Потребная тяга самолета: Запрашиваемый документ не найден | АвиаПорт.Ru

Содержание

Vнв, Vэк, Maximum Range, Endurance и V-speeds

В данной статье разговор пойдет сразу о 8 скоростях (а точнее, восьми понятиях), использующихся в российской и зарубежной литературе по аэродинамике, и будет сделана попытка установить тождественность некоторых из них.  А именно:

Vэк = Speed for Maximum Endurance = Vx (ВАОС) = Speed for Minimum Rate of Descend

Vнв = Speed for Maximum Range = Vy (ROC) = Best Glide Speed (Vbg)

Вероятно, вы  уже пытались разобраться в этих скоростях самостоятельно, читая авиационные форумы и разнообразные сайты в интернете. Как говорил известный персонаж Леонида Броневого: «Верить в наше время нельзя никому. Иногда даже самому себе. Мне – можно». 🙂

К сожалению, практически все форумные дискуссии на данную, довольно непростую, тему быстро переходят от аэродинамики на личности оппонентов. Искать крупицы истины в помоях, которыми незнакомые и часто малоквалифицированные люди поливают друг друга, занятие утомительное и малопродуктивное.

На самом деле, речь идет об установлении соответствия между принятыми российскими и западными терминами. Так как российская и западная школы много лет развивались обособленно друг от друга, было бы логично искать информацию по обе стороны океана. Чем я и занимался, упорно выедая мозг всем знакомым летчикам и инструкторам в Канаде на заданную тему. И знаете что? Мозг у людей здесь какой-то невкусный. 🙂 Нелюбопытные они. И хотя некоторая полезная информация была получена, ясной картины все не складывалось.

Я начал думать, что если даже весьма опытные и заслуженные летчики не знают ответа на такой популярный вопрос, то, может быть, это и есть тот самый «magic», объясняющий, почему самолет летает, а крыльями не машет?

Рис. 1:  Magic

Однажды я поделился своими сомнениями с Павлом Юрьевичем Калугиным, моим российским инструктором. Он меня сразу разочаровал, сказав, что чудес на свете не бывает, а бывает «Практическая Аэродинамика». Я задал ему тысячу вопросов (большинство из них – глупые) и получил ответы почти на все. Кроме этого, он снабдил меня соответствующей литературой. На основе всего этого была написана статья, которую вы читаете. Она содержит точные ссылки на использованные источники с указанием номеров страниц. При желании вы можете сами убедиться, что я не выдумал ничего нового, а только собрал разрозненные сведения воедино.

ВНИМАНИЕ: все нижесказанное справедливо только для самолетов с поршневыми двигателями. Аэродинамика самолетов с реактивными силовыми установками имеет массу принципиальных отличий. Вы сможете о них прочитать самостоятельно в приведенном мной учебнике А.А. Жаброва или других источниках.

КРИВЫЕ ЖУКОВСКОГО

Вообще говоря, выдумывать что-то новое и не требовалось. Все уже придумано выдающимися учеными прошлого, в частности, профессором Николаем Егоровичем Жуковским (1847 -1921), создавшим аэродинамику как науку. И хотя его огромный вклад в развитие авиации старательно замалчивается на Западе, предложенный им графо-аналитический метод анализа летных данных самолета (т. н. «кривые Жуковского») живет и побеждает.

Рис. 2: Н.Е. Жуковский

Существует ДВА вида кривых Жуковского (кривые тяг и мощностей). Вся хитрость в том, что рассматривать эти кривые нужно одновременно, имея возможность сопоставлять их друг с другом. Это будет сделано ниже, но начнем мы с аэродинамического сопротивления самолета.

ПОЛНОЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ СОПРОТИВЛЕНИЕ

Известно, что полное аэродинамическое сопротивление самолета складывается из его лобового и индуктивного сопротивлений.

Лобовое сопротивление (parasite drag) зависит от лобового сопротивления фюзеляжа и других элементов конструкции самолета, их взаимного аэродинамического влияния и свойств обтекаемости материала обшивки. Лобовое сопротивление РАСТЕТ по мере УВЕЛИЧЕНИЯ скорости.

Индуктивное сопротивление (induced drag) является побочным продуктом создания подъемной силы и зависит от угла атаки крыла. Чем больше угол атаки, тем сильнее вектор полной аэродинамической силы крыла отклонен назад и тем больше индуктивное сопротивление. Чем меньше угол атаки, тем меньше индуктивное сопротивление.

Поскольку для полета на бОльших скоростях требуется меньший угол атаки, индуктивное сопротивление снижается по мере увеличения скорости и РАСТЕТ по мере ее УМЕНЬШЕНИЯ.

Если сложить два вида сопротивлений, лобовое и индуктивное, то мы получим полное аэродинамическое сопротивление (total drag). Графически это выглядит следующим образом:

Рис. 3: Полное аэродинамическое сопротивление и его компоненты

ПОТРЕБНАЯ ТЯГА

Мы помним, что условием постоянства скорости в горизонтальном полете является равенство полного аэродинамического сопротивления (drag) и тяги самолета (thrust required), X = P. Действительно, чтобы скорость полета была постоянной, сила сопротивления должна преодолеваться силой тяги равной ей по величине. Поэтому рассмотренную выше кривую полного аэродинамического сопротивления можно считать также и кривой потребной тяги горизонтального полета (они равны друг другу).

НАИВЫГОДНЕЙШАЯ СКОРОСТЬ (Vнв)

Поскольку в нижней точке рассмотренной кривой полное аэродинамическое сопротивление минимально, самолету требуется минимум тяги для горизонтального полета. В этой же точке достигается максимальное качество самолета, которому соответствует наивыгоднейший угол атаки, α нв.

«Воздушная скорость, соответствующая этому углу атаки и минимальной потребной тяге <…> называется теоретически наивыгоднейшей скоростью горизонтального полета <..>» (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 123.).

РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОЙ ДАЛЬНОСТИ (Speed for Maximum Range)

Раз при полете на наивыгоднейшей скорости требуется минимальная сила тяги, то совершаемая самолетом работа на 1 км пути минимальна, и удельный расход топлива (расход на 1 км пути) тоже должен быть минимальным. Таким образом, наивыгоднейшая скорость Vнв теоретически должна обеспечивать максимальную дальность полета. На практике, из-за того что двигатель работает с некоторыми потерями, минимальный удельный расход топлива достигается на несколько большей скорости, называемой «режимом максимальной дальности» (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 124.).

Так как отличия рассмотренных скоростей незначительны, можно провести условное равенство между Vнв и «режимом максимальной дальности» (Speed for Maximum Range).

Vнв ≈ Speed for Maximun Range

Пришло время  более подробно поговорить о кривых Жуковского. Прежде всего, как вы думаете, чего не хватает на рассмотренном выше графике потребной тяги? Чем вообще самолет отличается от планера? Правильно, наличием силовой установки. Т.е. у него есть не только потребная, но и располагаемая тяга. Именно эта кривая мистическим образом отсутствует на многих графиках в западных учебниках (как, например, на  Рис. 3). Но мы исправим это упущение, воспользовавшись иллюстрациями из российской литературы. В данном случае, графиками тяг и мощностей из «Практической аэродинамики самолета Як-18Т», с которых я убрал все лишнее и добавил кое-что нужное (синим). Я также расположил графики друг над другом, приведя к единому масштабу и совместив по шкале скоростей. См. Рис. 4.

Рис. 4: Кривые Жуковского для тяг (вверху) и мощностей (внизу)

РАСПОЛАГАЕМАЯ ТЯГА

Как видно на верхнем графике, кривая располагаемой тяги Pр имеет наклон вправо. Это значит, что по мере увеличения скорости, располагаемая тяга УМЕНЬШАЕТСЯ. Что довольно странно, не правда ли?

На самом деле это объяснимо. Силовая установка неподвижного самолета производит максимальную тягу. По мере роста скорости эффективность пропеллера снижается. Он просто «не успевает цепляться» за несущийся навстречу воздух. Теоретически, при бесконечном увеличении скорости наступит момент, когда пропеллер вообще перестанет создавать тягу. При еще большей скорости уже встречный поток воздуха будет вращать двигатель, как ветряк. Подчеркну, что практически такое невозможно: и самолет, и двигатель разрушились бы значительно раньше. Но из этого примера должно быть понятно, почему тяга силовой установки уменьшается с ростом скорости.

Имейте в виду, что кривая располагаемой тяги это именно КРИВАЯ. Пусть график располагаемой тяги Як-18T, близкий к прямой линии, не вводит вас в заблуждение: это лишь частный случай и хорошая реализация винта изменяемого шага (constant speed propeller). Для силовых установок с винтами постоянного шага (такими как на Cessna 150 и Cessna 172) график располагаемой тяги имеет более затейливую форму, далекую от прямолинейной.

ПОТРЕБНАЯ И РАСПОЛАГАЕМАЯ МОЩНОСТЬ

Обратимся теперь к нижнему графику. На нем изображены кривые мощностей. Что такое мощность? Согласно определению, мощность это произведение силы (в нашем случае силы тяги) на секундную скорость. Например, в Википедии вы найдете такое определение мощности (для Механики): «скалярное произведение вектора силы на вектор скорости, с которой движется тело».

Раз так, то если мы умножим и потребную, и располагаемую тягу (Pп и Pр, верхний график) на скорость, мы получим потребную и располагаемую мощности (Nп и Nр, нижний график).  Уточню, что для получения мощности в лошадиных силах результат придется также разделить на 0. 75, но это уже детали.

Кривая потребной мощности  говорит о том, какой минимальной мощности силовая установка нужна для достижения заданной скорости горизонтального полета. Сопоставляя с ней кривую располагаемой мощности, можно определить, какие скорости могут быть достигнуты, а также оценить избыток мощности силовой установки, имеющийся на каждой из этих скоростей.

При дальнейших рассуждениях важно помнить, что кривые мощностей являются производными от кривых тяг, чем и обусловлена «магическая взаимосвязь» обоих графиков, с которой мы столкнемся ниже.

НАИВЫГОДНЕЙШАЯ СКОРОСТЬ (Vнв.) НА КРИВЫХ ПОТРЕБНОЙ ТЯГИ И МОЩНОСТИ

Сопоставляя графики тяг и мощностей, можно увидеть, что наивыгоднейшая скорость Vнв является нижней точкой кривой потребной тяги и, одновременно, точкой перегиба кривой потребной мощности (обратите внимание на касательную, проведенную к ней из начала координат). В этой же точке, как говорилось выше, достигается минимальный удельный расход топлива (расход на 1 км пути).

ЭКОНОМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ (Vэк)

На кривой потребной мощности можно найти также скорость, для полета на которой требуется минимальная мощность (нижняя точка кривой потребной мощности). Согласно определению,  «скорость, соответствующая экономическому углу атаки и минимальной потребной мощности, называется экономической скоростью горизонтального полета» (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 129.).

РЕЖИМ МАКСИМАЛЬНОЙ ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА (Speed for Maximum Endurance)

Поскольку при полете на экономической скорости требуется минимальная мощность, моментальный (а также и часовой) расход топлива минимален. Следовательно, экономическая скорость Vэк теоретически должна обеспечивать максимальную продолжительность полета. На практике, как мы уже знаем, двигатель работает с некоторыми потерями, поэтому минимальный часовой расход достигается на несколько большей скорости, называемой «режимом максимальной продолжительности полета» (Жабров А. А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 129.).

Опять же, из-за того, что отличия этих скоростей незначительны, мы можем провести условное равенство между Vэк и «режимом максимальной продолжительности полета» (Speed for Maximum Endurance).

Vэк ≈ Speed for Maximun Endurance

ЭКОНОМИЧЕСКАЯ СКОРОСТЬ (Vэк) НА КРИВЫХ ПОТРЕБНОЙ ТЯГИ

Опять вернемся к графику потребной тяги и попробуем определить, какой его точке соответствует найденная нами экономическая скорость Vэк. Мы обнаружим, что если бы мы стали постепенно уменьшать режим двигателя (дросселируя его РУДом), кривая располагаемой тяги Pp начала бы смещаться вниз параллельно самой себе.  Обратите внимание на верхнюю синюю линию:  эта кривая имеет не одну, а две точки пересечения с кривой потребных тяг Pп. То есть, в определенном диапазоне существуют две разные скорости (и соответствующие им два разных угла атаки), полет на которых возможен на одном и том же режиме двигателя. К этому наблюдению мы вернемся ниже, а пока продолжим уменьшать режим, пока в один прекрасный момент кривые не пересекутся в одной, самой последней точке (нижняя синяя линия). Что это за точка?

В это сложно поверить, но факт: именно эта точка и будет соответствовать экономической скорости Vэк, найденной нами ранее на графике потребных мощностей. Это неудивительно, ведь экономическая скорость — это такая скорость, горизонтальный полет на которой возможен при минимальной мощности, а значит, и РЕЖИМЕ ДВИГАТЕЛЯ. Если бы мы еще немного прибрали режим, то неизбежно начали бы снижаться. Причем изменение угла атаки в любую сторону только ускорило бы это снижение, поскольку горизонтальный полет на минимальной мощности (режиме) возможен только на экономическом угле атаки.

ГРАНИЦА ПЕРВЫХ И ВТОРЫХ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА

Диапазон скоростей, лежащих правее Vэк., в российской школе принято называть диапазоном «первых режимов» (а в западной – front side of power curve). В этом диапазоне для увеличения скорости полета необходима бОльшая мощность (режим двигателя), для уменьшения – меньшая. Все просто и логично. Иногда подчеркивается, что в диапазоне первых режимов высота полета выдерживается штурвалом, а скорость – режимом двигателя. Именно этот диапазон скоростей используется на протяжении почти всего полета, за исключением момента выдерживания и посадки, а также для некоторых прикладных задач и тренировочных упражнений.

Как нетрудно догадаться, все, что находится левее экономической скорости Vэк, называется диапазоном «вторых режимов» (или back side of power curve). В этом диапазоне действует обратное правило: при УМЕНЬШЕНИИ скорости полета требуется БОЛЬШАЯ мощность (режим). Также, в отличие от полета на первых режимах, здесь летчик управляет воздушной скоростью изменением угла атаки (т.е. действует штурвалом), а для выдерживания высоты увеличивает (или уменьшает) режим двигателя. Именно так выполняется тренировочное упражнение «полет на малой скорости» (Slow flight).

На приведенных мной графиках (Рис. 4) диапазон вторых режимов выделен серым фоном.

Подведем промежуточные итоги для горизонтального полета:

Vнв Наивыгоднейший угол атаки, α нв. Минимальная потребная тяга (P) Минимальный удельный (километровый) расход топлива Speed for Maximum Range
Vэк Экономический угол атаки, α эк. Минимальная потребная мощность (N) и РЕЖИМ ДВИГАТЕЛЯ Минимальный моментальный (часовой) расход топлива Speed for Maximum Endurance

Мы видим, что:

Vэк = Speed for Maximum Endurance

Vнв = Speed for Maximum Range

Теперь можно перейти к рассмотрению набора высоты и связанных с ним скоростей Vx и Vy.

V-SPEEDS

В западной школе существует устойчивая традиция обозначать рекомендованные воздушные скорости и летные ограничения самолета буквой V с буквенным индексом или цифрой. Существует целое семейство так называемых V-Speeds, среди которых Vx, Vy, Vs, Va, Vne, Vfe, Vbg, Vr, Vmc и многие другие. Полный их список вы найдете здесь.  

Нас сейчас интересуют две из них: Vx и Vy. Попытаемся понять, что это за скорости, когда они используются и как соотносятся со скоростями, рассмотренными выше.

Vx – это так называемая Best Angle of Climb Speed (BAOC), «the speed at which the airplane climbs most steeply, gaining the most altitude for distance covered over the ground». From the Ground Up. Ottawa:  Aviation Publishers Co. Limited; 2000, стр. 276. ISBN 0-9680390-5-7).

Как следует из английского названия и определения, эта скорость обеспечивает максимальный УГОЛ НАБОРА высоты и позволяет получить максимальную высоту за единицу РАССТОЯНИЯ. Поэтому эта скорость используется при наличии препятствий по курсу взлета, которые нужно перелететь.

В этой статье Википедии вы прочтете, что Vx «is the speed at which the maximum excess thrust is available». То есть это скорость, при которой у самолета имеется максимальный ИЗБЫТОК ТЯГИ. Чему же равна эта скорость?

Обратимся к российскому учебнику и прочитаем: “Наибольший угол подъема будет при максимальном избытке тяги. Последний для винтовых самолетов соответствует скорости, близкой к экономической». <…>». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 150.).

Бинго!!!  Мы только что выяснили, что Vx ≈ Vэк!

Сможете угадать, чему будет соответствовать Vy? Уверен, что да.

Vу – это так называемая Best Rate of Climb Speed (ROC), «the speed at which the airplane will gain the most altitude in the least time». (From the Ground Up. Ottawa:  Aviation Publishers Co. Limited; 2000, стр. 276. ISBN 0-9680390-5-7).

Из названия и определения следует, что эта скорость обеспечивает максимальную СКОРОСТЬ НАБОРА высоты (т.е. вертикальную скорость) и позволяет получить максимальную высоту за единицу ВРЕМЕНИ.

По-русски Vy называется «Наивыгоднейшая скорость набора».

Именно эта скорость используется при обычном взлете, ведь чем быстрее самолет отходит от земли, тем он безопаснее (больше возможностей для маневра в случае отказа двигателя). Кроме того, набирая скорость на Vy, самолет самым оптимальным образом использует полетное время и запас топлива, имея более высокую, по сравнению с набором на Vx, путевую скорость.

Заметим, что при необходимости выполнить взлет на Vx, после преодоления препятствий сразу же переходят к набору на Vy. Помимо прочего, эта скорость обеспечивает лучший обзор и охлаждение двигателя.

Vy (или ROC) соответствует скорости, при которой «the difference between engine power and the power required <…> is the greatest (maximum excess power)» (Википедия). То есть это скорость, на которой самолет обладает максимальным ИЗБЫТКОМ МОЩНОСТИ.

Опять обратимся к российскому учебнику и прочтем, что, действительно, «максимальная вертикальная скорость будет при максимальном избытке мощности». А «максимальной избыток мощности получается приблизительно на наивыгоднейшей скорости». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 152.).

Следовательно,  Vy ≈ Vнв.

Здесь, также как и в предыдущих случаях, определение предполагает некоторую неточность («приблизительно»). Это обусловлено тем, что мир несовершенен и создание идеального пропеллера и силовой установки технически невозможно. Тем не менее, скорости эти достаточно близки, чтобы считать их равными для практического применения на практике, что все и делают.

Вот мы и установили тождественность шести скоростей, используемых в горизонтальном полете и наборе высоты:

Vэк = Vx = Speed for Maximum Endurance

Vнв = Vy= Speed for Maximum Range

Займемся теперь снижением самолета. Удивительно, но здесь нам опять предстоит встреча двумя скоростями. Это какое-то колдовство, не иначе. 🙂

СКОРОСТЬ МАКСИМАЛЬНОЙ ДАЛЬНОСТИ ПЛАНИРОВАНИЯ (Best Glide Speed или Vbg)

Максимальная дальность планирования самолета (т.е. снижения с минимальной или отсутствующей тягой двигателя) будет достигнута при минимальном угле наклона траектории полета к горизонту. Взгляните на Рис. 5:

Рис. 5: Снижение самолета

Очевидно, что чем меньше угол Θ, тем дальше спланирует самолет с определенной высоты. От чего зависит этот угол? Только от качества самолета K, которое, как мы знаем, является максимальным при полете на наивыгоднейшем угле атаки. «<…> минимальный угол планирования получим при максимальном качестве (т.е. при наивыгоднейшем угле атаки)». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 166.)

Выше уже говорилось о том, что наивыгоднейшему углу атаки соответствует наивыгоднейшая скорость Vнв. Поскольку это справедливо для всех режимов полета, то:

Best Glide Speed (Vbg) = Vнв

ПЕРВЫЕ И ВТОРЫЕ РЕЖИМЫ ПЛАНИРОВАНИЯ

Интересно, что «границей между первыми и вторыми режимами является планирование на наивыгоднейшем угле атаки (т. е. режим наиболее пологого планирования)». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 171.) Мы помним, что наивыгоднейший угол атаки соответствует Vнв, значит именно Vнв является границей первых и вторых режимов планирования. Заметьте, что если для горизонтального полета и набора высоты границей режимов является Vэк, то для для планирования  — Vнв. Лучше это запомнить.

Поведение самолета на вторых режимах при планирования имеет те же особенности: ухудшение устойчивости и управляемости, а также «обратная управляемость», когда при увеличении угла атаки скорость снижения не уменьшается, а увеличивается и самолет начинает «проседать». При достижении критического угла атаки это явление еще более усиливается и называется «парашютированием».  По сути, это сваливание (Stall), при котором летчик, сильно выбрав штурвал на себя, искусственно удерживает самолет на закритическом угле атаки. Самолет, летящий на таком режиме крайне неустойчив, т.к. стремиться завалиться на крыло с последующим входом в спираль или штопорное вращение. Поэтому планирование на вторых режимах допускается выполнять только на безопасной высоте.

МИНИМАЛЬНАЯ СКОРОСТЬ СНИЖЕНИЯ

Нам остается разобраться с еще одной скоростью, но зато с такой, вокруг которой образовалась некоторая понятийная чехарда. Начнем с того, что вертикальную скорость самолета в российской аэродинамике принято обозначать как Vy («скорость по вертикальной оси Y»). Это обозначение внешне совпадает, но по смыслу не имеет ничего общего с принятым в западной школе Vy (для Maximum Rate Of Climb Speed), которое мы обсуждали выше. Так что всегда, когда речь идет о Vy, следует обращать внимание на контекст. В данном случае мы говорим о вертикальной скорости при планировании или «скорости снижения» самолета.

ВОЗДУШНАЯ СКОРОСТЬ ПРИ МИНИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ СНИЖЕНИЯ (Minimum Rate of Descend Speed)

Планируя, самолет преодолевает сопротивление воздуха, т. е. совершает работу за счет накопленной потенциальной энергии. Выполняемая работа равна произведению его веса на высоту, которую он теряет в единицу времени. При минимальной скорости снижения эта работа будет минимальна, следовательно, на ее выполнение будет расходоваться минимальная мощность, а это имеет место лишь при полете на экономическом угле атаки и Vэк. «Итак, минимальную вертикальную скорость планирования получим, планируя с экономической скоростью горизонтального полета». (Жабров А.А. Теория полета и пилотирования самолета. — М.: ДОСААФ, 1959. — С. 169.)

Таким образом,  мы выяснили, что:

Minimum Rate of Descend Speed = Vэк

ИТОГО:

Vэк = Vx = Speed for Maximum Endurance = Speed for Minimum Rate of Descend

Vнв = Vy= Speed for Maximum Range = Best Glide Speed (Vbg)

Ну, а кто не верит в это и хочет выловить таинственного «мэджика» самостоятельно – район поисков я обозначил! 🙂

Горизонтальный полет самолета — презентация онлайн

1.

ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ САМОЛЕТА

Выполнили: Агзам А
Зеилхан Е
Иманбай М
Проверил(а): Долженко Н.A

2. Содержание:

Режим горизонтального полета;
Потребная скорость ;
Потребная тяга;
Потребная мощность;
Характеристики горизонтального полета;
Продолжительность горизонтального полета

3. УСТАНОВИВШИЙСЯ ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ

• Установившимся горизонтальным
полетом называется прямолинейный
полет с постоянной скоростью без набора
высоты и снижения.
Cилы, действующие на самолет в
горизонтальном полете
• показаны силы, действующие
на самолет в горизонтальном
полете без скольжения, где
• Y — подъемная сила;
• Х — лобовое сопротивление;
• G — вес самолета;
• Р — сила тяги двигателя.

5. СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

• Для того чтобы крыло самолета могло создать
подъемную силу, равную весу самолета, нужно,
чтобы оно двигалось с определенной скоростью
относительно воздушных масс.
• Скорость, необходимая для создания подъемной
силы, равной весу самолета при полете самолета
на данном угле атаки и данной высоте полета,
называется потребной скоростью
горизонтального полета.

6. ПОТРЕБНАЯ ТЯГА ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

• Потребной тягой для горизонтального полета
называется тяга, необходимая для
установившегося горизонтального полета, т. е.
для уравновешивания лобового сопротивления
самолета на данном угле атаки (Рп=Х).
• P =G/K
потр
• G-вес самолета
• K-аэродинамическое качество

7. ПОТРЕБНАЯ МОЩНОСТЬ ДЛЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

• Потребная мощность – необходимая для
выполнения режима горизонтального полета,
измеряется работай, которую совершает
потребная сила тяги за 1 сек
Nпотр = А /t

8. Характеристики горизонтального полета

• Для построения кривой потребной тяги или
потребной мощности необходимы следующие
данные:
Полетной вес самолета
Высота полета
Площадь крыла
Поляра самолета

9.

Избыток силы тяги

• Разность между располагаемой и потребной силой
тяги при данной скорости полета называется
избытком силы тяги
ΔP=Pрасп — Рпотр
• Характерные скорости гор. Полета:
Vmax
Vmin
Vнв (наивыгоднейшая)
Нижний предел диапазона скоростей Vmin вызвана
необходимостью исключить возможность выхода
самолета на закритический углу атаки, т.е сваливания на
крыло и потери устойчивости
Верхний предел диапазона скоростей Vmax вводится для
исключения нарушений прочности и жесткости констр.
Самолета.

11. Продолжительность полета

• Продолжительность полета – это время выраженная в
часах в течении которого самолет может совершат
полет без дополнительной заправки топлива
T= mT/ch ch=cePcy
• Ch= часовой расход топлива
• Ce= удельный расход топлива
• Pcy= тяга сил установки
• От чего зависит
Т
гор полета:
Вес самолета
Качество запас топлива
Удельный расход

13.

Спасибо за внимание !!!

Самолет Ил-76. Аэродинамика и динамика полета. Диапазон высот и скоростей полета.

Самолет Ил-76. Аэродинамика и динамика полета. Диапазон высот и скоростей полета.





Глава 7

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА


7.1. Диапазон высот и скоростей полета.


    Самолет Ил-76 обладает достаточно широким для транспортных
самолетов диапазоном высот и скоростей полета (рис. 7.1).

    На диапазоне высот и
скоростей полета самолета представлены зависимости минимальной и максимальных
допустимых истинных скоростей полета в зависимости от высоты. При рассмотренных
условиях у земли разница между минимальной и максимальной скоростями составляет
величину около 280 км/ч. Рост левой и правой границ скоростей с увеличением
высоты полета объясняется тем, что при постоянной приборной скорости истинная
скорость растет пропорционально снижению плотности воздуха.

    Самолет имеет
достаточно высокую для транспортных самолетов тяговооруженность, поэтому на
малых и средних высотах максимально располагаемая по тяге скорость существенно
больше скорости, допустимой по прочности элементов конструкции. Как видно, у
земли самолет способен разогнаться до скорости около 790 км/ч, тогда как
существующие ограничения позволяют иметь скорость не более 600 км/ч. Таким
образом, на максимальной разрешенной скорости самолет обладает большим избытком
тяги. Это требует от летчика при полете на максимальных скоростях повышенного
внимания за контролем скоростного режима. С увеличением высоты полета избыток
тяги уменьшается, что приводит к сокращению разница между располагаемой и
максимально допустимой скоростями. На высоте порядка 7000 м эта разница
практически теряется и это состояние сохраняется до высоты около 10000 м. На
больших высотах самолет не способен выйти на ограничение по максимальной
скорости.

    Максимальная скорость установившегося горизонтального полета
определяется соотношением располагаемых и потребных тяг. На рис. 7.2. приведены
зависимости располагаемой и потребной тяг самолета в зависимости от скорости
полета для различных высот. Видно, что у земли при допустимой скорости 600 км/ч
потребная тяга составляет всего около 30% от располагаемой. Наличие столь
большого избытка тяги способно вызвать интенсивный рост скорости при увеличении
режима работы двигателей. По приведенному графику несложно проследить изменение
максимальной скорости по высоте. На высотах 8000..10000 м располагаемая тяга
практически не зависит от скорости. На больших высотах увеличение скорости
приводит к некоторому росту тяги. Увеличение высоты полета приводит к к
уменьшению тяги. Так, например, при скорости 600 км/ч увеличение высоты от 0 до
10000 м приводит к уменьшению располагаемой тяги более чем в два раза.

    Потребная
тяга определяется аэродинамикой самолета – совокупностью индуктивного и безындуктивного сопротивлений. На первых режимах полета, относящихся к основной
эксплуатационной области, определяющим является безындуктивное сопротивление.
При докритических скоростях оно изменяется пропорционально квадрату скорости и
плотности воздуха. Наибольшее значение, таким образом, оно имеет при на малых
высотах и больших скоростях полета. Так, при полете у земли с истинной скоростью
790 км/ч лобовое сопротивление составляет около 240 кН. Это равно располагаемой
тяге силовой установки на номинальном режиме. Поэтому при этих условиях самолет
невозможно разогнать до большей скорости в горизонтальном полете. По мере
увеличения высоты полета безындуктивное сопротивление уменьшается
пропорционально плотности воздуха, в то время как располагаемая тяга снижается в
меньшей степени. Максимальная скорость, которую можно достичь растет. На высотах
более 7000 м оказывается существенным индуктивное сопротивление, которое растет
при увеличении высоты. В результате интенсивность уменьшения общего
сопротивления снижается. Как видно из рис. 7.2, при скорости 750 км/ч и
увеличении высоты полета от 0 до 4000 м лобовое сопротивление уменьшилось на 42
кН, тогда как при увеличении высоты на такую же величину, но в диапазоне от 6000
до 10000 м снижение сопротивления составляет около 10 кН. Более сильное
уменьшение располагаемой тяги по сравнению с потребной на высотах более 8000 м
приводит к уменьшению максимальной скорости полета.

    Потолок самолета существенно
зависит от массы самолета, температуры и давления воздуха. На рис. 7.3
представлена зависимость потолка от массы самолета. При четырех работающих на
номинальном режиме двигателя в стандартных атмосферных условиях самолет способен
набирать высоту при любой массе. Однако запас по углу атаки при этом оказывается
небольшим, что небезопасно при воздействии на самолет вертикальных порывов при
атмосферной турбулентности. В силу этого обстоятельства максимальная высота
полета ограничивается ступенчато в соответствии с массой самолета.

    При отказе
одного из двигателей самолет в стандартных атмосферных условиях может
подниматься на большие высоты и при массе до 105 т достичь высоты 12000 м. При
массе 160 т с работающими на номинальном режиме тремя двигателями самолет
способен подниматься на высоту более 8000 м. Увеличение температуры воздуха
снижает величину тяги и, как следствие, снижение потолка. Даже при наличии всего
двух работающих двигателей самолет может иметь потолок около 10000 м.



Тяга самолета. Тяга двигателя самолета. Тяга реактивного двигателя.

 

Тяга – сила, выработанная двигателем. Она толкает самолет сквозь воздушный поток. Единственное, что противостоит тяге – лобовое сопротивление. В прямолинейном горизонтально установившемся полете они сравнительно равны. Если летчик увеличивает тягу путем добавления оборотов двигателя и сохраняет постоянную высоту, тяга начинает превосходить сопротивление воздуха. Летательный аппарат (ЛА) при этом ускоряется. Очень быстро сопротивление увеличивается и снова уравнивает тягу. ЛА стабилизируется на постоянной высокой скорости. Тяга – один из самых важных факторов для определения скороподъемности самолета, а именно насколько быстро ЛА может подняться на определенную высоту. Вертикальная скорость зависит не от подъемной силы, а от запаса тяги, которым обладает самолет.

 

Тяга реактивного двигателя самолета

 

Сила тяги двигателя, или его движущая сила, равноценна всем силам давления воздуха на внутреннюю поверхность силовой установки. Тяга некоторых видов реактивных двигателей зависит от скорости и высоты полета. Для вычисления силы тяги реактивного двигателя часто приходится определять тягу на конкретной высоте, у земли, на взлете и во время какой-либо скорости. Для ЖРД сила тяги равноценна произведению массы исходящих газов на скорость, с которой они вылетают из сопла двигателя.

Для ВРД (воздушно-реактивный двигатель) сила тяги измеряется как результат массы газов на разность скоростей, а именно скорости воздушной струи, выходящей из сопла двигателя, и скорости поступающего воздуха в двигатель. Проще говоря, данная скорость уравнивается к скорости полета самолета с реактивным двигателем. Тяга ВРД обычно измеряется в тоннах или килограммах. Важным качественным показателем ВРД является его удельная тяга. Для турбореактивного двигателя – тяга, отнесенная к конкретной единице веса воздуха, который проходит через двигатель в секунду. Этот показатель позволяет понять, насколько высока эффективность эксплуатации воздуха в двигателе для образования тяги. Удельная тяга измеряется в килограммах тяги на 1 кг воздуха, расходуемого за секунду. В некоторых случаях применяется другой показатель, который также называется удельной тягой, показывающей отношение количества топлива, которое расходуется, к силе тяги за секунду. Естественно, что чем выше показатель удельной тяги ВРД, тем меньше поперечный вес и размеры самого двигателя.

Показатель полетной или тяговой мощности – это сила, которая задействует реактивный двигатель при конкретной скорости полета. Как правило, измеряется в лошадиных силах. Величина лобовой тяги говорит о степени конструктивного оптимума реактивного двигателя. Лобовая тяга – это отношение наибольшего показателя площади поперечного сечения к тяге. Лобовая тяга равна тяге, в кг поделенной на площадь в метрах квадратных.

В мировой авиации наиболее ценится тот двигатель, который обладает высокой лобовой тягой.

Чем совершеннее ВРД в конструктивном отношении, тем меньший показатель его удельного веса, а именно общий вес двигателя вместе с приборами и обслуживающими агрегатами, поделенный на величину собственной тяги.

Реактивные двигатели, как и тепловые вообще, отличаются друг от друга не только по мощности, весу, тяге и другим показателям. При оценивании ВРД огромную роль играют параметры, которые зависят от собственной экономичности, а именно от КПД (коэффициент полезного действия). Среди данных показателей главным считается удаленный расход топлива на конкретную единицу тяги. Он выражается в килограммах топлива, которое расходуется за час на образование одного килограмма тяги.
 

Горизонтальный полет — Большая Энциклопедия Нефти и Газа, статья, страница 1

Горизонтальный полет

Cтраница 1

Горизонтальный полет со скоростью, меньшей УМИИ доп г. п, не разрешается из-за опасности сваливания самолета.
 [1]

Горизонтальный полет — это полет на постоянной высоте.
 [3]

Рассмотрим горизонтальный полет самолета с ракетным ( жидкостным или твердотопливным) двигателем.
 [4]

Скорость горизонтального полета с заданным значением су называют потребной скоростью, потому что она необходимз для создания подъемной силы, равной весу самолета.
 [5]

В горизонтальном полете потребители, как правило, не работают, и полезная емкость гидропневматических аккумуляторов расходуется на внутренние утечки, имеющиеся в системе. Время ускоренных испытаний этого периода равно 24 сек и содержит восемь включений насосов на рабочий режим.
 [6]

В горизонтальном полете границей между первым и вторым режимами является наивыгоднейшая скорость. Полет на скоростях от минимальной до наивыгоднейшей относится ко второму режиму. В этом случае для уменьшения скорости тягу двигателя необходимо увеличивать. Вследствие малых скоростей полета самолет на втором режиме плохо управляем и менее устойчив, чем на первом.
 [7]

При горизонтальном полете вихри тянутся за самолетом почти горизонтально, очень медленно опускаясь вниз, и затем медленно затухают в результате вязкости воздуха и турбулентности атмосферы. Ослабевает интенсивность вихрей через 15 — 20 сек после пролета самолета.
 [8]

При горизонтальном полете давление в полости коробки и давление в корпусе, действующее на коробку снаружи, одинаковы и мембраны находятся в ненапряженном состоянии. Подвижный центр коробки связан передаточным механизмом с показывающей стрелкой. Отсчет скорости производится по шкале с нулем посередине.
 [9]

При горизонтальном полете потребная тяга винта, а значит, и потребная мощность мотора растут с увеличением нагрузки самолета ( величины О), поскольку при большем О самолет должен лететь с большей скоростью ( при наивыгоднейшем угле атаки, который остается прежним), чтобы развивать большую подъемную силу, и поэтому тяга винта должна преодолевать большее лобовое сопротивление.
 [10]

При горизонтальном полете самолета с постоянной скоростью динамика весьма несложна: сила тяги винта или турбины, возникающая при отбрасывании ими воздуха, уравновешивает силу лобового сопротивления; подъемная сила уравновешивает силу тяжести, действующую на самолет.
 [11]

При горизонтальном полете ведущего самолета вихри тянутся за ним почти горизонтально, очень медленно опускаясь вниз.
 [13]

Самолет совершает горизонтальный полет курсом 45 со скоростью v 800 км / ч, качка отсутствует.
 [14]

Выдерживание — горизонтальный полет на высоте 0 5 — 1 0 м, или полет с постепенным снижением.
 [15]

Страницы:  

   1

   2

   3

   4




М. М. Расковой г. Тамбова На правах рукописи Васюков А. В. Аэродинамика и динамика полета учебное пособие

ОБЩЕОБРАЗОВАТЕЛЬНАЯ ШКОЛА-ИНТЕРНАТ

С ПЕРВОНАЧАЛЬНОЙ ЛЕТНОЙ ПОДГОТОВКОЙ

имени М.М. Расковой

г. Тамбова

На правах рукописи

Васюков А.В.

АЭРОДИНАМИКА И ДИНАМИКА ПОЛЕТА

(Учебное пособие для воспитанников общеобразовательной

школы-интерната с первоначальной летной подготовкой)

Содержание

стр.

Тема 1. Основные свойства воздуха

Урок 1 ………………………………………………………… . 2

Урок2……………………… ……………………………………… 4

Тема 2. Аэродинамические силы

Урок1 …………………………………………………………….. 5

Урок2 ………………………………………………………………7

Тема 3. Силовая установка самолета

Урок1…..……………………………………………………………8

Урок2 .…………………………………………………………….. 9

Тема 4. Горизонтальный полет самолета

Урок1..…………………………………………………………….. 10

Урок2.……………………………………………………………… 11

Тема 5. Подъем самолета

Урок1.…………………………………………………………….. 12

Урок2.…………………………………………………………….. 13

Тема 6. Планирование самолета

Урок1.………………………………………………………………14

Урок2….…………………………………………………………… 15

Тема 7. Взлет самолета

Урок1……………………………………………………………… 16

Урок2.………………………………………………………………17

Тема 8. Посадка самолета

Урок1……………………………………………………………….18

Урок2……………………………………………………………….20

Тема 9. Устойчивость и управляемость самолета

Урок1………………………………………………………………..21

Урок2.……………………………………………………………… 22

Урок3………………………………………………………………. 22

Урок4.…………………………………………………………….. 24

Тема 10. Штопор

Урок1..……………………………………………………………… 25

Урок2..……………………………………………………………… 26

Тема 11. Фигуры простого пилотажа

Урок1……………………………………………………………….. 26

Урок2…..…………………………………………………………… 27

Урок3.………………………………………………………………..29

Урок4…..…………………………………………………………… 31

Тема 12. Фигуры сложного пилотажа Урок1…..…………………………………………………………… 32

Урок2…..…………………………………………………………….33

Урок3..……………………………………………………………….34

Урок4……..………………………………………………………… 35

Тема 13. Дальность и продолжительность полета

Урок1. .………………………………………………………………. 36

Урок 2 ……………………………………………………………… 37

Тема № 1. Основные свойства воздуха

Урок 1.

Введение

Аэродинамика – это наука о законах движения воздуха и силовом взаимодействии между воздушным потоком и находящимся в нем телами. Аэродинамика самолета во многом определяет его маневренность и летно-технические характеристики.

Динамика полета – это наука о законах движения летательных аппаратов под действием приложенных к ним сил.

В пособии рассматривается, главным образом, практическая аэродинамика самолета Як-52, то есть вопросы аэродинамики, динамики полета и пилотирования этого самолета.


  1. Основные свойства воздуха.

Рассматривая воздух как термодинамическую систему, состояние его можно характеризовать следующими параметрами: давлением, плотностью и температурой. Для единицы массы газа эти параметры связаны между собой уравнением

, где Rв = 288,14 дж/кг К — газовая постоянная воздуха.

Взаимодействие воздушного потока с твердым телом рассматривается не как процесс бомбардировки поверхности тела множеством молекул, а как обтекание тела непрерывной средой (гипотеза сплошности), имеющей определенные механические свойства – инертность, вязкость и сжимаемость. Эти свойства воздуха зависят от его термодинамического состояния и, следовательно, от параметров состояния.

Применение гипотезы сплошности позволяет ввести понятие воздушной частицы, под которой подразумевается не молекула, а предельно малая воздушная масса dm, занимающая объем dv=dm/.

Воздушная частица, как и любое материальное тело, подчиняется законам Ньютона.

Под инертностью воздуха понимается стремление воздушных частиц, обладающих определенной массой, при отсутствии внешних сил сохранять состояние покоя или равномерного прямолинейного движения (первый закон Ньютона). Для изменения скорости движения воздушной частицы к ней необходимо приложить силу (второй закон Ньютона):

.

Вязкостью называется способность воздуха сопротивляться сдвигу одних слоев относительно других. Вязкость обуславливается тем, что в процессе хаотического теплового движения молекулы переходят из слоя в слой и переносят с собой определенной количество движения. В результате на медленно движущийся слой воздуха действует ускоряющая сила трения, а на движущийся более быстро – замедляющая.

Результатом вязкости воздуха является появление силы трения, действующей на поверхность самолета.

Сжимаемостью называется свойс

При увеличении давления (сжатии воздуха) уменьшаются межмолекулярные промежутки, что ведет к возрастанию плотности воздуха. Количественной характеристикой сжимаемости является производная

.

Кроме сжимаемости, воздух обладает обратным свойством – упругостью, т.е. способностью сопротивляться деформациям сжатия. Количественной характеристикой упругости воздуха является величина, обратная сжимаемости dp/d 22 ].


  1. Скорость звука и скачки уплотнения.

Благодаря упругости воздуха в нем могут распространяться звуковые волны. Скорость их распространения в среде называется скоростью звука. Скорость звука прямо пропорциональна упругости среды:

= 20,1.

В аэродинамике в качестве критерия сжимаемости движущегося воздуха используется отношение скорости движения воздуха (полета) и скорости распространения звука – число М=V/a. Считается, что при малых числах М (М0,3-0,4) воздух считается практически несжимаемым и его плотность остается постоянной при изменении давления.

При больших скоростях полета торможение воздуха самолетом приводит к большим изменениям параметров воздуха: его давление, плотность и температура могут значительно повышаться. В зоне торможения воздуха возникает «большое возмущение», сравнимое по изменению параметров среды со взрывом боеприпаса.

Ф
ронт ударной волны, распространение которого остановлено набегающим воздушным потоком, называется скачком уплотнения. Физически скачек уплотнения представляет собой тонкий уплотненный слой воздуха, на котором скачком изменяются параметры потока.

Задачи на закрепление материала.

1. Определить плотность воздуха, если температура равна 15 0С, а давление равно 760 мм ртутного столба.

= 0,047*760/(273+15) = 0.124 кг с24.


  1. Определить скорость звука при температуре воздуха 15 0С

A= 20.1  (273+15) = 341 м/с

Урок 2.


  1. Основные законы движения газов.

Воздушным потоком называется направленное движение массы воздуха (газа). Характеристиками воздушного потока в каждой точке являются параметры состояния воздуха (p,,T) и скорость движения его частиц (V).

Воздушный поток, в каждой точке которого с течением времени параметры остаются постоянными, называется установившимся (стационарным).

Линией тока называется линия, в каждой точке которой касательная к ней совпадает с направлением вектора скорости движения частиц в данный момент времени. В стационарных потоках линии тока и траектории движения частиц совпадают.

Поверхность, образованная линиями тока, проходящими через точки замкнутого контура, называется трубкой тока, а заключенный в ней объем – струйкой тока.


Так как поверхность трубки тока образована линиями тока, то она является непроницаемой для воздуха (нет нормальных составляющих скорости движения частиц).

Сама струйка тока по определению является неразрывной. Это ее свойство часто трактуют как закон неразрывности струи.


Аэродинамика, как и всякая наука, базируется на фундаментальных законах материального мира: сохранения массы и энергии.

а) Уравнение постоянства расхода

Выражает закон сохранения массы применительно к воздушному потоку.

При установившихся течениях массовый секундный расход воздуха через любое сечение струйки тока есть величина постоянная.

mсек = m/t= = const,

где: t – время прохождения массы воздуха m через сечение струйки с площадью f.

Если воздух считать несжимаемым, то его плотность будет постоянной в любом сечении струйки и тогда Vf = const.

При установившихся течениях несжимаемого воздуха его объемный секундный расход через любое сечение струйки постоянен.

При этом V1 f1 = V2 f2 и V1 /V2 = f2 /f1.

б) Уравнение Бернулли для несжимаемого газа.

Выражает закон сохранения энергии для установившегося течения несжимаемого газа.

При установившихся адиабатических течениях несжимаемого воздуха сумма статического и динамического давлений есть величина постоянная в любом сечении струйки тока.

.

Из уравнения Бернулли следует, что при установившихся адиабатических течениях несжимаемого воздуха в тех сечениях струйки тока, где скорость течения возрастает, статическое давление уменьшается.


  1. Аэродинамические трубы. Типы труб и принципы их работы.

На рисунке представлен фрагмент аэродинамической трубы с открытой рабочей частью. Стрелками обозначен создаваемый поток воздуха.

А
эродинамические трубы являются устройствами для создания равномерного воздушного потока в ограниченном пространстве. В дозвуковых трубах для создания направленного движения воздуха обычно используется воздушные винты и устройства спрямляюшие поток. Трубы бывают замкнутого и разомкнутого типа, с открытой и закрытой рабочей частью.

Для создания сверхзвуковых потоков обычно используются устройства предварительного накопления запаса воздуха, который разгоняется до сверхзвуковых скоростей с использованием сопла Ловаля.

Задачи на закрепление материала.

Определить скорость и давление в сечении струйки тока несжимаемого воздуха, если известно, что в контрольном сечении скорость воздуха 20 м/с, плотность 1,225 кг/м3, давление 101325 Па, площадь контрольного сечения в два раза больше расчетного.

V= V1*2 = 40 м/с. p = p1 + V12/ 2 — V2/ 2 = 101325 + 1,225*202/ 2 – 1,225* 402/ 2 = 100590 Па.

Достарыңызбен бөлісу:

Эффективность Ту-154М

В результате несмотря на увеличение взлётной и посадочной масс самолёта удалось сохранить их скорости такими же, как на Ту-154Б. В то же время за счёт увеличенного аэродинамического качества (примерно на 1 — 1,5) повышены допустимые взлётные и посадочные массы самолёта при высоких температурах наружного воздуха, а также при эксплуатации на высокогорных аэродромах. Это положительно сказалось также на снижении уровня шума, создаваемого самолётом на местности как при взлёте, так и посадке. Угол тангажа в подобных полётных конфигурациях увеличился примерно на 1,5 градуса, однако при этом обзор из кабины практически не ухудшился.

На самолёте Ту-154М установлены рули высоты увеличенной площади с изменённым диапазоном отклонения: вверх 25 градусов, вниз 20 градусов от нейтрального положения. Установочный угол стабилизатора составляет -3 градуса к строительной горизонтали (на 1,5 градуса больше отклонён носиком вниз). В результате при созранении полного диапазона отклонения руля высоты (45 градусов) и стабилизатора (5,5 градуса), эффективность продольного управления на посадке стала выше на 20 процентов. Балансировка и управляемость надёжно обеспечиваются при посадке самолёта с с предельно передней центровкой 18 процентов САХ при нормируемых запасах.

Эксплуатационный диапазон центровок самолёта Ту-154М в нормальной эксплуатации следующий: на взлёте — 21 процент САХ — предельно допустимая передняя (шасси выпущено), на посадке — 18 процентов САХ (шасси выпущено), предельно допустимая задняя центровка во всех случаях равна 32 градуса САХ.

При отсутствии загрузки или при её небольшой величине на Ту-154М разрешается так же, как на Ту-154Б выполнять полёты с центровкой не более 40 градусов САХ при следующих ограничениях: полётная масса до 80 тонн, высота полёта не более 10100 метров при работе АБСУ в штурвальном режиме.

Максимальная эксплуатационная скорость самолёта Ту-154М на высотах до 7000 метров Vmax э = 600 км/ч по прибору, а на высотах от 7000 до 10300 метров — 575 км/ч. Максимальное эксплуатационное число M = 0,86, то есть немного меньше, чем у Ту-154Б, поскольку у него несколько раньше наступает обратная реакция по крену на отклонение руля направления. Однако рекомендуемые для крейсерского полёта числа M значительно меньше, поэтому это ограничение не отражается на эксплуатационных возможностях самолёта.

Максимальная скорость полёта с закрылками, отклонёнными на 0 — 15 градусов, составляет 420 км/ч по прибору, для 28 градусов — 360 км/ч, для 36 градусов — 330 км/ч и для 45 градусов — 300 км/ч. Максимальная приборная скорость полёта при выпуске и уборке шасси составляет 400 км/ч. Скорость выпуска средних интерцепторов не ограничена, внутренние же интерцепторы должны выпускаться на пробеге (или разбеге при прерванном взлёте) на приборной скорости не более 300 км/ч. Максимальная приборная скорость, при которой допускается перестановка стабилизатора, составляет 425 км/ч. С выпущенными предкрылками разрешается выполнять полёт на приборной скорости не более 425 км/ч.

Допустимые из условия прочности максимальные эксплуатационные перегрузки (для всех масс самолёта) составляют 2,5 с убранной механизацией крыла и 2 с выпущенной. Допустимая минимальная эксплуатационная перегрузка составляет минус единица (убранная механизация крыла) и нуль с отклонённой во взлётно-посадочное положение. При выполнении манёвра рекомендуемая перегрузка должна не выходить за пределы 0,5 — 1,8. Допустимые углы крена составляют не более +/- 15 градусов на высотах 250 метров и ниже при скоростях менее 340 км/ч на взлёте и менее 280 км/ч при заходе на посадку. Во всех же остальных случаях +/- 33 градуса.

На Ту-154М проведены доработки систем, обеспечивших повышение эффективности его лётной эксплуатации. Так, за счёт установки тормозных колёс КТ-141Е основного шасси несколько улучшены взлётно-посадочные характеристики самолёта и его экономичность. Так, при посадке на аэродром, находящийся на высоте 2000 метров, при температуре наружного воздуха 25°C с углом отклонения закрылков 45 градусов в штилевых условиях, максимальная посадочная масса ограничивается у Ту-154М до 74 тонн, а у Ту-154Б до 71,5 тонны. Допустимая путевая скорость Ту-154М на взлёте составляет 325 км/ч, на посадке — 280 км/ч для колёс основного шасси, для передних же установлена скорость 315 км/ч. Угол поворота стойки передней опоры увеличен до +/- 10 градусов, кнопка включения управления разворотом перенесена на штурвал. Выпуск средних и внутренних интерцепторов в момент касания основных опор осуществляется автоматически.

На самолёте Ту-154М установлен ковшовый механизм реверса тяги двигателей Д-30КУ-154, что обеспечило сохранение эффективности руля направления на скоростях более 170 км/ч на пробеге с включенным реверсом тяги боковых двигателей, которая примерно в два раза больше, чем у самолёта Ту-154Б, имеющего решётчатый механизм реверса тяги.

Длина разбега самолёта Ту-154М для взлётной массы 100 тонн в стандартных условиях и угле отклонения закрылков 28 градусов, с отклонёнными предкрылками составляет 1270 метров при отрыве на индикаторной скорости 272 км/ч. В то же время длина продолженного разбега этого самолёта при выключении бокового двигателя на индикаторной скорости 235 км/ч составляет 1540 метров, а продолженного взлёта до набора высоты 10,7 метра с разгоном до безопасной скорости взлёта V2 = 282 км/ч (она на 20 процентов превышает скорость сваливания) составляет 2200 метров. Длина прерванного взлёта при выключении бокового двигателя на индикаторной скорости 236 км/ч и применении всех средств торможения составляет 2000 метров.

При двух работающих двигателях (шасси убрано), на V2 = 282 км/ч в стандартных условиях градиент набора высоты h = 6,8 процента, на взлётном режиме работы двигателей нормируемый градиент равен 2,7 процента. Такое высокое значение градиента достигнуто за счёт повышенного аэродинамического качества при отклонении закрылков на 28 градусов благодаря отказу от отклонения хвостиков закрылков. Кстати, большие запасы по градиенту набора высоты накладывают меньшие ограничения на лётную эксплуатацию самолёта при взлёте и позволяют в большинстве случаев осуществлять его практически без ограничения взлётной массы и без превышения допустимого уровня шума на местности.

Всё это обеспечивает возможность эксплуатации Ту-154М с большими величинами коммерческой нагрузки не только в стандартных, но и в жарких условиях высокогорья и, следовательно, с более высокой экономичностью и с меньшими удельными расходами топлива.

Взлёт и посадка самолёта Ту-154М возможна на аэродромах, расположенных на высотах от 300 до 3000 метров относительно уровня моря. Для некоторых авиалиний разрешается выполнение полётов с аэродромов, расположенных на высоте до 4200 метров над уровнем моря, при эксплуатации в высокогорных условиях. Для посадочной массы 80 тонн и угле отклонения закрылков 45 градусов, предкрылков — 22 градуса при скорости захода на посадку Vзп = 265 км/ч длина пробега составляет 1020 метров при Vкас = 255 км/ч, начале торможения на скорости 230 км/ч, включении реверса тяги на высоте три метра и его выключении на скорости 120 км/ч. Воздушный участок с высоты пролёта торца ВПП составляет примерно 430 метров. Посадочная дистанция составляет 1450 метров, а потребная длина ВПП для посадки с массой 80 тонн 1450 х 1,67 = 2420 метров.

Потребные посадочные дистанции самолётов Ту-154М и Ту-154Б примерно равны в диапазоне дальностей менее 3100 километров и лишь для больших дальностей несколько превышают у самолёта Ту-154М вследствие увеличения посадочных масс. Поэтому в эксплуатации практически нет дополнительных ограничений по посадке у самолётов Ту-154М по сравнению с самолётами Ту-154Б.

Средние значения эффективных уровней создаваемого шума у самолёта Ту-154М, имеющего двигатели, оборудованные звукопоглощающими конструкциями, при взлёте и заходе на посадку гораздо ниже, чем у Ту-154Б и не превышают регламентируемые требованиями ИКАО: при взлёте — 94,3 — 98 PNдБ, на посадке — 102,5 PNдБ.

Самолёт Ту-154М имеет лучшие по сравнению с самолётом Ту-154Б характеристики набора высоты как по времени набора, так и по расходу топлива.

Вес и геометрия самолета | Аэродинамика для студентов

ТЯГА И МОЩНОСТЬ ДВИГАТЕЛЯ

Тяга для преодоления сопротивления создается двигателями
обычно используется одна из следующих конфигураций,

  1. поршневой поршень
    Двигатель, приводящий в движение пропеллер.

  2. Газотурбинный двигатель

    управление воздушным винтом (турбовинтовым).

  3. Подача газа с высоким перепуском
    Турбина (дозвуковая) (турбовентилятор).

  4. Газовая турбина с внутренним малым байпасом (сверхзвуковая).

Тяга гребного винта

Для случаев (1) и (2) данные о мощности двигателя в лошадиных силах
будет предоставлен производителем двигателя. Чтобы найти тягу,
требуется разумная оценка эффективности гребного винта.

Эффективность воздушного винта можно измерить по коэффициенту опережения
( J ), отношение скорости движения вперед к скорости вращения
пропеллер,

$$ J = V / {nD} $$

где V — скорость самолета вперед, n — пропеллер.
скорость вращения в об / сек, а D — диаметр
пропеллер.

Типичный график характеристик гребного винта фиксированного шага будет
как показано на следующем рисунке.


Пропеллер
Эффективность по сравнению с коэффициентом опережения.

Подробные методы расчета характеристик гребного винта.
см. главу о Blade
Элементная теория.

Обычно максимальная эффективность составляет около 80%, а для
винт фиксированного шага это будет достигнуто заранее
соотношение, соответствующее крейсерской скорости и настройкам оборотов двигателя.Поскольку коэффициент опережения при взлете ниже, это может привести к
взлетный КПД винта всего 50%.

За счет использования блока постоянной скорости на двигателе и, следовательно,
изменяя тангаж в полете, можно поддерживать высокий
эффективность для ряда передаточных чисел. Пропеллер будет
затем работать с максимальной эффективностью (80%) от взлетной скорости,
от скорости набора высоты до круиза и круиза на высокой скорости. В
блоки с постоянной скоростью обычно имеют фиксированный диапазон шага
измените так, чтобы скорость снова была ниже взлетной и выше высокой.
крейсерский режим эффективность винта будет быстро снижаться.

Более совершенные турбовинтовые агрегаты имеют больший диапазон шага
включая варианты реверса тяги и оперения (совмещенного
с потоком воздуха, минимальное сопротивление без вращения) положения.

При заданных значениях КПД воздушного винта двигатель
мощность и скорость автомобиля, тяга
производимый винтом может быть спрогнозирован на,

$$ T = {P_ {вал} × η} / V $$

Двигатель Выходная мощность должна быть получена от двигателя.
паспорта производителя и должны включать эффекты
высоты и умеренного климата, чтобы получить точное значение для любого
особые условия полета.п $$

, где n колеблется от 0,7 на уровне моря до 1,0 на уровне моря.
круизные условия в стратосфере.

Изменение тяги со скоростью приблизительно линейно между
статические и крейсерские условия,

$$ T_v = T_ {static} -KV $$

Уклон K относительно невелик и потребует
подробные рабочие данные производителя двигателя для определения
точно. 2 $$

или

$$ C_ {Di} = 3C_ {D0} $$

Зависимость требуемой мощности от воздушной скорости приведена ниже.
Фигура.

Минимальная силовая скорость самолета обычно составляет 76% от
минимальная скорость сопротивления.

Требуемая мощность в зависимости от скорости полета

Static Thrust — обзор

1.

Статическая тяга двигателя определяется непосредственно формулой. (13,29) как

T = m˙ (Vexhaust-Vinlet) / gc = (370. Фунт / с) (1560 фут / с-0) [32,174 фунт-фут / (фунт-сила-с2)] = 17900 фунтов

2а.

Изоэнтропический КПД компрессора определяется как

(ηs) c = (W˙c) изэнтропический (W˙c) actua1 = T4s − T3T4 − T3

и, используя k, = 1.40 = константа для холодного ASC, имеем

T4s = T3 (p4s / p3) (k − 1) / k = (520.) (200./14.7)(1.4−1)/1.4=1100 R = 640. ° F

, так что изоэнтропический КПД компрессора с использованием постоянной удельной теплоемкости составляет

(ηs) компрессор (постоянная удельная теплоемкость) = 1100-520,1175-520. = 0,886 = 88,6%

Аналогичным образом изоэнтропический КПД турбины (первичного двигателя) определяется выражением

(ηs) pm = (W˙pm) фактическое (W˙pm) изэнтропическое = T1 − T2T1 − T2s

, где, используя постоянные удельные теплоемкости, получаем

T2s = T1 (p2s / p1) (k − 1) / k = (2060) (28.0/190.) (1.40−1) /1.40=1190 R = 730. ° F

Тогда

(ηs) pm (постоянная удельная теплоемкость) = 2060−13502060−1190 = 0.816 = 81.6%

3a.

Тепловая эффективность холодного ASC Брайтона определяется как

(ηT) Braytoncold ASC = T1 − T2s− (T4s − T3) T1 − T4s = 2060−1190− (1100−520.) 2060−1100 = 0,302 = 30,2 %

, но фактический тепловой КПД двигателя, основанный на постоянной удельной теплоемкости и данных, представленных на схеме, составляет

(ηT) Брайтона (фактическая, постоянная удельная теплоемкость) = T1 − T2− (T4 − T3) T1 − T4 = 2060−1350− (1175−520.) 2060-1175 = 0,062 = 6,2%

2б.

Мы можем легко учесть зависящую от температуры удельную теплоемкость, используя Таблицу C.16a в Таблицах термодинамики , сопровождающих Modern Engineering Thermodynamics . Для компрессора pr4 = (p4s / p3) = (1.2147) (200./14.7) = 16,5, и путем интерполяции в таблице C.16a находим, что T 4 с = 1084 R = 624 ° F. Тогда

(ηs) c (удельная теплоемкость переменных) = T4s − T3T4 − T3 = 1084−520,1175−520. = 0.861 = 86,1%

Точно так же для турбины

pr2 = pr1 (p2s / p1) = (196,16) (28,0 / 190.) = 28,9

и путем интерполяции в таблице C.16a находим, что T 2 с = 1261 R = 801 ° F. Тогда

(ηs) pm (переменная удельная теплоемкость) = T1 − T2T1 − T2s = 2060−13502060−1261 = 0,889 = 88,9%

3b.

Наконец, горячий ASC Брайтона может быть легко определен из

(ηT) Braytonhot ASC = h2 − h3s− (h5s − h4) h2 − h5s

, где, из таблицы C.16a,

h4 = 124 Btu / lbm (на 520.R) h5s = 262 БТЕ / фунт (по интерполяции при 1084 R) h2 = 521 БТЕ / фунт (при 2060 R) h3s = 307 БТЕ / фунт (по интерполяции при 1261 R)

Затем

(ηT) Braytonhot ASC = 521−307− (262−124) 521−262 = 0,293 = 29,3%

, а фактический тепловой КПД двигателя, основанный на зависящей от температуры удельной теплоемкости, составляет

(ηT) Брайтона (фактическая, переменная удельная теплоемкость) = h2 − h3 — (h5 − h4) h2 − h5

, где h5 = 284,9 Btu / lbm (при 1175 R) и h3 = 329,9 Btu / lbm (при 1350R). Тогда

(ηT) Брайтона (фактическая, переменная удельная теплоемкость) = 521-329.9− (284,9−124) 521−284,9 = 0,128 = 12,8%

3c.

Максимальная работа Brayton холодный тепловой КПД ASC определяется формулой. (13,27) как

(ηT) max workBraytoncold ASC = 1 − T3T1 = 1−520. R2060 R = 0,502 = 50,2%

Это намного больше, чем фактический тепловой КПД для этого двигателя, потому что авиационный двигатель должен производить достаточно работы только для привода вспомогательного оборудования двигателя (генератора, топливного насоса и т. Д.), И большая часть выходной энергии двигателя составляет кинетическая энергия его выхлопных газов (которые создают тягу).

Характеристики набора высоты

  • Характеристики набора высоты — это мера избыточной тяги, которая обычно увеличивает подъемную силу для преодоления других сил, таких как вес и сопротивление
    • Это верно для большинства самолетов, хотя некоторые высокопроизводительные летательные аппараты могут функционировать как ракеты в течение ограниченного времени, используя тягу для отрыва от земли вертикально, без необходимости подъемной силы
  • Избыточная мощность или тяга — термины, которые неправильно используются как синонимы, позволяют самолету набирать высоту

  • Мощность и тяга не совпадают, несмотря на их использование как таковые
  • Мощность — это мера выходной мощности двигателя, а тяга — это сила, которая фактически перемещает самолет.
    • В поршневом самолете мощность преобразуется в тягу через винт
    • В реактивном самолете двигатель создает тягу непосредственно от двигателя
  • Когда вы перемещаете рычаги управления дроссельной заслонкой внутри самолета, вы управляете двигателем, поэтому их называют рычагами мощности
  • Следовательно, наилучший угол набора высоты (обеспечивает наилучшие характеристики набора высоты в зависимости от расстояния, достигается там, где доступна максимальная тяга
  • Наилучшая скорость достигается там, где доступна максимальная мощность)
  • Взаимосвязь между движением и сопротивлением такова, что требуется определенное количество мощности / тяги, чтобы преодолеть сопротивление как на верхнем уровне (чем быстрее вы движетесь), так и на нижнем уровне (тем медленнее вы движетесь)
  • Это заметно во время медленного полета, когда вы обнаруживаете, что добавляете дополнительную мощность, чтобы преодолеть все увеличения лобового сопротивления, необходимые для поддержания подъемной силы
  • Однако, если вы отстаете «от кривой мощности», вы окажетесь в положении, когда вы не сможете добиться немедленной производительности, просто увеличив мощность.
    • Увеличение мощности должно сначала преодолеть повышенное лобовое сопротивление, а затем будет достигнута ожидаемая производительность
  • Вы можете узнать больше здесь: https: // www.aopa.org/news-and-media/all-news/2013/november/pilot/proficiency-behind-the-power-curve
  • В конечном итоге самолет набирает высоту из-за избыточной мощности (или тяги)
  • Однако с целью начального набора высоты мы заботимся о характеристиках нашего самолета, чтобы уйти от земли
  • Обычно мы говорим о лучшем угле и максимальной скорости подъема
    • Максимальное избыточное усилие обеспечивает наилучший угол подъема
    • Имеет место при L / Dmax для струи
    • Имеет место ниже L / Dmax для стойки
    • Наилучшая скорость набора высоты, или Vy, максимизирует скорость для получения наибольшего набора высоты за заданный период времени
    • Vy обычно используется во время набора высоты после преодоления всех препятствий
    • Это точка, где доступна наибольшая мощность
    • Имеет место выше L / Dmax для струи
    • Возникает при L / Dmax для опоры
  • Определенные условия требуют определенного профиля набора высоты (Vy или Vx)
  • Преимущества Vy:
    • Больше обзора через капот
    • Более быстрое восхождение
    • Увеличенный воздушный поток над двигателем при высокой мощности
    • Больше буфера от сваливания скоростей
  • Справочник по полетам на самолете
    Лучший угол набора высоты по стихам лучшая скорость набора высоты

  • Есть несколько факторов, которые могут повлиять на характеристики набора высоты:
      • Одним из основных факторов, влияющих на летно-технические характеристики самолета, является его вес, поскольку это принцип полета
      • Чем больше вес самолета, тем больше подъемной силы потребуется для противодействия.
      • Температура окружающего воздуха влияет на летно-технические характеристики вашего самолета в зависимости от их физических свойств
      • Двигатели не любят перегреваться, и в этом случае могут потребоваться пониженные настройки дроссельной заслонки
      • Температура также является ведущим фактором при определении влияния плотности воздуха на характеристики набора высоты.
      • Плотность воздуха и, более конкретно, высота по плотности — это высота, на которой самолет «считает» себя равной
      • .

      • Характеристики не зависят от физической высоты, а скорее от высоты плотности, и чем выше температура, тем выше эта высота
      • Встречный ветер увеличивает летные характеристики, позволяя ветру обтекать крылья без движения самолета вперед
      • Попутный ветер делает противоположное
      • Гладкие крылья без паразитов обеспечивают наилучшую подъемную силу
      • Все, что может прервать плавный поток воздуха или увеличить сопротивление, потребует дополнительного движения вперед или толчка для преодоления
  • Набор высоты регулируется частью 23 FAR, в зависимости от веса самолета
  • Все еще что-то ищете? Продолжить поиск:

Copyright © 2021 CFI Notebook, Все права защищены.| Политика конфиденциальности | Условия использования | Карта сайта | Патреон | Контакты

Опасность возникновения тяги двигателя в окружающей среде аэропорта

Зоны опасной мощности
Когда современные реактивные двигатели работают с номинальными уровнями тяги, след выхлопных газов может превышать 375 миль / ч (325 узлов или 603 км / ч) непосредственно за выхлопным соплом двигателя. Это поле потока выхлопных газов простирается к корме в виде быстро расширяющегося конуса, при этом части поля потока входят в контакт и проходят назад вдоль поверхности дорожного покрытия (рис.1). Составляющие скорости выхлопных газов ослабляются с увеличением расстояния от выхлопного сопла двигателя. Тем не менее, воздушный поток со скоростью 300 миль / ч (260 узлов или 483 км / ч) все еще может присутствовать на оперении, и значительные опасности для людей и оборудования будут сохраняться на сотни футов за пределами этой области. На полной мощности скорость выхлопного следа обычно может составлять 150 миль / ч (130 узлов или 240 км / ч) на расстоянии 200 футов (61 м) от самолета и от 50 до 100 миль / ч (от 43 до 88 узлов или от 80 до 161 км / ч). км / ч) значительно выше этой точки.

Один из подходов к соотнесению этих величин с операциями в аэропорту — рассмотреть шкалу интенсивности ураганов, используемую U.S. Национальное управление океанических и атмосферных исследований. Ураган категории 1 имеет скорость ветра от 74 до 95 миль / ч (от 64 до 82 узлов или от 119 до 153 км / ч). При таких скоростях можно было бы ожидать минимального повреждения стационарных строительных конструкций, но можно было бы ожидать большего ущерба незакрепленным передвижным домам и инженерным сооружениям. Самолет на холостом ходу может создать компактную версию урагана категории 3, создавая след двигателя на скорости 120 миль / ч (104 узла или 192 км / ч) при температуре 100 ° F (38 ° C).Эта скорость в следе может увеличиваться в два или три раза по мере того, как дроссели выдвигаются вперед и самолет начинает рулить.

На крайнем конце шкалы интенсивности находится ураган категории 5 с ветром более 155 миль / ч (135 узлов или 249 км / ч). Жилые и промышленные сооружения испытают обрушение кровли, а конструкции с более низкой прочностью испытают полное обрушение. Мобильные дома, хозяйственные постройки и инженерные сети будут сильно повреждены или разрушены, равно как и деревья, кустарники и ландшафтный дизайн.При номинальных уровнях тяги след реактивного двигателя может легко превзойти устойчивый ветер, связанный с ураганом категории 5.

Техническое обслуживание
Высокая тяга двигателя во время технического обслуживания может нанести значительный ущерб самолетам и другим элементам окружающей среды аэропорта. Пример этой проблемы произошел после того, как самолет прибыл в конечный пункт назначения с записью в журнале, указывающей, что у летного экипажа возникла аномальная работа двигателя. Последующая оценка привела к замене элемента управления двигателем, за которым последовали испытание двигателя и триммер для проверки правильности работы двигателя.Самолет был установлен на асфальтовом покрытии рядом с рулежной дорожкой, при этом поверхность с твердым покрытием простиралась от законцовок крыла в корме до оперения. Во время испытательного запуска на большой мощности кусок асфальта размером 20 на 20 футов (6,1 на 6,1 м) сразу за двигателем отделился и был поднят с поверхности подушки. Этот кусок асфальта толщиной 4 дюйма (10,2 см) поплыл вверх и попал в центральную часть левого следа от выхлопных газов двигателя, где разлетелся на множество более мелких кусочков. Части летели на корму на значительной скорости, ударяясь о заднюю часть фюзеляжа и левую внешнюю часть горизонтального оперения.Бригада технического обслуживания была предупреждена о разрушении аппарели и прекратила работу двигателя. Последующий осмотр показал, что подвесные 4 фута (1,2 м) левого горизонтального стабилизатора отсутствовали, как и весь левый руль высоты. Корректирующие действия включали замену стабилизатора и левого руля высоты, а также устранение пробоин в фюзеляже.

Повреждение посторонним предметом
Повреждение посторонним предметом (FOD), вызванное большой тягой двигателя, может повлиять на работу аэропорта, поскольку это связано с

  • Конструкция самолета.
  • Органы управления полетом.
  • Оборудование и персонал.

Конструкция самолета.
В инциденте, связанном с FOD, вызванным большой тягой двигателя, Boeing был проинформирован о том, что 737-й приземлился в европейском аэропорту, и летный экипаж обнаружил значительные повреждения во время обхода. Поврежденные участки включали переднюю кромку и нижнюю поверхность правого горизонтального стабилизатора, а также нижнюю поверхность руля высоты. При осмотре был обнаружен кусок кирпичного материала для мощения, врезанный в структуру стабилизатора.Незадолго до определения FOD представитель полевой службы Boeing в аэропорту отправления был уведомлен о повреждении порога взлетно-посадочной полосы. Последующая корреляция этих событий позволила сопоставить кирпичную кладку, извлеченную с самолета, с идентичным материалом, ранее находившимся вдоль порога взлетно-посадочной полосы. Материал дорожного покрытия был поднят и унесен выхлопными газами двигателя, когда самолет свернул на взлетно-посадочную полосу для взлета (см. Фотографии ниже). Ремонт включал замену стабилизатора, руля высоты, язычка руля высоты и панелей крепления стабилизатора к кузову.

Органы управления полетом.
FOD также может влиять на взаимодействие компонентов системы управления полетом и силу смещения системы, которые тесно связаны с правильно функционирующими первичными поверхностями управления. В большинстве самолетов лифт приводится в действие независимыми гидравлическими системами через блоки управления мощностью. Некоторые самолеты предлагают другие режимы, позволяющие управлять лифтом вручную. В обесточенном режиме панели аэродинамического баланса, рычаги и шарниры взаимодействуют друг с другом, чтобы способствовать отклонению лифта от воздушных нагрузок (рис.2). Эти элементы должны работать вместе, чтобы гарантировать, что фактическое смещение лифта пропорционально (и повторяемо) по отношению к смещению контрольной колонны, тем самым обеспечивая согласованный отклик по тангажу. Эта взаимосвязь пропорциональной реакции достаточно важна, чтобы авиационные регулирующие органы вводили сертификационные требования, запрещающие реверсирование реакции самолета и требующие, чтобы реакция самолета по тангажу была пропорциональна смещению рулевой колонки.

Даже незначительный FOD на внешних частях лифта может изменить баланс поверхности и изменить характеристики воздушного потока таким образом, что это может вызвать колебание поверхности.Это динамическое и неуправляемое движение поверхности может увеличиваться как по амплитуде, так и по частоте, вызывая дополнительный ущерб. Части поверхности могут быть разрушены силой индуцированного движения. Если это движение достаточно велико, оно может быть связано с близлежащей конструкцией самолета и причинить сопутствующий ущерб. В исключительных случаях флаттер руля может привести к потере управления самолетом.

Оборудование и персонал.
FOD также может повлиять на многие аспекты работы на рампе.В результате этих операций люди, багажные тележки, служебные автомобили и инфраструктура аэропорта могут быть травмированы и повреждены.

Например, незакрепленные багажные тележки могут сместиться выхлопными газами пролетающих самолетов, что приведет к повреждению самолета или травмам персонала (см. «Предотвращение попадания посторонних предметов и предотвращения повреждений» в Aero № 1, январь 1998 г.). Впускные отверстия двигателя представляют собой потенциальную опасность проглатывания для персонала (см. «Опасности проглатывания двигателя — обновленная информация» в журнале « Авиалайнер » за январь-март 1991 г.).Работа самолета с реверсивной тягой и использование реверсивной тяги для движения самолета увеличит зону риска по мощности и потребует особой осторожности для обеспечения надлежащей защиты людей и оборудования (рис. 3).

«Операции руления обслуживающим персоналом» (апрель-июнь 1988 г., журнал « Авиалайнер ») обсуждает повышенный риск травм и повреждений из-за недостаточного зазора между самолетом и окружающими объектами.

Меры предосторожности
Понимание характеристик и возможностей самолета имеет решающее значение для защиты самолета, обслуживающего его персонала и окружающей среды аэропорта от опасностей, связанных с высокоскоростным выхлопом.Операторы должны принимать меры для предотвращения повреждений или травм в следующих опасных зонах или во время опасных работ:

  • Электроопасные зоны.
  • Техническое обслуживание.
  • Окружающая среда аэропорта.

Электроопасные зоны.
Эти области (рис. 4) подробно описаны в соответствующем Руководстве по техническому обслуживанию воздушного судна (AMM). Дополнительные ссылки можно найти в документах «Планирование средств технического обслуживания и оборудования» и «Характеристики самолетов для планирования аэропорта», предоставляемых каждому эксплуатанту.Документы включают ресурсы, описывающие области платформы скорости выхлопа двигателя. Эти области иллюстрируют горизонтальную протяженность опасности спутного следа двигателя и репрезентативные контуры скорости выхлопных газов, предоставляя бесценную информацию для планирования местоположения сервисного и вспомогательного оборудования. Документы также содержат данные о выхлопных газах вспомогательной силовой установки (ВСУ), данные о шуме двигателя и ВСУ, а также опасные зоны на входе двигателя.

Техническое обслуживание.
AMM для каждой модели является хорошо задокументированным источником предупредительной информации по таким темам, как запуск двигателя при техническом обслуживании, операции руления обслуживающим персоналом и связанные с ним действия с двигателем.Операторы должны обращаться к процедурам, методам и мерам предосторожности в применимом AMM при разработке своих рабочих спецификаций, операций, технического обслуживания и инженерных практик.

Окружающая среда аэропорта.
Эксплуатантам следует проконсультироваться с уполномоченным органом аэропорта, чтобы убедиться, что зоны аппарели, перроны взлетно-посадочной полосы и зоны разгона двигателей совместимы с предполагаемыми полетами самолетов. Дополнительная информация о проектировании и обслуживании инфраструктуры аэропорта доступна в Руководстве ИКАО по проектированию аэродромов и Банке данных о характеристиках аэропортов.Другие источники включают консультативные циркуляры Федерального управления гражданской авиации США серии 150 (некоторые из которых описаны в прилагаемой таблице).

РЕЗЮМЕ
Ежедневно во всем мире происходят тысячи безопасных взлетов и посадок. Каждая операция использует преимущества, обеспечиваемые высокими уровнями тяги современных реактивных двигателей. Однако во время руления и технического обслуживания та же самая тяговая способность и связанный с ней след от выхлопных газов может стать опасностью, которая может усугубляться недостаточной осведомленностью о том, как след от выхлопных газов влияет на окружающую среду.Методы и меры предосторожности, призванные помочь операторам справиться со следами за выхлопными газами с большой тягой, доступны в публикациях Boeing и других источниках документации. Операторы должны использовать эту информацию для разработки необходимых эксплуатационных процедур и должны учитывать проблему опасности спутывания двигателя в своих программах по технике безопасности и обучении.

——————

Повреждения и травмы в результате реактивного взрыва
Следующие ниже примеры отражают выборку событий за последние 30 лет, которые, как сообщается, были связаны с реактивным взрывом, и иллюстрируют диапазон возможных повреждений и травм.

Летающий объект Урон

  • Самолет был остановлен в 900 футах (274 м) от места стоянки на рампе для проверки характеристик двигателя. Во время обкатки двигателя № 3, большие участки асфальтового покрытия были оторваны и разлетелись на корму, при этом куски задели как верхнюю, так и нижнюю поверхности вертикального оперения передней кромки стабилизатора и корпуса в районе входа вспомогательной силовой установки.

Повреждение горизонтального стабилизатора

  • Вышка сообщила, что самолет взлетел, используя ограниченную зону взлетно-посадочной полосы.Тяга двигателя разорвала примерно от 197 до 328 футов (от 60 до 100 м) асфальта, и несколько больших кусков попали в верхнюю поверхность правого горизонтального стабилизатора и нижнюю поверхность правого вертикального стабилизатора.
  • Во время разгона левый горизонтальный стабилизатор самолета был поврежден, когда большой кусок асфальта поднялся и ударился о нижнюю поверхность стабилизатора. Примерно 20 из 2 (129 см, 2 ) нижней обшивки было разрушено, а четыре стрингера сломаны.Передний и задний лонжероны не были повреждены, а также нервюры 13 и 14. Обшивка была срезана от переднего лонжерона до заднего лонжерона и примерно на 7 дюймов (17,8 см) внутри нервюры 13 и 7 дюймов (17,8 см) снаружи ребро 14.
  • У самолета поврежден горизонтальный стабилизатор во время технического обслуживания двигателя. Самолет располагался для полета с асфальтовым покрытием, простирающимся от задней кромки крыла до хвостового оперения. Во время мощной части разбега асфальт поднялся из-за левого двигателя и развалился на куски, послав крупные осколки в кормовую часть фюзеляжа и подвесной горизонтальный стабилизатор.Подвесной двигатель длиной 4 фута (1,2 м), включая руль высоты, был срезан, и весь стабилизатор потребовал замены. Первоначальный поднявшийся участок асфальта представлял собой лист толщиной около 20 футов2 (1,9 м 2 ) и толщиной от 4 до 5 дюймов (от 10,2 до 12,7 см) перед тем, как развалиться на куски. Травм нет.

Урон от реактивного удара

  • После прибытия и во время руления в сторону выхода на посадку, самолет врезал ближайший вертолет в припаркованный самолет.
  • При рулении перед взлетом самолет, как сообщается, резко повернул направо на рулежную дорожку.Взрыва из двигателей нет. 3 и нет. 4 врезал стойку для техобслуживания в двигатель №4. 2 другого самолета. Подставка ударилась о кожух вентилятора двигателя, в результате чего произошел прокол размером 6 на 1 дюйм (15,2 на 2,5 см). Кроме того, двигателя нет. Обтекатель 1 лежал под двигателем и вылетел через аппарель, что привело к повреждению фиксирующего механизма.
  • После прерывания взлета рейс вернулся к выходу на посадку из-за перегрева тормозов. Два бортовых двигателя были остановлены для такси. Тем не менее, максимально допустимый N 1 , 40 процентов, требовался для самолета, чтобы маневрировать в воротах.Тяга двигателя привела к взрыву реактивной струи, в результате которого два контейнера DC-8 попали в лобовое стекло автомобиля, которым управлял сотрудник авиакомпании.

Травмы и смертельные случаи

  • После столкновения с воротами при старте руления реактивная струя самолета перевернула несколько загруженных багажных тележек, и одна тележка упала на укладчика багажа. Несколько сотрудников подняли тележку, чтобы освободить застрявшего в ловушке рабочего. Пациент был госпитализирован с травмами, включая вывих и множественные переломы.
  • Персонал по техническому обслуживанию выполнял запуски большой мощности в секции прогона двигателя в пределах технической зоны оператора. Двигателей нет. 1 и нет. 2 были при соотношении давлений двигателя 1,3, с двигателями № 3 и нет. 4 на холостом ходу. Реактивный взрыв перевернулся и толкнул пикап на расстояние 165 футов (50 м). Грузовик перевалил через стальные ограждения и поднялся на 10-метровую насыпь. Водитель грузовика был отброшен, но получил перелом бедренной кости, а также травмы лица и груди.
  • По данным предварительного расследования, самолет вылетел из ворот и проследовал по внутренней рулежной дорожке к перекрестку, где ожидал разрешения на выезд на взлетно-посадочную полосу.Самолет некоторое время стоял неподвижно, а затем продолжил движение по рулежной дорожке. Сообщается, что транспортное средство оператора авиакомпании ехало на запад по внешней служебной дороге между пересекающими полосами. После остановки, чтобы убедиться, что самолет неподвижен, машина якобы проехала за самолетом. В то же время самолет попросили ускориться на взлетно-посадочную полосу, и он начал подавать тягу. Пришел ли самолет в движение, не установлено. По свидетельствам очевидцев, грузовик, в котором находились двое сотрудников авиакомпании, трижды перевернулся в результате взрыва реактивной струи.Через два дня водитель машины скончался. Автомобиль представлял собой пикап с невысоким колпаком на задней части, которая находилась на одном уровне с верхней частью кабины. Грузовик преодолел хвост и находился примерно в 200 футах (61 м) позади самолета. Он начал катиться, когда он был за двигателем №2. 3.

Структурное повреждение

  • Самолет получил серьезные структурные повреждения 46-й секции и оперения во время работы двигателя большой мощности. Правый двигатель перемещал на эти участки большие участки рулежной дорожки.

Урон от турбулентности

  • При заходе на посадку по приборам турбулентность повредила крыши трех домов. Падение черепицы привело к повреждению автомобиля и легким ранениям двух человек.

——————-

Опасное происшествие с выхлопом
Ниже приводится выдержка из отчета об авиационном происшествии NTSB-AAR-71-12, составленного Национальным советом по безопасности на транспорте США. В нем обобщается информация о авиакатастрофе со смертельным исходом возле Нью-Йорка, причиной которой, как позже было установлено, является опасность выхлопа.В отчете сделан вывод о том, что внедрение нового большого реактивного самолета «… вызвало значительную эрозию вдоль большинства рулежных дорожек и взлетно-посадочных полос. По словам сотрудников администрации порта Нью-Йорка, продукты этой эрозии, куски асфальтового материала, камни и т. Д., Были выдувается на рулежные дорожки, пандусы и взлетно-посадочные полосы, что затрудняет поддержание чистоты в этих местах ».

A Trans International Airlines DC-8-63F, N4863T, паром рейса 863, разбился при взлете в международном аэропорту Джона Ф. Кеннеди в 1606 e.s.t., 8 сентября 1970 г.

Примерно через 1500 футов после начала взлета самолет развернулся и занял высоту носа. После разбега на 2800 футов самолет поднялся в воздух и продолжил медленно вращаться до положения примерно от 60 ° до 90 ° над горизонтом на высоте, которая, по оценкам, находилась между 300 и 500 футов над землей. Самолет откатился примерно на 20 ° вправо, откатился влево примерно до вертикального угла крена и упал на землю в таком положении.Самолет уничтожен ударным и постударным огнем. В авиакатастрофе погибли одиннадцать членов экипажа, единственные находившиеся в самолете.

Совет (Национальная транспортная безопасность) определяет, что вероятной причиной этой аварии была потеря управления по тангажу, вызванная захватом заостренного, покрытого асфальтом объекта между передней кромкой правого лифта и правым горизонтальным доступом к лонжерону. дверь в кормовой части стабилизатора. Ограничение движения лифта, вызванное крайне необычным и неизвестным состоянием, не было обнаружено экипажем вовремя, чтобы успешно отказаться от взлета.Однако очевидное отсутствие реакции экипажа на крайне необычную аварийную ситуацию в сочетании с неспособностью капитана должным образом контролировать взлет способствовали отказу от взлета.

——————-

Справочные материалы по планированию, проектированию и эксплуатации аэропорта
Эксплуатация самолетов в аэропорту задокументирована во множестве справочных материалов из многих источников, включая отраслевые организации и производителей самолетов. Эти ссылки содержат широкий спектр соответствующих ресурсов.Среди тем SQUAREussed — планирование развития аэропорта, разметка аэропорта, наземные операции, сервисное оборудование, а также проектирование терминалов, пандусов, рулежных дорожек и взлетно-посадочных полос.

Международная организация гражданской авиации (ИКАО)
Приложение 14, Аэродромы, том I: Спецификации физических характеристик рабочей зоны аэропорта, включая взлетно-посадочные полосы, рулежные дорожки и перроны; противопожарное оборудование и меры безопасности, связанные с установленным оборудованием.

Приложение 15, Службы аэронавигационной информации: информационные бюллетени для пилотов (NOTAM), которые содержат информацию о физических изменениях в аэропорту, службе аэропорта или опасностях.

Руководство по предотвращению несчастных случаев: Разработка и поддержка программ предотвращения несчастных случаев.

Руководство по проектированию аэродромов (пять частей): взлетно-посадочные полосы, рулежные дорожки, перроны и зоны ожидания, предназначенные для обеспечения безопасности полетов самолетов.

Руководство по обслуживанию аэропортов (девять частей): Услуги аэропорта, включая поддержание физического состояния аэропорта для обеспечения безопасной эксплуатации.

Международная ассоциация воздушного транспорта (ИАТА)
Руководство по обслуживанию в аэропорту: Меры предосторожности при выполнении операций с воздушным судном, а также процедуры отталкивания воздушного судна и рекомендации по разметке рампы.

Федеральное управление гражданской авиации США (FAA)
Консультативные циркуляры: Серия 150 информационных бюллетеней FAA по различным аспектам планирования аэропортов, проектирования, строительства, технического обслуживания, оборудования для обеспечения безопасности аэропортов и эксплуатационной безопасности.

  • AC 150 / 5300-13, Дизайн аэропорта: рекомендации FAA по проектированию аэропорта.
  • AC 150 / 5320-6D, Проектирование и оценка покрытия в аэропортах: Проектирование и оценка покрытия в гражданских аэропортах.
  • AC 150 / 5335-5, Стандартизированный метод представления данных о прочности покрытия в аэропорту: использование стандартизированного метода ИКАО для представления данных о прочности покрытия.

The Boeing Company

Характеристики самолета для планирования аэропорта: выпускаются в виде отдельных документов, применимых к конкретной модели или семейству моделей, например 757. Информация для инженеров в помощь инженерам в проектировании аэропорта, включая данные о размерах самолета, информацию о нагрузке на покрытие, в сжатом виде летно-технические характеристики самолета, скорость следа реактивного двигателя, а также данные о температуре и уровне шума.

Планирование объектов технического обслуживания и оборудования: Выпускается в виде отдельных документов, применимых к конкретной модели или семейству моделей, например, 767. Информация по таким темам, как зоны с опасным шумом, зоны с опасным напряжением и данные о скорости выхлопных газов в следе двигателя.

Руководство по техническому обслуживанию ВС: применимо к конкретной модели самолета; сконфигурирован с учетом индивидуальных особенностей оператора. В общих разделах воздушного судна подробно описываются меры безопасности, охватывающие наземные операции самолета, руление, опасные зоны, связанные с мощностью двигателя, а также меры предосторожности, которые необходимо соблюдать во время работ по техническому обслуживанию, требующих работы двигателя.

Авиалайнер Магазин:

  • «Опасности заглатывания двигателя», январь-март 1991 г.
  • «Ramp Rash», апрель-июнь 1994 г.
  • «Взлетно-посадочные полосы», июль-сентябрь 1985 г.
  • «Руление», апрель-июнь 1988 г.

Магазин Aero :

  • «Аэродинамические принципы крушения больших самолетов», июль-сентябрь 1998 г.
  • «Предотвращение попадания посторонних предметов и предотвращения повреждений», январь-март 1998 г.

Дуглас Сервис журнал:

  • «Предотвращение попадания посторонних предметов в аэропорту», ​​второй выпуск, 1994 г.

Другое

  • «Проект бетонного покрытия аэропорта» Роберта Г. Паккарда, опубликованный Портлендской бетонной ассоциацией.

—————-

Размеры авиационного двигателя и воздушного винта


Добро пожаловать в 10-ю часть, последнюю часть из серии «Основы конструирования самолетов».В Части 9 мы завершили предварительную оценку сопротивления новой конструкции легкого спортивного самолета. В этом руководстве мы основываемся на оценке сопротивления и указываем комбинацию двигателя и гребного винта, чтобы определить изменение тяги в зависимости от скорости полета. Наложив эту кривую тяги на график сопротивления, мы можем вычислить теоретическую максимальную скорость самолета или скорость при различных настройках мощности двигателя. Давайте начнем!

Часть 10 — это последний выпуск серии «Основы конструирования самолетов».В Части 9 мы выполнили полярное сопротивление и построили график изменения общего сопротивления самолета в зависимости от скорости самолета, предполагая, что самолет летел на уровне моря в стандартной атмосфере.

Для этого урока мы будем использовать график перетаскивания, созданный в части 9, поэтому рекомендуется прочитать часть 9, прежде чем продолжить.

Краткое описание

На рисунке ниже показан вид сверху двухместного концептуального легкого спортивного самолета (LSA), который мы использовали в исследовании сопротивления, описанном в Части 9, для расчета изменения общего сопротивления в зависимости от скорости.

Эскизный эскиз вымышленного 2-местного легкого спортивного самолета

Мы продолжим использовать этот концептуальный самолет, определим двигатель и винт, а затем будем использовать эту информацию для оценки изменения тяги, создаваемой скоростью. Наложив изменение тяги и сопротивления на один и тот же график, мы можем оценить теоретическую максимальную скорость нашего самолета (скорость, при которой доступная тяга равна сопротивлению) и тягу, создаваемую при различных настройках мощности.

Изменение лобового сопротивления самолета в зависимости от скорости, рассчитанное нами в Части 9, показано ниже.В Части 9 мы не учитывали шасси при расчете сопротивления. Предполагая, что это обычное фиксированное шасси, лобовое сопротивление шасси добавляется к общему сопротивлению самолета, чтобы получить график сопротивления, показанный ниже для случая на уровне моря в стандартной атмосфере.

Чтобы рассчитать изменение тяги в зависимости от скорости полета, мы сначала должны указать комбинацию двигателя и воздушного винта. Диаметр лопастей винта , шаг и количество лопастей являются важными факторами, которые необходимо указать для определения создаваемой тяги.

Как двигатель и гребной винт создают тягу?

Двигатель внутреннего сгорания работает путем преобразования возвратно-поступательного движения (поршни движутся в цилиндре) во вращательное движение (вращение коленчатого вала). Таким образом, двигатель передает энергию вращения на карданный вал. Пропеллер, в свою очередь, передает эту вращательную энергию в прямую тягу за счет ускорения массы воздуха, приблизительно равной диаметру винта, за счет передачи импульса воздуху посредством вращения винта .Именно сила реакции на эту передачу импульса создает тягу, которая продвигает самолет по воздуху.

Интуитивно понятно, что для того, чтобы двигатель вращал пропеллер, должна быть затрачена энергия, и поэтому доступная мощность , с которой можно создать тягу, равна общей мощности, производимой двигателем, за вычетом мощности, необходимой для вращения винта .

Сначала мы рассмотрим двигатель и винт по отдельности, а затем соберем воедино то, что мы узнали, чтобы определить комбинацию двигатель-винт, которая будет хорошо работать вместе на нашем самолете.После того, как комбинация двигателя и пропеллера зафиксирована, мы можем рассчитать теоретическую максимальную скорость нашего летательного аппарата при различных настройках мощности.

Начнем с поиска подходящего двигателя.

Выбор подходящего двигателя

В этом руководстве мы собираемся указать наш двигатель на основе требований к круизу . Поэтому первым делом необходимо оценить потребляемую мощность нашего самолета при нашей указанной крейсерской скорости. При постоянной крейсерской скорости силы самолета будут уравновешены; таким образом, тяга, создаваемая двигателем и воздушным винтом, должна быть равна полному сопротивлению самолета.

Мощность определяется как скорость выполнения работы, а работа — это просто сила, умноженная на перемещение. Следовательно, общая мощность, необходимая для поддержания полета нашего самолета с постоянной скоростью, является просто произведением силы сопротивления и скорости.

$$ P_ {Req} = Перетащите \ раз Скорость $$

Где:
\ (P_ {Req} = \) Требуемая мощность

Умножение силы сопротивления на скорость полета и нанесение ее на график в диапазоне предполагаемых скоростей полета дает нам быстрое представление о мощности, необходимой для крейсерского полета на разных скоростях.

Из графика выше видно, что для крейсерской скорости 120 узлов наш винт должен передавать в воздух примерно 38,5 кВт мощности, чтобы обеспечить тягу, достаточную для преодоления сопротивления, создаваемого самолетом.

Пропеллер преобразует крутящую силу, доступную на валу, в силу тяги, которая толкает самолет вперед. Во время выработки этой мощности требуется энергия для вращения гребного винта, поэтому мощность, доступная на валу, никогда не равна мощности, которую гребной винт может подавать в воздух. Отношение мощности, доступной для создания тяги, к выходной мощности вала двигателя, называется к.п.д. винта. Хорошо спроектированный гребной винт, работающий в наиболее эффективной точке, имеет коэффициент полезного действия от 0,80 до 0,85, поэтому указанная выше мощность тяги должна учитываться с учетом эффективности гребного винта, чтобы определить мощность вала двигателя, необходимую для поддержания выбранной крейсерской скорости. Если предположить, что выбранный гребной винт рассчитан на максимальную эффективность при заданной крейсерской скорости, то требуемая мощность двигателя определяется следующим образом:

$$ P_ {Engine \ Cruise} = \ frac {P_ {Req}} {\ eta} $$
Если предположить, что эффективность, \ (\ eta = 0.85 \), то мы можем рассчитать требуемую мощность двигателя.

$$ P_ {Engine \ Cruise} = \ frac {38.5} {0.85} = 45,3 кВт $$

Этот результат показывает нам, что мы должны указать двигатель, который вырабатывает приблизительно 45 кВт при настройке крейсерской мощности. Поскольку 120 узлов — это верхний предел нашего крейсерского диапазона, мы будем предполагать, что 120 узлов указывают на высокий крейсерский режим, когда двигатель вырабатывает не менее 75% своей взлетной мощности.

Таким образом, максимальная мощность двигателя, которую должен выдавать двигатель, составляет:

.

$$ P_ {Макс} = \ frac {45.3} {0,75} = 60 кВт \ (80 л.с.) $$

Поэтому мы ищем двигатель с максимальной мощностью 80 л.с. (60 кВт) на уровне моря.

Требование к двигателю мощностью 80 л.с. показывает нам, что мы на правильном пути с нашей оценкой сопротивления, поскольку легкие спортивные самолеты обычно оснащаются двигателями в диапазоне 65–100 л.с.

Семейство Rotax 912

Один из самых популярных двигателей в этой категории построен австрийским производителем Rotax, который производит двигатель Rotax 912 UL мощностью 80 л.с.Этот четырехтактный двигатель имеет объем 1,21 л или 74 кубических дюйма и может выдавать максимальную мощность 59,6 кВт (80 л.с.) при 5800 об / мин и 103 Нм (75,9 фут-фунт) крутящего момента при 4800 об / мин. Поскольку двигатели семейства Rotax развивают максимальную мощность и крутящий момент при относительно высоких оборотах двигателя, двигатели передаются через понижающую коробку передач, так что гребной винт не вращается на скоростях выше 2400 — 2600 об / мин.

Семейство двигателей Rotax 912 — наиболее популярный выбор среди авиаторов-любителей.Rotax продала свой 50-тысячный двигатель 912 в 2014 году и производит как сертифицированный, так и несертифицированный вариант. Двигатель может работать на этилированном или неэтилированном автомобильном топливе или даже на бензине 100 л.

Двигатель Rotax 912 UL поэтому отлично подходит для нашего теоретического концептуального самолета. Мы будем использовать стандартное передаточное число 2,27 для этого примера, хотя двигатель мощностью 80 л.с. может быть дополнительно оснащен редуктором 2,43, чтобы соответствовать его более крупному собрату мощностью 100 л.с. — 912 ULS.

Rotax 912 UL.Источник: https://www.flyrotax.com

На веб-сайте Rotax есть очень полезные данные о характеристиках двигателя, которые можно бесплатно загрузить. Мы будем использовать это для построения модели характеристик двигателя, которая поможет нам определить теоретическую максимальную скорость нашего самолета. Вы можете скачать техническое описание двигателя Rotax 912 UL здесь.

Мы начнем наш анализ с предположения, что самолет летит на уровне моря и в стандартной атмосфере. Выходная мощность двигателя без наддува, такого как Rotax 912 UL, зависит от плотности воздуха, поступающего во впускной коллектор.Плотность воздуха уменьшается с увеличением высоты, и поэтому общая выходная мощность двигателя уменьшается. Это не означает, что максимальная скорость самолета всегда достигается на уровне моря, поскольку потеря мощности уравновешивается соответствующим уменьшением общего лобового сопротивления самолета. Это происходит потому, что сила сопротивления также является функцией плотности воздуха.

Изменение мощности двигателя Rotax 912 UL показано ниже в зависимости от числа оборотов двигателя. Это взято непосредственно из брошюры 912 UL.Мощность двигателя 45 кВт, необходимая для уравновешивания силы сопротивления на скорости 120 узлов, достигается примерно при 4300 об / мин, что составляет 75% от максимальной частоты вращения двигателя 5800 об / мин. Таким образом, крейсерский режим при частоте вращения двигателя 4300 об / мин представляет собой первоначальную оценку наших типичных крейсерских условий.

Винт

Теперь, когда мы выбрали двигатель для нашего самолета, нам нужно соединить наш Rotax 912 UL с подходящим воздушным винтом. Чтобы выбрать наиболее подходящий пропеллер для нашего концептуального самолета, нам нужно сначала углубиться в некоторые теории винта.

Роль воздушного винта заключается в передаче энергии вращения, генерируемой коленчатым валом двигателя, в прямую тягу посредством ускорения массы воздуха, приблизительно равной диаметру винта. Есть три основных параметра, которые будут влиять на создаваемую в результате тягу: диаметр винта , количество лопастей и угол лопастей относительно воздуха, проходящего через лопасть. Мы рассмотрим каждый из них более подробно после знакомства с силами, действующими на лопасть гребного винта.

Пропеллерные силы

Лопасть воздушного винта — это, по сути, крыло с закрученной аэродинамической частью, предназначенное для создания аэродинамических сил в результате движения лопасти по воздуху. В то время как обычное крыло на самолете создает подъемную силу и сопротивление, пропорциональное квадрату скорости движения вперед, лопасть воздушного винта будет создавать силы, основанные на результирующем векторе, образованном между скоростью вращения лопасти (число оборотов винта в минуту) и скоростью движения воздушного винта. самолет .

Поскольку гребной винт — это не что иное, как вращающееся крыло, он будет создавать подъемную силу и сопротивление так же, как и обычное крыло. Однако нет особого смысла описывать результирующие силы, создаваемые винтом, в терминах подъемной силы и сопротивления (нормальные и параллельные спиральной траектории полета лопасти), а скорее разделить силы на составляющих, нормальных к лопасти. направление вращения гребного винта (сила тяги) и параллельно направлению вращения гребного винта (сила крутящего момента) .

При разрешении сил в терминах силы тяги и крутящего момента становится ясно, что подъемная сила вносит вклад как в компоненты тяги, так и в компоненты крутящего момента. В силе осевого напора преобладает горизонтальная составляющая подъемной силы, в то время как сила крутящего момента в первую очередь является функцией вертикальной составляющей подъемной силы, создаваемой лопастью. Чтобы вращать гребной винт с постоянной частотой вращения, двигатель должен создавать достаточный крутящий момент на валу гребного винта, чтобы уравновесить крутящую силу, создаваемую вращающимся гребным винтом .

Диаметр пропеллера

Пропеллер работает за счет ускорения воздушной трубки с диаметром, примерно равным диаметру пропеллера. Это приводит к реактивной силе тяги, которая толкает самолет вперед. Вращение пропеллера добавляет импульс воздушной трубе, где импульс равен массе воздуха (функция диаметра), умноженной на скорость движения назад.

$$ Импульс = Масса \ умноженная на скорость $$

Это означает, что за счет увеличения диаметра винта передаваемая назад скорость может быть уменьшена при сохранении общего количества движения, переданного воздуху.Энергия, расходуемая пропеллером, равна кинетической энергии, передаваемой от пропеллера воздушной трубке. Поскольку полная кинетическая энергия является функцией квадрата массы и скорости, увеличение массы воздуха (диаметра пропеллера) более энергоэффективно, чем увеличение скорости воздуха для данного энергетического состояния.

Вывод из приведенного выше объяснения состоит в том, что всегда наиболее эффективно использовать лопасти винта самого большого диаметра, которые может безопасно выдержать двигатель.Старое практическое правило конструкторов гребных винтов заключалось в том, что « держите его как можно дольше, как можно дольше »

Однако помните, что момент инерции лопасти экспоненциально увеличивается с увеличением диаметра лопасти, и что больший диаметр также будет передавать экспоненциально большие гироскопические нагрузки. Это могло вызвать катастрофический отказ лезвия при высоких скоростях вращения. Мы обсудим понятие момента инерции пропеллера позже в этом посте.

Также важно помнить, что чем больше диаметр лопасти, тем выше результирующая скорость на конце гребного винта.Таким образом, одно ограничение на диаметр гребного винта состоит в том, что гребной винт никогда не должен быть настолько большим, чтобы скорость звука достигалась на его конце, когда двигатель работает на максимальных оборотах .

Еще одним важным моментом является зазор между концом гребного винта и землей . Диаметр должен быть указан таким образом, чтобы воздушное судно могло безопасно эксплуатироваться при взлете и посадке без риска удара винтом на этих критических этапах полета.

Количество лезвий

Количество лопастей, ширина (хорда) и диаметр гребного винта определяют общую площадь лопастей. Обычно более крупные двигатели, которые производят большую мощность, требуют большего количества лопастей для извлечения этой мощности и преобразования ее в полезную тягу. Теоретически наиболее эффективная конфигурация лопастей гребного винта на самом деле представляет собой конструкцию с одной лопастью, уравновешенной массой; и после этого увеличение количества лопастей приводит к несколько менее эффективным конфигурациям.Однако на практике однолопастные винты не работают особенно хорошо.

Увеличение количества лопастей снижает шум и вибрацию кабины. В летательном аппарате с одним двигателем и двигателем, установленным в носовой части, каждая лопасть создает импульс давления при каждом вращении, который можно почувствовать на лобовом стекле и в салоне. При заданном диаметре (постоянный массовый расход), чем больше количество лопастей, тем меньше импульс давления, который каждая лопасть передает на самолет. Следовательно, трехлопастной пропеллер будет по своей природе более тихим и плавным, чем эквивалентная двухлопастная конфигурация.

Еще одно важное соображение — это диаметр лопасти гребного винта. Более крупный и мощный двигатель требует большей площади лопастей для получения максимальной тяги при заданной мощности. Площадь лопастей может быть увеличена либо за счет увеличения диаметра гребного винта, увеличения хорды гребного винта, либо за счет увеличения количества лопастей. Желательно увеличивать диаметр лезвия, но только до точки. Лопасть большего диаметра приведет к увеличению конечной скорости гребного винта, что приведет к шуму и увеличению сопротивления при достижении околозвуковых скоростей.При увеличении диаметра отвала необходимо также учитывать дорожный просвет. Наконец, увеличение хорды лезвия может привести к увеличению взаимодействия между лезвиями по мере увеличения коэффициента твердости. Это приводит к снижению КПД и уменьшению извлекаемой тяги.

Таким образом, увеличение количества лопастей становится лучшим решением для наиболее эффективного извлечения желаемой тяги из двигателя, когда гребной винт с меньшим количеством лопастей не может обеспечить требуемую тягу.

В случае нашего концептуального LSA следует выбрать двухлопастной или трехлопастной винт. Трехлопастный винт может привести к несколько меньшей эффективности по сравнению с идентичной двухлопастной конструкцией, но для повышения комфорта в кабине может потребоваться предпочтение трехлопастной конструкции. В дальнейшем в этом руководстве была выбрана трехлопастная конструкция, но анализ, идентичный представленному ниже, может быть использован для определения тяги эквивалентной двухлопастной конструкции, если читатель заинтересован.

Шаг винта

Широкий шаг гребного винта означает легкость, с которой гребной винт может вращаться в воздухе. Под термином «высота звука» объединено несколько различных понятий, которые описывают одно и то же явление.

  • Шаг относится к углу лопасти гребного винта относительно плоскости.
  • Шаг может относиться к расстоянию, на которое гребной винт продвигается по воздуху за один оборот.
  • Шаг можно представить как размер «укуса», который винт вырывает из воздуха.

Шаг лучше всего объяснить, используя аналогию с коробкой передач в автомобиле. При трогании с места с места включается пониженная передача, которая позволяет двигателю быстро раскручиваться и заставлять автомобиль двигаться. Однако оставаться на низкой передаче на протяжении всего движения очень неэффективно и ограничивает максимальную скорость автомобиля, поскольку двигатель быстро достигает ограничителя оборотов и не может обеспечить мощность, необходимую для движения на более высокой скорости. Точно так же попытка трогать автомобиль с высокой передачи приведет к остановке двигателя, поскольку высокое передаточное число ограничивает способность двигателя достигать скорости, при которой двигатель работает в своем диапазоне мощности.

То же самое можно сказать и о шаге гребного винта. Вместо передаточных чисел мы говорим о шаге либо точного (низкая передача) или грубого (высокая передача).

Пропеллер с мелким шагом будет иметь малый угол наклона лопастей , будет легко вращаться на , не отрываясь от воздуха, и будет двигаться вперед по воздуху на короткое расстояние за каждый оборот (низкий коэффициент продвижения) . Это позволит двигателю легко вращаться и работать на высоких оборотах (об / мин).

Пропеллер с крупным шагом будет иметь большой угол наклона лопастей , будет отрывать большой кусок от воздуха при каждом повороте и будет продвигаться по воздуху на большое расстояние за каждый оборот . Установка крупного шага ограничивает скорость, с которой работает двигатель.

Лопасть воздушного винта на самом деле не более чем вращающееся крыло, которое создает подъемную силу и силу сопротивления при движении по воздуху.

Поскольку воздушный винт работает так же, как крыло, угол атаки, который лопасть делает при относительном ветре, будет определять, сколько подъемной силы и сопротивления создается в любой момент времени.Относительный ветер, проходящий над лопастью воздушного винта, является функцией как тангенциальной скорости, создаваемой вращающейся лопастью, так и составляющей воздушной скорости в направлении полета. Определяя угол атаки лопасти как угол между хордой лопасти и относительным вектором ветра, становится ясно, что чем быстрее летательный аппарат движется по воздуху, тем меньше эффективный угол атаки лопасти при заданном настройка высоты тона.

По мере увеличения угла атаки лопасти коэффициент подъемной силы лопасти воздушного винта увеличивается, и создается большая тяга.Как и в случае с обычным крылом, при некотором критическом угле атаки лопасть останавливается с соответствующим падением тяги.

Результирующим углом атаки лопасти можно управлять, изменяя шаг (угол лопасти) таким образом, чтобы гребной винт всегда работал в оптимальной точке кривой подъемной силы. На рисунке ниже описаны четыре сценария конфигурации воздушной скорости и шага воздушного винта.

Конфигурация представляет собой гребной винт с мелким шагом (малым углом лопастей), работающий на низкой скорости, так что результирующий угол атаки лопасти находится в линейной области кривой подъемной силы, и лопасть эффективно создает тягу в низкая скорость полета.

Конфигурация B показывает лопасть под тем же углом наклона, что и Конфигурация A , но на этот раз с более высокой скоростью полета. Результирующий угол атаки теперь намного меньше, чем у конфигурации A , и поэтому лопасть будет производить меньшую подъемную силу и, соответственно, меньшую тягу.

Конфигурация C показывает лопасть с более крупным шагом (большим углом) при низкой скорости полета. Компонента воздушной скорости недостаточно для уменьшения результирующего угла атаки лопасти до точки ниже угла сваливания.Следовательно, лопасть останавливается и будет производить соответственно меньшую тягу.

Конфигурация D показывает лопасть с крупным шагом и высокой воздушной скоростью. В этом случае большая составляющая воздушной скорости уменьшает результирующий угол атаки до точки, которая находится в пределах области линейной подъемной силы кривой подъемной силы и вдали от сваливания. Здесь лезвие эффективно создает тягу.

Основываясь на приведенном выше объяснении, мы можем разработать некоторые правила, касающиеся эффективной работы воздушного винта на различных этапах полета.

  • Взлет и посадка происходят на малых скоростях, поэтому конфигурация с мелким шагом является наиболее предпочтительной для создания максимальной тяги (или для получения максимально возможной доступной тяги в случае ухода на второй круг при посадке).
  • Крейсерский полет обычно выполняется на относительно высоких скоростях, и поэтому большой шаг является наиболее эффективной конфигурацией для создания тяги, необходимой для преодоления крейсерского сопротивления.
  • Конфигурация набора высоты наиболее эффективна там, где шаг немного более грубый, чем во время взлета, но более тонкий, чем в крейсерском режиме.

Таким образом, рабочий шаг воздушного винта является решающим фактором для работы воздушного винта и, как следствие, летно-технических характеристик самолета. Существует четыре основных классификации гребных винтов, и все они относятся к методу, с помощью которого устанавливается или регулируется шаг гребного винта.

Типы гребных винтов

Фиксированный шаг

Это самый простой тип гребного винта, и, как следует из названия, шаг устанавливается со дня, когда гребной винт покидает завод-изготовитель. Это приводит к созданию гребного винта, который представляет собой компромисс между мелким и крупным шагом и ограничивает как характеристики взлета и набора высоты (где предпочтительнее мелкий шаг), так и крейсерские характеристики (где желателен крупный шаг).

Винт может быть компромиссом, но меньшая сложность, которую предлагает фиксированный шаг, приводит к гораздо более простому (и, следовательно, более дешевому) винту. Именно по этим причинам гребной винт фиксированного шага часто используется на легких самолетах, где преимущества более сложного гребного винта перевешиваются простотой, которую предлагает гребной винт фиксированного шага. Некоторые примеры самолетов, использующих винт фиксированного шага, включают Cessna 172, Piper PA-28-140 Cherokee и Tecnam P-92 Echo.

Некоторые производители при покупке нового винта предоставляют эксплуатантам воздушных судов выбор между гребным винтом набора высоты (более мелкий шаг) или маршевым винтом (более крупный шаг).

Регулируемый шаг от земли

Как следует из названия, это винт фиксированного шага, который можно отрегулировать на земле перед полетом для адаптации к определенной операционной среде или миссии. В воздухе винт работает с фиксированным шагом, и его можно отрегулировать только после того, как он снова окажется на земле.

Переменный шаг

Винт переменного шага позволяет пилоту регулировать шаг лопастей во время полета, что означает, что комбинация пропеллер / двигатель может быть настроена на наиболее эффективную комбинацию, соответствующую фазе полета. Угол наклона лопастей на управляемом вручную гребном винте переменного шага с регулируемым шагом регулируется пилотом с помощью рычага шага в кабине и позволяет достичь широкого диапазона настроек мощности за счет изменения мощности и скорости двигателя.

В гребном винте с изменяемым шагом с ручным управлением не используется регулятор скорости, поэтому скорость гребного винта будет по-прежнему изменяться аналогично гребному винту с фиксированным шагом, если воздушная скорость, частота вращения двигателя и положение изменяются на данном шаге.

Винт постоянной скорости

Воздушный винт с постоянной скоростью — это лишь подмножество гребного винта с переменным шагом. Эти пропеллеры оснащены регулятором, который автоматически регулирует шаг лопастей, чтобы поддерживать постоянную скорость вращения во время полета. Устанавливается желаемая частота вращения воздушного винта, и регулятор гарантирует, что эта частота вращения поддерживается независимо от того, изменяется ли мощность двигателя, скорость полета или положение самолета.

Гребные винты переменного шага и постоянной скорости регулируются рычагом в кабине.

Выбор гребного винта

Выбор из множества переменных пропеллера может быть немного сложным, зная, с чего начать. Поскольку мы проектируем относительно простой самолет, для которого стоимость является важным фактором, мы продолжим и выберем для нашего концептуального самолета винт фиксированного шага . Как правило, рекомендуется начинать с самой простой конфигурации и добавлять сложность только по мере необходимости, если требования к производительности не могут быть выполнены.

Мы определяем размеры нашей комбинации двигатель-гребной винт на основе достижения определенной крейсерской скорости (120 узлов), поэтому мы стремимся указать «круизный винт», который будет иметь более крупный шаг, чем соответствующий «гребной винт».

Как упоминалось ранее, мы должны стремиться к максимально большому гребному винту, который может безопасно вместить наш двигатель. Нам также необходимо убедиться, что максимальная скорость гребного винта остается в стороне от околозвуковой области при высоких оборотах двигателя, и что между гребным винтом и землей сохраняется соответствующий зазор во время взлета и посадки. 2} $$

Скорость вращения наконечника зависит от скорости гребного винта (указывается здесь в оборотах в секунду) и диаметра лопасти.

$$ V_ {rot} = \ pi \ times d \ times rps $$

Поступательная скорость — это просто воздушная скорость, выраженная в тех же единицах, что и расчетная скорость вращения наконечника.

$$ V_ {trans} = воздушная скорость $$

Книга Раймера «Конструкция самолета» предлагает, чтобы скорость винтовой вершины деревянного гребного винта не превышала 850 ф / с, металлического гребного винта — 950 ф / с, и если шум вызывает беспокойство, то при взлете скорость винтовой вершины должна быть ниже. ниже 700 кадров в секунду.

Скорость кончика винта проверялась в двух различных условиях; (i) пикирование на полном газу и (ii) скорость сваливания на полном газе (40 узлов).

Предполагая, что используется гребной винт с самым большим из рассмотренных диаметров (1,8 м) и что двигатель способен вращать гребной винт с максимальной частотой вращения двигателя (5800 об / мин), скорость винтовой вершины не будет превышать 850 футов в секунду в пикировании. Взлетный случай показывает конечную скорость немного выше рекомендованной, но это не совсем неожиданно для гребного винта, прикрепленного к высокоскоростному двигателю, например, Rotax 912. На практике Rotax 912 UL редко достигает скорости 5800 об / мин. во время взлета с установленным большинством гребных винтов, поэтому шум не должен иметь большого значения.

Можно сделать вывод, что скорость наконечника не будет ограничивающим фактором в нашей конструкции.

Крутящий момент пропеллера

Ранее упоминалось, что для наиболее эффективного создания тяги всегда следует указывать самый большой из возможных гребных винтов. Важно понимать, что чем больше винт, тем больший крутящий момент двигателя требуется для вращения этого винта со скоростью, необходимой для создания тяги, необходимой для поддержания поступательного движения нашего самолета.Именно это требование крутящего момента часто ограничивает диаметр гребного винта для данного двигателя.

Второй закон Ньютона гласит, что тело будет стремиться оставаться в состоянии равновесия и ускоряться только в том случае, если на него действует неуравновешенная сила. Тенденция тела возвращаться в состояние покоя или сопротивляться ускорению может быть объяснена инерцией тела. Именно эту инерцию необходимо преодолеть для ускорения тела.

Существует аналогичная концепция для тел во вращении, где момент инерции тела определяет крутящий момент, необходимый для достижения определенного углового ускорения.Проще говоря, чем больше и тяжелее пропеллер, тем больший крутящий момент должен выдавать двигатель, чтобы вращать винт на желаемых оборотах.

$$ T = I \ alpha $$

Где:
\ (T = \) Приложенный крутящий момент
\ (I = \) Момент инерции
\ (\ alpha = \) Угловое ускорение

Момент инерции можно определить как отношение момента количества движения тела к его угловой скорости. Лучший способ визуализировать это — представить фигуриста, выполняющего вращения на льду.Если она подносит руки ближе к телу, ее момент инерции уменьшается, и она может вращаться с большей скоростью. Когда она убирает руки от тела, ее момент инерции увеличивается, а скорость вращения уменьшается. 2 $$

Где:
\ (I = \) Момент инерции
\ (L = \) Угловой момент
\ (\ omega = \) Угловая скорость
\ (m = \) Масса
\ (r = \) расстояние от ось вращения (ступица гребного винта)

Чтобы вычислить момент инерции воздушного винта, мы должны рассмотреть распределение массы воздушного винта по отношению к расстоянию, на которое масса находится от центра вращения (ступицы воздушного винта).Рисунок ниже полезен для визуализации этого:

Мы можем думать о гребном винте как о состоящем из множества мелких элементов массы, распределенных по длине каждой лопасти гребного винта. Если мы суммируем каждый из этих элементов массы и квадрат расстояния, на которое каждый элемент находится от ступицы, мы получим значение момента инерции массы пропеллера.

Обращаясь к уравнению, которое определяет момент инерции, мы можем сделать вывод, что материал лопасти будет влиять на значение \ (I = \) гребного винта.Пропеллеры, изготовленные из более плотного материала, будут иметь больший момент инерции, чем аналогичный менее плотный материал.

Чем больше диаметр гребного винта, тем дальше от ступицы будет расположен центр масс. Это увеличит момент инерции на коэффициент, равный квадрату расстояния, поэтому необходимо искать баланс между наибольшим диаметром, который возможен для извлечения максимальной тяги из двигателя, и требованиями к крутящему моменту для большего гребного винта.

Требуемый крутящий момент является функцией момента инерции и ускорения вращения гребного винта.Точно так же, как определенная сила тяги должна быть развита, чтобы преодолеть силу сопротивления самолета, чтобы поддерживать самолет в движении с постоянной скоростью, так и определенный крутящий момент должен быть развит, чтобы преодолеть момент, создаваемый силой крутящего момента пропеллера, действующего в центре массы винта в результате вращения лопастей по воздуху.

Rotax публикует кривую крутящего момента двигателя для 912 UL. Поскольку двигатель имеет редуктор, нам необходимо умножить крутящий момент двигателя на передаточное число, чтобы определить крутящий момент, передаваемый на карданный вал (при условии отсутствия потерь).Доступный крутящий момент на валу должен быть достаточным для вращения гребного винта в диапазоне настроек числа оборотов, в котором работает двигатель. Пропеллер также будет ускоряться по мере регулировки настройки дроссельной заслонки до достижения равновесия при новой настройке мощности. Поэтому двигатель должен обеспечивать достаточный крутящий момент, чтобы гребной винт мог быстро и легко изменять скорость.

Если момент инерции гребного винта и имеющийся крутящий момент вала не совпадают, двигатель не сможет вращать гребной винт с требуемой частотой вращения, и двигатель / гребной винт не сможет создавать ожидаемую тягу.2 \). Мы будем предполагать, что наш самолет не является исключением и что выходной крутящий момент двигателя достаточен для безопасной эксплуатации любого винта, который мы выберем.

Схемы пропеллеров

При разработке нового гребного винта производители будут генерировать набор данных, который, среди прочих переменных, сопоставляет эффективность гребного винта с безразмерным параметром, известным как коэффициент опережения. Это делается для каждой конфигурации пропеллера; т.е. это будет показано для набора углов наклона и количества лопастей.Эти диаграммы гребных винтов затем можно использовать для выбора гребного винта на основе трех критериев; количество лопастей, шаг и диаметр.

Передаточное число гребного винта определяется как отношение скорости набегающего потока жидкости (воздушной скорости) к скорости конца гребного винта. Это полезное безразмерное свойство, используемое в теории винта, поскольку винт будет испытывать одинаковый угол атаки на каждой секции лопасти при заданном передаточном числе независимо от скорости движения самолета или скорости вращения винта .

Это простой параметр для расчета, поскольку он зависит от воздушной скорости, скорости вращения гребного винта и диаметра.

$$ J = \ frac {V} {nd} $$

Где:
\ (J = \) Безразмерное передаточное число
\ (n = \) скорость гребного винта (об / с)
\ (d = \) Диаметр гребного винта

Поскольку мы подбираем наш гребной винт для круизного режима, мы хотели бы попытаться достичь максимальной эффективности гребного винта на нашей заданной крейсерской скорости. Однако нам нужно знать, что с винтом фиксированного шага должен быть достигнут компромисс между крупным шагом для крейсерского полета и мелким шагом для взлета и посадки.

Таблицы гребных винтов от производителя обычно не публикуются и не являются общедоступными, но это не должно мешать нам определять размеры гребного винта для данного руководства. Мы будем использовать диаграммы, сгенерированные в отчете NACA № 640, для определения размеров нашего гребного винта.

Примечание: это старый отчет NACA, который не подлежит классификации и находится в свободном доступе для загрузки и использования. Отчет был подготовлен в конце 1930-х годов, и достижения в технологии гребных винтов, вероятно, позволили создать гребные винты, гораздо более подходящие для рынка легких видов спорта, чем эта конкретная конфигурация.Тем не менее, диаграммы гребных винтов в отчете очень полезны в качестве обучающего инструмента, чтобы продемонстрировать, как определять и проектировать гребной винт, а также четко показать ограничения, присущие конфигурации с фиксированным шагом.

В отчете NACA содержится подробное исследование семи конфигураций гребных винтов, построенных и испытанных в 20-футовой аэродинамической трубе NCA. Мы воспользуемся протестированным профилем Clark Y и ограничим наш анализ трехлепестковой конструкцией для этого руководства. Если вы пытаетесь спроектировать конфигурацию двигатель-винт для реального самолета, вам следует связаться с производителем гребного винта и попросить диаграммы, характерные для его конструкции, а не просто использовать несекретный отчет NACA.

Ниже приводится диаграмма гребного винта, извлеченная из отчета NACA № 640 для трехлопастной конфигурации Clark Y. Коэффициент опережения нанесен на ось x, а результирующая эффективность — на ось y для диапазона углов лопасти от 15 ° до 45 °.
Схема трехлопастного винта из отчета NACA 640.

Лучший способ определить размер гребного винта — это провести исследование чувствительности по трем указанным нами переменным; а именно диаметр гребного винта, шаг лопастей и количество лопастей.Мы ограничимся обсуждением диаметра и шага лопастей в этом руководстве просто, чтобы использовать только одну диаграмму пропеллера. Если вы хотите сравнить эффект трехлопастной стойки с двухлопастной, вы можете извлечь вторую диаграмму из отчета NACA и выполнить такой же анализ. Самый простой способ провести исследование чувствительности — это оцифровать диаграмму гребного винта, а затем использовать эту информацию для построения небольшой модели нашего двигателя и комбинации гребного винта. Мне нравится использовать Engauge Digitizer, программное обеспечение с открытым исходным кодом, чтобы быстро оцифровать график.{-1} $$
$$ 4300 \ RPM = \ frac {4300} {60} = 71,67 \ rps $$
Карданный вал понижен с передаточным числом 2,27.
$$ rps_ {prop} = \ frac {71.67} {2.27} = 31.6 \ rps $$
Коэффициент продвижения следующий:
$$ J = \ frac {V} {nd} = \ frac {61.73} {31.6 \ times1.7} = 1,15 $$

Коэффициент опережения — это безразмерный расчет, поэтому при использовании согласованного набора единиц не имеет значения, выполняется ли расчет в единицах СИ, как указано выше, или с использованием британских единиц.

Глядя на приведенную выше диаграмму опор, мы видим, что эффективность различается для каждого из трех углов тангажа.Поскольку мы оптимизируемся для круиза, мы хотим, чтобы угол тангажа обеспечивал максимально возможную эффективность. Четыре показателя эффективности, рассчитанные при коэффициенте опережения 1,15, показаны в таблице ниже.

Шаг лезвия КПД
20 ° NaN
25 ° 0,816
30 ° 0,836

Глядя на таблицу выше, можно сделать быстрый вывод, что угол лезвия должен составлять 30 °, поскольку это угол, обеспечивающий наибольшую эффективность.Однако, прежде чем мы сможем зафиксировать угол поворота лопастей, было бы разумно провести подобное упражнение в диапазоне скоростей, на которых самолет должен лететь.

Что наиболее важно, нам необходимо количественно оценить влияние большего шага лопастей на тягу, создаваемую на скоростях ниже крейсерской. Напомним, что больший (более крупный) шаг лопастей позволит летательному аппарату захватить большую часть воздуха, что сделает его более эффективным на более высоких скоростях. К сожалению, это означает, что на более низких скоростях (взлет и набор высоты) передаточное число также ниже; что приводит к низкой эффективности, поскольку комбинация гребной винт / двигатель не может эффективно создавать тягу.Напомним, что на низких скоростях эффективный угол атаки крупнозернистой лопасти гребного винта может быть больше, чем угол сваливания, что приводит к низкой эффективности и соответствующему снижению тяги.

КПД используется непосредственно при расчете доступной тяги, используя соотношение между мощностью, силой и скоростью:

$$ P_ {вал} = F_ {тяга} \ times V $$
$$ P_ {вал} = P_ {двигатель} \ times \ eta $$

Тяга следующая:
$$ F_ {thust} = \ frac {P_ {engine} \ times \ eta} {V} $$
Рассчитайте тягу, создаваемую при 4300 об / мин (настройка двигателя) при угле тангажа 25 °, и полет со скоростью 120 узлов:
$$ F_ {thust} = \ frac {45.1 \) и \ (кВт \) к \ (W \).

Этот расчет (определение передаточного числа, эффективности и тяги) должен выполняться в диапазоне скоростей полета, чтобы помочь в выборе угла тангажа, который обеспечит компромисс между желанием совершить крейсерский полет на высоких скоростях и способностью безопасно взлетать. прочь и подняться.

Это выполняется при двух настройках двигателя: 4300 об / мин и 5000 об / мин и строится на той же кривой, что и изменение лобового сопротивления самолета, для определения теоретической максимальной скорости самолета (тяга = сопротивление) при каждой настройке двигателя.

Результаты ясно показывают влияние изменения шага лопастей как в режимах полета на малых, так и на высоких скоростях. При 5000 об / мин (близко к полному открытию дроссельной заслонки) все три угла тангажа обеспечивают максимальную скорость, превышающую 120 узлов. Интересно, что при 120 узлах наивысшая эффективность наблюдается при конфигурации с углом наклона 25 °, а не при более крупной лопасти с углом наклона 30 °. Более грубая лопасть достигает максимальной эффективности только при большем передаточном числе за пределами желаемого диапазона скоростей нашего концептуального самолета.

Если максимальная скорость была единственным соображением, то следует выбрать фиксированный угол наклона лопастей 25 °. Однако более крупный шаг приводит к срыву лопастей на низкой скорости с соответствующим падением тяги во время взлета. На скорости 50 узлов более крупный гребной винт 25 ° будет производить только 84% тяги гребного винта с шагом 20 ° и 69% при скорости 10 узлов. Это оказало бы огромное влияние на взлетные характеристики предлагаемого самолета, ограничив аэродромы, с которых самолет мог бы работать, и потенциально поставил пилота в опасную ситуацию при попытке ухода на второй круг в конфигурации с большим сопротивлением и низкой скоростью.

Путем нормализации выходной тяги на каждом шаге с выходом из корпуса с углом наклона 20 ° и построения графика зависимости от воздушной скорости потеря тяги на низкой скорости со все более крупными шагами хорошо продемонстрирована. На более высоких скоростях также хорошо продемонстрировано увеличение тяги, создаваемой более крупным углом лопасти на более высоких скоростях.

Это наглядный пример того, почему, управляя самолетом с винтом переменного шага, пилот всегда будет следить за тем, чтобы шаг был установлен на полностью точный, как часть проверок посадки по ветру, чтобы максимизировать доступную тягу, если пилоту необходимо выполнить прогуляться.

Случай, когда частота вращения двигателя установлена ​​на 4300, дает аналогичный набор результатов. Здесь теоретическая максимальная скорость чуть менее 120 узлов достижима, если угол наклона установлен на 25 °, но, как уже говорилось, влияние на тягу, создаваемую на низкой скорости, слишком велико для выбора этой конфигурации.

Основываясь на результатах, представленных выше, оптимальной конфигурацией для нашей концептуальной LSA с фиксированным шагом будет использование лопасти под углом 20 ° и трехлопастной конфигурации с диаметром 1.70 м (5 футов 7 футов). Это должно обеспечить хороший баланс между желаемыми характеристиками крейсерского полета на высокой скорости и необходимостью иметь достаточную тягу на низкой скорости для безопасного управления воздушным судном во время взлета, набора высоты и посадки.

Итоговая конфигурация представлена ​​ниже:

Двигатель Rotax 912 UL
Передаточное число понижающей передачи 2,27
Диаметр гребного винта 1,70 м (5 футов 7 дюймов)
No.Лезвия 3
Угол наклона 20 °
Макс.скорость при 5000 об / мин (SL ISA) 120 тыс. Тонн
Макс.скорость при 4300 об / мин (SL ISA) 105 тыс.

В этом руководстве мы установили размер гребного винта и двигателя, используя требования к крейсерской скорости в качестве ограничения. Дальнейшие работы по определению взлетных характеристик двигателя и гребного винта должны быть завершены до того, как конфигурация будет заморожена.Как правило, у конструктора самолета помимо требований к крейсерскому режиму будут требования к взлетным характеристикам, и будет выполнено упражнение, аналогичное описанному выше, чтобы определить, могут ли быть выполнены требования к взлету. В окончательной спецификации неизбежно будет сделан некоторый компромисс между ограничениями взлета и посадки.

Это руководство завершает серию из 10 частей, посвященных введению в конструкцию и технические характеристики самолета. Для дальнейшего чтения или для того, чтобы наверстать упущенное из пропущенных уроков, вы можете найти остальную часть серии здесь.

Если вам понравилась эта серия статей или вы нашли уроки полезными, поделитесь ими в своей любимой социальной сети! Спасибо за прочтение.

Вам понравился этот пост? Почему бы не продолжить чтение этой серии из десяти частей «Основы конструкции самолетов»?

самолет | Определение, типы, механика и факты

На самолет, выполняющий прямой и горизонтальный безускоренный полет, действуют четыре силы. (При повороте, нырянии или полете с набором высоты в игру вступают дополнительные силы.) Эти силы являются подъемной силой, направленной вверх; лобовое сопротивление, замедляющая сила сопротивления подъемной силе и трению летательного аппарата, движущегося по воздуху; вес — нисходящее влияние гравитации на самолет; и тяга — сила, действующая вперед, создаваемая двигательной установкой (или, в случае летательного аппарата без двигателя, за счет силы тяжести для преобразования высоты в скорость). Сопротивление и вес — это элементы, присущие любому объекту, включая самолет. Подъемная сила и тяга — это искусственно созданные элементы, предназначенные для того, чтобы самолет мог летать.

Чтобы понять подъемную силу, сначала необходимо понять аэродинамический профиль, который представляет собой конструкцию, предназначенную для получения реакции на его поверхность со стороны воздуха, через который он движется. Ранние аэродинамические поверхности обычно имели немного больше, чем слегка изогнутую верхнюю поверхность и плоскую нижнюю поверхность. С годами профили были адаптированы для удовлетворения меняющихся потребностей. К 1920-м годам крыловые профили обычно имели закругленную верхнюю поверхность, причем наибольшая высота достигалась в первой трети хорды (ширины). Со временем как верхняя, так и нижняя поверхности изгибались в большей или меньшей степени, а самая толстая часть профиля постепенно отодвигалась назад.По мере роста воздушной скорости возникла потребность в очень плавном прохождении воздуха над поверхностью, что было достигнуто в аэродинамическом профиле с ламинарным потоком, где изгиб был дальше назад, чем требовала современная практика. Сверхзвуковой самолет требовал еще более радикальных изменений формы крыла, некоторые из них теряли округлость, которая раньше ассоциировалась с крылом, и имели форму двойного клина.

Получите подписку Britannica Premium и получите доступ к эксклюзивному контенту.
Подпишитесь сейчас

При движении вперед в воздухе профиль крыла получает полезную для полета реакцию от воздуха, проходящего над его поверхностью.(В полете аэродинамический профиль крыла обычно создает наибольшую подъемную силу, но пропеллеры, хвостовые поверхности и фюзеляж также функционируют как аэродинамические поверхности и создают различную подъемную силу.) В 18 веке швейцарский математик Даниэль Бернулли обнаружил, что если скорость воздуха увеличивается над определенной точкой профиля, давление воздуха уменьшается. Воздух, текущий по изогнутой верхней поверхности аэродинамической поверхности крыла, движется быстрее, чем воздух, текущий по нижней поверхности, уменьшая давление сверху.Более высокое давление снизу толкает (поднимает) крыло вверх в область более низкого давления. Одновременно воздух, протекающий по нижней стороне крыла, отклоняется вниз, обеспечивая равную и противоположную реакцию Ньютона и внося свой вклад в общую подъемную силу.

Подъемная сила, создаваемая аэродинамическим профилем, также зависит от его «угла атаки», то есть его угла относительно ветра. И подъемную силу, и угол атаки можно сразу, если грубо продемонстрировать, высунув руку в окно движущегося автомобиля.Когда рука развернута к ветру, ощущается сильное сопротивление и создается небольшая «подъемная сила», так как за кистью имеется турбулентная область. Отношение подъемной силы к лобовому сопротивлению низкое. Когда руку держат параллельно ветру, сопротивление намного меньше и создается умеренная подъемная сила, турбулентность сглаживается, и увеличивается соотношение подъемной силы к сопротивлению. Однако, если руку слегка повернуть так, чтобы ее передний край был поднят до большего угла атаки, подъемная сила увеличится.Это благоприятное увеличение отношения подъемной силы к лобовому сопротивлению создаст тенденцию для руки «взлетать» вверх и снова. Чем больше скорость, тем больше будет подъемная сила и сопротивление. Таким образом, общая подъемная сила связана с формой крыла, углом атаки и скоростью, с которой крыло движется по воздуху.

Вес — это сила, противоположная подъемной силе. Таким образом, конструкторы стараются сделать самолет как можно более легким. Поскольку все конструкции самолетов имеют тенденцию к увеличению веса в процессе разработки, у современного персонала аэрокосмической техники есть специалисты в этой области, контролирующие вес с самого начала проектирования.Кроме того, пилоты должны контролировать общий вес, который разрешено перевозить воздушному судну (с учетом пассажиров, топлива и груза), как по количеству, так и по местоположению. Распределение веса (то есть контроль центра тяжести летательного аппарата) так же важно с аэродинамической точки зрения, как и величина переносимого веса.

Тяга, сила, действующая вперед, противоположна сопротивлению, так как подъемная сила противоположна весу. Тяга достигается за счет ускорения массы окружающего воздуха до скорости, превышающей скорость самолета; равная и противоположная реакция — это движение самолета вперед.В самолетах с возвратно-поступательным или турбовинтовым двигателем тяга возникает из движущей силы, вызванной вращением винта, а остаточная тяга обеспечивается выхлопом. В реактивном двигателе тяга возникает из движущей силы вращающихся лопастей турбины, сжимающей воздух, который затем расширяется за счет сгорания введенного топлива и выпускается из двигателя. В самолетах с ракетными двигателями тяга возникает за счет равной и противоположной реакции на горение ракетного топлива.В планере высота, достигнутая механическими, орографическими или тепловыми методами, преобразуется в скорость посредством силы тяжести.

Противодействие тяговому усилию оказывает сопротивление, которое состоит из двух элементов. Паразитное сопротивление — это сопротивление формы (из-за формы), трение кожи, интерференция и все другие элементы, которые не способствуют подъемной силе; индуцированное сопротивление — это сопротивление, возникающее в результате создания подъемной силы.

Паразитное сопротивление увеличивается с увеличением воздушной скорости. Для большинства полетов желательно уменьшить сопротивление до минимума, и по этой причине значительное внимание уделяется оптимизации формы самолета за счет устранения как можно большего количества элементов, вызывающих сопротивление (например.g., закрыв кабину навесом, убрав шасси, используя клепку заподлицо, а также покраску и полировку поверхностей). Некоторые менее очевидные элементы сопротивления включают относительное расположение и площадь поверхностей фюзеляжа и крыла, двигателя и оперения; пересечение поверхностей крыла и оперения; непреднамеренная утечка воздуха через конструкцию; использование лишнего воздуха для охлаждения; и использование индивидуальных форм, вызывающих локальное разделение воздушного потока.

Индуцированное сопротивление возникает из-за того, что элемент воздуха отклоняется вниз, который не является вертикальным по отношению к траектории полета, а слегка наклонен назад от нее.Чем больше угол атаки, тем больше и сопротивление; в критической точке угол атаки может стать настолько большим, что воздушный поток прерывается над верхней поверхностью крыла, и подъемная сила теряется, а сопротивление увеличивается. Это критическое состояние называется срывом.

Подъемная сила, лобовое сопротивление и сваливание по-разному зависят от формы крыла в плане. Эллиптическое крыло, подобное тому, которое использовалось на истребителе Supermarine Spitfire времен Второй мировой войны, например, в то время как аэродинамически идеальное для дозвукового самолета, имеет более нежелательный рисунок сваливания, чем простое прямоугольное крыло.

Supermarine Spitfire

Supermarine Spitfire, лучший британский истребитель с 1938 года до Второй мировой войны.

Quadrant / Flight

Аэродинамика сверхзвукового полета сложна. Воздух сжимаем, и по мере увеличения скорости и высоты скорость воздушного потока над летательным аппаратом начинает превышать скорость летательного аппарата по воздуху. Скорость, с которой эта сжимаемость влияет на самолет, выражается как отношение скорости самолета к скорости звука, называемое числом Маха в честь австрийского физика Эрнста Маха.Критическое число Маха для самолета определяется как такое, при котором в некоторой точке самолета поток воздуха достигает скорости звука.

При числах Маха, превышающих критическое число Маха (то есть скорости, при которых воздушный поток превышает скорость звука в определенных точках планера), происходят значительные изменения сил, давления и моментов, действующих на крыло и крыло. фюзеляж вызван образованием ударных волн. Одним из наиболее важных эффектов является очень сильное увеличение сопротивления, а также уменьшение подъемной силы.Первоначально конструкторы стремились достичь более высоких критических чисел Маха, создавая самолеты с очень тонкими профилями крыла и горизонтальных поверхностей, а также обеспечивая как можно более высокое отношение тонкости (длины к диаметру) фюзеляжа. Соотношение толщины крыла (толщина крыла, деленная на его ширину) составляло от 14 до 18 процентов на типичных самолетах 1940–45 годов; в более поздних струях это соотношение было уменьшено до менее 5 процентов. Эти методы задерживали локальный воздушный поток, достигающий 1 Маха.0, что допускает несколько более высокие критические числа Маха для самолета. Независимые исследования, проведенные в Германии и США, показали, что достижение критического значения Маха можно отложить еще больше, если отвести крылья назад. Стреловидность крыла была чрезвычайно важна для разработки немецкого Мессершмитта Ме 262 времен Второй мировой войны, первого действующего реактивного истребителя, а также для послевоенных истребителей, таких как североамериканский F-86 Sabre и советский МиГ-15. Эти истребители работали на высоких дозвуковых скоростях, но конкурентное давление на разработку требовало самолетов, которые могли бы работать на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях.Мощность реактивных двигателей с форсажными камерами делала эти скорости технически возможными, но конструкторам все еще мешал огромный рост лобового сопротивления в околозвуковой области. Решение заключалось в увеличении объема фюзеляжа перед крылом и за ним и его уменьшении возле крыла и хвоста, чтобы создать площадь поперечного сечения, которая более приближалась к идеальной площади для ограничения трансзвукового сопротивления. Раннее применение этого правила привело к появлению «осиной талии», как у Convair F-102. В более поздних реактивных самолетах применение этого правила не так очевидно в плане самолета.

F-86

Североамериканская авиация Реактивный истребитель F-86, вступивший в строй в 1949 году. Во время корейской войны F-86 противостояли МиГ-15 советской постройки в первом в истории крупномасштабном боевом истребителе на реактивных истребителях.

Музей ВВС США

Причина различий Vx и Vy очень проста, и вот почему …

Некоторое время назад мы провели голосование по Vx и Vy: какой из них поможет вам подняться на высоту за наименьшее количество времени. Большинство из вас ответили Vy, и это правильно.Но почему? И почему Vy и Vx не одно и то же?

Все сводится к силе и мощи — и в том, чем они отличаются.

  1. Итак, POP QUIZ — В чем разница между силой и властью?

    Отлично!

    Мощность — сила за раз

Как поживаете? Мощность — это объем работы, который вы можете выполнить за единицу времени. Вы знакомы с обоими из них: «тяга» — это сила, а «лошадиные силы» — это мощность.

При чем здесь Vx и Vy? Самолет набирает высоту из-за превышения тяги или избыточной мощности . Vx — ваш лучший угол скорости набора высоты, а Vy — ваша лучшая скорость набора высоты.

  1. POP QUIZ номер два — Vx — это скорость, на которой у вас больше всего:

    Отлично!

    Превышение силы

Вы правильно поняли? В Vx у вас есть наибольшая избыточная сила, которая равна наибольшей избыточной силе.

Кривая сопротивления (требуется тяга)

У самолета есть два типа лобового сопротивления, верно? Индуцированное сопротивление , которое создается подъемной силой, и паразитное сопротивление , которое вызывается трением воздуха и некоторыми другими факторами. (Мы напишем об этом позже.)

Посмотрите на эту диаграмму ниже — она ​​показывает индуцированное сопротивление, паразитное сопротивление и полное сопротивление (сумма двух):

Итак, на малых скоростях индуцированное сопротивление больше. (Вы летите с большим углом атаки, верно?) На высоких скоростях у вас больше паразитического сопротивления.(У вас меньший угол атаки.) Если вы сложите две величины сопротивления вместе, вы получите общее сопротивление .

Общее сопротивление также известно как требуемая тяга — величина тяги, необходимая для поддержания горизонтального положения при определенной воздушной скорости. В самом низу этой чашеобразной линии самолет наиболее эффективен — вы получаете наименьшее сопротивление. Но это не Vx. Почему?

Доступное усилие

Ваш винт может создавать наибольшую тягу на небольшой скорости. Почему? Потому что это под большим углом атаки.По мере увеличения вашей воздушной скорости угол атаки винта уменьшается, и он может создавать меньшую тягу.

Посмотрите на диаграмму ниже — на ней показано ваше полное сопротивление (тяга, необходимая для горизонтального полета), а также максимальная доступная тяга.

Количество энергии, доступное для набора высоты, — это разница между линией тяги (синяя) и кривой сопротивления (черная). Но если вы его измерите, этого не произойдет в самой нижней точке кривой!

Наибольшее расстояние между доступной тягой и требуемой тягой находится немного левее этой точки.Почему? Из-за наклона линии тяги имеется. Это ваша скорость Vx. Посмотрите анимированный GIF ниже:

Vy — Все о власти

Vx — это избыточная сила (тяга), но Vy — это избыточная мощность (лошадиные силы) .

Чтобы определить, где находится Vy, необходимо построить кривую требуемой мощности.

Что это? Мощность — это работа, выполненная за единицу времени. Итак, вы можете вычислить требуемую мощность, умножив общее сопротивление (требуемую силу) на вашу воздушную скорость (расстояние во времени).Требуемая мощность = Требуемая тяга X воздушная скорость.

В Америке мы используем несколько шатких единиц и для силы, и для мощности. Как пилоты, мы обычно думаем о тяге в фунтах. На самолете с поршневым двигателем мы измеряем мощность в «лошадиных силах».

Если вы умножите требуемую силу (в фунтах) на вашу истинную воздушную скорость в узлах, вы получите точное, но неузнаваемое число требуемой мощности. Чтобы преобразовать его в лошадиные силы, вам нужно умножить его примерно на 0,003. (Не беспокойтесь — мы сделаем это за вас.)

Взгляните на диаграмму ниже — на ней показана мощность, необходимая для горизонтального полета на разных скоростях:

Видите, как кривая перекошена? По мере подъема вправо он становится крутым.

Теперь добавим доступную мощность. Чтобы провести эту линию, проделайте то же самое — умножьте имеющуюся тягу на воздушную скорость на (около) 0,003. Взгляните:

Vy — это скорость, при которой у вас самая большая разница между требуемой и доступной мощностью.

Но, опять же, это не самая низкая точка кривой требуемой мощности — это немного правее.Почему? Из-за формы кривой доступной мощности.

Не так уж и сложно, а?!?

Теперь вы знаете! Vx — это скорость, при которой у вас больше всего избыточной силы (тяги), а Vy — это скорость, при которой у вас больше всего избыточной мощности (лошадиных сил).

Знаете ли вы, что Vx и Vy меняются с высотой? И они такие же на вашем максимальном потолке? Мы сохраним это для другого поста, потому что слишком много графиков одновременно — это плохо.

Станьте лучшим пилотом.
Подпишитесь, чтобы получать последние видео, статьи и викторины, которые сделают вас более умным и безопасным пилотом.

.

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *