ТРЮХАН О.Н. Принципы полета. ВОЗДУШНЫЕ ВИНТЫ

1.

2.

НАЗНАЧЕНИЕ И ПРИНЦИП РАБОТЫ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
Воздушный винт предназначен для создания силы тяги. Мощность двигателя (крутящий
момент) преобразуется в тягу.
Сила тяги воздушного винта (Р) – это сила реакции отбрасываемой массы воздуха,
проходящей через плоскость вращения винта.
V
V + ΔV
Y
P
Mасса воздуха
V
P
X
G
ТРЕБОВАНИЯ К САМОЛЕТНЫМ ВИНТАМ
Предъявляется ряд требований аэродинамического, прочностного, технологического,
эксплуатационного характера:
– винт должен развивать достаточную тягу в различных условиях полета;
– работать с наибольшей полезной отдачей мощности, затрачиваемой на вращение;
– не создавать волнового кризиса;
– обладать геометрической и весовой симметрией;
– обеспечивать незначительное смещение аэродинамических сил и моментов за один оборот,
т. е. не иметь аэродинамической децентрации;
– быть достаточно прочным при небольшом весе и обеспечивать простоту эксплуатации и ремонта.
124

3.

КЛАССИФИКАЦИЯ ВОЗДУШНЫХ ВИНТОВ
может быть проведена по следующим признакам:
– числу лопастей (2-х, 3-х, 4-х и многолопастные);
– материалу, из которого изготовлены лопасти (дерево, пластмасса, дюралюминий,
композиты);
– направлению вращения (левое и правое);
– роду действия (тянущие, толкающие);
– способу закрепления лопастей во втулке.
По способу закрепления лопастей во втулке винты подразделяют:
- винты неизменяемою шага (ВНШ),
- винты фиксированного шага (ВФШ),
- винты изменяемого шага (ВИШ).
Винт изменяемого шага – воздушный винт, лопасти которого во время работы могут при помощи
управления или автоматически поворачиваться вокруг своих осей и устанавливаться под нужным углом к
плоскости вращения, т. е. менять угол установки (шаг).
В свою очередь винты измененяемого шага, которые являются наиболее распространенными в
настоящее время, подразделяются на флюгерные, реверсивные, соосные, туннельные.
Флюгерные воздушные винты имеют ту особенность, что в случае отказа или преднамеренного
выключения двигателя их лопасти могут развернуться относительно набегающего потока в положение,
при котором сопротивление наименьшее. Все воздушные винты, применяемые на транспортных
самолетах, являются флюгерными.
Реверсивные воздушные винты отличаются возможностью поворота лопастей на такие
установочные углы, при которых создается отрицательная тяга, направленная против движения самолета.
Использование реверса тяги при посадке самолета позволяет значительно сократить дистанцию пробега.
Соосные воздушные винты представляют собой два воздушных винта, устанавливаемых один
за другим на небольшом расстоянии. Они вращаются в разные стороны относительно одной общей
геометрической оси, за счет чего снижаются потери на закрутку воздуха и повышается к.п.д. Кроме того,
взаимно уравновешиваются реактивный и гироскопический моменты винтов(см. § 6.5).
Туннельные воздушные винты помещаются в кольцевой
профилированный туннель,
вследствие чего уменьшаются концевые перетекания воздуха и повышается к.п.д.
О.Н.Т.
125

4.

ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И КИНЕМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА
Втулка
по А
ω<
0
А
Радиус сечения лопасти (текущий) r
V
D
Ось вращения
Лопасть
D ─ диаметр винта;
ω – угловая скорость вращения
винта;
r r
Хорда сечения лопасти
НВ
φr
β
ω
r
αr Wr
Профиль лопасти – сечение лопасти винта плоскостью,
перпендикулярной оси лопасти. Для лопасти винта чаще всего
используют плоско-выпуклые и симметричные профили.
Профиль лопасти аналогичен профилю крыла и характеризуется
теми же параметрами (относительной толщиной, относительной
кривизной, положением максимальной толщины).
Vr=ω·r
V
φr ─ угол установки сечения лопасти;
Vr – окружная скорость сечения лопасти;
V – поступательная скорость движения лопасти
(скорость полета);
Wr – результирующая скорость движения
сечения лопасти;
βr – угол притекания струй;
αr – угол атаки сечения лопасти.
– относительный радиус
сечения лопасти;
НВ – направление вращения
винта (правое, левое).
R
трапециевидная
Форма лопасти в плане –
это проекция лопасти на
плоскость вращения
αr = φr – βr
126
эллиптическая
НВ
саблевидная

5.

Геометрический шаг винта Н – расстояние, на которое продвинулся бы винт вдоль оси винта в твердой
среде. Зная угол установки и радиус сечения, легко определить геометрический шаг сечения:
Н = 2 π r tgφ.
За геометрический шаг винта принимают геометрический шаг элемента лопасти, находящегося от оси
вращения винта на расстоянии r = 0,75R – это номинальный (условный) шаг винта, или же на расстоянии
1 м – это паспортный (расчетный) шаг винта.
φ
2πr
H
КИНЕМАТИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
─ параметры, характеризующие механическое движение винта: частота вращения, поступь,
относительная поступь.
В полете любое сечение лопасти, вращаясь вокруг продольной оси винта, одновременно продвигается
вперед со скоростью полета самолета.
Расстояние, пройденное воздушным винтом за один оборот в воздухе,
называется поступью винта На, или действительным шагом.
V
Она может быть определена по формуле:
Ha
где V – скорость полета, м/с; п – частота вращения винта, об/с.
Относительная поступь или коэффициент скорости винта λ :
n
Ha V
D nD
Она характеризует не только режим работы винта, но и условия работы всего винта (а не отдельного
элемента лопасти). Параметром λ пользуются при обобщении результатов испытаний моделей винтов.
О.Н.Т.
127

6.

Угол между вектором полной скорости W и хордой
сечения лопасти называется углом атаки сечения αr .
Угол между вектором полной скорости и плоскостью
вращения винта называется углом притекания струй βr. Из
αr = φr – βr
V
, можно записать:
Исходя из того, что tg
r
V
r r arctg
.
r
X
λ≠0
рисунка видно, что
Учитывая, что ω = 2π nс, где nс – частота вращения
винта, имеем:
где
V
nc D
P
φr
αr
βr
W
V
1 V
D V
D
,
r 2 r nc 2 r nc D 2 r
Vr = r·ω
V
– коэффициент скорости винта (или относительная поступь).
Окончательно можем записать выражение для угла атаки произвольного сечения лопасти винта:
V
D
r r arctg
r arctg
.
r
2 r
При одной и той же скорости полета V окружная скорость Vr вдоль лопасти изменяется и достигает
максимального значения на конце лопасти. В этом случае при удалении от оси винта угол атаки будет
увеличиваться, а угол притекания струй β – уменьшаться.
Для того, чтобы углы атаки сечений вдоль лопасти к концу не увеличивались, что может привести к
срыву потока на концах, необходимо при переходе от комля к концу лопасти углы установки сечений
лопастей φr уменьшать.
128

7.

Крутка лопастей
φ0кр
Геометрическая крутка – установка сечений под разными углами.
За угол установки всей лопасти φ0.75 условились считать угол
установки сечения, удаленного от оси вращения винта на 0,75R .
Крутка лопасти характеризуется разностью
4
где φr – угол установки текущего сечения лопасти.
Аэродинамическая крутка – набор лопасти из разных профилей
по радиусу.
0
0.25
-4
0.5
0.75
График крутки лопасти.
Увеличение углов атаки сечения лопасти α
при увеличении частоты вращения винта ω
ω3 > ω 2 > ω1
r = const
Хорда сечения лопасти
ω<0
ω = const
– относительный радиус
R сечения лопасти
8
φкр = φ0.75 – φr,
Уменьшение углов атаки сечения лопасти α при
увеличении скорости полета V
(частота вращения ω постоянна)
r r
10
V
V
α3 > α2 > α1
α 1> α 2
W1
α2
W2
α1
Vr
α2
W2
α1
V
V2
V2 > V1
Vr2 = ω2r
Vr 3
Vr3 = ω3r
W3
129
Vr2
V
α3
W1
V1
Vr1 = ω1r
Vr1
V
r

8.

ФОРМУЛЫ ДЛЯ ТЯГИ, МОЩНОСТИ И КПД ВИНТА
При вращении воздушного винта на его лопастях возникают элементарные аэродинамические силы Ri
Составляющая силы Ri перпендикулярная плоскости вращения, представляет элементарную силу тяги
лопасти Рi , а составляющая, параллельная плоскости вращения и направленная против вращения,
является элементарной силой сопротивления вращению лопастей Xi. Тяга винта представляет сумму
элементарных сил P = ΣPi .
Тяга винта Р определяется по формуле, структура которой имеет вид, аналогичный формуле
подъемной силы крыла
V 2
(Y C y
P = Σ Pi
dRi
V
dXi
dPi
2
S)
. Лопасть винта по существу является вращающимся крылом. У
винта за характерную скорость берут скорость, пропорциональную
скорости конца лопасти винта – (ncD), за характерную площадь –
D2, а коэффициент пропорциональности обозначают
В результате получаем:
P nc2 D4
–
коэффициент тяги, зависящий от угла установки лопастей
винта φ, коэффициента скорости λ, геометрических параметров
винта, числа лопастей, чисел М и Re. Этот коэффициент
определяется опытным путем.
Мощность, которая затрачивается на вращение винта, в общем случае определяется по
формуле N = M·ω , где М – момент, препятствующий вращению, ω – угловая скорость вращения винта.
Проводя аналогичные рассуждения для мощности, получим
3 5
Аэродинамические силы элемента
лопасти воздушного винта.
N , nc D .
Здесь – коэффициент мощности. Он зависит от тех же факторов, что и . Определяется
экспериментально.
130

9.

КОЭФФИЦИЕНТ ПОЛЕЗНОГО ДЕЙСТВИЯ (КПД) ВИНТА
Винт создает силу тяги, необходимую для преодоления силы лобового сопротивления самолета.
Работа, производимая силой тяги винта в процессе перемещения самолета, есть полезная работа, которую
совершает винт. Полезной мощностью винта называется работа силы тяги в единицу времени.
Полезная мощность винта меньше, чем мощность, затрачиваемая на его вращение. Это объясняется
тем, что при вращении винта часть мощности, подводимой к винту, расходуется на потери, которые
обусловлены аэродинамическим сопротивлением лопастей, и на закрутку струи воздуха.
Отношение полезной мощности винта, равной произведению силы тяги на скорость полета, к
мощности, затрачиваемой на вращение винта, называется коэффициентом полезного действия (кпд)
винта:
PV
Подставляя значения для Р и N, которые были получены выше, получим
выражение для к.п.д. винта:
N
;
;
ηmax
0
НОРМАЛЬНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Нормальными характеристиками винтов называют зависимости , ,
η от коэффициента скорости λ при фиксированном установочном
угле φ и заданном числе М. Нормальные характеристики винта
получают экспериментально.
При работе винта на месте коэффициент скорости и к.п.д. в
принятом ранее смысле равны нулю. При увеличении коэффициента
скорости винта до некоторого оптимального значения λopt к.п.д.
увеличивается. При значении λ > λopt к.п.д. винта уменьшается в
результате заметного уменьшения отношения / , несмотря на рост
λ.
Максимального значения к.п.д. достигает, когда углы атаки
λopt
λ сечений винта близки к наивыгоднейшему углу.
А
В
На нормальных характеристиках можно выделить 6 основных
Нормальные характеристики
режимов работы воздушного винта. Рассмотрим их.
воздушного винта.
φ = const
131

10.

ОСНОВНЫЕ РЕЖИМЫ РАБОТЫ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
V=0
λ=0
X
P
Режим работы винта на месте соответствует точке 0. В
этом случае поступательное движение винта отсутствует
(λ = 0), и винт не совершает полезной работы, поэтому
к.п.д. равен нулю. Угол атаки лопасти близок к
установочному углу, т. е. α=φ. Винт создает тягу, и на его
вращение затрачивается мощность. При этом > 0 и > 0 .
Схема сил и скоростей элемента лопасти винта показаны на
рисунке.
W =Vr = ω · r
Основной, тяговый, режим работы винта, когда
он создает тягу, потребную для полета самолета,
соответствует участку от точки 0 до А, за
исключением этих точек. На этом участке к.п.д. винта
изменяется от нуля до максимума и в точке А вновь
становится равным нулю. Режим работы винта, при
котором к.п.д. равен максимальному значению,
называется оптимальным. Коэффициенты и на
этом участке положительны. Угол атаки на этом режиме
положителен. Схема сил и скоростей при этом режиме
приведена на рисунке.
О.Н.Т.
132
X
λ≠0
P
α
φ
W
V
Vr

11.

Режим нулевой тяги соответствует точке А. На этом режиме
к.п.д. винта равен нулю. Винт не создает тяги ( =0), но на его
вращение затрачивается мощность >0). Схема сил и скоростей
представлены на рисунке. Полная аэродинамическая сила в этом
случае совпадает с плоскостью вращения винта. Если проводить
аналогию с крылом, то угол атаки в этом случае соответствует α0 –
углу атаки нулевой подъемной силы крыла. Режим нулевой тяги
может использоваться при заходе самолета на посадку.
R=X
P=0
φ
α
W
Vr
V
Х
–Р
φ
W
–α
Vr
Режим торможения возникает в полете при
работающем двигателе и соответствует участку АВ,
за исключением точек А и В. В этом случае угол атаки
отрицательный, отрицательна и сила тяги. Она будет
тормозить движение самолета ( <0). На вращение
винта затрачивается небольшая мощность ( > 0). На
рисунке. изображена схема сил и скоростей для этого
случая.
V
133

12.

R = –Р
φ
W
–α
V
Vr
Режим авторотации соответствует точке В. При увеличении
поступательной скорости V полная аэродинамическая сила будет
направлена по оси вращения винта против полета. Тяга винта
отрицательна ( <0). Сила сопротивления вращения элемента
лопасти в этом случае равна нулю. Вращение будет продолжаться по
инерции. Элементы лопасти работают с отрицательным углом атаки –α.
Отрицательная тяга небольшая. Необходимо отметить, что на практике
часто
понятие
авторотации
винта
относят
к
режиму,
характеризующемуся большой отрицательной тягой силовой установки
в случае отказа двигателя, имея в виду авторотацию не самого винта, а
силовой установки. В случае авторотации силовой установки элемент
лопасти и винт работают в режиме ветряка. Мощность, потребляемая
винтом, равна нулю ( =0). Винт вращается за счет энергии
набегающего потока и тормозит движение самолета.
Режим ветряка может возникнуть на пикировании, а также при
отказе или выключении двигателя в полете. Этот режим соответствует
участку правее точки В. В этом случае двигатель не работает, но винт
за счет энергии набегающего потока приводит во вращение ротор
двигателя. Лопасти винта имеют большой отрицательный угол атаки,
по абсолютной величине значительно больший, чем на режиме
торможения. Направление силы тяги противоположно направлению
движения самолета и воздушный винт вместо тяги создает
сопротивление (отрицательную тягу, <0 ).
W
Направление окружного усилия Х совпадает с направлением вращения
винта, вследствие чего возможна раскрутка системы воздушный винт –
турбокомпрессор, которая ограничивается регулятором оборотов. Для
каждого двигателя в техническом описании оговорены максимально
допустимая частота вращении и время, в течение которого ее можно
134
использовать.
–Р
φ
Х
–α
V
Vr

13.

МОМЕНТЫ, ОБРАЗУЮЩИЕСЯ ПРИ ВРАЩЕНИИ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Вращение воздушного винта способствует образованию четырех различных моментов, влияющих
на поведение самолета в пространстве. Два из них более заметны на земле, а два других – в воздухе:
1. Момент от вращения винта (реактивный момент).
2. Путевой момент (обдув вертикального оперения).
3. Гироскопический момент (прецессия).
4. Асимметрия тяги винта.
Направление действия этих моментов определяется направлением вращения воздушного винта
НАПРАВЛЕНИЕ ВРАЩЕНИЯ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Направление вращения (НВ) воздушного винта определяется из кабины самолета.
Вращение по часовой стрелке – правое, против часовой стрелки – левое.
у1
y1
НВ
НВ
z1
z1
Винт правого вращения.
Винт левого вращения.
у1 – нормальная ось связанной системы
координат;
z1 – поперечная ось связанной системы
координат.
135

14.

РЕАКТИВНЫЙ МОМЕНТ ВИНТА (Torque)
– это реакция самолета на раскручивание своего собственного винта.
На земле
y1
Направление вращения ВВ
z1
В воздухе
y1
MРЕАКТ ВВ
z1
136
В соответствии с законом Ньютона,
согласно которому сила действия равна по
величине, но противоположно направлена
силе
противодействия,
крутящему
моменту, который подводится от двигателя
к винту, будет соответствовать такой же по
величине
реактивный
момент,
но
приложенный к корпусу самолета. Т.е. мы
раскручиваем винт в одну сторону, а он,
«раскручивает» нас в обратную.
У самолета этот эффект усиливается
как массой винта, так и существенным
сопротивлением
воздуха,
им
возмущаемого. Больше всего влияние
реактивного момента заметно не в
воздухе, а на земле при разбеге, в момент
дачи взлетного режима. Самолет немного
кренится, что приводит к неравномерному
обжатию пневматиков, а это, в свою
очередь, способствует уводу в сторону
более нагруженного колеса.

15.

ПУТЕВОЙ МОМЕНТ САМОЛЕТА ОТ ОБДУВА ВЕРТИКАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ (SLIPSTREAM)
y1
Направление увода самолета
на взлете за счет влияния
обдува ВО струей от винта.
∆Му струи
z1
+++
+∆Р во
+++
При обдувке вертикального оперения воздушной струей от винта образуется
боковая сила на вертикальном оперении Zво струи (поток тормозится на одной из сторон
ВО, создавая повышенное давление +∆Р), которая на плече до центра тяжести
самолета Lво создает путевой момент ∆Му струи , что уводит самолет в сторону.
Направление боковой силы и, соответственно, направление увода, зависит от
направления вращения воздушного винта. Именно поэтому "на разбеге Цессну тянет
влево". Российские ЯК-52 тянет вправо, т.к. у них воздушный винт вращается в другую
сторону (левое вращение). При малой поступательной скорости самолета V∞ и большой
подводимой мощности (большие окружные скорости Vr) – начало разбега при взлете –
увеличиваются углы скольжения ВО, возрастает боковая сила ∆Zво и, соответственно,
увод самолета, приходится давить на педаль чуть ли не до упора . С увеличением
скорости движения по земле (полета) путевой момент от обдува вертикального
оперения уменьшается.
137
Zво струи ВВ
При
малой
воздушной
скорости на первом этапе
разбега эффективность руля
направления невелика, и для
коррекции
увода
самолета
приходится давить на педаль
чуть ли не до упора. По мере
увеличения скорости на разбеге
эффективность руля растет и
нажатие на педаль постепенно
ослабляют.

16.

НАПРАВЛЕНИЕ ДЕЙСТВИЯ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ МОМЕНТОВ ПРИ РАЗЛИЧНЫХ
ИЗМЕНЕНИЯХ НАПРАВЛЕНИЯ ПОЛЕТА (ВИД ИЗ КАБИНЫ САМОЛЕТА)
Реакция самолета, возникающая при отклонении рулей из-за действия гироскопического момента
воздушного винта, зависит от направления перемещения капота самолета.
y1
y1
ВИНТ ПРАВОГО ВРАЩЕНИЯ.
z1
изменение направления
полета
z1
При поднятии капота (штурвал на
себя) самолет разворачивает вправо
При опускании капота (штурвал
от себя) самолет разворачивает
влево
направление действия
гироскопического момента
y1
y1
z1
z1
При развороте самолета влево (левая педаль
вперед) капот поднимается
При развороте самолета вправо
(правая педаль вперед) капот опускается
Направление перемещения капота самолета относительно горизонта при действии гироскопического
момента воздушного винта находится путем перемещения его на 90° вокруг оси воздушного винта в сторону
вращения
138

17.

НАПРАВЛЕНИЕ ДЕЙСТВИЯ ГИРОСКОПИЧЕСКИХ МОМЕНТОВ ДЛЯ САМОЛЕТА С ВИНТОМ
ЛЕВОГО ВРАЩЕНИЯ
y1
y1
ВИНТ ЛЕВОГО ВРАЩЕНИЯ.
z1
z1
изменение направления
полета
При поднятии капота (штурвал на
себя) самолет разворачивает ВЛЕВО
направление действия
гироскопического момента
При опускании капота (штурвал
от себя) самолет разворачивает
ВПРАВО
y1
y1
z1
z1
При развороте самолета вправо
(правая педаль вперед) капот
ПОДНИМАЕТСЯ
При развороте самолета влево (левая педаль
вперед) капот ОПУСКАЕТСЯ
Направление перемещения капота самолета относительно горизонта при действии гироскопического
момента воздушного винта находится путем перемещения его на 90° вокруг оси воздушного винта в сторону
вращения
О.Н.Т.
139

18. БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА В КАНАЛЕ РЫСКАНИЯ ПРИ ОТКАЗЕ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ В ПРЯМОЛИНЕЙНОМ ГОРИЗОНТАЛЬНОМ ПОЛЕТЕ

БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА В КАНАЛЕ РЫСКАНИЯ ПРИ ОТКАЗЕ ОДНОГО ДВИГАТЕЛЯ
ПРЯМОЛИНЕЙНОМ ГОРИЗОНТАЛЬНОМ ПОЛЕТЕ
x1
а)
В
б)
Му Рправ
Рправ
ΔX лев.
Мх δэл
−Z δн
Z1
δ эл < 0
Мх δн
Му δн
М x δ элер. = М x δн.
−Z δн
б). Равновесие моментов крена
Му Рправ. = Му δн
δн > 0
а). Равновесие моментов рыскания
Образующийся при отказе левого двигателя момент рыскания Му Рправ уравновешивается моментом рыскания
от вертикального оперения Му δн, который возникает при отклонении руля направления вправо (а).
Боковая сила вертикального оперения Zδн одновременно создает и момент крена Мхδн относительно продольной
оси самолета Ох1. Этот момент парируется моментом крена за счет отклонения элеронов Мх δэл (б) .
Боковая сила на вертикальном оперении –Zδн создает также перемещение самолета вдоль поперечной оси Оz1.
Этому перемещению может препятствовать боковая сила Gsinγ, которая является составляющей силы веса,
образующейся при правом крене самолета (на схеме не показано)
140

19.

ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА С БОКОВЫМ ВЕТРОМ
Независимо от силы ветра и его направления, отрыв самолета происходит при расчетной истинной воздушной скорости Vотр.
При этом путевая скорость самолета Vпут отр при встречном ветре будет меньше (-Wх), а при попутном больше на значение продольной
составляющей ветра (+Wx): Vпут отр = Vотр ±Wх , где Wx = Wcosψ; ψ – угол ветра (угол между направлением ветра и осью ВПП)
Длина разбега определяется по формуле
(Voт р Wx ) 2
,
где знак "плюс" соответствует попутному ветру, L р
2 jx c p
а знак "минус" –встречному.
Чем меньше величина скорости отрыва, тем больше влияние ветра на длину разбега. Взлет с попутным ветром не рекомендуется по
причине увеличения потребной длины разбега и возможности превышения допустимой скорости по прочности колес шасси.
Боковая составляющая ветра Wz=Wsinψ увеличивает длину разбега из-за уменьшения ускорения на разбеге. Это обусловлено, вопервых, ростом силы трения из-за необходимости притормаживания одной тележкой шасси для сохранения направления и, во-вторых,
увеличением силы лобового сопротивления вследствие косой обдувки самолета и отклонения руля направления.
Wx = Wcosψ
W
ψ
Wz = Wsinψ
Составляющие скорости ветра при взлете.
ОСОБЕННОСТИ ПОСАДКИ С БОКОВЫМ ВЕТРОМ
Довольно часто посадка самолета производится в условиях бокового ветра, предельные значения которого указаны
в инструкции экипажу для каждого типа самолета. При заходе на посадку с боковым ветром борьба со сносом
осуществляется упреждением в курсе, т. е. подбором курса самолета с учетом угла сноса ψ.
При этом продольная ось самолета ох1 и воздушная скоростьV будут направлены под углом к оси ВПП, а путевая
скорость Vпут – вдоль оси ВПП. Упреждение в курсе ψ определяется по формуле tgψ = W / Vпут
Скорость начала выравнивания и приземления выдерживается большая, чем при отсутствии бокового ветра. Для
исключения ошибок при посадке с боковым ветром следует строго выдерживать режим снижения, выравнивание и
выдерживание по направлению, скорости и высоте. Точку начала выравнивания нужно переносить в зависимости от
продольной составляющей бокового ветра. Непосредственно перед приземлением отклонением руля направления
самолет разворачивается вдоль оси ВПП. Возникающий крен парируется элеронами.
Преждевременный разворот самолета по ветру в процессе выравнивания может вызвать снос самолета по ветру
за пределы ВПП до его приземления, а приземление с неустраненным углом сноса приведет к большим боковым
нагрузкам на шасси самолета. После приземления отклонением руля направления выдерживается направление пробега,
элеронами ослабляется кренящий момент от ветра, включается реверс тяги и осуществляется торможение колес.
Наиболее сложные условия создаются на пробеге с боковым ветром при наличии глиссирования колес шасси из-за
наличия на ВПП воды и мокрого снега.
141
W
ψ
Vпут
V
W
Упреждение в курсе
при заходе на посадку
с боковым ветром.

20.

21.

§ 3.10.
ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ В737-300
(корпорация Boeing)
Boeing 737 – наиболее популярный в мире узкофюзеляжный реактивный пассажирский самолёт, самый массово производимый реактивный
пассажирский самолёт за всю историю пассажирского авиастроения. Производится с 1967 года. Двухдвигательный свободнонесущий низкоплан со
стреловидным крылом (25° по линии четвертей хорд, площадью 91м2), положительным поперечным “V“, однокилевым оперением и переставным
стабилизатором. Управление производится элеронами, рулями высоты и направления. Шасси убирающееся, трёхопорное, с носовой стойкой. Силовая
установка состоит из 2 ТРДД Прэтт-Уитни JT8D-7(тяга – 2·6589кГс), расположенных на пилонах под крылом, смещены вперёд. На самолётах
устанавливается цифровой комплекс авионики EFIS, спутниковая навигационная система GPS.
Механизация крыла представлена предкрылками двух конструкций: три внешние от пилона секции, и предкрылки Крюгера - две внутренние секции.
Закрылки - трёхщелевые, двухсекционные. Пять секций спойлеров используются вместе с элеронами и как воздушные тормоза и делятся на полётные
спойлеры, работающие всегда, и наземные, работающие только по обжатию правой стойки шасси. Самолёт имеет переставной стабилизатор.
Дальность полета – 2700 км; Крейсерская скорость – 970км/ч; Практический потолок – 10600м; Масса взлетная – 49400кг; Масса посадочная –
44000 кг. Коммерческая нагрузка 12000кг или 130 пассажиров. Экипаж – 2 чел.
142

22.

ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ Ан-70
(АНТК им. О.К. АНТОНОВА)
Ан-70 — среднемагистральный широкофюзеляжный транспортный самолёт короткого взлета и посадки со средней дальностью полета ~
4350 км. Выполнен по аэродинамической схеме четырехмоторного винтовентиляторного турбовинтового высокоплана с однокилевым вертикальным
оперением и хвостовым грузовым люком. Скомпонован по нормальной аэродинамической схеме с высоко расположенным крылом. Крыло - умеренной
стреловидности(140), большого удлинения(9.5), площадью 202.6м2. Набрано из утолщенных сверхкритических профилей и снабжено мощной
механизацией. Предкрылки, закрылки, элероны и интерцепторы, а также вертикальное и горизонтальное оперение, имеющее небольшой угол
стреловидности полностью изготовлены из композиционных материалов. Оснащен турбовинтовентиляторными двигателями (ТВВД), позволяющие
совместить высокую экономичность турбовинтовых двигателей и скорость, ранее обеспечивавшуюся лишь ТРДД. Многолопастные винты ТВВД
обдувают крыло на значительной площади, что в сочетании с мощной механизацией позволило добиться выдающихся (для данного класса летательных
аппаратов) взлетно-посадочных характеристик. Соосные винты дают высоконапорную струю воздуха, обтекающую крыло самолёта со скоростью,
превышающей скорость набегающего потока, что приводит к увеличению подъёмной силы крыла, а выпущенные закрылки (на 60 градусов в посадочном
положении) создают эффект поворота вектора тяги. Таким образом, при заходе на посадку с полностью выпущенными закрылками больше половины
подъёмной силы на крыле возникает за счёт обдувки крыла винтами, а меньшая — за счёт набегающего потока.При испытаниях Ан-70 на больших углах
атаки были получены Су>6. На существующих самолётах, для сравнения, максимально реализуемые Су порядка 2-3. Ан-70 с грузом 30 т взлетает с
полосы длиной всего 600 м, а с грузом 47 т (т.е. с танком Т-80 на борту) - со 1800-метровой ВПП, достигая при этом максимальной дальности полета в
7400 км. Электрогидродистанционная система штурвального управления имеет три цифровых и шесть аналоговых каналов.
143

23.

ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ Ан-140
(АНТК им. О.К. АНТОНОВА)
Ан-140 — украинский региональный турбовинтовой самолёт, предназначен для смешанных грузопассажирских перевозок на авиалиниях
протяженностью до 3700 километров, способен садиться и взлетать на любые аэродромы ─ даже грунтовые, практически не оснащенные
оборудованием для обслуживания авиарейсов. Представляет собой двухдвигательный высокоплан, с высокорасположенными под крылом двигателями,
что дает им дополнительную защиту от повреждения при посадке и взлете. По той же самой причине Ан-140 оснащен трехопрными шасси с носовой
передней стойкой повышенной проходимости с пневматиками низкого давления. Конструкция пассажирского самолета Ан-140 включает
вспомогательную силовую установку, которая расположена в хвостовой части фюзеляжа, обеспечивает автономную эксплуатацию машины на
необорудованных аэродромах.
Длина самолета – 22.46 метра. Высота самолета – 7.98 м; размах крыла 24.25 м. Максимальная взлетная масса –19000 кг. Крейсерская скорость –
575 км/ч. Дальность полета –2100 км. Практическая дальность – 3700 км. Практический потолок –9000 м. Полезная нагрузка: –52 пассажира или 6000
килограмм груза.. Экипаж –2-3 человека.
144

24.

ПАССАЖИРСКИЙ САМОЛЕТ Ан-148-100
(АНТК им. О.К. АНТОНОВА)
Ан-148-100 − региональный пассажирский самолет для внутренних и международных
авиалиний с возможностью эксплуатации на аэродромах с искусственным покрытием и
подготовленных грунтовых ВПП, расположенных на высотах до 3000 м над уровнем моря.
Представляет собой свободнонесущий моноплан с высокорасположенным стреловидным
крылом, однокилевым Т-образным оперением с двумя трехвальными двухконтурными
двигателями Д-436-148, размещенными в гондолах на пилонах под стреловидным крылом,
одной вспомогательной силовой установкой АИ-450-МС, установленной в хвостовой части
фюзеляжа, и трехопорным одностоечным шасси с передней и двумя основными опорами.
Крыло: площадь – 87,32 м2; удлинение – 9,58; сужение – 4,05 ; САХ – 3,399 м ;
стреловидность (по 1/4 хорды) 25°; угол поперечного V −5°; угол установки +3°; относительная
толщина: (бортовое сечение) 15,5%.
Горизонтальное оперение: размах 9,4 м ; площадь 18,87 м2 ; удлинение 4,61; сужение 2,51 ;
стреловидность (по 1/4 хорд) 32° ; угол установки 0° ; относительная толщина: корневая 9,8% ,
концевая 9,8%
Вертикальное оперение (Т-образное с неподвижным стабилизатором): высота (теоретическая)
4,34 м; площадь 19,86 м2; удлинение 0,948; сужение 1,346; стреловидность (по 1/4 хорд) 40° ;
относительная толщина: корневая - 10%, концевая - 11%
Фюзеляж: длина 26,11 м; диаметр максимальный 3,35 м; площадь миделевого сечения
(с обтекателем шасси) 9,774 м2 ; удлинение 7.79.
Летные характеристики : максимальная крейсерская скорость 870 км/ч ; крейсерская
высота полета 11000 – 12500 м ; практическая дальность полета с 75 пассажирами на
крейсерской скорости 820 км/ч и крейсерской высоте полета (ISA, безветрие, вес платной
нагрузки 7125 кг) самолета Ан-148-100А составляет 2130 км
Вес самолета Ан-148-100А: максимальный взлетный 37780 кгс; максимальный
посадочный 35500 кгс. Предельно допустимые центровки: передняя - 22 % ; задняя - 41 %
145

25.

ТЯЖЕЛЫЙ ТРАНСПОРТНЫЙ САМОЛЕТ Ан-124 "РУСЛАН"
(АНТК им. О.К. АНТОНОВА)
Тяжелый дальний широкофюзеляжный транспортный самолет Ан-124 "Руслан" предназначен для перевозки крупногабаритных и тяжелых
грузов, выполнен по схеме высокоплана со стреловидным крылом сравнительно большого удлинения с суперкритическим профилем ( установочный угол
крыла 3030!), однокилевым хвостовым оперением и многоколесным убирающимся в полете шасси. Многоколесное шасси оснащено системой приседания,
благодаря которой облегчается процесс погрузки и выгрузки техники и грузов. Каждая основная опора шасси состоит из пяти независимых двухколесных
стоек, передняя опора - из двух стоек, каждая из которых имеет два колеса. Силовая установка состоит из четырех ТРДД большой степени
двухконтурности Д-18Т В 1985 г. на самолете Ан-124 "Руслан" был установлен 21 мировой рекорд, в том числе по грузоподъемности (171219 кг на высоту
2000 м), а в 1987 г. рекорд дальности полета по замкнутому маршруту (20150,92 км).
Размах крыла - 73,3 м. Длина самолета - 69,1 м. Высота самолета - 20,78 м. Площадь крыла - 628,0 кв.м . Масса пустого самолета - 173000 кг;
нормальная взлетная - 392000 кг; максимальная взлетная - 405000 кг. Внутреннее топливо - 213715 кг. Тип двигателя - 4 ТРДД Д-18Т. Тяга - 4 х 23405 кгс.
Крейсерская скорость - 865 км/ч. Практическая дальность - 16500 км. Дальность действия - 5600 км. Практический потолок - 12000 м. Экипаж - 6-7 чел.
Полезная нагрузка: 88 человек или 120000-15000 кг груза.
146

26.

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ
V
Vпр
V∞
ρ∞
р∞
- скорость полета воздушная (истинная);
- приборная скорость ;
- скорость невозмущенного потока;
- плотность невозмущенного потока;
φг.о.
G
У, Х, Z
- угол отклонения гор.оперения;
- вес самолета;
– подъемная сила, сила лобового
сопротивления, боковая сила (проекции
- давление невозмущенного потока;
результирующей аэродинамической силы
на оси скоростной системы координат);
ψкр.
- давление заторможенного потока (V обращается
в ноль);
- число Маха полета;
- высота полета;
- размах крыла;
- угол стреловидности крыла;
- хорда крыла;
- средняя аэродинамическая хорда крыла;
- площадь крыла;
- удлинение (крыла, горизонтального,
вертикального оперения) ;
- сужение (крыла, горизонтального,
вертикального оперения) ;
- угол поперечного V крыла, г.о. ;
α
υ
θ
β
φ
ψ
ε
γ
δ
- угол атаки;
- угол тангажа;
- угол наклона траектории;
- угол скольжения;
- угол пути;
- угол рыскания;
- угол скоса потока;
- угол крена;
- угол отклонения рулевой поверхности;
Р*
М
Н
l
χ
b
bсах
S
λ
η
Су , Сх, Сz – коэффициенты подъемной силы,
лобового сопротивления, боковой силы;
Мх, Му, Мz – момент крена, момент рыскания,
момент тангажа (проекции
аэродинамического момента на оси
связанной системы координат);
mx, my, mz - коэффициенты момента крена ,
рыскания, тангажа;
- координата центра тяжести самолета;
хт
- угол атаки горизонтального оперения;
α г. о.
- коэффициент поъемной силы гор. оперения;
Су г.о.
- результирующая аэродинамическая сила;
R
универсальная газовая постоянная;
ωх ; ωу; - угловые скорости вращения самолета относительно
осей Ох1; Оу1; Оz1 связанной системы координат;
ωz
Oxgygzg - земная прямоугольная система координат;
- скоростная система координат;
Оxyz
Оx1y1z1 - связанная система координат;
W -скорость ветра; результирующая скорость обтекания
сечения лопасти воздушного винта;
Ц.Т. - центр тяжести самолета;
- аэродинамический фокус самолета.
F
147

27.

ЛИТЕРАТУРА
1.
2.
3.
4.
5.
6.
7.
8.
9.
10.
11.
12.
13.
14.
15.
16.
17.
18.
19.
ГОСТ 4401-81. Атмосфера стандартная. Параметры. 1982. –179 с.
ГОСТ 23281-76. Аэродинамика летательных аппаратов. Термины, определения и буквенные обозначения. 1979. – 32 с.
ГОСТ 20058-80. Динамика летательных аппаратов в атмосфере. Термины, определения и буквенные обозначения. – Введ.
01.07.1981. – 51 с.
Лысенко Н.М. Динамика полета. Устойчивость и управляемость летательных аппаратов. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е.
Жуковского, 1967. – 639 с.
Николаев Л.Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолетов.– М.:Транспорт, 1990. – 390.
Остославский И.В., Титов В.М. Аэродинамика самолета. – М.: Оборонгиз, 1957. – 491 с.
Котик М.Г. Динамика взлета и посадки самолетов. – М.: Машиностроение, 1984.- 254 с.
Лысенко Н.М. Практическая аэродинамика неманевренных самолетов . – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е.
Жуковского, 1985. – 289 с.
Ништ М.И. Аэродинамика летательных аппаратов и гидравлика их систем. – М.: Изд. ВВИА им. проф. Н.Е. Жуковского,
1984. – 460 с.
Ударцев Е.П., Переверзев А.М., Ищенко С.А. Эксплуатационная аэродинамика. Траекторные задачи. К.: НАУ, 1998. – 130 с.
Содержание теоретической подготовки транспортного пилота . – Кировоград: ГЛАУ, 2006. – 117 с.
Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. – М.: Машиностроение,
1979. – 352 с.
Яковлев А.М. Авиационная метеорология. –М.: Изд. Транспорт, 1971. – 248 с.
Ищенко С.А., Галуненко А.В. Уч. пособие по курсовому проектированию по дисциплине "Динамика полета". –К.: НАУ,
2012.– 420с.
Трюхан О.Н. Принципы полета. –К.: НАУ, 2012. – 420с.
Трюхан О.Н. Принципы полета(альбом основных положений, графиков, схем). –К.: НАУ, 2010. – 100с.
Трюхан О.Н. Особенности практической аєродинамики самолета Ан-124. ДСП. –К.: КВВАИУ, 1989. – 157с.
Трюхан О.Н. , Корытько А.И. Особенности практической аэродинамики самолета МиГ-29. С. –К.: КВВАИУ. 1990. -180с.
Trevor T., Suren J., Jonson R. Aeroplan general knowledge and aerodynamics. Australia: Williamstown, 1998, - 380 p.
148

28.

Самолет – величайшее творение разума и рук человеческих.
Он не подвластен никаким авторитетам кроме лиц,
свято соблюдающих летные законы!
Собираясь летать на конкретном типе самолета, ты должен знать его летные данные,
помнить рекомендуемые скорости, режимы работы двигателя, ограничения!
Самые главные приборы в полёте – указатели скорости и высоты.
Каждый взгляд на приборный щиток начинается с приборов высоты и скорости и заканчивается ими.
Не уставай контролировать высоту и скорость!
Продумывай полет на земле. Выполняя полет, ты должен знать, что будешь делать далее и как.
Летчик должен лететь впереди самолета, а не наоборот!
Не допускай выполнения спонтанных, непродуманных маневров, особенно вблизи земли.
Если ты что-нибудь задумал, посоветуйся перед выполнением с более опытными пилотами!
Не стесняйся спрашивать и задавать вопросы.
УЧИСЬ НА ЧУЖИХ ОШИБКАХ,
ВЫУЧИТЬСЯ НА СВОИХ ТЕБЕ НЕ ХВАТИТ ЖИЗНИ !

29.

Все права защищены. Любое копирование – в установленном порядке
и только с разрешения автора
ТРЮХАН
Олег Николаевич
(кандидат технических наук, доцент,
заместитель командира истребительного авиационного полка по ИАС,
адъюнктура, старший преподаватель, начальник кафедры аэродинамики и динамики полета Киевского
института ВВС, профессор кафедры боевого применения авиации Национальной академии обороны Украины,
советник начальника факультета ЛА Военно-Воздушной академии на Ближнем Востоке,
доцент кафедры аэродинамики и безопасности полетов ЛА Национального авиационного университета),
" ПРИНЦИПЫ ПОЛЕТА"
Теоретический курс РРL(A), CPL(A), ATPL(A ) – JAR FCL 1.470
Учебное пособие для студентов и курсантов авиационных ВУЗов,
обучающихся по специальности "Летная эксплуатация воздушных судов ",
(квалификация специалиста "Пилот (второй пилот)"
На русском языке
Подписано в печать 17.10.2024. Формат А4. Усл. печ.л. 8,5. Тираж 300 экз.
Заказ 539. С 021. Печать высокая. Изд. № 1-5-0/7 № 2985
Государственное унитарное предприяти издательство "ТРАНСПОРТ",
01178, Польша, г. Хелм 078, Костюшео улица, 12, 1.

30.

31.

32.

W
В
С
W
ψ – угол сноса;
W – скорость ветра;
Vg – путевая скорость;
V – истинная (воздушная )скорость;
V
ψ
Vg
А
В
W
В
С
W
W
С
W
ψ
V
Vg
ψ – угол сноса;
W – скорость ветра;
Vg – путевая скорость;
V – истинная (воздушная )скорость.
ψ
Vg
ψ – угол сноса;
W – скорость ветра;
Vg – путевая скорость;
V – истинная (воздушная )скорость;
V
А
А

33.

Скорость ветра W=0
Истинная воздушная скорость V
Истинная воздушная скорость V
V
Путевая скорость Vпут
Приборная скорость Vпр
Vпут
Путевая скорость Vпут Скорость ветра W
W
V = V отр = V пр = Vпут
Независимо от силы ветра и его направления, отрыв самолета происходит при расчетной истинной воздушной. При отсутствии ветра истинная
воздушная скорость отрыва при разбеге Vотр будет равна путевой Vпут и приборной Vпр.: Vотр = Vпут = Vпр .
При встречном ветре W путевая скорость Vпут в момент отрыва будет меньше истинной воздушной скорости отрыва на величину скорости ветра
Vотр = Vпут + W. При наличии попутного ветра W при разбеге истинная воздушная скорость отрыва Vотр будет отличаться от величины скорости в
безветрие на величину скорости ветра. Взлетная дистанция при этом увеличиться. Путевая скорость при этом будет больше путевой скорости в
безветрие также на величину скорости ветра
Составляющая ветра относительно оси ВПП является важным в
отношении воздействия на взлет фактором. Она влияет на скорость разбега
при взлете и, следовательно, на взлетные дистанции, которые уменьшаются
при встречном ветре и увеличиваются при попутном.
С повышением температуры окружающего воздуха (OAT) уменьшается
плотность воздуха с. Как упоминалось выше, истинная воздушная скорость
(TAS) должна быть увеличена, чтобы компенсировать уменьшение плотности
воздуха. Вследствие этого увеличивается взлетная дистанция.
В итоге если высота по давлению увеличивается при данном весе,
истинная воздушная скорость (TAS) должна быть увеличена, чтобы
компенсировать уменьшение плотности воздуха. Соответственно
увеличивается взлетная дистанция.
Соответственно при увеличении температуры окружающего воздуха тяга двигателя
уменьшается, взлетные дистанции удлиняются, а градиенты набора высоты при взлете
уменьшаются.
Скорость ветра W
Путевая скорость
Vпут
Истинная
воздушная
скорость V
Угол сноса

34.

Независимо от силы ветра и его направления, отрыв самолета происходит при расчетной истинной воздушной. При отсутствии ветра истинная
воздушная скорость отрыва при разбеге Vотр будет равна путевой Vпут и приборной Vпр.: Vотр = Vпут = Vпр .
При встречном ветре W путевая скорость Vпут в момент отрыва будет меньше истинной воздушной скорости отрыва на величину скорости ветра
Vотр = Vпут + W. При наличии попутного ветра W при разбеге истинная воздушная скорость отрыва Vотр будет отличаться от величины скорости в
безветрие на величину скорости ветра. Взлетная дистанция при этом увеличиться. Путевая скорость при этом будет больше путевой скорости в
безветрие также на величину скорости ветра
Независимо от силы ветра и его направления, отрыв самолета происходит при расчетной истинной воздушной скорости Vотр. При
этом путевая скорость самолета Vпут отр при встречном ветре будет меньше (-Wх), а при попутном больше на значение продольной
составляющей ветра (+Wx):
Vпут отр = Vотр ±Wх ,
где Wx = Vcosψ; ψ – угол ветра (угол между направлением ветра и осью ВПП)
Длина разбега определяется по формуле
(Voт р Wx ) 2
Lр
2 jx c p
,
где знак "плюс" соответствует попутному ветру, а знак "минус" –встречному.
Чем меньше величина скорости отрыва, тем больше влияние ветра на длину разбега. Взлет с попутным ветром не рекомендуется по
причине увеличения потребной длины разбега и возможности превышения допустимой скорости по прочности колес шасси.
Боковая составляющая ветра Wx=Vsinψ увеличивает длину разбега из-за уменьшения ускорения на разбеге. Это
обусловлено, во-первых, ростом силы трения из-за необходимости притормаживания одной тележкой шасси для сохранения направления и,
во-вторых, увеличением силы лобового сопротивления вследствие косой обдувки самолета и отклонения руля направления.
Скорость ветра W
Wx = Vcosψ
W
Угол ветра при взлете.
ψ
Wz = Vsinψ
Путевая скорость
Vпут
Истинная
воздушная
скорость V
Угол сноса