропорційна куту берега, тобто збільшується або зменшується відповідно зі збільшенням або зменшенням кута берега. Зі збільшенням кута нахилу горизонтальна складова підйому збільшується, тим самим збільшуючи гниль. Отже, при будь-якій заданій швидкості гниття можна контролювати, регулюючи кут нахилу.
Щоб забезпечити вертикальну складову підйомника, достатній для утримання висоти на рівні повороту, потрібне збільшення AOA. Оскільки опір аеродрому прямо пропорційний його AOA, індукований опір збільшується зі збільшенням підйому. Це, у свою чергу, спричиняє втрату повітряної швидкості пропорційно куту берега. Невеликий кут нахилу берега призводить до невеликого зниження швидкості повітря, тоді як великий кут нахилу призводить до значного зниження швидкості повітря. Додаткова тяга (потужність) повинна бути
Застосовується для запобігання зниження швидкості повітря при поворотах. Необхідна величина додаткової тяги пропорційна куту нахилу.
Щоб компенсувати додаткове підйом, що було б, якби швидкість повітря була збільшена під час повороту, AOA необхідно зменшити або збільшити кут нахилу, якщо потрібно підтримувати постійну висоту. Якщо кут нахилу тримається постійним, а AOA зменшується, гниль зменшується. Щоб підтримувати постійну гниль при збільшенні швидкості повітря, AOA має залишатися постійним, а кут нахилу збільшувати.
Збільшення швидкості повітря призводить до збільшення радіусу повороту, а відцентрова сила прямо пропорційна радіусу повороту. У правильно виконаному повороті горизонтальна складова підйому повинна бути точно рівна і протилежна відцентровій силі. Зі збільшенням швидкості повітря в повороті з постійною швидкістю радіус повороту збільшується. Це збільшення радіусу повороту викликає збільшення відцентрової сили, яка повинна бути врівноважена збільшенням горизонтальної складової підйому, яку можна збільшити лише за рахунок збільшення кута нахилу.
Під час ковзного повороту літак не повертається зі швидкістю, що відповідає використанню банку, оскільки літак відривається до зовнішньої сторони поворотної траєкторії. Літак має занадто багато накопичувача для гниття, тому горизонтальна складова підйому більша, ніж відцентрова сила. [Figure 4-29] Рівновага між компонентом горизонтальної підйомної сили та відцентровою силою відновлюється шляхом зменшення берега, збільшення гниття або комбінації двох змін.
Поворотний поворот є результатом перевищення відцентрової сили над горизонтальним компонентом підйому, що тягне літак до зовнішньої сторони повороту. Гниль занадто велика для кута нахилу. Таким чином, виправлення ковзаючого повороту передбачає зменшення гнилі, збільшення банку або комбінацію двох змін.
Щоб зберегти задану гниль, кут нахилу повинен змінюватися в залежності від швидкості повітря. Це стає особливо важливим у високошвидкісних літаків. Наприклад, зі швидкістю 400 миль на годину (миль миль на годину) літак повинен бути нахилений приблизно на 44°, щоб виконати поворот зі стандартною швидкістю (3° за секунду). Під цим кутом нахилу лише близько 79 відсотків підйому літака становить вертикальну складову підйомника. Це спричиняє втрату висоти, якщо AOA не збільшено достатньо, щоб компенсувати втрату вертикальної підйомної сили.
4.6.2 Сили в підйомах #
Для всіх практичних цілей підйом крил у стабільному стані нормального підйому такий самий, як і при стабільному польоті на тій же швидкості. Хоча шлях польоту літаків змінився під час встановлення підйому, AOA крила по відношенню до похилої траєкторії польоту повертається до практично тих самих значень, як і підйомник. Відбувається початкова миттєва зміна, як показано на малюнку 4-30. Під час переходу від прямого і рівня польоту до підйому зміна підйому відбувається при першому застосуванні тиску заднього ліфта. Підняття носа літака збільшує AOA і на мить збільшує підйом. Підйом у цей момент більше, ніж вага, і починає підйом літака. Після стабілізації шляху польоту на схилі вгору, AOA і підйом знову повертаються до значень польоту рівня.
Якщо підйом введено без зміни потужності, швидкість повітря поступово зменшується, оскільки тяга, необхідна для підтримки заданої повітряної швидкості під час польоту на рівні, недостатня для підтримки такої ж швидкості під час підйому. Коли траєкторія польоту нахилена вгору, компонент ваги літака діє в тому ж напрямку і паралельно до загального опору літака, тим самим збільшуючи загальний ефективний опір. Отже, загальний опір перевищує потужність, а повітряна швидкість зменшується. Зменшення швидкості повітря поступово призводить до відповідного зниження опору, поки загальний опір (включаючи компонент ваги, що діє в тому ж напрямку) не зрівняється з тягою. [Figure 4-31] Через імпульс зміна швидкості повітря поступово змінюється, значно змінюється в залежності від розміру літака, ваги, загального опору та інших факторів. Отже, загальний опір перевищує тягу, а повітряна швидкість зменшується.
Як правило, сили тяги і опору, підйому і ваги знову стають збалансованими, коли повітряна швидкість стабілізується, але зі значенням нижче, ніж при прямому і рівні польоту при однакових налаштуваннях потужності. Оскільки вага літаків діє не тільки вниз, але й ззаду з опором під час підйому, потрібна додаткова потужність, щоб підтримувати ту ж швидкість, що й під час польоту на рівні. Потужність залежить від кута підйому. Коли підйом встановлений досить крутий, щоб не було достатньої потужності, повільна швидкість.
Потяг, необхідний для стабілізованого підйому, дорівнює опору плюс відсоток ваги, що залежить від кута підйому. Наприклад, для підйому на 10° знадобиться тяга до рівного опору плюс 17 відсотків ваги. Щоб піднятися прямо вгору, знадобиться тяга, щоб дорівнювати всій вазі та тягам. Таким чином, кут підйому для продуктивності підйому залежить від кількості надлишкової потужності, доступної для подолання частини ваги. Зауважте, що літаки здатні підтримувати підйом через надмірну тягу. Коли надлишкова тяга зникла, літак більше не може піднятися. У цей момент літак досяг своєї «абсолютної стелі».
4.6.3 Сили в спусках #
Як і під час підйомів, сили, які діють на літак, переживають певні зміни, коли спуск вводиться прямо- і рівнів польоту. Для наступного прикладу літак спускається з такою ж потужністю, як і під час польоту прямого та рівня.
Оскільки тиск вперед прикладається до контрольного ярма, щоб ініціювати спуск, AOA на мить зменшується. Спочатку імпульс літака змушує літак ненадовго продовжувати те ж саме польоту. У цей момент AOA зменшується, що призводить до зменшення загального підйому. Оскільки вага тепер більше, ніж підйом, літак починає спускатися. У той же час шлях польоту переходить від рівня до низхідної траєкторії польоту. Не плутайте зниження підйому з нездатністю створити достатній підйом для підтримки рівня польоту. Польотною траєкторією маніпулюють з наявною тягою в резерві та з ліфтом.
Щоб спускатися з такою ж швидкістю, що використовується під час польоту прямого і рівня, потужність повинна бути зменшена при введенні спуску. Компонент ваги, що рухається вперед уздовж траєкторії польоту, збільшується зі збільшенням кута швидкості спуску і, навпаки, зменшується зі зменшенням кута швидкості спуску. Компонент ваги, що рухається вперед уздовж траєкторії польоту, збільшується зі збільшенням кута швидкості спуску і, навпаки, зменшується зі зменшенням кута швидкості спуску.
