При правом боковике основными признаками плохой посадки являются:
- доворот в наветренную сторону перед касанием полосы - касание полосы с опережением на левую стойку основных шасси - посадка левее осевой линии посадочной полосы, и др.
"Предупредительная тряска" /дискуссия на форуме вирпилов/
Явление это не новое, не особо вредное, а порой и полезное. Она предупреждает пилота о приближении к скорости сваливания. На многих самолетах перед сваливанием в штопор возникала тряска, и можно было успеть остановить сваливание. Главное тут в том, чтобы не было тряски угрожающей прочности конструкции или затрудняющей пилотирование. Предупредительную тряску можно заложить в конструкцию крыла намеренно, на этапе проектирования. Для этого корневую часть крыла надо компоновать менее скоростными утолщенными профилями. Они первые выйдут на срывное обтекание, но, из-за малой величины плеча, срыв потока на них не создаст больших кренящих моментов.
И-16 очень легко сваливался в штопор. На многих самолетах перед сваливанием в штопор возникала тряска, и можно было успеть остановить сваливание. А у И-16 возникновение тряски совпадало с вхождением в штопор. Правда, и выходить на нем из штопора было легко. При потере скорости на вираже Аэрокобра могла сорваться в штопор, но как бы предупреждала об этом появлением тряски. Благодаря хорошей приемистости мотора и отличной аэродинамике истребитель быстро разгонялся...
У ЛаГГ крыло скоростное и явно выраженной предупредительной тряски на малых скоростях не наблюдается. Минимально допустимая скорость полета с "гладким" крылом высока. Двигатель откровенно слаб. Значительные удельные нагрузки на крыло (большой собственный вес и малая площадь крыла) ограничивают его маневренные характеристики. При высоких значениях разрешенных эксплуатационных перегрузок по прочности, максимальные значения перегрузок по срыву (Су доп.) малы. Вот и появляются на свет рекомендации типа: "энергично, но не резко".
Ещё раз о режимах полета. И на первом, и на втором режиме полета при увеличении угла атаки скорость будет падать, а при увеличении тяги или уменьшении угла атаки - расти. Но если на первом режиме, в случае недостатка тяги, скорость самолета будет просто уменьшаться, то перейдя во второй режим самолет может свалиться в штопор или на крыло. Дискуссии про второй режим полета разгораются с новой силой после очередного падения перегруженного самолета на взлете, когда для увеличения скорости не хватает тяги, а для уменьшения угла атаки - высоты.
1. Земная система координат. Она связана с Землей. В этой с.к. самолет обозначен точкой - центром масс. В такой с.к. удобно исследовать траекторию движения ЛА. Начало отсчета земной с.к. можно выбирать произвольно на поверхности Земли.
2. Связанная система координат. Она связана с самолетом. Применяется для исследования устойчивости и управляемости ЛА. Ось Х в ней совпадает со строительной осью самолета. Ось Y расположенав плоскости симметрии самолета перпендикулярно оси Х. Ось Z перпендикулярна плоскости симметрии. Начало отсчета связанной с.к. совпадает с центром масс самолета. В такой с.к. удобно рассматривать моменты сил действующих на самолет относительно трех его осей. Положение самолета в пространстве определяется углами между осями земной и связанной системами координат.
3. Скоростная система координат. Она тоже связана с самолетом, но отличается от связанной с.к. тем, что ось Х в ней направлена параллельно вектору скорости набегающего потока воздуха. Ось Y перпендикулярна ей. Начало отсчета системы совпадает с центром масс самолета. В такой с.к. удобно рассматривать составляющие полной аэродинамической силы, т.к. её проекция на ось Y ничто иное как подъемная сила, а проекция на ось Х - лобовое сопротивление. ------------------
Так как вектор скорости полета всегда совпадает с касательной к траектории полета, можно сделать вывод,что подъемная сила всегда перпендикулярна ей. Это «правило» помогает нам никогда не ошибаться при изображении схемы сил действующих на самолет в любой точке траектории маневра.
И ещё, правило для "гуманитариев": Разложив вес самолета на его составляющие (проекции) по осям Х и Y в схемах сил набора и снижения, забудьте о нем и оперируйте только его составляющими.
Нет более "темной" темы в аэродинамике, чем пресловутый "фокус", и прежде чем рассуждать о нем, вспомним некоторые постулаты статики:
1. Основной закон статики (он же первый закон Ньютона) гласит: "Если на тело не действуют никакие силы, или сумма всех действующих на него сил равна нулю, то оно будет находится в состоянии покоя или равномерного прямолинейного движения." (Это может быть горизонтальный полет, набор высоты или снижение). 2. Всякая причина, изменяющая это состояние, называется силой. 3. Точка приложения силы, действующей на тело, может быть взята где угодно на, так называемой, линии действия силы, совпадающей с направлением силы. 4. Если линия действия силы не проходит через центр тяжести самолета, то сила создает вращательный момент. 5. Все силы действующие на самолет можно свести к одной равнодействующей силе, так же, как и разложить любую силу на две, и более, составляющих. 6. Сила, относительно точки своего приложения, моментов не создает. 7. Если свободное тело не вращается, значит равнодействующая всех действующих на тело сил приложена к ЦТ тела или она равна нулю.
Теперь вернемся к фокусу. Первое, что надо четко уяснить: есть два фокуса - фокус крыла, и фокус самолета. Они совсем не подобны и проводить аналогию между ними нельзя. Фокус крыла - мнимая точка, жестко" зафиксированная" на хорде крыла. В следствии линейной зависимости Су крыла от угла атаки, её координата определяется математическим путем. И используется для упрощения расчетов величины продольных моментов крыла относительно его передней кромки, а не относительно ЦТ, как думают некоторые. Понятие "фокуса крыла" было введено русским, ученым, С.А. Чаплыгиным, который дал ему следующее определение: "Аэродинамическим фокусом крыла называется точка на хорде, момент относительно которой остается постоянным при небольших изменениях угла атаки." Фокус крыла никакого отношения к устойчивости и управляемости не имеет. Изолированное крыло объект не устойчивый в принципе. Самолет, другое дело - это система. Система состоящая из крыла, фюзеляжа и хвостового оперения. У него есть нейтральная центровка- Neutral Point (NP), по забугорному. И если её не превышать, то "система" будет вести себя вполне прилично. В смысле - устойчиво. Беда в том, что нейтральную центровку сначала "обозвали" фокусом самолета (по аналогии с фокусом крыла), а затем уже наделили её свойствами этого самого фокуса. Свойствами, которые не были присущи ей изначально. "Фокус самолета", из-за нелинейной зависимости Су самолета от угла атаки, математически найти невозможно. Потому и определяется он экспериментальным путем. Вернее, определяется не он, а нейтральная центровка. И называть её фокусом не совсем верно, т.к. "фокус"- это точка, а нейтральная центровка имеет диапазон, до 10% САХ. Если положение фокуса зависит от скорости полета, изменения тяги, децентрации двигателя, скоса потока за крылом, балансировочного отклонения руля высоты... то это лишний раз доказывает, что Су по углу атаки линейной функцией не является и прирост подъемной силы самолета фиксированной точки приложения не имеет.
Неужели, русский ученый, аэродинамик, Сергей Алексеевич Чаплыгин - прародитель фокуса крыла , прошел бы мимо возможности использовать фокус самолета в теории устойчивости ЛА, если бы в этом был смысл.
Не какой-то там мифический" фокус самолета", а "нейтральная центровка" - именно то название, которое, ИМХО, следует употреблять при рассмотрении вопросов устойчивости и управляемости самолетов.
Горизонтальный стабилизатор самолетов классической схемы предназначен для их балансировки в прямолинейном полете путем создания кабрирующего момента необходимого для компенсации пикирующего момента крыла и фюзеляжа. Руль высоты служит для создания управляющих моментов при маневрировании. Отрицательный угол установки стабилизатора выбирается таким, что бы на скоростях близких к наивыгоднейшей, при оптимальных значениях центровки и веса, руль высоты находился в положении близком к нейтральному. При значительных отклонениях: скорости полета, веса, центровки...от расчетных, может возникнуть необходимость создания дополнительного балансировочного момента для стабилизации полета, путем отклонения руля высоты. Набегающий воздушный поток будет пытается вернуть руль высоты в нейтральное положение. Появятся нагрузки в продольном канале управления. Вот тут нам на помощь придёт триммер руля высоты.
Алексей, был неделю в оффлайне (учился летать по инструментам). По возвращении совсем забыл, о чем я там хотел добавить. Так что не обессудьте... unsure
Попытка объяснить искривление траектории полета на вираже ТОЛЬКО скольжением порочна в принципе. В реальном полете ввод в вираж (поворот), сам вираж и вывод из него выполняются без скольжения: координированным отклонением элеронов, РН и РВ. При отсутствии скольжения (шарик в центре) продольная устойчивость самолета на вираже будет не хуже чем в горизонтальном полете - любое произвольное изменение угла атаки к набегающему потоку будет вызывать восстанавливающий момент относительно центра тяжести самолета. И так будет продолжаться все время пока сам ЦТ самолета, согласно законов физики, будет описывать дугу под действием центростремительной силы создаваемой крылом.
Одним из факторов уменьшения нагрузки на хвостовое оперение Вами было названо уменьшение плотности воздуха с высотой. ===============================
Повторяю, величина нагрузки зависит не от плотности воздуха, а от скоростного напора!
При Су (угле атаки) = const, для удержания самолета в воздухе на любой высоте требуется один и тот же скоростной напор.
Обычно, на взлете и у земли, угол атаки (Су) больше, чем на крейсерском режиме, на эшелоне. Следовательно, на эшелоне скоростной напор может быть даже больше чем у земли, несмотря на меньшую плотность воздуха.
Вторым режимом называется режим установившегося горизонтального полета на скоростях ниже V нв., при котором, в отличие от первого режима, случайное уменьшение скорости приводит к росту лобового сопротивления и к дальнейшей потери скорости.
Такое поведение самолета часто трактуется как неустойчивость самолета по скорости.
В действительности же "неустойчивость по скорости" на втором режиме есть ничто иное как "неустойчивое равновесие по скорости". И нарушает его сам пилот, пытаясь пилотировать самолет аналогично приемам пилотирования на первых режимах - стремясь сохранять высоту полета без увеличения тяги двигателей.
Тупики аэродинамической науки. ------------------------------------------ После открытия современных профилей все эти пластины, дужки, желобки, их графики, таблицы и поляры остались в тупике научного развития аэродинамики. Единственное зерно извлеченное из этого тупика то, что и для тел обтекаемой, каплеобразной формы, сопротивление которых в тридцать раз меньше сопротивления пластины, при равном миделе, зависимость аэродинамических сил оказалась пропорциональной квадрату скорости потока. Квадратичная зависимость указывала на то, что силы возникают за счет кинетической энергии потока. Вот тут и вспомнили старика Бернулли... И впали во второй тупик, когда полеты на околозвуковых скоростях попытались описать при помощи его теории.
Моим самым фундаментальным открытием в теории и практике летного обучения стало то, что знание пилотом причины возникновения подъемной силы на крыле является избыточным и уж никак не влияет на безопасность полетов. Аэродинамики до сих пор не имеют единого мнения на этот счет. А может ну её ...? Ну не знаю я, например, как устроен телевизор, но это не мешает мне смотреть его. Хотел бы я знать как устроен компьютер, но и без этих знаний я имею удовольствие общаться с вами. Для простого пользователя и телевизор, и компьютер суть – черные ящики.Черный ящик (не путать с самолетным) - это такой объект, который имеет вход и выход. Мы не знаем, как устроен он внутри, но мы точно знаем к каким результатам на выходе приведут наши действия на его входе.
Может действительно стоит понизить уровень своих притязаний на знание предмета и сосредоточиться на знании следствий из него:
Предположим, я имею крыло определенного профиля (Cy по альфа) и площади (S), придаю ему определенный угол атаки по отношению к набегающему потоку (q) и по его скорости и плотности определяю подъемную силу крыла.
Короче: Y = Cy*q*S
Ньютон не заморачивался причинами возникновения сил. Для него сила должна была быть механической, движущей и создавать ускорение тела обратно пропорционально его массе.
F = ma
Подъемная сила самолета удовлетворяет этим требованиям и может быть выражена в форме его второго закона:
