Уголок гроба (аэродинамика)
Опасное состояние в авиации
График огибающей области высоты/скорости для Lockheed U-2, изображающий угол гроба

Угол гроба (также известный как аэродинамический потолок [1] ​​или угол Q ) — это область полета, в которой скорость сваливания быстрого, но дозвукового самолета с фиксированным крылом близка к критическому числу Маха при заданном общем весе и нагрузке перегрузки . В этой области полета очень трудно поддерживать самолет в устойчивом полете. Поскольку скорость сваливания — это минимальная скорость, необходимая для поддержания горизонтального полета, любое снижение скорости приведет к сваливанию самолета и потере высоты. Поскольку критическое число Маха — это максимальная скорость, с которой воздух может проходить над крыльями без потери подъемной силы из-за срыва потока и ударных волн, любое увеличение скорости приведет к потере подъемной силы самолетом или к резкому падению носа вниз и потере высоты.

«Угол» относится к треугольной форме в верхней части диаграммы диапазона полета , где скорость сваливания и критическое число Маха находятся в пределах нескольких узлов друг от друга. «Гроб» относится к возможной смерти в таких типах сваливания. Скорость, где они встречаются, является потолком самолета . Это отличается от того же термина, используемого для вертолетов, когда они находятся за пределами диапазона авторотации, как показано на диаграмме высота-скорость .

Аэродинамическая основа

Рассмотрение статики показывает, что когда самолет с фиксированным крылом находится в прямолинейном горизонтальном полете с постоянной воздушной скоростью , подъемная сила на основном крыле плюс сила (в отрицательном смысле, если направлена ​​вниз) на горизонтальном стабилизаторе равна весу самолета, а его тяга равна его лобовому сопротивлению . В большинстве случаев это равновесие может возникать в диапазоне воздушных скоростей. Минимальная такая скорость — это скорость сваливания, или VSO . Указанная воздушная скорость, при которой самолет с фиксированным крылом сваливается, зависит от веса самолета, но не зависит значительно от высоты. На скоростях , близких к скорости сваливания, крылья самолета находятся под большим углом атаки .

На больших высотах плотность воздуха ниже, чем на уровне моря. Из-за постепенного уменьшения плотности воздуха по мере увеличения высоты самолета его истинная скорость воздуха постепенно больше его приборной скорости. Например, приборную скорость, при которой самолет сваливается, можно считать постоянной, но истинная скорость воздуха, при которой он сваливается, увеличивается с высотой.

Воздух проводит звук с определенной скоростью, « скоростью звука ». Она замедляется по мере того, как воздух становится холоднее. Поскольку температура атмосферы обычно уменьшается с высотой (до тропопаузы ) , скорость звука также уменьшается с высотой. (См. Международную стандартную атмосферу для получения дополнительной информации о температуре как функции высоты.)

Заданная скорость полета, деленная на скорость звука в этом воздухе, дает отношение, известное как число Маха . Число Маха 1,0 указывает на воздушную скорость, равную скорости звука в этом воздухе. Поскольку скорость звука увеличивается с температурой воздуха, а температура воздуха обычно уменьшается с высотой, истинная воздушная скорость для данного числа Маха обычно уменьшается с высотой. [2]

По мере того как самолет движется по воздуху быстрее, воздушный поток над частями крыла будет достигать скоростей, приближающихся к числу Маха 1,0. На таких скоростях в воздухе, проходящем над крыльями, образуются ударные волны , резко увеличивающие сопротивление из-за расхождения сопротивления , вызывая бахвальство Маха или резкое изменение центра давления , что приводит к моменту опускания носа, называемому « складывание Маха ». Число Маха самолета, при котором проявляются эти эффекты, известно как его критическое число Маха , или M CRIT . Истинная воздушная скорость, соответствующая критическому числу Маха, обычно уменьшается с высотой.

Огибающая полета представляет собой график различных кривых, представляющих пределы истинной воздушной скорости и высоты самолета. Обычно верхняя левая граница огибающей представляет собой кривую, представляющую скорость сваливания, которая увеличивается с увеличением высоты. Верхняя правая граница огибающей представляет собой кривую, представляющую критическое число Маха в терминах истинной воздушной скорости, которая уменьшается с увеличением высоты. Эти кривые обычно пересекаются на некоторой высоте, превышающей максимально допустимую высоту для самолета. Это пересечение является углом гроба или, более формально, углом Q. [3]

Приведенное выше объяснение основано на горизонтальном полете с постоянной скоростью и заданным весом брутто и коэффициентом перегрузки 1,0 G. Конкретные высоты и скорости угла гроба будут различаться в зависимости от веса, а коэффициент перегрузки увеличится из-за маневров крена и тангажа. Аналогично, конкретные высоты, на которых скорость сваливания соответствует критическому числу Маха, будут различаться в зависимости от фактической температуры атмосферы.

Последствия

Когда самолет замедляется ниже скорости сваливания, он не может создать достаточную подъемную силу, чтобы нейтрализовать силы, действующие на самолет (такие как вес и центростремительная сила). Это приведет к снижению высоты самолета. Снижение высоты может заставить пилота увеличить угол атаки, потянув ручку управления на себя, поскольку обычно увеличение угла атаки переводит самолет в режим набора высоты. Однако, когда крыло превышает свой критический угол атаки, увеличение угла атаки приведет к потере подъемной силы и дальнейшей потере воздушной скорости — крыло сваливается . Причина, по которой крыло сваливается, когда оно превышает свой критический угол атаки, заключается в том, что воздушный поток над верхней частью крыла отделяется .

Когда самолет превышает критическое число Маха (например, во время предотвращения сваливания или восстановления), сопротивление увеличивается или происходит сворачивание Маха , что может привести к опрокидыванию самолета, потере управления и потере высоты. В любом случае, по мере падения самолета он может набрать скорость, а затем может произойти разрушение конструкции , как правило, из-за чрезмерных сил g во время фазы вывода при восстановлении.

По мере приближения самолета к углу гроба, разница между скоростью сваливания и критическим числом Маха становится все меньше и меньше. Небольшие изменения могут поставить одно или другое крыло выше или ниже пределов. Например, поворот приводит к тому, что внутреннее крыло имеет более низкую воздушную скорость, а внешнее крыло — более высокую воздушную скорость. Самолет может превысить оба предела одновременно. Или турбулентность может привести к внезапному изменению воздушной скорости, выходящей за пределы пределов. Некоторые самолеты, такие как Lockheed U-2 , обычно летают в «углу гроба». В случае U-2 самолет был оснащен автопилотом, хотя он был ненадежен. [4] Запас скорости U-2 на большой высоте между 1- g предупреждением о сваливании и бафтом Маха может составлять всего 5 узлов. [5]

Самолеты, способные летать вблизи своего критического числа Маха, обычно оснащены махометром — прибором, который показывает скорость в терминах числа Маха. В рамках сертификации самолетов в Соединенных Штатах Америки Федеральное управление гражданской авиации (FAA) сертифицирует максимальную эксплуатационную скорость в терминах числа Маха, или M MO .

После серии аварий высокопроизводительных самолетов, эксплуатируемых на больших высотах, которым не удалось приписать определенную причину, поскольку самолеты были почти полностью разрушены, FAA опубликовало консультативный циркуляр, устанавливающий руководящие принципы для улучшения подготовки летного состава для операций на большой высоте на высокопроизводительных самолетах. Циркуляр включает в себя всестороннее объяснение аэродинамических эффектов и операций вблизи угла гроба. [3]

Из-за эффектов большего числа Маха при полете на большой высоте ожидаемые летные характеристики данной конфигурации могут существенно измениться. На это указывалось в отчете, описывающем влияние кристаллов льда на показания воздушной скорости трубки Пито на большой высоте:

"... [угол атаки] AOA для начала бафтинга значительно меньше, чем AOA сваливания на малых высотах. Например, проект летных испытаний, проведенный Национальным исследовательским советом Канады под названием «Аэродинамические характеристики границы бафтинга на малых скоростях высокоскоростного бизнес-джета» и представленный на 24-м Международном конгрессе авиационных наук, включал в себя среднескоростной бизнес-джет с крыльями большой стреловидности для проведения испытаний бафтинга на малых скоростях. На высоте около 13 000 футов AOA начала бафтинга имел место при 16,84 градуса. Напротив, в прямолинейном и горизонтальном полете на эшелоне полета 450 AOA начала бафтинга составлял 6,95 градуса. Другими словами, будьте осторожны с углом тангажа на больших высотах из-за ограниченного диапазона AOA из-за эффектов Маха." [6]

Смотрите также

Ссылки

  1. ^ Swatton, Peter J. (2011), "14.11", Principles of Flight for Pilots , Чичестер, Великобритания: Wiley & Sons Ltd, ISBN 978-0-470-71073-9
  2. ^ Клэнси, Л. Дж. (1975), Аэродинамика , Раздел 1.2, Pitman Publishing Limited, Лондон, ISBN 0-273-01120-0 
  3. ^ ab Федеральное управление гражданской авиации (2003-01-02), AC 61-107B – Эксплуатация воздушных судов на высотах выше среднего уровня моря 25 000 футов или при числах Маха более 0,75 , получено 31 октября 2015 г.
  4. ^ Пауэрс, Фрэнсис Гэри (2004). Операция «Перелет»: воспоминания об инциденте с U-2. Курт Джентри. Вашингтон, округ Колумбия: Brassey's . С. 18, 60. ISBN 978-1-59797-996-2. OCLC  755584088.
  5. ↑ Руководство по летной эксплуатации: Модели самолетов U-2C и U-2F (PDF) . AF(C)-1-1. Военно-воздушные силы США . 15 октября 1968 г. С.  6–10 .
  6. ^ Вейетт, Патрик, доктор философии. Ненадежные показания скорости полета в деловой и коммерческой авиации ухудшаются из-за ледяных кристаллов на большой высоте 22 апреля 2019 г. (дата обращения: 24 апреля 2019 г.)
  • Схема угла гроба (на немецком языке).
Retrieved from "https://en.wikipedia.org/w/index.php?title=Coffin_corner_(aerodynamics)&oldid=1214748772"