Силы, действующие на летательный аппарат

На любой летательный аппарат в полёте действуют четыре силы: тяга, лобовое сопротивление, подъёмная сила и вес. Понимание того, как действуют эти силы, и умение управлять ими в полёте жизненно важны для пилота. В этой главе обсуждается аэродинамика полёта — иными словами, то, как конструкция, вес, коэффициент загрузки и сила тяготения влияют на лета­тельный аппарат в процессе пилотирования.

Итак, во время прямолинейного установившегося полёта на летательный аппарат действуют четыре силы: тяга, лобовое сопротивление, подъёмная сила и вес. Вот определения этих сил:

Тяга это направленная вперёд сила, производимая силовой установкой/воздушным винтом или несущим винтом. Она противодействует силе лобового сопротивления или преодолевает её. Обычно говорят, что тяга действует параллельно продольной оси, однако, это не всегда так (см. далее).

Лобовое сопротивление — это направленная назад замедляющая сила, возникающая при нарушении воздушного потока крыльями, фюзеляжем и другими выступающими частями корпуса. Лобовое сопротивление противодействует тяге и направлено назад параллельно набегающему потоку воздуха.

Вес — это совокупная масса самого летательного аппарата, команды, топлива и груза или багажа. Под действием силы тяготения вес тянет самолет вниз. Он противодействует подъёмной силе, приложен к центру тяжести самолёта (ЦТ) и направлен вертикально вниз.

Подъёмная сила противодействует силе веса. Она создаётся динамическим эффектом воздействия воз­духа на аэродинамическую поверхность, приложена к центру давления самолета и направлена перпендикулярно траектории полёта.

Во время установившегося полёта равнодействующая четырёх сил равна нулю. При установившемся прямолинейном полёте неуравновешенных сил быть не может, согласно третьему закону Ньютона, который гласит, что любому действию силы всегда есть равное и противоположно направленное противодействие. Это справедливо как при горизонтальном полёте, так и при наборе высоты или снижении.

Сказанное вовсе не значит, что все четыре силы равны между собой. Это лишь означает, что противо­положные силы равны и поэтому уравновешивают воздействие друг друга. На рис. 4-1 векторы сил тяги, лобового сопротивления, подъёмной силы и веса изображены равными между собой по величине. Согласно распространённому объяснению (в котором не оговаривается, что тяга и лобовое сопротивление не равны весу и подъёмной силе соответственно), тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила — весу. В целом это справедливо, однако при таком объяснении многое остаётся неясным.

Следует понимать, что при прямолинейном установившемся полёте противодействующие друг другу силы подъёма и веса действительно равны по величине. При этом они превышают противодействующие друг другу силы тяги и лобового сопротивления, которые также равны по величине. Таким образом, при установившемся полёте:

- сумма всех действующих вверх сил (не только подъёмной) равна сумме всех сил, действующих вниз (не только веса);

- сумма всех действующих вперёд сил (не только тяги) равна сумме всех сил, действующих назад (не только лобового сопротивления).

Для уточнения старой формулы «тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила — весу» следует принимать во внимание тот факт, что при наборе высоты часть тяги направлена вверх и действует подобно подъёмной силе, а часть веса направлена назад и действует подобно силе лобового сопротивления (рис. 4-2).

Во время планирования часть вектора веса направлена вперёд и поэтому действует как тяга. Другими словами, если траектория полёта летательного аппарата отлична от горизонтальной, каждый из векторов подъёмной силы, веса, тяги и лобового сопротивления должен быть разложен на два компонента.

Обсуждение вышеизложенной концепции часто отсутствует в руководствах и учебниках по аэронавига­ции. Причина этого не в том, что это несущественно, а в том, что основы действия аэродинамических сил могут быть кратко объяснены без необходимости углубления в нюансы аэродинамической науки. На самом же деле, при рассмотрении лишь горизонтального полёта и установившихся набора высоты и планирования, подъёмная сила крыла или несущего винта является главной направленной вверх силой, а вес — главной силой, направленной вниз.

Используя аэродинамические силы тяги, лобового сопротивления, подъёма и веса, пилот может обеспе­чить управляемый безопасный полёт летательного аппарата. Рассмотрим эти силы более детально.

Тяга. Чтобы ЛА начал движение, к нему должна быть приложена сила тяги, превышающая по величине силу лобового сопротивления. Он продолжает набирать скорость до тех пор, пока тяга и лобовое сопротивление не уравняются. Для сохранения постоянной воздушной скорости тяга и лобовое сопротивление должны оставаться равными друг другу, так же как вес и подъёмная сила должны оставаться равными для обеспечения постоянной высоты полёта. Если во время горизонтального полёта мощность двигателя снижается, то тяга уменьшается и летательный аппарат замедляется. Пока тяга остается меньше, чем лобовое сопротивление, летательный аппарат замедляет движение — вплоть до момента, когда скорость перестанет быть достаточной для поддержания самолёта в воздухе.

Аналогично, если мощность двигателя возрастает, тяга начинает превышать лобовое сопротивление, и скорость самолёта увеличивается. Пока тяга остаётся больше, чем сопротивление, самолёт продолжает набирать скорость. Когда тяга равна лобовому сопротивлению, самолёт летит с постоянной скоростью.

Установившийся прямолинейный полёт может проходить на скоростях от крайне малых до очень высоких. Пилот должен соотносить угол атаки (УА) — острый угол между линией хорды аэродинамической поверхности и направлением набегающего потока — и силу тяги во всех скоростных режимах, если необходимо поддерживать установившийся прямолинейный полёт. Приближённо эти режимы можно разбить на три кате­гории: низкоскоростной полёт, крейсерский режим и высокоскоростной полёт.

Когда скорость невелика, УА должен быть относительно большим, чтобы сохранить баланс между подъёмной силой и весом (рис. 4-3). Если тяга падает и скорость уменьшается, подъёмная сила становится меньше веса, и самолёт начинает снижаться. Для сохранения горизонтального полёта пилот может увеличить УА на величину, которая будет достаточна для создания подъёмной силы, равной весу самолёта. В этом случае, хотя самолёт и замедлит движение, высота полёта останется неизменной, если пилот будет правильно соотносить тягу и угол атаки.

Установившийся прямолинейный полёт в малом скоростном режиме создаёт достаточно интересные условия равновесия сил, поскольку, когда летательный аппарат находится в положении поднятой носовой части, возникает вертикальная составляющая тяги, помогающая поддерживать его. В частности, нагрузка на крыло оказывается меньше, чем можно ожидать. Пилоты хорошо знают, что при низкой скорости и прочих равных условиях самолёт с работающим двигателем сваливается на крыло чаще, чем с неработающим. (Вызванный воздушным винтом наведённый воздушный поток вокруг крыльев также вносит свой вклад в этот процесс). Тем не менее, если ограничить анализ четырьмя силами в их обычном смысле, можно сказать, что при полёте на низкой скорости тяга равна лобовому сопротивлению, а подъёмная сила — весу.

Если во время установившегося прямолинейного полёта тяга возрастает и скорость увеличивается, УА должен быть уменьшен. Если эти изменения будут скоординированными и возникнет правильное соотношение тяги и УА, самолёт останется в режиме горизонтального полёта, но его скорость увеличится.

Если УА не будет соотнесён с увеличением тяги (будет увеличен), самолёт начнёт набирать высоту. Но снижение УА изменит подъёмную силу, сохраняя её равной весу, и летательный аппарат останется в режиме горизонтального полёта. При очень высокой скорости возможен горизонтальный полёт на очень малых негативных УА. Очевидно, что горизонтальный полёт может выполняться на любых УА — от угла сваливания и до относительно малых негативных углов, достижимых при высокой скорости.

Некоторые летательные аппараты способны менять направления тяги без изменения УА. Это достигается либо поворотом двигателей, либо изменением направления выхлопных газов (рис. 4-4).