1. K U R S T E O R E T YC Z N Y E A S A P P L ( A )
MARIUSZ KUŹMA
ZASADY LOTU
2. AIR RE S AVIATION
ZASADYLOTU
PODSTAWOWE POJĘCIA ● PRAWA ● PODSTAWY PRZEPŁYWU
POWIETRZA ● SIŁY AERODYNAMICZNE ● PROFIL LOTNICZY ● SKRZYDŁO
● WSPÓŁCZYNNIKI ● OPÓR POWIETRZA ● ŚRODEK CIĘŻKOŚCI ●
STATECZNOŚĆ ● STEROWNOŚĆ ● REDUKCJA SIŁ NA STERACH ●
MECHANIKA LOTU ● PRZECIĄGNIĘCIE ● KORKOCIĄG ● OBLODZENIE ●
MECHANIZACJA SKRZYDŁA ● OBWIEDNIA OBCIĄŻEŃ I PODMUCHÓW
3. AIR RE S AVIATION
KONWERSJA JEDNOSTEK MIARY
Wielkości skalarne Wielkości wektorowe
PODSTAWOWEPOJĘCIA,PRAWAIDEFINICJE
4. ZASADY DYNAMIKI NEWTONA
PODSTAWOWEPOJĘCIA,PRAWAIDEFINICJE
1. Pierwsza zasada dynamiki Newtona: Jeżeli na dane ciało nie działają żadne inne ciała, lub
działania innych ciał równoważą się, to ciało pozostaje w spoczynku lub porusza się ruchem
jednostajnym prostoliniowym.
2. Druga zasada dynamiki Newtona: Jeżeli na ciało działa stała siła wypadkowa, to ciało
porusza się ruchem jednostajnie przyspieszonym z przyspieszeniem wprost proporcjonalnym
do działającej siły, a odwrotnie proporcjonalnym do masy ciała.
3. Trzecia zasada dynamiki Newtona: Oddziaływanie dwóch ciał jest zawsze wzajemne. Jeżeli
jedno ciało działa na drugie pewną siłą, to drugie działa na ciało pierwsze siłą taką samą co
do wartości i kierunku, a o zwrocie przeciwnym.
4. Czwarta zasada dynamiki Newtona: Dwa ciała przyciągają się nawzajem siłą wprost
proporcjonalną do iloczynu ich mas i odwrotnie proporcjonalną do kwadratu odległości
między nimi.
5. Suma energii kinetycznej, potencjalnej
wysokości oraz potencjalnej ciśnienia wzdłuż
tej samej strugi jest wielkością stałą w
przepływie ustalonym.
Z równania Bernoulliego dla sytuacji
przedstawionej na rysunku zachodzi
prawidłowość:
AIR RE S AVIATION
PODSTAWOWEPOJĘCIA,
PRAWAIDEFINICJE
RÓWNANIE BERNOULLI’EGO
6. Efekt Venturiego można wyjaśnić w oparciu o prawo
Bernoulliego i równanie ciągłości przepływu. Prawo
Bernoulliego mówi, że dla gazu doskonałego suma
ciśnień statycznego i dynamicznego jest wartością
stała.
Jeżeli w pewnym miejscu kanału, w którym z
prędkością v przemieszcza się płyn (gaz lub ciecz),
znajduje się przewężenie (zwężka) o znacznie
mniejszym przekroju, to nastąpi zwiększenie
prędkości przepływu i spadek ciśnienia. Na podstawie
różnicy ciśnień możemy obliczyć wielkość przepływu
AIR RE S AVIATION
PODSTAWOWEPOJĘCIA,
PRAWAIDEFINICJE
EFEKT VENTURIEGO
7. Ciśnienie statyczne – ciśnienie równe wartości siły działającej na
jednostkę powierzchni, z jaką działają na siebie dwa stykające się
elementy przepływającego lub będącego w spoczynku płynu,
które znajdują się w danej chwili w rozpatrywanym punkcie
przestrzeni.
Ciśnienie dynamiczne (inne nazwy to ciśnienie prędkości,
spiętrzenie dynamiczne) – jednostkowa siła powierzchniowa, jaką
przepływający płyn wywiera na ciało w nim się znajdujące. Do
pomiaru ciśnienia dynamicznego służy rurka Pitota lub rurka
Prandtla. Ciśnienie dynamiczne to różnica między ciśnieniem
całkowitym i ciśnieniem statycznym.
Ciśnienie całkowite – ciśnienie poruszającego się płynu, uzyskane
przez zamianę energii kinetycznej płynu na energię ciśnienia.
Ciśnienie całkowite jest sumą ciśnienia statycznego oraz ciśnienia
dynamicznego
AIR RE S AVIATION
PODSTAWOWEPOJĘCIA,
PRAWAIDEFINICJE
RODZAJE CIŚNIEŃ
SCHEMAT POMIARU CIŚNIENIA CAŁKOWITEGO (PT) I
STATYCZNEGO (PS) RURKĄ PRANDTLA W PŁYNIE
PORUSZAJĄCYM SIĘ Z PRĘDKOŚCIĄ (U)
8. Gęstość (masa właściwa) –
stosunek masy pewnej ilości substancji do
zajmowanej przez nią objętości. W układzie SI
jest mierzona w jednostkach (kg/m3).
Gęstość Powietrza - jest masą powietrza na
jednostkę objętości. Na poziomie morza w
temperaturze 20 °C powietrze suche ma
gęstość około 1,2 kg/m3. Gęstość powietrza
maleje wraz ze spadkiem ciśnienia.
AIR RE S AVIATION
PODSTAWOWEPOJĘCIA,
PRAWAIDEFINICJE
GĘSTOŚĆ
9. IAS I TAS
PODSTAWOWEPOJĘCIA,PRAWAIDEFINICJE
IAS – prędkość wskazywana (indicated airspeed). Prędkość samolotu wskazywana przez
prędkościomierz, poprawiona o błąd laboratoryjny przyrządu. (W instrukcjach IUL często
podawana z założeniem zerowego błędu przyrządu).
TAS – prędkość rzeczywista (true aerspeed). Prędkość samolotu względem niezaburzonych
strug powietrza. (Prędkość EAS uwzględniająca poprawkę związaną z wysokością i
temperaturą)
10. Przepływ uwarstwiony, w którym płyn przepływa
w równoległych warstwach, bez zakłóceń
między warstwami. Przepływ taki zachodzi przy
odpowiednio małej prędkości przepływu.
Graniczną prędkość przepływu, przy której ruch
laminarny przechodzi w turbulentny, można dla
określonego płynu i warunków przepływu
obliczyć na podstawie liczby Reynoldsa.
AIR RE S AVIATION
PODSTAWYPRZEPŁYWU
POWIETRZA
PRZEPŁYW LAMINARNY
11. PRZEPŁYW DWUWYMIAROWY
PODSTAWYPRZEPŁYWUPOWIETRZA
Przepływ dwuwymiarowy, czyli taki gdzie występują dwa równie ważne kierunki przepływu,
w tym przypadku opływ pro
f
ilu będącego przekrojem płata o nieskończonej rozpiętości.
Wiele ważnych zagadnień aerodynamiki można traktować w przybliżeniu jako
zagadnienia dwuwymiarowe, płaskie. Jest to szczególnie ważne i korzystne z punktu
widzenia metod obliczeniowych.
12. PRZEPŁYW TRÓJWYMIAROWY
PODSTAWYPRZEPŁYWUPOWIETRZA
Przepływ trójwymiarowy, czyli taki gdzie występują trzy równie ważne kierunki przepływu,
np. opływ trójwymiarowej bryły o złożonej geometrii (samolot, samochód statek itp.)
W przeciwieństwie do dwuwymiarowego przepływu skrzydło ma skończone wydłużenie,
przepływ staje się trójwymiarowy i występuje opór indukowany, będący funkcją siły
nośnej.
13. Na ciało poruszające się w płynie działają siły
wypadkowe pochodzące od rozkładu ciśnienia
wokoło danego ciała. Siły te są zależne od
prędkości, gęstości płynu, powierzchni ciała jak
również jego kształtu i kąta jaki tworzy
względem niezaburzonego strumienia płynu.
AIR RE S AVIATION
SIŁYAERODYNAMICZNE
DZIAŁAJĄCENAPOWIERZCHNIE
WYPADKOWA SIŁ
14. SIŁA NOŚNA
SIŁYAERODYNAMICZNEDZIAŁAJĄCENAPOWIERZCHNIE
Siła działająca na ciało poruszające się w płynie (gazie lub cieczy), prostopadła do kierunku ruchu. Siłę nośną określa
wzór:
Pz = ½ CL S ρ V²
gdzie:
• Pz – wytworzona siła nośna
• CL – współczynnik siły nośnej, wyznaczany głównie empirycznie, zależny od kąta natarcia, ale także od kształtu ciała.
• ρ – gęstość powietrza (powietrze na poziomie morza 1,225 kg/m3)
• S – powierzchnia skrzydła
• V – prędkość względem powietrza
15. OPÓR
Opór aerodynamiczny - opór powietrza powstający przy ruchu dowolnego ciała i skierowany przeciwnie do kierunku
tego ruchu. Siłę oporu określa wzór:
Px = ½ CD S ρ V²
gdzie:
• Px – siła oporu
• CD – współczynnik siły oporu, wyznaczany głównie empirycznie, zależny od kąta natarcia, ale także od kształtu ciała.
• ρ – gęstość powietrza
• S – powierzchnia skrzydła
• V – prędkość względem powietrza
SIŁYAERODYNAMICZNEDZIAŁAJĄCENAPOWIERZCHNIE
16. Kąt pomiędzy kierunkiem strugi napływającego
powietrza a cięciwą powierzchni
nośnej (skrzydła) lub płata wirnika. Kąt natarcia
ma kluczowy wpływ na powstawanie siły
nośnej działającej na skrzydło i odpowiedzialnej
za unoszenie się samolotu w powietrzu.
AIR RE S AVIATION
KĄT NATARCIA
SIŁYAERODYNAMICZNE
DZIAŁAJĄCENAPOWIERZCHNIE
17. Długość odcinka prostopadłego do cięciwy
zawartego między dolnym i górnym obrysem,
zwykle wyrażana jako wielkość względna
odniesiona do długości cięciwy.
AIR RE S AVIATION
KSZTAŁTPROFILUPŁATA
NOŚNEGO
GRUBOŚĆ WZGLĘDNA
CIĘCIWA PROFILU
Odcinek łączący dwa najbardziej oddalone od
siebie punkty leżące jeden na krawędzi natarcia
(nosek pro
f
ilu), drugi na krawędzi spływu (ostrze
pro
f
ilu). Stanowi linię odniesienia, od której
odmierza się współrzędne górnego i dolnego
zarysu pro
f
ilu.
18. Linia łącząca środki okręgów wpisanych w
pro
f
il lotniczy, określająca jednocześnie
krzywiznę pro
f
ilu
AIR RE S AVIATION
KSZTAŁTPROFILUPŁATA
NOŚNEGO
LINIA SZKIELETOWA PROFILU
KRZYWIZNA PROFILU
Strzałka ugięcia – największa odległość cięciwy
od linii szkieletowej pro
f
ilu, mierzona na prostej
prostopadłej do cięciwy. Określana jako
wielkość względna odniesiona do długości
cięciwy.
19. Jest to kąt pomiędzy kierunkiem strugi
napływającego powietrza (Relative Wind)
a cięciwą (Chord Line) powierzchni
nośnej (skrzydła) lub płata wirnika.
AIR RE S AVIATION
KSZTAŁTPROFILUPŁATA
NOŚNEGO
KĄT NATARCIA
20. Wydłużenie skrzydła to stosunek kwadratu
rozpiętości (span) skrzydła do jego powierzchni
(wing area):
λ = b²/S
AIR RE S AVIATION
KSZTAŁTSKRZYDŁA
WYDŁUŻENIE
CIĘCIWA NASADY SKRZYDŁA
Cięciwa pro
f
ilu u nasady skrzydła (cr) (root chord)
CIĘCIWA KOŃCÓWKI SKRZYDŁA
Cięciwa końcówki skrzydła (ct) (tip chord)
21. Obrys trapezowy stosowany jest najczęściej w
samolotach sportowych i szybowcach.
Zbieżność skrzydła jest to iloczyn cięciwy u
nasady skrzydła do cięciwy końcówki skrzydła:
𝜆
=
𝑐
𝑡
/
𝑐
𝑟
AIR RE S AVIATION
SKRZYDŁO TRAPEZOWE
KSZTAŁTSKRZYDŁA
22. OBRYS SKRZYDŁA
KSZTAŁTSKRZYDŁA
Obrys skrzydła określa jego kształt w rzucie na płaszczyznę poziomą. Właściwości
aerodynamiczne skrzydła (rozkład ciśnień wzdłuż rozpiętości, miejsce i charakter odrywania
się warstwy przyściennej) zależą od jego głównych parametrów geometrycznych
odniesionych do cięciwy lub powierzchni nośnej.
23. PRZEPŁYW LAMINARNY (UWARSTWIONY)
DWUWYMIAROWYPRZEPŁYWPOWIETRZAWOKÓŁ
PROFILUPŁATANOŚNEGO
Laminarna warstwa przyścienna charakteryzuje się uwarstwionym ruchem elementów powietrza, w którym
nie występuje mieszanie się strug (przecinanie torów tych elementów), oraz małym oporem przepływu
wynikającym z niewielkiej energii.
Przejście warstwy laminarnej w turbulentną zależy od liczby Reynoldsa (Re), chropowatości powierzchni
opływanego ciała, turbulencji (burzliwości) przepływu zewnętrznego oraz rozkładu ciśnienia wzdłuż pro
f
ilu.
Osborne Reynolds (1842
-
1912) po serii badań wykazał, że na wielkość sił aerodynamicznych i charakter
opływu wpływają :
• długość opływanego pro
f
ilu,
• gęstość powietrza,
• prędkość opływu,
• tarcie wewnętrzne powietrza utożsamiane z dynamicznym współczynnikiem lepkości.
24. Punkt, w którym w pobliżu
czoła pro
f
ilu względna prędkość maleje do
zera. Punkt ten przemieszcza się w zależności
od kąta natarcia pro
f
ilu oraz innych czynników.
AIR RE S AVIATION
DWUWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZAWOKÓŁPROFILU
PŁATANOŚNEGO
PUNKT SPIĘTRZENIA (STAGNACJI)
25. Podciśnienie na górnej powierzchni jest
przeciętnie dwukrotnie większe niż
nadciśnienie na spodzie pro
f
ilu, ich różnica
daje siłę skierowaną do góry o kierunku
prostopadłym do niezakłóconego kierunku
prędkości. Każdy pro
f
il niesymetryczny można
ustawić pod takim kątem natarcia, że siłą nośna
na pro
f
ilu jest równa zeru – jest to kąt zerowej
siły nośnej. Wynika stąd że siłą nośna zależy od
kąta natarcia.
AIR RE S AVIATION
DWUWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZAWOKÓŁPROFILU
PŁATANOŚNEGO
ROZKŁAD CIŚNIEŃ
26. Środek parcia (Center of Pressure) - punkt do
którego przyłożona jest wypadkowa
sił aerodynamicznych, względem którego
wypadkowy moment sił aerodynamicznych jest
równy zero. Jego położenie zmienia się wraz ze
zmianą kąta natarcia.
AIR RE S AVIATION
ŚRODEK PARCIA PROFILU
DWUWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZAWOKÓŁPROFILU
PŁATANOŚNEGO
27. Wzrost siły nośnej wraz ze wzrostem kąta
natarcia ma miejsce tylko do pewnego kąta
natarcia, począwszy od tego momentu na
górnej powierzchni pro
f
ilu zaczyna pojawiać się
odrywanie strug powietrza. Powoduje to
gwałtowny wzrost oporu i spadek siły nośnej.
Kąt przy którym siła nośna osiągnęła wartość
maksymalną jest krytycznym kątem natarcia.
AIR RE S AVIATION
WPŁYW KĄTA NATARCIA
DWUWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZAWOKÓŁPROFILUPŁATA
NOŚNEGO
28. Oderwanie warstwy przyściennej - Wystąpienie
dodatniego gradientu ciśnienia wzdłuż warstwy
przyściennej (czyli wzrostu ciśnienia w kierunku
przepływu). Element płynu przy samej ściance
jest hamowany siłami lepkości i siłami ciśnienia,
co powoduje jego zatrzymanie, a następnie
ruch w kierunku przeciwnym do przepływu.
AIR RE S AVIATION
SEPARACJA PRZEPŁYWU PRZY DUŻYCH KĄTACH NATARCIA
DWUWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZAWOKÓŁPROFILUPŁATA
NOŚNEGO
29. AIR RE S AVIATION
SIŁA NOŚNA – WYKRES W FUNKCJI KĄTA NATARCIA
DWUWYMIAROWYPRZEPŁYWPOWIETRZAWOKÓŁ
PROFILUPŁATANOŚNEGO
30. Siłę nośną określa wzór:
Pz = ½ CL S ρ V²
gdzie:
Pz – wytworzona siła nośna
CL – współczynnik siły nośnej, wyznaczany głównie empirycznie,
zależny od kąta natarcia, ale także od kształtu ciała.
ρ – gęstość powietrza (powietrze na poziomie morza 1.225 kg/
m3)
S – powierzchnia skrzydła
V – prędkość względem powietrza
AIR RE S AVIATION
WSPÓŁCZYNNIKI
WSPÓŁCZYNNIK SIŁY NOŚNEJ CL: WZÓR NA SIŁĘ NOŚNĄ
31. Siłę oporu określa wzór:
Px = ½ CD S ρ V²
gdzie:
Px – siła oporu
CD – współczynnik siły oporu, wyznaczany głównie empirycznie,
zależny od kąta natarcia, ale także od kształtu ciała.
ρ – gęstość powietrza
S – powierzchnia skrzydła
V – prędkość względem powietrza
AIR RE S AVIATION
WSPÓŁCZYNNIKI
WSPÓŁCZYNNIK OPORU CD: WZÓR NA OPÓR
32. Opór indukowany jest spowodowany bocznym
przepływem powietrza wzdłuż krawędzi
końcówek skrzydła z dolnej na górną
powierzchnię, oraz skosem (odchyleniem)
strumienia za krawędzią spływu w kierunku
działania wirów.
AIR RE S AVIATION
PRZEPŁYW W KIERUNKU ROZPIĘTOŚCI ORAZ PRZYCZYNY
TRÓJWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZADOOKOŁASKRZYDŁAI
KADŁUBA
PRZEPŁYWLAMINARNY(UWARSTWIONY)
33. Wiry krawędziowe (Trailing vortices) – ich
wielkość zależy od prędkości, masy samolotu
oraz siły nośnej wytwarzanej przez skrzydło. Im
większa siła nośna na skrzydle tym większy
opór indukowany. Przy kącie natarcia 0 stopni,
gdzie nie jest generowana siła nośna nie
powstaje opór indukowany.
AIR RE S AVIATION
WIRY KRAWĘDZIOWE I KĄT NATARCIA
TRÓJWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZADOOKOŁASKRZYDŁAI
KADŁUBA
PRZEPŁYWLAMINARNY(UWARSTWIONY)
34. Wiry krawędziowe powodują odchylanie strug
do góry (upwash) poza rozpiętością skrzydeł
oraz do dołu (downwash) w obrębie
rozpiętości.
AIR RE S AVIATION
ODCHYLENIE STRUG DO GÓRY (UPWASH) I DO DOŁU
(DOWNWASH)
TRÓJWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZADOOKOŁASKRZYDŁAI
KADŁUBA
PRZEPŁYWLAMINARNY(UWARSTWIONY)
35. Turbulencja w śladzie aerodynamicznym wynika z
kilku przyczyn, a mianowicie są to wiry
krawędziowe, które potra
f
ią utrzymać się w
powietrzu nawet do kilku minut, jak i również
mogą to być gazy wylotowe z silnika odrzutowego
(jetwash), które utrzymują się zwykle znacznie
krócej lecz są bardziej intensywne. Jednym ze
sposobów przeciwdziałania negatywnym skutkom
turbulencji w śladzie aerodynamicznym jest
stosowanie separacji.
AIR RE S AVIATION
TURBULENCJA W ŚLADZIE AERODYNAMICZNYM ZA SAMOLOTEM
TRÓJWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZADOOKOŁASKRZYDŁAI
KADŁUBA
PRZEPŁYWLAMINARNY(UWARSTWIONY)
36. Wiry krawędziowe powodują zmianę lokalnego
kąta natarcia. Im silniejszy wir krawędziowy tym
odchylenie strug powietrza do dołu (induced
downwash) za skrzydłem większe, co powoduje
zmniejszenie efektywnego kąta natarcia (α).
AIR RE S AVIATION
WPŁYW WIRÓW KRAWĘDZIOWYCH NA KĄT NATARCIA
TRÓJWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZADOOKOŁASKRZYDŁAI
KADŁUBA
OPÓRINDUKOWANY(WZBUDZONY)
37. Indukowany kąt natarcia (angle of induced
downwash)ε jest wynikiem indukowanej
składowej pionowej prędkości (induced
downwash) względem niezaburzonego
przepływu powietrza (free stream relative
air
f
low).
AIR RE S AVIATION
LOKALNY INDUKOWANY KĄT NATARCIA
TRÓJWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZADOOKOŁASKRZYDŁAI
KADŁUBA
OPÓRINDUKOWANY(WZBUDZONY)
38. Wektor siły nośnej (Lift) zmienia się o
indukowany kąt natarcia (ε) wraz z przyrostem
indukowanej składowej pionowej (induced
downwash)
AIR RE S AVIATION
WPŁYW INDUKOWANEGO KĄTA NATARCIA NA
KIERUNEK WEKTORA SIŁY NOŚNEJ
TRÓJWYMIAROWYPRZEPŁYW
POWIETRZADOOKOŁASKRZYDŁAI
KADŁUBA
OPÓRINDUKOWANY(WZBUDZONY)
OPÓR INDUKOWANY I KĄT NATARCIA
Przyrost oporu indukowanego (induced drag)
zmniejsza efektywny kąt natarcia (α)
39. OPÓR SZKODLIWY
OPÓR–RODZAJE
• opór ciśnieniowy – opór formy
• opór interferencyjny - wynika z wzajemnego oddziaływania na siebie poszczególnych
elementów samolotu, takich jak kadłub i skrzydło
• opór tarcia – wynika z charakteru opływu w warstwie przyściennej (laminarna – mały
opór, turbulentna – duży opór)
40. AIR RE S AVIATION
OPÓR SZKODLIWY, OPÓR INDUKOWANY, OPÓR CAŁKOWITY W FUNKCJI PRĘDKOŚCI
OPÓR–RODZAJE
41. Wpływ ziemi to zjawisko polegające na redukcji
oporu indukowanego oraz kąta natarcia
wymaganego do lotu poziomego co jest
spowodowane bliskością ziemi. Efekt ten działa do
wysokości rozpiętości skrzydeł samolotu. Redukcja
oporu indukowanego powoduje polepszenie
osiągów samolotu. Podczas startu zbyt wczesne
wznoszenie może sprawić przepadnięcie samolotu
po opuszczeniu tej „poduszki powietrznej”,
natomiast podczas lądowania samolot może „nieść”
się w fazie wytrzymania.
AIR RE S AVIATION
WPŁYWZIEMI
WPŁYW NA CHARAKTERYSTYKĘ STARTU I LĄDOWANIA
SAMOLOTU
42. WARUNEK WSTĘPNY STATECZNOŚCI STATYCZNEJ
WARUNKIRÓWNOWAGIWUSTALONYMLOCIEPOZIOMYM
Stateczność statyczna – zdolność do samoczynnego powrotu samolotu do położenia
równowagi, gdy przestaną działać zakłócenia, które tę równowagę naruszyły.
Warunkiem niezbędnym do tego, aby samolot znajdował się w locie ustalonym, jest
równowaga wszystkich działających na samolot sił w trzech kierunkach x,y,z oraz
równowaga momentów względem osi x,y,z, przechodzących przez środek ciężkości.
43. AIR RE S AVIATION
WARUNKIRÓWNOWAGIWUSTALONYMLOCIEPOZIOMYM
SIŁA NOŚNA I CIĘŻAR
44. AIR RE S AVIATION
WARUNKIRÓWNOWAGIWUSTALONYMLOCIEPOZIOMYM
SIŁA NOŚNA I CIĘŻAR
45. AIR RE S AVIATION
METODYOSIĄGANIAWYWAŻENIA
SKRZYDŁO I SEKCJA OGONOWA (UKŁAD KLASYCZNY I KACZKA)
46. AIR RE S AVIATION
METODYOSIĄGANIAWYWAŻENIA
POWIERZCHNIE STEROWE
47. Klapka wyważająca (trymer)
Służy do całkowitego zrównoważenia momentu
zawiasowego przy dowolnie wybranym przez
pilota wychyleniu steru.
AIR RE S AVIATION
METODYOSIĄGANIA
WYWAŻENIA
TRYMER POCHYLENIA
48. Stateczność statyczna – zdolność samolotu do
samoczynnego powrotu do położenia
równowagi, gdy przestaną działać zakłócenia,
które tę równowagę zakłóciły.
Może ona być:
• Stała – samolot stateczny statycznie
• Chwiejna – samolot niestateczny statycznie
• Obojętna – samolot statycznie obojętny
AIR RE S AVIATION
STATYCZNAIDYNAMICZNA
STATECZNOŚĆPODŁUŻNA
STATECZNOŚĆ STATYCZNA, STATECZNOŚĆ OBOJĘTNA I
NIESTATECZNOŚĆ
49. Stateczność dynamiczna – zdolność samolotu do powrotu
w określonym czasie od ustania zaburzeń do pierwotnych
parametrów lotu, bez ingerencji pilota. Warunkiem
stateczności dynamicznej samolotu jest posiadanie przez
niego stateczności statycznej dla zachowania
stateczności samolotu.
Samolot może być:
• Stateczny dynamicznie
• Niestateczny dynamicznie
• Obojętny dynamicznie
AIR RE S AVIATION
STATYCZNAIDYNAMICZNA
STATECZNOŚĆPODŁUŻNA
STATECZNOŚĆ DYNAMICZNA, STATECZNOŚĆ OBOJĘTNA I
NIESTATECZNOŚĆ
50. Odległość położenia środka ciężkości od
punktu neutralnego określony jest jako zapas
stateczności. Położenie S.C. w punkcie
neutralnym oznacza obojętną stateczność
stateczną. Skrajnie tylne położenie środka
ciężkości powoduje większą sterowność
samolotu kosztem stateczności.
AIR RE S AVIATION
UMIEJSCOWIENIE
ŚRODKACIĘŻKOŚCI
PRZESUNIĘTY DO TYŁU I MINIMALNY MARGINES STATECZNOŚCI
51. Skrajnie przednie położenie środka ciężkości
powoduje zwiększenie stateczności, co
oznacza, że zwiększeniu kąta natarcia
towarzyszy moment likwidujący tendencję do
wznoszenia samolotu. Maleje natomiast
sterowność samolotu.
AIR RE S AVIATION
UMIEJSCOWIENIE
ŚRODKACIĘŻKOŚCI
WYSUNIĘTY DO PRZODU
52. Jeśli stateczność statyczna kierunkowa jest
zdecydowanie większa niż stateczność
statyczna poprzeczna, to zanim moment
poprzeczny zdąży doprowadzić samolot do
położenia poziomego, silniejszy moment
kierunkowy obróci samolot w kierunku ślizgu i
wprowadzi go w spiralę. Taki przypadek
nazywamy niestatecznością spiralną.
DYNAMICZNASTATECZNOŚĆ
BOCZNALUBKIERUNKOWA
SPIRALA NURKUJĄCA I CZYNNOŚCI DO WYPROWADZENIA
53. Wyprowadzenie ze spirali:
1. Zredukować moc
2. Skrzydła do poziomu
3. Delikatnie wyrównać lot
4. Dodać mocy, by zachować normalną
prędkość w locie poziomym
AIR RE S AVIATION
DYNAMICZNASTATECZNOŚĆ
BOCZNALUBKIERUNKOWA
SPIRALA NURKUJĄCA I CZYNNOŚCI DO WYPROWADZENIA
54. Sterowność – zdolność samolotu do zmiany stanu równowagi
w wyniku użycia sterów. Jest to wartość przeciwstawna
stateczności.
Osie obrotu samolotu:
• Oś podłużna
• Oś poprzeczna
• Oś pionowa
Ruch samolotu:
• Przechylanie
• Pochylanie
• Odchylanie
AIR RE S AVIATION
STEROWNOŚĆ
INFORMACJE PODSTAWOWE, TRZY PŁASZCZYZNY I TRZY OSIE
55. Pochylanie jest ruchem samolotu wokół osi
poprzecznej.
Za sterowanie kątem pochylenia odpowiada
usterzenie wysokości.
Rodzaje usterzenia wysokości:
• Statecznik + ster
• Usterzenie płytowe
• Usterzenie pływające
AIR RE S AVIATION
STEROWANIE
POCHYLENIEM
STER WYSOKOŚCI
56. Odchylaniem nazywamy obrót samolotu wokół
jego osi pionowej. Za sterowanie odchylaniem
odpowiada ster kierunku. Efektem wtórnym
wychylenia steru kierunku jest przechylenie
samolotu w stronę zakrętu.
AIR RE S AVIATION
STEROWANIE
ODCHYLENIEM
PANEL STEROWNICY NOŻNEJ LUB STER KIERUNKU
57. LOTKI: FUNKCJE W RÓŻNYCH FAZACH LOTU
STEROWANIEPRZECHYLENIEM
Sterowanie przechyleniem samolotu osiąga się przez wychylenie lotek na lewym i prawym
skrzydle w przeciwnych kierunkach – wychylenie drążka sterowego w prawo powoduje
wychylenie prawej lotki ku górze, a lewej ku dołowi – i odwrotnie. Powstająca w ten sposób
asymetria siły nośnej skrzydeł powoduje powstanie momentu przechylającego statek
powietrzny w tym samym kierunku, w którym został wychylony drążek.
W locie normalnym lotki wraz ze sterem kierunku używane są do wykonywania zakrętów – w
tym przypadku drążek wychylany jest w tym samym kierunku, co orczyk (tzw. zgodne
działanie sterów). Możliwe jest również przeciwne użycie lotek i steru kierunku – np. w celu
wykonania ześlizgu lub likwidacji trawersowania na niskiej wysokości.
58. Lotka wychylona w dół generuje większą siłę
nośną, ale również większy opór. Lotka
wychylona w górę generuje mniejszą siłę nośną
oraz
mniejszy opór. Efektem tego jest niekorzystny
moment odchylający.
AIR RE S AVIATION
STEROWANIE
PRZECHYLENIEM
MOMENT OPOROWY LOTEK
59. • lotki szczelinowe
• odchylenie lotki różnicowej
AIR RE S AVIATION
STEROWANIE
PRZECHYLENIEM
SPOSOBY UNIKANIA MOMENTU OPOROWEGO LOTEK
60. • klapka odciążająca (
f
lettner) służy do
częściowego równoważenia siły działającej
na ster, zmniejszając jego moment
zawiasowy.
• wyważenie aerodynamiczne
AIR RE S AVIATION
SPOSOBYREDUKOWANIA
SIŁNADRĄŻKUSTEROWYM
WYWAŻENIE AERODYNAMICZNE
61. Wyważenie masowe stosowane jest w celu
redukcji prawdopodobieństwa wystąpienia
drgań samowzbudnych.
AIR RE S AVIATION
SPOSOBYREDUKOWANIA
SIŁNADRĄŻKUSTEROWYM
WYWAŻENIE MASOWE
TRYMEROWANIE
Klapki wyważające (trymery) służą do całkowitego
zrównoważenia momentu zawiasowego przy
dowolnie wybranym przez pilota wychyleniu steru.
62. Łopata śmigła porusza się wraz z samolotem z
prędkością postępową i z prędkością obwodową
wynikającą z jego obrotu. Wypadkowa tych
prędkości daje prędkość napływu strug
powietrza na śmigło.
Blade angle – kąt ustawienia śmigła (kąt
ustawienia elementu łopaty położonego w
odległości 1000 mmod osi obrotu śmigła)
Angle of attack – kąt natarcia śmigła
AIR RE S AVIATION
ŚMIGŁA-KONWERSJA
MOMENTUOBROTOWEGO
SILNIKANACIĄG
PODSTAWOWE INFORMACJE
63. Skok rzeczywisty śmigła – droga, którą
przelatuje samolot w ciągu jednego obrotu
śmigła.
Skok geometryczny śmigła – droga, którą
przeleciałby samolot w ciągu jednego obrotu
śmigła w ośrodku nieściśliwym.
Poślizg śmigła - różnica pomiędzy skokiem
geometrycznym i skokiem rzeczywistym.
AIR RE S AVIATION
PODSTAWOWE INFORMACJE
ŚMIGŁA-KONWERSJA
MOMENTUOBROTOWEGO
SILNIKANACIĄG
64. Aby kąty natarcia poszczególnych przekrojów
śmigła miały w przybliżeniu stałe wartości
wzdłuż ramienia śmigła stosuje się zwichrzenie
łopaty i różne pro
f
ile.
AIR RE S AVIATION
ZWICHRZENIE ŁOPATKI
ŚMIGŁA-KONWERSJA
MOMENTUOBROTOWEGO
SILNIKANACIĄG
65. Oblodzenie może się również budować na łopatach
śmigła samolotu. Jest to również zjawiskiem
niekorzystnym ze względu na spadek ciągu śmigła. W
wyniku powstałego niewyważenia spowodowanego
oblodzeniem śmigła pojawiają się silne wibracje
całego układu napędowego. W końcowym etapie,
gdy warstwa lodu na śmigle jest już odpowiednio
gruba, nastąpić może oderwanie od łopaty dużej
bryły lodu. Pod wpływem siły odśrodkowej
pochodzącej od obracającego się śmigła taka bryła
może bardzo poważnie uszkodzić pokrycie samolotu.
AIR RE S AVIATION
WPŁYW OBLODZENIA NA ŚMIGŁO
ŚMIGŁA-KONWERSJA
MOMENTUOBROTOWEGO
SILNIKANACIĄG
66. AIR RE S AVIATION
Rozkład sił w locie ze sprawnym silnikiem: Rozkład sił w locie z niesprawnym silnikiem:
ŚMIGŁA-AWARIASILNIKALUBZATRZYMANIESILNIKA
OPÓR WYWOŁANY WIATRAKOWANIEM ŚMIGŁA
67. Chorągiewka (feather) – ustawienie łopat
śmigła cięciwą równolegle do napływających
strug powietrza. Stosuje się to w celu
minimalizacji oporów w powietrzu po awarii
silnika aby śmigło nienapędzane przez silnik nie
ulegało autorotacji, stawiając tym samym
dodatkowy, szkodliwy opór. Śmigło ustawione
na skok całkowicie neutralny (najczęściej
80°-85°) nie ma możliwości wiatrakowania.
AIR RE S AVIATION
ŚMIGŁA-AWARIASILNIKA
LUBZATRZYMANIESILNIKA
OPÓR WYWOŁANY WIATRAKOWANIEM ŚMIGŁA
68. Reakcja momentu obrotowego wynika z
istnienia oporu aerodynamicznego na śmigle.
Powoduje on obrót całego płatowca w stronę
przeciwną do obrotu śmigła.
AIR RE S AVIATION
REAKCJA MOMENTU OBROTOWEGO
ŚMIGŁA-MOMENTYZWIĄZANE
ZDZIAŁANIEMŚMIGŁA
69. Niesymetryczny opływ samolotu przez
strumień zaśmigłowy (Slipstream), który w
związku z obrotem śmigła także obraca się
wokół osi podłużnej układu odniesienia
związanego z samolotem, powoduje
niesymetryczny opływ statecznika pionowego,
generując w konsekwencji moment
odchylający działający na samolot.
AIR RE S AVIATION
ŚMIGŁA-MOMENTYZWIĄZANE
ZDZIAŁANIEMŚMIGŁA
WPŁYW ASYMETRYCZNEGO STRUMIENIA ZAŚMIGŁOWEGO
70. Efekt asymetrii ciągu – łopata ‘opadająca’
posiada większy kąt natarcia, więc wytwarza
większy ciąg
AIR RE S AVIATION
WPŁYW ASYMETRYCZNEGO CIĄGU ŁOPAT ŚMIGŁA
ŚMIGŁA-MOMENTYZWIĄZANE
ZDZIAŁANIEMŚMIGŁA
71. AIR RE S AVIATION
MECHANIKALOTU-SIŁYDZIAŁAJĄCENASAMOLOT
USTALONY LOT POZIOMY PO PROSTEJ
72. AIR RE S AVIATION
MECHANIKALOTU-SIŁYDZIAŁAJĄCENASAMOLOT
USTALONE WZNOSZENIE PO PROSTEJ
73. AIR RE S AVIATION
MECHANIKALOTU-SIŁYDZIAŁAJĄCENASAMOLOT
USTALONE ZNIŻANE PO PROSTEJ
74. AIR RE S AVIATION
MECHANIKALOTU-SIŁYDZIAŁAJĄCENASAMOLOT
USTALONY LOT ŚLIZGOWY PO PROSTEJ
75. • kąt przechylenia (angle of bank)
• współczynnik przeciążenia oznacza ile razy siła nośna jest
większa w stosunku do ciężaru samolotu, wyrażana jest wzorem:
• promień zakrętu
• zakręt standardowy oznacza zmianę kierunku samolotu z
prędkością kątową 3st/s
AIR RE S AVIATION
MECHANIKALOTU-SIŁY
DZIAŁAJĄCENASAMOLOT
USTALONY ZAKRĘT PRAWIDŁOWY
76. • warstwa przyścienna laminarna to taka, w której
występuje przepływ laminarny.
• warstwa zaburzona (turbulentna) to taka, w której
występuje przepływ turbulentny.
• stadium przejściowe to obszar pomiędzy warstwą
laminarną a turbulentną.
AIR RE S AVIATION
PRZECIĄGNIĘCIE-SEPARACJA
PRZEPŁYWUNAZWIĘKSZONYCH
KĄTACHNATARCIA
WARSTWA PRZYŚCIENNA
77. Punkt oderwania (separation point) jest to
punkt, w którym następuje oderwanie strugi od
powierzchni skrzydła. Przemieszcza się w
zależności od kąta natarcia. Im większy kąt
natarcia tym punkt ten wysuwa się bardziej
do przodu tworząc tym samym szerszy obszar
turbulentny za szkrzydłem co prowadzi do
generowania większego opóru.
AIR RE S AVIATION
PRZECIĄGNIĘCIE-SEPARACJA
PRZEPŁYWUNAZWIĘKSZONYCH
KĄTACHNATARCIA
PUNKT ODERWANIA, WPŁYW KĄTA NATARCIA
78. AIR RE S AVIATION
PRZECIĄGNIĘCIE-SEPARACJAPRZEPŁYWUNAZWIĘKSZONYCHKĄTACH
NATARCIA
ROZKŁAD CIŚNIEŃ
79. AIR RE S AVIATION
PRZECIĄGNIĘCIE-SEPARACJAPRZEPŁYWUNAZWIĘKSZONYCHKĄTACH
NATARCIA
LOKALIZACJA ŚRODKA CIŚNIENIA
80. Współczynnik siły nośnej rośnie wraz ze
wzrostem kąta natarcia aż do osiągnięcia kąta
krytycznego. Przeciągnięcie następuje przy
przekroczeniu kąta krytycznego (stalling
angle). Współczynnik siły nośnej Cl jest wtedy
najwyższy.
AIR RE S AVIATION
PRZECIĄGNIĘCIE-SEPARACJA
PRZEPŁYWUNAZWIĘKSZONYCH
KĄTACHNATARCIA
CL
81. Współczynnik oporu ma małe wartości dla
małych kątów natarcia i wzrasta stosunkowo
gwałtownie dla większych dodatnich lub
ujemnych kątów natarcia.
AIR RE S AVIATION
PRZECIĄGNIĘCIE-SEPARACJA
PRZEPŁYWUNAZWIĘKSZONYCH
KĄTACHNATARCIA
CD
82. Wpływ elementów sterowania na samolot będący w głębokim przeciągnięciu:
PRZECIĄGNIĘCIE-SEPARACJAPRZEPŁYWUNAZWIĘKSZONYCHKĄTACH
NATARCIA
WYKORZYSTANIE ELEMENTÓW STEROWANIA
• Ster wysokości:
• Na siebie (nos w górę)
• Od siebie (nos w dół)
• Lotki:
• W prawo
• W lewo
• Ster kierunku:
• W prawo
• W lewo
• Klapy:
• Wypuszczamy
• Chowamy
• Pogłębienie przeciągnięcia
• Wyjście z przeciągnięcia
• Korkociąg w lewo
• Korkociąg w prawo
• Korkociąg w prawo
• Korkociąg w lewo
• Pogłębienie przeciągnięcia
• Przepadnięcie
83. WE WZORZE NA SIŁĘ NOŚNĄ
Wzór na siłę nośną:
Przekształcając, tak aby otrzymać prędkość mamy:
Dla maksymalnej wartości współczynnika Cz:
PRĘDKOŚĆPRZECIĄGNIĘCIA
85. Przy dużym kącie natarcia część wektora ciągu
‘pomaga’ sile nośnej. Usterzenie znajduje się w
strumieniu powietrza za śmigłem co powoduje
zwiększenie skuteczności sterów. Możliwe
niesymetryczne przeciągnięcie - korkociąg
AIR RE S AVIATION
PRĘDKOŚĆ
PRZECIĄGNIĘCIA
WPŁYW USTAWIENIA MOCY
87. Duże obciążenie – Większa prędkość
przeciągnięcia
AIR RE S AVIATION
PRĘDKOŚĆ
PRZECIĄGNIĘCIA
WPŁYW OBCIĄŻENIA SKRZYDŁA
rośnie
88. AIR RE S AVIATION
WPŁYWWSPÓŁCZYNNIKAOBCIĄŻENIAN
WZROST PRĘDKOŚCI PRZECIĄGNIĘCIA I PRZECIĄŻENIA WRAZ ZE WZROSTEM PRZECHYLENIA W ZAKRĘCIE
89. Propagacja przeciągnięcia na skrzydle zależy
od jego obrysu:
• Eliptyczny
• Prostokątny
• Trapezowy
AIR RE S AVIATION
POCZĄTKOWAFAZA
PRZECIĄGNIĘCIAWKIERUNKU
ROZPIĘTOŚCI
WPŁYW OBRYSU
90. Zwichrzenie geometryczne charakteryzuje się tym,
iż cięciwy pro
f
ili geometrycznych w kolejnych
przekrojach nie leżą w jednej płaszczyźnie. W
przypadku, gdy lokalny kąt natarcia na końcówce
jest wyższy od lokalnego kąta natarcia u nasady
skrzydła mówimy o dodatnim zwichrzeniu
skrzydła. Skręcenie skrzydła jest stosowane po to,
aby ujednorodnić dystrybucję oderwania się strug
wzdłuż rozpiętości oraz aby zminimalizować opór
indukowany.
AIR RE S AVIATION
POCZĄTKOWAFAZA
PRZECIĄGNIĘCIAWKIERUNKU
ROZPIĘTOŚCI
ZWICHRZENIE GEOMETRYCZNE (ZWICHRZENIE DODATNIE
PŁATA)
91. SYMPTOMYPRZECIĄGNIĘCIA
Klasyczne objawy zbliżającego się przeciągnięcia to przede wszystkim:
• spadek prędkości na prędkościomierzu przy wysokiej pozycji maski samolotu,
• konieczność większego, niż zwykle wychylenia lotek i steru kierunku dla osiągnięcia
zamierzonych efektów, sugerująca zmniejszenie ich skuteczności,
• pojawiające się niekiedy drgania płatowca,
• uaktywnienie się sygnału dźwiękowego, informującego o osiągnięciu krytycznego kąta
natarcia
92. Ponieważ przy dużych kątach natarcia
następuje przesuwanie się (z rosnącym kątem)
punktu oderwania strug opływu górnej
powierzchni skrzydła do przodu, symptomem
zbliżania się do prędkości przeciągnięcia może
być również tzw. trzepotanie skrzydeł –
odczuwalne drgania oznaczające, że na części
powierzchni skrzydeł już nastąpiło oderwanie
strug.
AIR RE S AVIATION
SYMPTOMY
PRZECIĄGNIĘCIA
TRZEPOTANIE (BUFFETING)
93. AIR RE S AVIATION
SYMPTOMYPRZECIĄGNIĘCIA
MONTOWANE NA KRAWĘDZI NATARCIA ELEMENTY POWODUJĄCE SEPARACJĘ STRUMIENIA PRZEPŁYWU (STALL STRIP)
94. AIR RE S AVIATION
SYMPTOMYPRZECIĄGNIĘCIA
CZUJNIK PRZECIĄGNIĘCIA (FLAPPER SWITCH)
95. WYPROWADZANIEZPRZECIĄGNIĘCIA
Postępowanie w przypadku przeciągnięcia:
1. Oddać wolant (drążek) centralnie od siebie, co spowoduje zmniejszenie kątów natarcia i przyrost siły
nośnej na skrzydłach;
2. Jednocześnie zwiększyć moc silnika (silników) nie dopuszczając do tego, aby samolot miał tendencję
do zadzierania maski nad horyzont;
3. Starać się utrzymać samolot w równowadze poprzecznej i podłużnej, wychylając odpowiednio stery,
obserwować przyrost prędkości na prędkościomierzu, korygując pochylenie i przechylenie w miarę
przyrostu prędkości przyrządowej;
4. Schować klapy oraz podwozie, jeżeli jest to możliwe (w niektórych samolotach pełne klapy
uniemożliwiają jakiekolwiek wznoszenie). W trakcie chowania podwozia mogą zmienić się wyraźnie
siły na drążku, co wymaga odpowiedniego przetrymowania samolotu;
5. Utrzymywać bezpieczny kierunek lotu.
96. PRZECIĄGNIĘCIE DYNAMICZNE
SZCZEGÓLNEZJAWISKADOTYCZĄCEPRZECIĄGNIĘCIA
Przeciągnięcie dynamiczne - przeciągnięcie w wyniku przekroczenia krytycznego kąta
natarcia przy prędkości większej niż minimalna. Wprowadzenie w stan przeciągnięcia
dynamicznego następuje w wyniku gwałtownej zmiany kąta natarcia (gwałtownego
ściągnięcia drążka sterowego). Tendencja do przeciągnięcia dynamicznego zwiększa się
w miarę wzrostu obciążenia powierzchni nośnej płatowca (stosunek ciężaru płatowca
do jego siły nośnej).
97. AIR RE S AVIATION
SZCZEGÓLNEZJAWISKADOTYCZĄCEPRZECIĄGNIĘCIA
ZAKRĘTY W LOCIE WZNOSZĄCYM I OPADAJĄCYM
98. Efekt zacienienia usterzenia w kształcie litery T
przy przeciągnięciu jest zjawiskiem bardzo
niebezpiecznym, gdyż znacznie uniemożliwia
sterowaniem pochyleniem samolotu i
wyprowadzenie z przeciągnięcia.
AIR RE S AVIATION
SZCZEGÓLNEZJAWISKA
DOTYCZĄCEPRZECIĄGNIĘCIA
SAMOLOT Z USTERZENIEM OGONOWYM W KSZTAŁCIE LITERY T
99. Korkociąg powstaje podczas przeciągnięcia
płatowca z jednoczesnym zakłóceniem
równowagi poprzecznej. Skrzydło wewnętrzne
jest na nadkrytycznych kątach natarcia i
generuje duży opór, a skrzydło zewnętrzne jest
na podkrytycznych kątach z mniejszym
oporem. Różnica w siłach nośnych na obu
skrzydłach generuje moment obracający wokół
osi podłużnej.
AIR RE S AVIATION
SZCZEGÓLNEZJAWISKA
DOTYCZĄCEPRZECIĄGNIĘCIA
ZAPOBIEGANIE WEJŚCIU W KORKOCIĄG
100. • Korkociąg stromy - w korkociągu stromym, kąt pochylenia
płatowca wynosi powyżej 65° (typowo 65°-75°). Kąty
natarcia są małe i wynoszą 25°-50°. Jako że najczęściej
zachowany jest opływ powietrza wokół stateczników,
możliwe powinno być wyprowadzenie z tego korkociągu.
Prawidłowo wyważona, certy
f
ikowana maszyna, w
przypadku korkociągu, powinna wchodzić właśnie w
korkociąg stromy.
• Korkociąg płaski - korkociąg w którym pochylenie jest
mniejsze niż 40° (typowo 30°-45°). Kąty natarcia są duże i
wynoszą 50°-80°. Dochodzi do niego w przypadku
nieprawidłowego wyważenia płatowca - środek masy
znajduje się zbyt daleko od dziobu samolotu, np. waga
pilota jest zbyt mała (ogólnie - jest tylnie położony środek
ciężkości).
AIR RE S AVIATION
SZCZEGÓLNEZJAWISKA
DOTYCZĄCEPRZECIĄGNIĘCIA
ZAPOBIEGANIE WEJŚCIU W KORKOCIĄG
101. WYPROWADZENIE Z KORKOCIĄGU
SZCZEGÓLNEZJAWISKADOTYCZĄCEPRZECIĄGNIĘCIA
1. Ustawić wszystkie STERY DO NEUTRUM i ZREDUKOWAĆ MOC
2. ZIDENTYFIKOWAĆ KIERUNEK OBROTU
3. ZATRZYMAĆ OBRÓT wychylając tylko ster kierunku przeciwny do kierunku obrotu, po
ustaniu obrotu ster kierunku ustawić w pozycję neutralną
4. ODDAĆ DRĄŻEK, by zmniejszyć kąt natarcia
5. Delikatnie WYJŚĆ Z LOTU NURKOWEGO
102. • Brak symptomów przeciągnięcia
• Anormalne zachowanie statku powietrznego
podczas przeciągnięcia
AIR RE S AVIATION
SZCZEGÓLNEZJAWISKA
DOTYCZĄCEPRZECIĄGNIĘCIA
OBLODZENIE (W PUNKCIE SPIĘTRZENIA I NA POWIERZCHNI)
103. • Współczynnik siły nośnej(CL) w funkcji kąta
natarcia dla różnych kon
f
iguracji klap
AIR RE S AVIATION
ZWIĘKSZENIEWSPÓŁCZYNNIKA
SIŁYNOŚNEJ(CL)
KLAPY KRAWĘDZI SPŁYWU
104. Rodzaje klap:
• Klapa zwykła
• Klapa krokodylowa
• Klapa szczelinowa
• Klapa Fowlera
AIR RE S AVIATION
ZWIĘKSZENIEWSPÓŁCZYNNIKA
SIŁYNOŚNEJ(CL)
KLAPY KRAWĘDZI SPŁYWU
105. Wpływ klap na moment pochylający:
• Przesuwają środek parcia do tyłu
• Zwiększa się moment pochylający
• Potrzebna jest większa siła na sterze
wysokości
• Zwiększenie stateczności podłużnej
AIR RE S AVIATION
ZWIĘKSZENIEWSPÓŁCZYNNIKA
SIŁYNOŚNEJ(CL)
KLAPY KRAWĘDZI SPŁYWU
106. Sloty – urządzenie hipernośne znajdujące się na
krawędzi natarcia. Działanie slotów opiera się
na zwiększeniu energii warstwy przyściennej,
dzięki czemu przedłużony jest przepływ
laminarny oraz zmniejszona tendencja do
powstawania przepływu turbulentnego.
AIR RE S AVIATION
ELEMENTY KRAWĘDZI NATARCIA
ZWIĘKSZENIEWSPÓŁCZYNNIKA
SIŁYNOŚNEJ(CL)
107. Rodzaje urządzeń hipernośnych krawędzi natarcia:
• Sloty
• Opuszczana krawędź natarcia (Droop Snoot)
• Klapa Krueger’a
AIR RE S AVIATION
ELEMENTY KRAWĘDZI NATARCIA
ZWIĘKSZENIEWSPÓŁCZYNNIKA
SIŁYNOŚNEJ(CL)
108. AIR RE S AVIATION
ZWIĘKSZENIEWSPÓŁCZYNNIKASIŁYNOŚNEJ(CL)
WPŁYW SLOTÓW NA CHARAKTERYSTYKĘ WSPÓŁCZYNNIKA SIŁY NOŚNEJ OD KĄTA NATARCIA
109. AIR RE S AVIATION
ZWIĘKSZENIEWSPÓŁCZYNNIKASIŁYNOŚNEJ(CL)
WYKORZYSTANIE ELEMENTÓW KRAWĘDZI NATARCIA I SPŁYWU PODCZAS STARTU I LĄDOWANIA
110. Oblodzenie można podzielić na następujące
rodzaje:
• Oblodzenie szkliste
• Oblodzenie porowate
• Oblodzenie mieszane
• Szron
AIR RE S AVIATION
OKOLICZNOŚCI
SPECJALNE
OBLODZENIE I INNE ZANIECZYSZCZENIA
111. Oblodzenie powoduje:
• Zmniejszenie siły nośnej
• Zwiększenie oporu
• Zwiększenie masy
• Zmniejszenie ciągu śmigła
AIR RE S AVIATION
OBLODZENIE I INNE ZANIECZYSZCZENIA
OKOLICZNOŚCI
SPECJALNE
112. • Oblodzenie powoduje wczesną separację
co prowadzi do zwiększenia oporu
AIR RE S AVIATION
OKOLICZNOŚCI
SPECJALNE
OBLODZENIE I INNE ZANIECZYSZCZENIA
113. AIR RE S AVIATION
OKOLICZNOŚCISPECJALNE
OBLODZENIE NA USTERZENIU POZIOMYM
114. Wpływ oblodzenia na osiągi podczas startu:
• Zwiększenie dystansu rozbiegu
• Zmniejszenie gradientu wznoszenia
AIR RE S AVIATION
OKOLICZNOŚCI
SPECJALNE
OBLODZENIE I INNE ZANIECZYSZCZENIA
115. Wpływ oblodzenia na osiągi podczas
lądowania:
• Zwiększenie dystansu dobiegu
• Zredukowane osiągi po nieudanym
podejściu
AIR RE S AVIATION
OKOLICZNOŚCI
SPECJALNE
OBLODZENIE I INNE ZANIECZYSZCZENIA
116. • Flater skrzydła lub usterzenia jest zależny od
sztywności konstrukcji i prędkości przepływu.
Wychylenia powierzchni sterowych na
płacie w okolicach prędkości rezonansu
może prowadzić do tzw. rewersu steru.
AIR RE S AVIATION
OGRANICZENIA
OPERACYJNE
FLATTER
117. Prędkości eksploatacyjne:
• Vne - Never exceed speed – maksymalna
dopuszczalna prędkość lotu
• Vno - Normal operation speed – maksymalna
dopuszczalna prędkość eksploatacyjna
• Vfe - Flaps extended speed – maksymalna
dopuszczalna prędkość przy klapach
wypuszczonych
AIR RE S AVIATION
VFE, VNO, VNE
OGRANICZENIA
OPERACYJNE
118. • Krzywa wyrwania – obwiednia obciążeń
sterowanych – obszar przedstawiający
operacyjny zakres prędkości lotu i współczynnika
obciążenia wywołany sterowaniem. Krzywa
wyrwania zostaje sporządzona na podstawie
wymagań certy
f
ikacyjnych dla danego typu
samolotu (dla samolotów lekkich – CS
-
23).
• Prędkość manewrowa Va
AIR RE S AVIATION
KRZYWAWYRWANIA
WYKRES OBCIĄŻENIA PRZY WYRWANIU
119. • Krzywa podmuchów – obwiednia obciążeń
od podmuchów – obszar przedstawiający
operacyjny zakres prędkości lotu i
współczynnika obciążenia wywołany
pionowymi podmuchami.
AIR RE S AVIATION
KRZYWAPODMUCHÓW
WYKRES OBCIĄŻENIA OD PODMUCHÓW
120. CZYNNIKI PRZYCZYNIAJĄCE SIĘ DO POWSTAWANIA OBCIĄŻEŃ OD PODMUCHÓW
KRZYWAPODMUCHÓW
Współczynnik obciążenia od podmuchów zależy od:
• Obciążenia powierzchni - im większe obciążenie powierzchni, tym mniejszy
współczynnik
• Prędkości samolotu - im większa prędkość, tym większy współczynnik obciążenia
• Nachylenia liniowego odcinka charakterystyki - im bardziej stroma charakterystyka, tym
większy współczynnik
121. • Podmuchy pionowe do góry powodują
wzrost kąta natarcia a tym samym przyrost
siły nośnej i zwiększenie współczynnika
przeciążenia
AIR RE S AVIATION
CZYNNIKI PRZYCZYNIAJĄCE SIĘ DO POWSTAWANIA
OBCIĄŻEŃ OD PODMUCHÓW
KRZYWAPODMUCHÓW
