NIEBEZPIECZNE STANY LOTNI I MOTOLOTNI

I.A.AZARIEW

Oznaczenia umowne:

ba - długość średniej cięciwy aerodynamicznej skrzydła (s.c);

Cx, Cy, Cz - bezwymiarowe współczynniki sił aerodynamicznych w stosunku do układu współrzędnych związanego ze skrzydłem;

Cx_a - współczynnik oporu czołowego;

Cy_a - współczynnik aerodynamicznej siły nośnej;

G - siła ciężkości lotni;

G_s - siła ciężkości skrzydła;

G_p - siła ciężkości podwieszenia;

l - rozpiętość skrzydła;

m - masa lotni;

mx, my, mz - bezwymiarowe współczynniki momentów sił aerodynamicznych w stosunku do osi przywiązanego układu współrzędnych;

P - siła ciągu (silnika);

R - wypadkowa sił aerodynamicznych działających na lotnię;

V - prędkość lotni względem powietrza;

W - prędkość wiatru;

OXYZ - układ współrzędnych związany ze skrzydłem;

OXa, Ya, Za - układ współrzędnych związany z prędkością;

Xt, Yt - położenie środka ciężkości względem s.c.a skrzydła;

- procentowe położenie środka ciężkości względem s.c.a

 - kąt natarcia skrzydła;

 - kąt ślizgu;

γ - kąt przechylenia skrzydła;

 - kąt pochylenia skrzydła;

 - kąt pochylenia trajektorii lotu;

 - kąt kursu lotni;

 - kąt poprzecznego wzniosu (V) skrzydła;

 x,  y,  z - prędkości kątowe przechylenia, kursu ("myszkowania"), pochylenia podłużnego związanego ze skrzydłem układu współrzędnych.

 

 

1. Stateczność i sterowność - wiadomości ogólne

1.1. Główne siły i momenty

Dla rozpatrzenia i analizy krytycznych stanów lotu lotni potrzebne nam będą niektóre wiadomości o głównych siłach i momentach, oddziałujących na lotnię w locie, a także ogólne pojęcia dotyczące stateczności i sterowności.

Rozpatrzmy siły i momenty działające na lotnię w locie. Po pierwsze - siły ciężkości. Lotnia składa się z dwóch podzespołów: skrzydła i podwieszenia, połączonych ze sobą przegubowo. Dla wygody analizy w mechanice przyjęto zastępować zbiór sił ciężkości oddzielnych elementów przez ich wypadkową przyłożoną w środku.

W ten sposób można przyjąć, że działają tylko siły ciężkości skrzydła i podwieszenia. Wypadkowa tych sił równa się ich sumie i jest przyłożona w punkcie znajdującym się na linii łączącej obydwa środki ciężkości. W układzie związanym ze skrzydłem przy odchyleniu sterownicy środek ciężkości podwieszenia przesuwa się w stosunku do skrzydła, a także w efekcie przesuwa się środek ciężkości całego układu.

 

Rys.1

 

Po drugie - siły aerodynamiczne i momenty. Cały zbiór sił aerodynamicznych, działających na układ latający można zamienić na jedną wypadkową siłę R zorientowaną w odpowiedni sposób w przestrzeni.

W aerodynamice przyjęto rozpatrywać nie samą siłę R, lecz jej współczynnik bezwymiarowy Cr:

 

gdzie:
S - powierzchnia skrzydła
ρ - gęstość powietrza
V - prędkość lotu

 

Rys.2

 W mechanice lotu przyjęto rozpatrywać ruch aparatu latającego jako przesuwanie się środka ciężkości i jego ruch obrotowy wokół osi przechodzącej przez niego. Dlatego też siły i momenty działające na aparat latający odnosi się do jego środka ciężkości.

Dla wygody analizy rozpatrywany jest nie współczynnik Cr, lecz jego rzuty na osie współrzędnych prędkościowych lub skrzydłowych.

W układzie współrzędnych prędkościowych oś OXa skierowana jest równolegle do wektora prędkości, oś OYa - prostopadle do wektora prędkości w górę od skrzydła, a początek współrzędnych znajduje się w środku ciężkości skrzydła lub aparatu latającego. W układzie współrzędnych związanych ze skrzydłem oś Ox skierowana jest do przodu wzdłuż cięciwy średniej skrzydła, a oś OY skierowana jest do góry od skrzydła, prostopadle do cięciwy.

 

Rys. 3. Oznaczenia współczynników sił w tych układach:

Układ prędkościowy

Cxa - współczynnik oporu czołowego
Cya - współczynnik aerodynamicznej siły nośnej

Układ skrzydłowy

Cx - współczynnik aerodynamicznej siły podłużnej
Cy - współczynnik aerodynamicznej siły poprzecznej

 

Zależność między siłą wypadkową i jej rzutami w prędkościowym układzie współrzędnych wyraża się wzorem:

Przy małych kątach natarcia Cxa jest znacznie mniejszy od Cya , więc dostatecznie dokładnie można przyjąć, że: Cr = Cya.

Później zajdzie potrzeba przechodzić z układu prędkościowego do przywiązanego, dlatego przytoczymy wzory przekształceniowe:

Cy = Cya * cos + Cxa * sin ;

Cx = Cxa * cos - Cya * sin .

Rozpatrzymy warunki ustalonego lotu lotni po linii prostej. Z mechaniki wiadomo, że aparat latający znajduje się w stanie lotu jednostajnego prostoliniowego, gdy sumy wszystkich sił i momentów na niego działających są równe zeru.

Na lotnię działają siły aerodynamiczne, których wypadkowa jest równa R, oraz siła ciężkości G. By lotnia mogła wykonywać ruch jednostajny prostoliniowy, niezbędnym jest spełnienie warunku:

Gy = Ya; Gx = Xa,

a jest to możliwe, gdy się ona obniża i rzut siły ciężkości skierowany jest do przodu.

 

Rys. 4

 

Jeżeli będziemy rozpatrywać motolotnię, do sił aerodynamicznych Y i X doda się siła ciągu napędu P, skierowana umownie zgodnie z wektorem prędkości.

 

Rys. 5

 

1.2. Stateczność statyczna i sterowność

Moment pochylający

Jeżeli siły Y i G nie leżą na jednej prostej, to pojawia się para sił, stwarzająca moment pochylający M. Jako dodatni moment względem środka ciężkości przyjmuje się taki moment, który podnosi dziób aparatu latającego. Nazywają go jeszcze zadzierającym. Natomiast moment powodujący opuszczanie dziobu nazywa się nurkującym.

 

Rys. 6

 

Obecnie rozpatrzymy zmianę momentu pochylającego przy zmianie kąta natarcia. Załóżmy, że podwieszenie połączone jest sztywno ze skrzydłem i przy zmianie kąta natarcia położenie środka ciężkości jest stałe.

Położenie wypadkowej sił aerodynamicznych określone jest rozkładem ciśnienia na powierzchni skrzydła i w znacznym stopniu zależy od kąta natarcia.

Przy zwiększaniu kąta natarcia wypadkowa przesuwa się do tyłu, w wyniku czego pojawia się moment pochylający ujemny. Przy zmniejszaniu kąta natarcia moment ten staje się dodatni. Przy kącie natarcia, gdzie wypadkowa znajduje się na jednej linii z siłą ciężkości, moment staje się zerowy.

Zwykle korzysta się ze współczynnika momentu pochylającego równego:

mz = 2 * Mz / (ρ * V² * S * ba),

gdzie ba - średnia aerodynamiczna cięciwa skrzydła.

Jeżeli lotnię umieścić w tunelu aerodynamicznym, to można zmierzyć siły aerodynamiczne i momenty przy różnych kątach natarcia. Na przykład na rys.7 przedstawione są zależności Cya, Cxa, mz( ) otrzymane przy badaniach lotni C-5 firmy An w tunelu aerodynamicznym. W tym przykładzie siły i momenty są przedstawione dla stałego położenia środka ciężkości o współrzędnych:

= 0,3 ;
= - 0,54 ;

gdzie
= Xt / ba ;
= Yt / ba.

W tym wypadku Xt i Yt mierzone są do noska skrzydła.

 

Rys.7

 

Współczynniki sił aerodynamicznych i momentów lotni C-5

Jeżeli przy stałym kącie natarcia (a więc i R) będziemy zmieniać położenie środka ciężkości, w stosunku do którego rozpatrywany jest moment pochylający, to będzie się on zmieniał, a pozostałe charakterystyki pozostaną bez zmian.

Niech dla pewnego położenia środka ciężkości (a więc i ustalonego położenia sterownicy) aparat posiada zależność mz() jak na krzywej 1. Jeśli pilot odepchnie sterownicę "od siebie" środek ciężkości przesunie się do tyłu o 
. Względem nowego położenia środka ciężkości pojawi się przyrost momentu pochylającego, określonego wzorem:

 mz = 
* Cy

Nowemu położeniu środka ciężkości odpowiada krzywa 2.

Rys. 8

 

Stateczność statyczna lotni

Wcześniej pokazaliśmy, że warunkiem niezbędnym dla jednostajnego lotu prostoliniowego jest mz = 0 i Y = G, tzn. aparat może wykonywać lot z kątem natarcia  1. Kątowi temu odpowiada wielkość współczynnika Cy ₁, a prędkość lotu określa wzór:

Przypuśćmy, że pod wpływem jakiegoś czynnika zewnętrznego, np. podmuchu wiatru, kąt natarcia zwiększył się do  2. W tym wypadku na aparat latający zaczyna działać ujemny moment pochylający m_z2, dążący do zmniejszenia kąta natarcia, i pod jego wpływem aparat zaczyna opuszczać dziób.

Ruch ten będzie trwał tak długo, dopóki istnieje ten moment, czyli do powrotu lotni do wyjściowego kąta natarcia  1. Podczas zmniejszania kąta natarcia pojawia się moment pochylający dodatni, przywracający aparat do położenia wyjściowego.

Aparat latający z taką charakterystyką momentu pochylającego okazuje się statecznym podłużnie. A moment dążący do powrotu aparatu do stanu wyjściowego lotu będziemy nazywać ustateczniającym.

 

Rys. 9

Rozpatrzmy inną charakterystykę momentu pochylającego przedstawioną poniżej.

 

Rys. 10

 

Niech w wyniku wymuszenia zewnętrznego kąt natarcia zwiększa się do  2.W tym wypadku pojawi się dodatni moment pochylający (zadzierający), powodujący dalsze zwiększenie kąta natarcia. Aparat latający z taką charakterystyką będzie niestateczny.

Czyli aparat latający można uważać za statycznie stateczny, jeśli przy odchyłce od wyjściowego stanu lotu pojawiają się siły i momenty dążące do powrotu do stanu wyjściowego.

Oprócz stateczności statycznej rozpatruje się jeszcze stateczność dynamiczną. W tym wypadku bada się czasową zależność procesu powrotu do stanu wyjściowego.

Porównując zależności mz( ) statecznego i niestatecznego aparatu, można zauważyć, że u statycznie statecznego aparatu styczne do krzywej tworzą kąt ujemny z osią OXa (ujemna pochodna
). U statecznego aparatu
< 0, a u niestatecznego
> 0.

 

Sterowność statyczna lotni

Sterowność jest określana jako zdolność aparatu latającego do zmiany stanu lotu pod wpływem bodźca sterującego. Również sterowność rozdzielana jest na statyczną i dynamiczną.

W pierwszym przybliżeniu sterowność statyczną lotni określa się możliwością stwarzania momentu sterującego, a dynamiczną - szybkością reakcji aparatu na bodziec sterujący lub też, jak to określają piloci - możliwością aparatu "chodzenia za ręką".

Jak już wyjaśniliśmy, lot jednostajny ma miejsce pod warunkiem zerowej sumy sił i momentów. W celu wytworzenia momentu sterującego należy stworzyć parę sił. W tym celu pilot odchyla sterownicę.

 

Rys. 11

 

Siły Ya i G teraz już nie leżą na jednej prostej i tworzą parę sił, która zaczyna obracać aparat. Moment sterujący określa wzór:

MZ ster = Ya * hy

lub przechodząc do współczynników:

mz ster = Cya *
, gdzie
= hy / ba.

Następujący ruch aparatu latającego rozpatrzymy z pomocą rysunku. Przedstawione są tu zależności Cya, mz( ) dla aparatu latającego z ustaloną sterownicą.

 

Rys. 12

1 - położenie tylne (sterownica oddana "od siebie")

2 - położenie przednie (sterownica ściągnięta "na siebie")

 

Krzywa jeden odpowiada położeniu wyjściowemu środka ciężkości lotni zbalansowanej przy kącie 1. Przy odchyleniu sterownicy "na siebie" położenie środka ciężkości w stosunku do skrzydła zmieni się, w tym wypadku przesunie się do przodu i temu nowemu położeniu środka ciężkości będzie odpowiadać krzywa 2. A ponieważ kąt natarcia nie zmieni się nagle, to u lotni z kątem 1 pojawi się moment sterujący mz1 (nurkujący), pod wpływem którego będzie się zmniejszał kąt natarcia. W miarę zmniejszania kąta natarcia, moment sterujący także się zmniejsza i po osiągnięciu 2 staje się równy zeru, a lotnia przyjmie nowe stateczne położenie. Jednocześnie Cya zmniejszy się i stanie się równy Cya2 i w efekcie w nowym statecznym położeniu lotnia będzie mieć większą prędkość.

Przy odchyleniu sterownicy "od siebie" środek ciężkości przesunie się do tyłu, pojawi się moment zadzierający, lotnia zwiększy kąt natarcia i zmniejszy prędkość. W ten sposób realizowane jest sterowanie podłużne lotni.

 

1.3. Dynamika lotu podłużnego

W poprzednim rozdziale rozpatrywaliśmy problem stateczności statycznej. Jednak w normalnym locie pilot wykonuje różne manewry, na aparat działają podmuchy wiatru, zmienia się praca silnika, czyli stan lotu jednostajnego prostoliniowego rzadko ma miejsce. Stąd jasna się staje potrzeba zmodelowania lotu nie ustalonego, w tym i przy przechodzeniu z jednego stanu lotu do drugiego. Podczas analizy dynamiki lotu podłużnego należy uwzględnić tzw. moment tłumiący.

Powstawanie tego momentu można wytłumaczyć następująco. Jeśli aparat latający posiada pewną prędkość kątową  z, to do ruchu postępowego dodaje się ruch obrotowy względem środka ciężkości układu. I jeśli przy braku ruchu obrotowego wszystkie części aparatu miały jednakową prędkość ruchu względem powietrza, to przy ruchu obrotowo-postępowym każda część aparatu oddalona od środka ciężkości na odległość X uzyskuje dodatkowo prędkość V obr =  z * X.

Czyli im bardziej jest oddalona od osi obrotu, tym ma większą prędkość dodatkową. Prędkość ta powoduje powstanie przyrostu sił prostopadłych, na jednej części skrzydła skierowanych do góry, a na drugiej części - w dół. Powstała para sił tworzy moment Mz = 2 * Y * X. Jak widać z rys. 13, moment ten skierowany jest przeciwnie do kierunku obrotu, pojawia się w obecności prędkości kątowej z i jest do niej proporcjonalny.

 

Rys. 13

 

Przyjęto wyrażać moment tłumiący za pomocą współczynnika tłumienia
wg wzoru:

Mz tł =
*  z

Współczynnik tłumienia
dla aparatu latającego jest mierzony w tunelu aerodynamicznym za pomocą specjalnych urządzeń.

Rozpatrzmy ruch lotni przy przemieszczaniu sterownicy. Niech lotnia wykonuje lot ustalony z pewną prędkością V, gdy jest zbalansowana przy kącie natarcia  1 (krzywa 1). Następnie pilot przemieszcza sterownicę do siebie ("ściąga") - środek ciężkości przesuwa się do przodu i nowemu jego położeniu odpowiada krzywa 2 oraz nowa wartość kąta natarcia zbalansowanego  2.

 

Rys. 14

 

A ponieważ kąt natarcia nie może zmienić się nagle, przy wyjściowym kącie natarcia  1 pojawia się moment nurkujący mz2, pod działaniem którego lotnia zaczyna opuszczać dziób i zwiększać prędkość, dążąc do nowego kąta natarcia zbalansowanego  2. W chwili osiągnięcia  2 moment obrotowy staje się równy zeru, a prędkość kątowa jest maksymalna. Pod działaniem sił inercji aparat przechodzi za kąt zbalansowany w stronę mniejszych kątów natarcia, gdzie działa już na niego moment zadzierający, spowalniający obrót. Jeśli podłużny moment dodatni jest wystarczający dla całkowitego zatrzymania obrotu, to pod wpływem nie zbalansowanego momentu dodatniego lotnia zaczyna się kręcić w przeciwną stronę zadzierając dziób, i cały ten proces powtarza sie w stronę odwrotną. W ten sposób taka lotnia będzie wykonywać ruchy wahliwe wokół kąta zbalansowania, podobne wahadłu. Wahania te są szybko tłumione przez działanie momentu tłumiącego skierowanego przeciwnie do kierunku obrotu. Zmiana kąta natarcia w czasie zobrazowana jest na poniższym rysunku (krzywa 1).

 

Rys. 15

1 - lotnia dynamicznie stateczna

2 - lotnia dynamicznie niestateczna

 

W ten sposób zachowuje się aparat latający posiadający zadawalającą charakterystykę stateczności podłużnej. Gdy moment tłumiący jest duży, ruch jest płynny, dostatecznie powolny, bez wahań. W mechanice określa się to jako ruch aperiodyczny. Poniżej zamieszczony jest wykres takiego ruchu (krzywa 3).

Rys. 16

 

I w końcu możliwy jest jeszcze jeden rodzaj procesu przejściowego. Jeśli aparat jest dynamicznie niestateczny podłużnie to amplituda wahań będzie narastać (krzywa 2), dopóki nie przekroczy wartości granicznych. Jest to przypadek rozhuśtywania aparatu. W przypadku niestateczności aperiodycznej kąt natarcia będzie się ciągle zmniejszał (krzywa 4), dopóki aparat nie przekroczy stanów dla niego granicznych.

W ten sposób można stwierdzić, że aparat jest stateczny dynamicznie, gdy zmiana parametrów jego lotu z czasem dąży do zera.

 

 

2. Przepadanie lotni

2.1. Cechy szczególne opływu skrzydła na dużych kątach natarcia

Lotnia posiada unikalne właściwości, które czynią ją dużo bardziej bezpieczną w przepadaniu niż samolot, dla którego przepadnięcie jest jednym z najbardziej skomplikowanych stanów lotu. Rozpatrzmy podstawowe charakterystyki lotni dla dużych kątów natarcia.

Jak wiadomo, powierzchnia takiego skrzydła ulega znacznej deformacji w locie pod obciążeniem. Można wyszczególnić podstawowe z nich: zwichrzenie skrzydła, ugięcie krawędzi natarcia, deformacja profilu.

Największy wpływ na charakterystyki skrzydła wywiera zwichrzenie płata. Profil ulega skręceniu do góry wokół krawędzi natarcia (krawędź spływu nie jest umocowana), wywołując zwichrzenie ujemne. W sztywnym płacie samolotu również realizuje się zwichrzenie ujemne, lecz zwykle nie przekracza ono -3° do -5°, podczas gdy u lotni jest znacznie większe. Dla przykładu, zwichrzenie w lotni 3-ciej generacji "Słuwuticz UT" z 1978 r. firmy An osiągało -40°. Lotnie współczesne posiadają mocno napięte pokrycie, co zmniejsza jego deformację w locie i np. w skrzydle C-15 tej samej firmy z 1991 r. zwichrzenie ma około -15°.

Wielkość zwichrzenia i jego zmiana w poprzek skrzydła w dużym stopniu określają rozkład obciążeń na skrzydle. Ujemne zwichrzenie końcówki skrzydła zmniejsza kąt natarcia w tych rejonach, co pozwala na ich odciążenie. Fakt ten bardzo pozytywnie wpływa na charakterystyki w przeciągnięciu skrzydła lotni na dużych kątach natarcia.

Na rys. 2.1-1 pokazano rozkład kątów natarcia między cięciwami poszczególnych profili i kierunkiem lotu skrzydła motolotni T-2 dla różnych obciążeń. Również jest tam pokazany rozkład współczynnika siły nośnej wzdłuż rozpiętości, otrzymany przez pomiar ciśnień w tych przekrojach.

 

Rys. 17. Rozkład miejscowych współczynników siły nośnej i kątów natarcia cięciw skrzydła motolotni T-2 w stosunku do napływającego powietrza.

1. V = 12m/s, Y = 1800 N;

2. V = 15m/s, Y = 2350 N;

3. V = 18m/s, Y = 3500 N;

4. V = 25m/s, Y = 5300 N;

 

Zmniejszenie Cy w centralnej części skrzydła tłumaczy się następująco: - przy zwiększaniu kąta natarcia część środkowa skrzydła wcześniej osiąga kąty krytyczne, tam też zaczyna się oderwanie strumienia powietrza, podczas gdy końce skrzydła ciągle jeszcze są opływane bez oderwania.

Należy zwrócić uwagę na brak wyraźnej korelacji między wielkościami miejscowych kątów natarcia i wielkościami współczynników siły nośnej, otrzymanych z rozkładu ciśnień w tych przekrojach. Na końcach skrzydła kąty te zmniejszają się i stają się nawet ujemne, a siła nośna pozostaje dodatnia.

Badania tunelowe wykazały, że struktura wirów skrzydła lotniowego w znacznym stopniu różni się od takowej skrzydła samolotu. W skrzydle samolotowym tworzy się wir końcowy na końcach skrzydeł, natomiast w lotni, dzięki dużemu ujemnemu zwichrzeniu - wir ten jest mocno rozmyty i jego rdzeń znajduje się w pobliżu środkowej cięciwy. Ma on taki kierunek wirowania, że miejscowe kąty natarcia środkowych partii skrzydła zmniejszają się, a zewnętrznych - zwiększają. W efekcie siła nośna końców skrzydła rośnie, a centralnych części zmniejsza się, co i potwierdza rozkład ciśnień.

Oderwanie opływającego strumienia przy dużych kątach natarcia zmienia w dużym stopniu obciążenie aerodynamiczne, lecz dzięki temu że w lotni strefa ta znajduje się w części środkowej skrzydła, moment przechylający jest niewielki. W samolocie ze skrzydłem prostokątnym oderwanie zaczyna się zwykle na końcu skrzydła. To oderwanie zwykle bywa niesymetryczne i już nieduża różnica siły nośnej na końcach skrzydeł powoduje powstanie dużego momentu przechylającego, w wyniku czego samolot może łatwo wpaść w korkociąg.

 

Rys. 18

a - skrzydło lotni

b - skrzydło samolotu

 

W ten sposób, duże zwichrzenie ujemne skrzydła lotni polepsza charakterystykę stateczności skrzydła przy dużych kątach natarcia, w tym i przy przeciągnięciu. Z drugiej zaś strony zmniejsza ono doskonałość skrzydła. Dlatego niektórzy piloci próbują poprzez silniejsze napinanie pokrycia lub za pomocą specjalnych urządzeń zmniejszać zwichrzenie. Prowadzi to jednak do pogorszenia charakterystyki lotni w przeciągnięciu i aparat przepadając zaczyna się gwałtownie przechylać.

Jakość górnej powierzchni skrzydła, jego wyprofilowanie, kąt dziobowy, wydłużenie i inne również wpływają na charakterystyki przepadania, natomiast jej ogólny charakter pozostaje podobny.

 

2.2. Przepadanie podczas hamowania

W poprzednim rozdziale pokazano, że lotnia posiada sprzyjające charakterystyki aerodynamiczne przy dużych kątach natarcia, dlatego też ten stan lotu jest mniej niebezpieczny, niż w przypadku samolotu, posiada jednak pewną specyfikę.

Przepadanie podczas hamowania ma następujący charakter: - pilot lecący jednostajnie prostoliniowo zaczyna hamować, odchylając sterownicę "od siebie", starając się jednocześnie nie dopuszczać do wznoszenia, podtrzymując przeciążenie pionowe bliskie jedynce (ny=1). Kąt natarcia skrzydła powiększa się i po osiągnięciu kąta krytycznego skrzydło traci swoje własności nośne, przepada w dół. Pojawiający się dodatkowo napływ powietrza od dołu jeszcze bardziej zwiększa kąt natarcia, osiągając zakrytyczne kąty natarcia.

 

Rys. 19

Przy stałym położeniu sterownicy, przy nowym kącie natarcia  1 pojawia się moment pochylający mz1 (nurkujący), który powoduje obniżanie dziobu lotni. Lotnia przepada w dalszym ciągu, zmniejszając kąt natarcia i zwiększając prędkość. Następnie aparat siłą bezwładności przeskakuje kąt krytyczny  kr i przechodzi na mniejsze kąty natarcia, przy których opływ jest przywrócony i pojawia się moment zadzierający - lotnia znowu zaczyna zwiększać kąt natarcia. Dalej proces ten się powtarza. W ten sposób aparat wykonuje wahania wokół punktu  kr. Przy każdym takim cyklu ma miejsce utrata wysokości.

Należy podkreślić, że przy przepadaniu nie ma mocnych przechyłów, co tłumaczymy oderwaniem strumienia w centropłacie.

Jeśli zapas wysokości jest wystarczający, to takie przepadanie nie jest niebezpieczne. Po "ściągnięciu" sterownicy lotnia płynnie opuszcza dziób i zwiększa swoją prędkość.

Charakter przepadania w hamowaniu określają zależności Cya i mz na dużych kątach natarcia.

 

Rys. 20

 

Jeśli przebieg Cya() w rejonie  kr ma charakter łagodny (krzywa 1), przepadanie będzie płynne i w takim wypadku jest możliwy lot nawet przy nadkrytycznych kątach natarcia. Jest to stan lotu zwany "spadochronowaniem". Takie właściwości miały lotnie pierwszych generacji.

Prędkość pochylania dziobu lotni zależy od przebiegu krzywej mz() w rejonie  kr. Jeśli mz() ma małe pochylenie (krzywa 3), to przy przejściu na nadkrytyczne kąty natarcia moment nurkujący jest niewielki i lotnia powoli opuszcza dziób, nie tracąc zbytnio wysokości.

Inaczej to wygląda, gdy lotnia posiada stromą charakterystykę Cya() w rejonie kątów nadkrytycznych (krzywa 2). W tym wypadku zerwanie strug następuje bardzo gwałtownie i siła nośna zmienia się znacznie. W efekcie lotnia przepada energicznie.

Jeśli dodatkowo nachylenie mz() jest również duże (krzywa 4), to lotnia nie tylko mocno przepada, ale i "dziobuje" - zaczyna gwałtownie się pochylać. Lotnia taka jest nieprzyjemna w sterowaniu, szczególnie dla początkujących pilotów.

Na rys. 21 są przedstawione rezultaty modelowania komputerowego przepadania motolotni typu T-X. Mimo niezadowalającej charakterystyki stateczności podłużnej przy małych kątach natarcia, przy przeciągnięciu zachowuje się ona dostatecznie dobrze. Tłumaczy się to tym, że w rejonie Cya max zmiany charakterystyk są płynne.

 

Rys. 21. Zmiany kątów natarcia i pochylenia motolotni T-X w przeciągnięciu.

 

Badania teoretyczne wykazują, że jeśli pilot odchyli sterownicę "od siebie" i będzie ją trzymał w tym położeniu, to ruch lotni będzie falowy. I chociaż amplituda tych wahań wzrasta, co świadczy o niestateczności dynamicznej (wahliwej), to przyrost amplitudy drgań jest bardzo powolny. Pilot może w dowolnym momencie ustalić sterownicę w położeniu odpowiadającym lotowi zbalansowanemu i aparat przejdzie w stan lotu normalnego.

W Rozdziale 4 będzie wykazane, że lot na takim aparacie z dużą prędkością jest bardzo niebezpieczny.

 Przepadnięcie dynamiczne

Przepadnięcie dynamiczne ma miejsce przy energicznym, krótkotrwałym wychyleniu sterownicy "od siebie". Przy tym manewrze lotnia wykonuje "górkę" i przepada. W takim przypadku przekroczenie kątów krytycznych może być znaczne i przepadnięcie bardziej gwałtowne. Należy jednak przestrzec pilotów przed nadużywaniem takich manewrów. Zbyt śmiały manewr może doprowadzić lotnię do figury bliskiej do dzwonu, z której lotnia może łatwo wejść w autorotację (przewroty), nawet taka, która ma zadawalające charakterystyki statystyki podłużnej.

Bardziej dokładne te niebezpieczne stany będą rozpatrzone w Rozdziale 4.

 

2.3. Przepadnięcie w spirali i w zakręcie

Rozpatrzmy specyfikę przepadnięcia lotni w spirali. Spirala stanowi przestrzenny tor lotu lotni "nawinięty na cylindrze". Spirala może być opadająca lub wznosząca się. Przeciążenie w spirali nie zależy od prędkości, lecz od kąta pochylenia skrzydła i pochylenia trasy lotu:

Ny = cos  / cos γ

W szczególnym przypadku spirali wykonywanej w płaszczyźnie poziomej nazywa się ona wirażem.

W tym wypadku przeciążenie wyrazi się:

Ny = 1 / cos γ

 

Rys. 22

Zależność przeciążenia od kąta przechyłu w zakręcie (wirażu) ustalonym.

 

Przy niewielkich przechyłach (w granicach +/-30°) przeciążenie jest bliskie jedności. Natomiast przechyły głębokie (powyżej +/-45°) wykonywane są ze znacznie zwiększonym przeciążeniem. W celu skompensowania przeciążenia przy zachowaniu stałej prędkości lotu należy zwiększyć kąt natarcia przez odchylenie sterownicy "od siebie". W tym manewrze kryje się zagrożenie przepadnięcia lotni również przy prędkości przelotowej co może być niespodzianką dla pilota.

Prędkość w spirali lub zakręcie przy stałym kącie natarcia zależy od prędkości lotu poziomego i przeciążenia:

V spir. = V poz. *

Odpowiednio prędkość przeciągnięcia w spirali wyrazi się wzorem :

V spir. przec. = V poz. przec. *

Na przykład, przypuśćmy, że prędkość przeciągnięcia lotni w locie poziomym wynosi 30 km/h i pilot wykonuje zakręt z przechyłem 60° (ny = 2) przy prędkości 40 km/h. Co się stanie ? Wyliczmy prędkość przeciągnięcia:

V spir. przec. = 30 *
= 42,5 km/h

Stąd widać, że prędkość w spirali była za mała i lotnia przepadnie. Mało doświadczeni piloci, kierując się przyrządami i znając prędkość przeciągnięcia (w locie poziomym), i nie uwzględniając powyższego wpadają w korkociąg ze spirali lub zakrętu.

Specyfika przepadnięcia w spirali wywołana jest głównie dwoma czynnikami. Po pierwsze - w spirali zwiększa się przeciążenie, a więc obciążenie skrzydła, zwiększając jego deformację. Zwiększenie deformacji powoduje spłaszczenie charakterystyki Cya( ), co wpływa sprzyjająco na charakter przepadania w przeciągnięciu.

 

Rys. 23. Współczynniki aerodynamiczne lotni C-5 firmy An dla różnych obciążeń, przy stałej wielkości siły nośnej.

 

Badania miękopłatów wykazały, że przy zwiększeniu obciążenia skrzydła, siła nośna się zmniejsza i powiększa się kąt natarcia krytyczny.

Po drugie, ze względu na mały promień spirali w stosunku do rozpiętości skrzydła, skrzydło wewnętrzne ma mniejszą prędkość niż zewnętrzne, a więc i siła nośna na wewnętrznej połowie maleje. Sprzyja to powiększaniu kąta przechyłu i ześlizgu i może przy gwałtownym zwiększeniu kąta natarcia doprowadzić do niesymetrycznego oderwania strug i lotnia przepadnie na skrzydło wewnętrzne.

Pilot powinien o tym wiedzieć i nie dopuszczać do znacznego zmniejszenia prędkości w ześlizgu, co może doprowadzić do stanów niebezpiecznych (np. przekroczenia prędkości dopuszczalnej).

Również niebezpieczne jest wychodzenie ze stromej spirali. Podczas wykonywania stromej spirali prędkość i przeciążenie są maksymalne. Przy wychodzeniu ze spirali pilot przechyla sterownicę dla wyrównania z przechyłu i po energicznym wyrównaniu lotnia może znaleźć się w stanie, gdy przy dużej prędkości sterownica jest odchylona "od siebie". Powstałe przy tym przeciążenie może przewyższyć dopuszczalne, co też jest niebezpieczne. Dlatego przy wychodzeniu ze stromej spirali pilot powinien ściągnąć sterownicę "na siebie" i płynnie, łagodnie wyprowadzić lotnię do lotu poziomego. Następnie można zmniejszyć prędkość.

 

2.4. Korkociąg

Latem 1991 r. byłem świadkiem następującego zdarzenia. Północne zbocze góry Klemientiewa na Krymie. Wiatr stały, 6-8 m/s. W powietrzu znajdują się dwie lotnie, jedna 100 m, a druga 70 m powyżej miejsca startu. Niżej lecący pilot chce się wznieść do kolegi, oddał maksymalnie sterownicę. Jego lotnia powoli żegluje wzdłuż zbocza lewym halsem z dryfem około 45°. Nagle pochyla się ona w lewo i opuszczając gwałtownie dziób, zaczyna stromo opadać, zakręcając jednocześnie w stronę zbocza. Z ziemi widać, jak pilot dosłownie jest odrywany od sterownicy i przyciskany do tylnych linek, słychać jego okrzyk przestrachu. Jeszcze chwila i aparat skierował się dziobem do zbocza, katastrofa wydaje się nieunikniona - w przeciągu półtora - dwóch sekund stracił 20 m wysokości. Wirowanie w opadaniu trwa dalej i po wykonaniu całego zwoju stromej spirali (360°), przed zetknięciem z ziemią, lotnia równie nagle jak zaczęła, tak zaprzestała wirowania i przeszła do lotu poziomego prostopadle do zbocza. Pilot po przeżyciu szoku nagłego spadania złapał sterownicę i kontynuuje lot po prostej, nawet nie myśląc o nawrocie i lądowaniu w pobliżu miejsca startu. Dalszy lot przebiegał normalnie, z lądowaniem daleko w dole. Był to korkociąg.

Na początku naszego wieku, w zalążku lotnictwa, wpadnięcie samolotu w korkociąg było zjawiskiem zagadkowym. Uważano, że jest on spowodowany czynnikami przypadkowymi: podmuchem wiatru, "dziurami powietrznymi" itp. Zwykle korkociąg samolotu kończył się katastrofą.

Pierwszym pilotem, który celowo wprowadził samolot w korkociąg, i znalazł sposób jego wyprowadzenia był rosyjski pilot Konstanty Arceułow.

Korkociąg stanowi samoistne wirowanie aparatu latającego na kątach nadkrytycznych w stromej opadającej spirali o małym promieniu.

Korkociąg jest już dostatecznie zbadany i dzieli się na:
- wg rodzaju na normalny i odwrócony,
- wg kąta pochylenia osi podłużnej aparatu latającego względem horyzontu na stromy i płaski
- wg przebiegu na ustalony i nie ustalony (stateczny i niestateczny).

Korkociąg lotni w pewnym stopniu różni się od samolotu. Jak już wcześniej mówiliśmy, lotnia dzięki formie skrzydła i znacznemu jego ujemnemu zwichrzeniu, posiada unikalne własności w przeciągnięciu, wywołujące opuszczanie dziobu lotni po osiągnięciu krytycznych kątów natarcia. Samolot zwykle w takim wypadku przepada na skrzydło i wpada w korkociąg.

Należy jednak mieć na uwadze, że klasyczne opuszczanie dziobu lotni po osiągnięciu krytycznych kątów natarcia jest możliwe tylko w spokojnym, jednorodnym powietrzu. W rzeczywistości lotnia znajduje się pod zmiennym działaniem turbulencji atmosferycznej, która zakłóca tor lotu i wpadnięcie lotni w korkociąg staje się całkiem możliwe.

Rozpatrzmy przyczyny autorotacji (wirowania) skrzydła, będącej podstawą korkociągu. Przypuśćmy, że lotnia leci z kątem natarcia  1 mniejszym od krytycznego i pod działaniem przypadku przechyla się w prawo.

W tym wypadku kąt natarcia i siła nośna na prawej połówce skrzydła rosną, a na lewym maleją. Pojawiający się moment przechylający skierowany jest w stronę przeciwną i przechylanie na prawo znika.

Jeżeli natomiast lotnia leci na kącie natarcia  2, który przekracza krytyczny, to przy przypadkowym przechyle w prawo kąt natarcia prawej połowy skrzydła zwiększy się jeszcze bardziej i siła nośna spadnie, podczas gdy na lewym skrzydle wzrośnie. W tym przypadku moment przechylający będzie skierowany w stronę prawego skrzydła i lotnia będzie się przechylać coraz to szybciej w prawo.

Kąt natarcia prawego skrzydła będzie się ciągle zwiększał, a siła nośna będzie maleć. Na lewym skrzydle siła nośna będzie rosła aż do osiągnięcia krytycznego kąta natarcia, a przy dalszym jego zmniejszaniu też zacznie maleć. W momencie, gdy siły nośne na obydwu skrzydłach zrównają się, prędkość kątowa  x ustali się. Prędkość ta nazywa się ustaloną prędkością autorotacji.

W ten sposób, stopień zmniejszania się Cy przy kątach nadkrytycznych określa wielkość momentu przechylającego w przepadnięciu i korkociągu.

Lotnie pierwszych generacji miały bardzo łagodną charakterystykę Cy( ) w rejonie  kr i praktycznie nie wpadały w korkociąg. Lecz w miarę ulepszania skrzydeł, rosły ich własności nośne, ale pochylenie krzywej Cy( ) w rejonie  kr również rosło, co przyczyniło się do pojawienia się w praktyce tych niebezpiecznych stanów.

Rozpatrzmy schematycznie siły działające na lotnię w korkociągu.

Przyjmiemy, że masy części dziobowej i ogonowej skrzydła skupione są w punktach m skrz1 i m skrz2, a masa pilota w punkcie mp. Wirowanie realizuje się wokół wspólnego środka ciężkości. Oprócz sił masowych i całkowitej siły aerodynamicznej na lotnię będą działać siły inercyjne, pojawiające się przy wirowaniu wokół osi pionowej, a przyłożone do odpowiednich punktów.

Możliwe są przy tym dwa warianty położenia pilota:

a) pilot, pokonując siłę bezwładności, utrzymuje sterownicę w położeniu środkowym. Siła R, działająca na ramieniu h w stosunku do wspólnego środka ciężkości, stwarza moment nurkujący. W tej sytuacji wypadkowy moment będzie nurkujący i lotnia samoczynnie zmniejszy kąt natarcia, zwiększy prędkość i wyjdzie z korkociągu. W tym wypadku korkociąg nie będzie ustalony i lotnia zdąży wykonać część lub jeden zwój spirali, jak to było w powyższym przykładzie,

b) pilot nie może utrzymać sterownicy i pod wpływem siły odśrodkowej odsunął się do tyłu lub całkowicie wypuścił sterownicę. Moment siły R staje się zadzierający. W tym wypadku momenty mogą się zrównoważyć, wirowanie będzie trwało i korkociąg będzie ustalony. Rzeczywisty ruch lotni będzie bardzo złożony i trudny do przewidzenia. Pod działaniem sił bezwładności, sił ciężkości i wysiłków pilota ten ostatni może zajmować różne położenia w ruchu nie ustalonym, co tym bardziej destabilizuje ruch lotni.

Jasnym więc się staje, że wyprowadzenie lotni z korkociągu nie jest trudne, wystarczy ściągnąć sterownicę "do siebie" i odchylić ją trochę w kierunku wirowania lotni.

Jednakowoż, gdy wysokość nie jest duża, lotnia może nie zdążyć uzyskać odpowiednią prędkość i zderzenie z ziemią jest nieuniknione. W tym wypadku, przed uderzeniem w ziemię, pilot winien odepchnąć energicznie sterownicę i ustawić się w ten sposób, by uderzyć w ziemię nogami. Niedoświadczeni piloci, uspokojeni małą, wydającą się bezpieczną prędkością upadku, często trzymają sterownicę aż do momentu zderzenia z ziemią i w efekcie narażają się na poważne kontuzje.

Należy pamiętać, że głowa człowieka jest na uszkodzenia najbardziej wrażliwa. Jeśli człowiek upadnie pionowo na głowę z wysokości zaledwie 20 cm i nie ubezpieczy się rękami - złamanie kręgów szyjnych jest pewne. Jednak skok na nogi z wysokości kilku metrów może ich nie uszkodzić.

Aby nie wpaść w korkociąg przy lotach nisko nad ziemią, zawsze należy utrzymywać prędkość lotu trochę wyższą niż na dużej wysokości. Nie należy również orientować się według prędkości lotni względem ziemi, gdyż gdy leci ona pod wiatr prędkość ta się zmniejsza, z wiatrem - odwrotnie. Mało doświadczony pilot może w tym ostatnim przypadku uważać że ma dużą prędkość lotu, zacznie oddawać sterownicę, ryzykując przejście do stanu przeciągnięcia.

Dla lotni najbardziej niebezpieczny jest korkociąg odwrócony, który pojawia się na ponad-krytycznych ujemnych kątach natarcia. Wpadnięcie w korkociąg odwrócony może mieć miejsce pod działaniem silnej turbulencji atmosferycznej, a także po utracie prędkości przy wykonywaniu figur pionowych. Wejście w korkociąg odwrócony jest dużo mniej prawdopodobne, niż normalny. Korkociąg odwrócony nieraz bywa mylony z przewrotem, o którym później będzie mowa. Różnica polega na tym, że przy przewrocie obserwuje się rotację tylko podłużną, podczas gdy w korkociągu początkowo obserwuje się rotację wokół wszystkich trzech osi, by później w ruchu ustalonym skrzydło wirowało wokół osi OX i OY.

Jako przykład korkociągu odwróconego może służyć przypadek z 9 maja 1992 r. na znanym lotnisku Hodyńskim, niedaleko centrum Moskwy. Tak oto opisuje swoje wrażenia pilot Wasyli Łopatin:

"W tym dniu wiał silny, zmienny wiatr, leciałem z wiatrem na wysokości 150 m, okresowo odczuwając uderzenia jego podmuchów. W tych momentach motolotnia chętnie spadała w dół. Siły na sterownicy poprzeczne i podłużne były bardzo chaotyczne i niezrozumiałe. Nie mogłem w żaden sposób wyczuć stanu lotu prostoliniowego, motolotnia wypisywała w płaszczyźnie pionowej dosyć wyraźną sinusoidę. Przy kolejnym wierzchołku sinusoidy, gdy sterownica była ściągnięta, gaz zdjęty i aparat osuwał się w dół, skrzydło nagle rzuciło się w lewo do przechyłu około 50°. Nie jest wykluczone, że prawe skrzydło zostało podniesione mocnym podmuchem, lecz bardziej prawdopodobnie lewe trafiło na opadający strumień. Nie mogłem od razu ocenić całego niebezpieczeństwa, zareagowałem opieszale i spóźniłem się. Lewy róg sterownicy oparł mi się na piersi, aparat przewrócił się w kierunku lewej krawędzi natarcia.

Nie zaniechawszy prób wyprowadzenia aparatu z lewego przechyłu i nurkowania uzyskałem tylko to, że przy przejściu skrzydła przez pionowe położenie wózek przeskoczył pod prawe skrzydło, a następnie położył się na nie, gdy skończyło się wirowanie podłużne. Następnie aparat w stanie odwróconym, masztem do dołu spadał stromo na ziemię. Przypięty pasami do siedzenia, przyciśnięty wózkiem do dolnej powierzchni skrzydła i trochę ochłonąwszy, zauważyłem, że silnik nie pracuje i skrzydło w opadaniu kręci się poziomo z coraz większą prędkością. Nawet w takim nienaturalnym położeniu znajdowało jakieś oparcie w powietrzu i spadało z ograniczoną prędkością."

Świadkowie zajścia ocenili prędkość opadania motolotni na 10 -15 m/s. Skrzydło uratowało życie pilotowi, nadstawiwszy na pierwsze uderzenie swoje rury i pokrycie, lecz nie mogło uchronić od wielu urazów i złamań. Dlatego też wykonując loty w silnej turbulencji atmosferycznej, należy utrzymywać prędkość lotu bliską średniej, a na motolotni nie zmieniać nagle obrotów silnika bez uzasadnionej przyczyny.

 

2.5. Ptasie lądowanie (" lądowanie wrony ")

Pilot lotni może, wykorzystując nadkrytyczny kąt natarcia, wykonywać jeszcze jeden manewr. Jest to tzw. "lądowanie wrony". Termin ten pochodzi od nazwy ptaków, powszechnie korzystających z takiego sposobu lądowania.

Podczas przybliżania się do ziemi pilot płynnymi, odpowiednimi ruchami odpycha sterownicę "od siebie", nie pozwalając na wznoszenie się lotni. W miarę zwiększania kąta natarcia rośnie siła nośna i opór czołowy i w efekcie lotnia jest hamowana. Bezpośrednio przed dotknięciem ziemi pilot gwałtownie odchyla sterownicę "od siebie", wyprowadzając skrzydło na kąt natarcia 40 - 50 stopni. Przy tym kąt natarcia zmienia się bardzo szybko, około 1 s.

 

Rys. 24. Zmiana współczynnika siły nośnej podczas nagłego zwiększenia kąta natarcia.

 

W wyniku niedużej prędkości lotu przy lądowaniu (4 - 5 m/s) i dosyć dużych wymiarów liniowych skrzydła struktura wirów wokół skrzydła nie zdąży ulec zmianie i kąt krytyczny wzrośnie na na krótki czas. Analogicznie wzrastają na krótko siła nośna i oporu, pod działaniem których lotnia może być wyhamowana do całkowitego zaniku prędkości poziomej i pionowej i pilot ląduje na nogi bez dobiegu.

 

 

3. Lot nurkowy nie sterowany (niekontrolowany)

Lot nurkowy nie kontrolowany lub, jak jeszcze go nazywają - nurkowanie flatterowe - jest niebezpiecznym stanem lotu, który występował dosyć często na lotniach pierwszej generacji.

Wyglądało to w sposób następujący. Lotnia podczas lotu nagle opuszczała dziób i kierowała się w stromym locie nurkowym do ziemi. Żadne reakcje pilota nie pomagały w wyprowadzeniu lotni z tego stanu. Ponieważ w tych czasach nie stosowano jeszcze systemów ratowniczych, jedyną radą dla pilota było stanięcie nogami na sterownicy, by łamiąca się konstrukcja lotni choć trochę złagodziła uderzenie o ziemię.

Mechanizm lotu nurkowego nie kontrolowanego dość dokładnie jest opisany w pracach niemieckiego badacza Michaela Schonhera. W jednym ze swoich artykułów w "Drachenefliegenmagazin", między innymi przytacza dane, że w samych Niemczech w 1978 r. zginęło 7-9 pilotów niemieckich na skutek takiego lotu (i upadku). W drugiej połowie lat 70. lot nurkowy stał się postrachem lotniarstwa i dopiero w końcu lat 70. początku 80. znaleziono rozwiązania techniczne zapobiegające wpadaniu lotni w ten stan lotu.

Rozpatrzmy przyczyny, doprowadzające lotnię do stanu lotu nurkowego ni kontrolowanego i sposoby jego zapobiegania mu.

 

3.1. Specyfika opływu skrzydła na kątach natarcia bliskich zeru

W lotniach pierwszych generacji pokrycie skrzydła nie było naprężane na szkielecie i w spoczynku zwisało, natomiast w locie pod działaniem obciążenia aerodynamicznego przybierało charakterystyczną formę dwóch połówek stożka. Pokrycie w stanie rozpostartym miało kąt wierzchołkowy większy niż kąt szkieletu o jeden do trzech stopni. Różnica ta określała wybrzuszenie pokrycia.

 

Rys. 25

 =  pokrycia -  szkieletu

 

Pod działaniem obciążenia aerodynamicznego pokrycie się napręża, a jego kształt określa wykrój tkaniny i profile. Przy zmniejszaniu kąta natarcia siła nośna skrzydła maleje i przy pewnym kącie natarcia, niedaleko zera, zanika ona całkowicie. W tej sytuacji nie obciążone pokrycie zaczyna trzepotać jak flaga na wietrze. To trzepotanie pokrycia stanowi pewną formę flatteru skrzydła lotniowego. Należy zaznaczyć, że flatter skrzydła samolotu ma inny charakter i jest dużo bardziej niebezpieczny i często prowadzi do jego zniszczenia w locie.

 

Rys. 26

 

Przy dalszym zmniejszaniu kąta natarcia nie naprężone pokrycie trzepocze w dalszym ciągu wokół krawędzi natarcia, dopóki nie napręży się krawędź spływu. W tym niewielkim zakresie kątów natarcia siła nośna i moment podłużny są praktycznie równe zeru. Dalsze zmniejszanie kąta natarcia powoduje powstanie wybrzuszenia ujemnego (odwrotnego) i pojawia się siła prostopadła nośna, skierowana do dołu. Obecność kieszeni kilowej zwiększa zakres trzepotania pokrycia.

Na rys. 27 przedstawione są zależności Cya( ) i mz( ) lotni trzeciej generacji "Sławuticz-UT" firmy An z 1978 r. Badania były przeprowadzone w tunelu aerodynamicznym dla dwóch wielkości naddatku kątowego wybrzuszenia:  = 2° i  = 4°.

Jasno widać, że podczas zwiększania wybrzuszenia rozszerza się strefa kątów, przy których siła nośna i moment pochylający są równe zeru. Należy dodać, że obecnie lotnia ta posiada specjalne urządzenie zabezpieczające ją przed lotem nurkowym nie kontrolowanym (tzw. antyflatter).

 

Rys. 27 Charakterystyki podłużne lotni "Sławuticz-UT".

 

3.2. Wejście w lot nurkowy niekontrolowany

Rozpatrzmy, w jaki sposób lotnia wchodzi w stan lotu nurkowego nie kontrolowanego.

Jeśli lotnia ma niewielki moment zadzierający przy małych kątach natarcia, to po energicznym ściągnięciu sterownicy "na siebie" przy dużej prędkości lotnia może wejść na małe kąty natarcia, gdzie ten moment jest równy zeru i pozostać w tym stanie. Inna przyczyną może być działanie strefy duszeń. Jak widać z rysunku, wektor prędkości pionowej powietrza odchyla wektor prędkości wypadkowej o kąt określony wzorem:

  = arc tg [ Wy / V ]

Natomiast kąt natarcia w czasie oddziaływania opadającego strumienia wynosi:

  =  +  

 

Rys. 28

 

Na przykład, lotnia, lecąca z prędkością V=12 m/s znalazła się w strefie duszeń z prędkością Wy = -6 m/s, kąt natarcia zmniejszył się o:   = arc tg ( -6 / 12 ) = -26,5° .

Czyli taki podmuch może doprowadzić lotnię do strefy niebezpiecznych kątów natarcia. Szczególnie duża zmiana kątów natarcia ma miejsce, gdy lotnia wypada ze strefy noszeń do strefy duszeń. W obydwu wypadkach pilot poczuje, jak linka podwieszenia zluźnia się, aparat nagle przepada do dołu, opuszcza dziób i wchodzi w lot nurkowy, szybko zwiększając prędkość i kąt pochylenia toru lotu pod działaniem niezrównoważonej siły ciężkości.

Ze wzrostem prędkości rośnie moment pochylający na nurkowanie, oprócz tego pilot znajduje się pod wpływem przeciążenia ujemnego, zmniejszającego efektywność sterowania. Wszystko to prowadzi do tego, że nie potrafi on już stworzyć wystarczającego momentu sterującego, by wyprowadzić lotnię z lotu nurkowego. Dlatego ten stan lotu nazywa się nurkowaniem nie kontrolowanym. Należy zauważyć, że przy niezbyt gwałtownych podmuchach lotnia dzięki swej stateczności podłużnej zdąża zareagować na zmiany kąta natarcia podczas jego zwiększania, dzięki czemu zmiana kąta natarcia (zmniejszenie) nie jest duża.

 

3.3. Rozwiązania konstrukcyjne zabezpieczające przed lotem nurkowym nie kontrolowanym.

Można więc powiedzieć, że przyczyną flatteru lotni jest utrata odpowiedniej przestrzennej formy pokrycia i własności nośnych przy małych i ujemnych kątach natarcia. W efekcie moment pochylający staje się równy zeru lub ujemny, a siła nośna również zerowa lub ujemna. Dlatego głównym zadaniem konstruktora jest stworzenie przy pomocy specjalnych zabiegów momentu zadzierającego przy małych kątach natarcia. Wówczas lotnia, która w jakiś sposób znalazła się w tej strefie pod działaniem tego momentu zadzierającego, podnosi dziób i samodzielnie wychodzi z lotu nurkowego.

Do tego celu służą urządzenia antyflatterowe. Ich rozwiązania i zasada działania są nadzwyczaj proste. Najbardziej rozpowszechnione są dwa typy urządzeń: podwieszenia linkowe i podpórki końcówek skrzydła.

Linkowe urządzenie antyflatterowe.

Zbudowane jest z linek łączących elastyczne końce profili z wierzchołkiem masztu skrzydła (rys. 29a). Długość linek jest tak dobrana, by w normalnym locie były one nie naprężone. Jeśli w locie skrzydło znajdzie się poniżej minimalnego kąta, natarcia to poszycie skrzydła opuści się w dół wokół krawędzi natarcia. Lecz umocowane linkami końcówki profili zostaną podtrzymane na pewnej wysokości (a wraz z nimi i krawędź spływu), tworząc profil typu "S". W tym rejonie powstaje wtedy ujemna siła nośna, stwarzająca moment zadzierający względem środka ciężkości aparatu, który podnosi dziób lotni.

Podpórka końcówki

Wykonana jest w formie prętów sztywno umocowanych na końcach krawędzi natarcia pod kątem ujemnym względem płaszczyzny cięciwy centralnej. W normalnym locie powstaje luz między końcówką skrzydła a podpórką. Przy zmniejszaniu kąta natarcia zwichrzenie maleje i poniżej pewnego kąta opiera się o podpórkę. Przy dalszym zmniejszaniu kąta natarcia końcówka skrzydła zostaje unieruchomiona i powstaje na niej ujemna siła nośna. A ponieważ skrzydło jest skośne to końcówki skrzydła znajdują się z tyłu środka ciężkości i ta ujemna siła nośna stwarza moment zadzierający.

 

Rys. 29 Schemat urządzeń antyflatterowych: a) podwieszenie linkowe, b) podpórka końcówki skrzydła

 

Na rys. 30 pokazano wpływ linkowego i podpórkowego "antyflatteru" na moment pochylający lotni C-5 firmy An. Dane te otrzymano w tunelu aerodynamicznym .

 

Rys. 30. Wpływ urządzeń antyflatterowych na moment pochylający lotni C-5.

1. bez antyflatterów

2. z podpórką końcówki skrzydła

3. z podpórką i odciągami linkowymi

 

Największy udział w tworzeniu momentu zadzierającego mają odciągi linkowe. W ten sposób udało się rozwiązać problem zapobiegania nurkowaniu nie kontrolowanemu lotni (i motolotni).

 

 

4. Przewrót lotni przez dziób ("tuck")

4.1. Opis przewrotu

"Stało się to w lipcu 1998 r. Groźna czarna chmura, z charakterystycznym "białym kołnierzykiem" w dolnej jej partii, przybliżała się szybko z północy. Do przyjścia szkwału pozostały tylko minuty. W tym samym czasie od południa zaczął wiać umiarkowany wiatr, tak lubiany przez lotniarzy.

Dwaj piloci, zaniedbując ostrożność, postanowili podelektować się lotem nad przepiękną doliną Kokte-Bel. Jednak cztery minuty po starcie wiatr zmienił nagle kierunek i siłę, zaczął padać deszcz.

Pierwszy pilot, będący na wysokości 100 m i oceniwszy właściwie sytuację, wylądował szczęśliwie. Drugi natomiast, pilot Michaił Kozłow, podejmuje inną decyzję. Odchodzi w głąb doliny i nabiera wysokości. Jego lot odbywa się na wysokości 800 m nad doliną w rejonie Płanierskoje. Dla pozostałych na ziemi było jasne, że jeśli pilot natychmiast nie wyląduje, ogromnej siły szkwał z deszczem szalejący już nad górą Klemientiewa, uniesie go w morze.

Wyjechaliśmy więc samochodem do Płanierskiego, by uprzedzić ratowników morskich o możliwej akcji ratunkowej. Dojechawszy do składowiska koło pomnika "szybowca" (znanego wszystkim lotniarzom) znaleźliśmy się na zalanej słońcem drodze, z przyjemnym wiatrem południowym.

Góra jak by potwierdzała swoją starą nazwę Uzun Syrt - grzbiet smoka. Ona swym grzbietem jakby rozdzielała ciemność i światło. Ogromne białe smugi ze wściekłą prędkością niosły się ku ziemi i w dzikiej walce z południowym wiatrem nagle unosiły się do góry.

Nie mogliśmy zrozumieć, dlaczego pilot przybliża się do tego strasznego miejsca. Mogliśmy tylko obserwować. Na wysokości 300 m nad masywem góry Klemientiewa pilot na lotni klubowej, na której miał 300 h nalotu, wciął się w mętne pasma chmur. Znajdowaliśmy się około 800 m od lotni.

O dalszych losach decydowały sekundy. Wpatrywaliśmy się uważnie i widzieliśmy, jak pilot nagle poczuwszy ścianę przeciwnego wiatru, ściągnął silnie sterownicę "na siebie" by przebić się do hangaru, który, jak się później wyjaśniło, pilot widział i próbował dolecieć do niego. Lotnią zaczęło gwałtownie rzucać z jednej strony na drugą, z rosnącą amplitudą. Było to holendrowanie (bardziej szczegółowo o tym w rozdziale 5.3). Po trzecim przechyle lotnia gwałtownie, bez jakichkolwiek tendencji do nurkowania, zaczęła wirować podłużnie (przewracać się). Już po pierwszym obrocie pilota oderwało od sterownicy i odrzuciło poza kieszeń kilową, na ile pozwalała uprząż. Przy następnym przewrocie pilota rzuciło pod węzeł dziobowy. Później szybkość obrotów tak wzrosła, że można było tylko zliczać obroty. Po czterech obrotach nie wytrzymało stare, wysłużone pokrycie i rozerwało się od krawędzi spływu aż do masztu. I to uratowało pilota. Wirowanie momentalnie się skończyło i lotnia, opuściwszy dziób pod kątem około 30 stopni, zaczęła się gwałtownie obniżać. Nie udało nam się zobaczyć zakończenia tego lotu. Nowa silna, biała fala chmur zakryła śmiałka. Pół godziny później zobaczyliśmy Miszę tylko z niedużym złamaniem nogi. Opowiadał, jak otwierał spadochron zaraz po pierwszym obrocie. Wszyscy słuchali tego z uwagą, lecz tylko my z kolegą wiedzieliśmy, że były cztery obroty."

Tak opisuje przewrotkę doświadczony lotniarz W. Czeczin, będący świadkiem zdarzenia.

Przewrotka - niebezpieczny stan lotu lotni nie był spotykany na innych aparatach latających. Dlatego teorię przewrotki trzeba było opracować od początku.

Główną trudność w zbadaniu tego stanu lotu stanowiła nagłość i wydawało się - nieprzewidywalność jego wystąpienia, a również brak możliwości jego powtórzenia w locie, ze względu na ogromne zagrożenie dla pilota.

Bardzo trudno było znaleźć relację pilota, który przeżył przewrotkę.

Zwykle piloci, którzy to przeżyli, byli ciężko kontuzjowani, a i sama przewrotka, ze względu na krótkotrwałość i wysokie przeciążenia o zmiennym znaku i dużej prędkości kątowej, nie dawała pilotowi możliwości ani się orientować, ani też dokładnie opisać. Oprócz tego piloci nie posiadali odpowiedniego przygotowania zawodowego, które posiadają piloci-oblatywacze.

Jako wyjątek można przytoczyć opis przewrotki w relacji doświadczonego oblatywacza-spadochroniarza W.O. Jermolenki. Mógł się on uratować w tej sytuacji dzięki swemu dobremu przygotowaniu zawodowemu.

W czerwcu 1991 r. pod Kazaniem przeprowadzono próby w locie systemu ratowniczego motolotni. Wg programu badań przewidziano zadziałanie systemu ratowniczego na wysokości 1200 m i po jego przebadaniu w locie jego odczepienie. Następnie motolotnia powinna kontynuować normalny lot i lądowanie. Nawiasem mówiąc, ruch który ma miejsce po odczepieniu spadochronu, stwarza typowe warunki wpadania lotni w przewrotkę, co i rzeczywiście miało miejsce.

 

Rys. 31. Opadanie motolotni na spadochronie ratowniczym.

 

Po odczepieniu spadochronu motolotnia zaczęła spadać, zwiększając prędkość. Jednocześnie ze wzrostem prędkości opadania motolotnia zaczęła opuszczać dziób. Pilot instynktownie oddał sterownicę "od siebie", jednakże prędkość kątowa cały czas rosła i aparat przewrócił się na plecy. W tym momencie złamał się dźwigar, wirowanie wokół osi poprzecznej zanikło i zaczęło się wirowanie wokół osi pionowej. Pilot wisiał głową do dołu, a motolotnia kręciła się z bardzo dużą prędkością. Na pilota działało duże przeciążenie ujemne od siły odśrodkowej:

"Miałem takie wrażenie, że oczy wyszły mi na zewnątrz i trzymają się tylko na ścięgnach. Stopniowo traciłem świadomość."

Dzięki dobremu przygotowaniu zawodowemu udało mu się wyplątać z połamanej konstrukcji i wyleciał z niej jak kula. Przeciążenie gwałtownie zmalało i pilot mógł skorzystać ze spadochronu ratowniczego. Cały ten lot był filmowany za pomocą kamery filmowej, lecz przegląd klatek filmu nie pomógł określić momentu oderwania się pilota od połamanej konstrukcji, tak wielka była ta prędkość.

"Od tego czasu zacząłem rozumieć, dlaczego nawet doświadczeni piloci rozbijają się w takich sytuacjach. Wpływ ogromnego, przemiennego przeciążenia w parze z dużą prędkością kątową pochylenia pozbawiają pilota fizycznej i psychicznej możliwości skorzystania ze spadochronu."

Można przytoczyć jeszcze jeden opis przewrotki.

W 1983 r. pod Leningradem na amatorsko wykonanej lotni typu "Tajfun" pilot wpadł nagle w przewrót. Po przewrocie na plecy nastąpiło złamanie krawędzi natarcia i dalej lotnia chaotycznie spadała na ziemię. W czasie upadku pilot doznał ciężkiej kontuzji. Silnie stresowa sytuacja nie pozwalała pilotowi na dokładny opis i przypadek ten uległby zapomnieniu, gdyby nie pewna okoliczność: przewrotka ta była przypadkowo sfilmowana. Mimo słabej jakości zdjęć, tor lotu był sfilmowany z boku pod dobrym kątem, dlatego udało się dokładnie rozszyfrować taśmę filmową i otrzymać uporządkowane w czasie kątowe położenia skrzydła i pilota. Po dalszej obróbce wyliczono prędkość kątową rezultaty obliczeń przedstawia rysunek 32.

 

Rys. 32. Tor lotu lotni przy wpadaniu w przewrotkę.

 

Przegląd filmu pokazał następujący rozwój wypadków. Lecąca dotychczas spokojnie lotnia, zaczęła powoli opuszczać dziób, podczas gdy nogi pilota zaczęły się podnosić, co świadczyło o gwałtownym zmniejszeniu przeciążenia. W miarę zmniejszania kąta pochylenia skrzydła, zwiększała się prędkość kątowa. Po upływie 1,8 sek. lotnia przewróciła się na plecy i nastąpiło złamanie krawędzi natarcia.

Można więc na podstawie przytoczonych opisów, a również innych danych zrobić kilka uwag ogólnych:
- przewrotka zawsze następuje nagle, często bez widocznych przyczyn;
- wejście do przewrotki zawsze jest zdeterminowane i szybko postępujące;
- prędkości kątowe i przeciążenia w przewrotce bywają na tyle duże, że pilot praktycznie pozbawiony jest możliwości świadomego działania.

Statystyka pokazuje następujące warianty rozwoju zdarzeń:

1. Lotnia wpada w przewrotkę i wiruje do samej ziemi. Jest to przypadek najgorszy, zwykle pilot nie ma możliwości użyć systemu ratowniczego.

2. Po przewrotce konstrukcja lotni ulega zniszczeniu, zwykle łamie się krawędź natarcia za węzłem bocznym lub składa się dźwigar. Dalszy upadek jest chaotyczny i pilot może mieć możność użycia systemu ratowniczego.

3. Lotnia przewraca się na plecy i pilot spada na jej dolną powierzchnię. Dalszy upadek ma charakter "spadającego liścia". Jest to najbardziej sprzyjający przypadek i pilot może wykorzystać system ratowniczy lub spadochron osobisty.

W następnych rozdziałach będą rozpatrywane przyczyny i warunki doprowadzające lotnię do przewrotki, zalecenia dla pilota w tej sytuacji, a także sposoby jej uniknięcia.

 

4.2. Charakterystyki aerodynamiczne skrzydła

Przewrotka jest nietypowym stanem lotu lotni i spotykana jest tylko w tej klasie aparatów latających (ogólnie: bezogonowców). Rozpatrzmy przyczyny wywołujące wirowanie lotni.

Jak już wyjaśniliśmy (zobacz rozdział 1.2.), przyczynę wirowania lotni stanowi niezrównoważony moment podłużny. Podczas przewrotki kąt natarcia zmienia się od -180°, do +180°, dlatego w celu zrozumienia przyczyn wirowania lotni, rozpatrzmy charakterystyki aerodynamiczne w całym zakresie kątów natarcia.

Na rys. 34 przedstawione są charakterystyki Cxa, Cya, mz skrzydła motolotni T-2M w zakresie kątów natarcia +/-180° dla ustalonego położenia środka ciężkości. Dane te uzyskano przy badaniach modelu z analogicznymi charakterystykami skrętnymi, a także pełnowymiarowego skrzydła, w tunelach aerodynamicznych. Charakterystyki przedstawiono we współrzędnych prędkościowych (oś OXa skierowana jest równolegle, a oś OYa prostopadle do wektora prędkości).

 

Rys. 33

Zależności Cxa, Cya, mz () motolotni.

= 0,34 i
= - 0,74;

- - - - - motolotnia T-X; ----------- motolotnia T-2m

 

Dane te otrzymano po raz pierwszy, dlatego rozpatrzymy je bardzo szczegółowo i spróbujemy wyjaśnić przyczyny wywołujące przewrotkę lotni. Zgodnie z charakterem opływu cały zakres można rozdzielić na trzy strefy:

1. Strefa opływu bez oderwania, -20° <  < 30°.

2. Strefa całkowicie oderwanego opływu, -160° <  < -20°; 30° <  < 160°.

3. Strefa lotu wstecznego (odwróconego)  = +/-180° +/- 20°.

 

Strefa opływu bez oderwania.

Strefa ta jest najlepiej zbadana, gdyż jest to strefa normalnych, eksploatowanych stanów lotu w zakresie kątów natarcia +/-15°, skrzydło jest opływane płynnym strumieniem powietrza bez oderwania, zależność Cya () zbliżona jest do liniowej, przy czym własności nośne skrzydła na kątach dodatnich są wyraźnie lepsze niż na ujemnych, kąt krytyczny i Cy max większe. Osiągając krytyczny kąt natarcia (dla skrzydła T-2M kąt ten wynosi +26°) Cya osiąga maksimum, a dalej zaczyna maleć. Zależność Cxa () przypomina parabolę drugiego rzędu (kwadratową).

Zależność momentu podłużnego ma skomplikowany charakter i będzie rozpatrzona osobno.

 

Rys. 34

 

Strefa całkowicie oderwanego opływu.

Strefa ta charakteryzuje się praktycznie pełnym oderwaniem strumienia z górnej ( > 0) lub dolnej ( < 0) powierzchni. Skrzydło jest opływane tak, jak deska ustawiona poprzecznie do strumienia. Skrzydło jest obciążone siłami aerodynamicznymi dość równomiernie, zarówno po cięciwie, jak i na rozpiętości, wszystkie charakterystyki zmieniają się płynnie. Opór czołowy jest maksymalny, gdy lotnia ustawiona jest poprzecznie do strumienia, i równoważny oporowi płyty płaskiej, natomiast siła nośna jest minimalna. I jeśli charakterystyki skrzydła w strefie pierwszej zależą od jego profili, zwichrzenia i innych parametrów, to w strefie drugiej skrzydła mają podobne charakterystyki, dla dużych ujemnych i dodatnich kątów natarcia. Do strefy tej lotnia w normalnym użytkowaniu nie wkracza.

 

Rys. 35

 

Strefa lotu wstecznego

Strefa ta zajmuje zakres kątów natarcia 180° +/-20° lub -180° +/-20° . W tym wypadku strumień napływa na skrzydło od tyłu i krawędź spływu staje się krawędzią natarcia. Ostra i niesztywna krawędź powoduje wczesne oderwanie strumienia i pogorszenie własności nośnych.

 

Rys. 36

 

Maksymalne obciążenie przy takim opływie przypada na krawędź spływu, powodując zwiększenie prawdopodobieństwa połamania skrzydła. Do strefy tej lotnia normalnie nie wchodzi (z wyjątkiem figur typu "dzwon", która nieraz ma miejsce przy nieudanym wykonywaniu martwej pętli).

 

4.3. Moment podłużny

Rozpatrzmy bardziej szczegółowo moment podłużny lotni. Przy wirowaniu lotni z ujemną prędkością kątową kąt natarcia zmienia się stopniowo w zakresie 180° do -180°, przy czym na lotnię działa moment podłużny różnych zwrotów i wielkości. Ujemny (nurkujący) moment przyśpiesza rotację, a dodatni (zadzierający) spowalnia ją. W celu analizy charakteru stateczności podłużnej rozpatrzymy punkty charakterystyczne mz( ) na rysunku 4.2-1. Dla wygody wprowadzimy pojęcie punktu węzłowego.

Punktem węzłowym nazwiemy tą wielkość kąta natarcia, przy którym aparat latający wykonuje lot ustalony. Znaczy to, że aparat jest zrównoważony (mz = 0) i stateczny (
< 0). Jeśli jakieś działanie zewnętrzne wyprowadzi go z tego punktu (węzłowego) to powstały moment podłużny będzie starał się odzyskać ten stan wyjściowy. Punkt ten jakby przyciągał aparat do siebie. Punkt węzłowy z zakresu eksploatacyjnych kątów natarcia nazywać będziemy głównym punktem węzłowym.

Główny punkt węzłowy motolotni T-2M dla określonego położenia sterownicy leży na kącie  = 17°. Położenie tego punktu zależy w znacznym stopniu od położenia środka ciężkości (a więc sterownicy).

Na przykład, przy odchyleniu sterownicy do przodu środek ciężkości przesuwa się do tyłu, jednocześnie główny punkt węzłowy przesuwa się na większe kąty natarcia i aparat zrównoważy się na mniejszej prędkości.

Istnieje również drugi punkt węzłowy dla  = -28° (dla T-2M). Odpowiada to odwróconemu położeniu aparatu. W punkcie tym teoretycznie jest możliwy ruch stacjonarny, chociaż praktycznie nie da się go uzyskać, pilot upadnie na skrzydło od góry.

Istnieją jeszcze dwa punkty  = -12° i  = -140°, gdzie mz = 0, a
> 0. Punkty te oznaczają stan lotu niestatecznego. I rzeczywiście, jeśli kąt natarcia aparatu zrównoważonego w tych punktach zmieni się pod działaniem sił zewnętrznych to powstały moment podłużny będzie go kręcił w kierunku, oddalającym go od stanu wyjściowego (jak to wyjaśniono w rozdziale 1.2.).

Najbardziej istotnym jest punkt dla  = -12°, znajdujący się w strefie opływu nieoderwanego. Jeśli pod wpływem działania zewnętrznego aparat przeszedł na kąt  <- 12°, to powstały moment ujemny będzie go obracał w kierunku dalszego zmniejszania kąta natarcia. Punkt ten odgrywa dużą rolę przy pobudzeniu lotni do przewrotki, dlatego nazwiemy go  pp - kątem natarcia początku przewrotki. Jeszcze jeden punkt charakterystyczny określa się przy Cy=0 - jest to mz0. Wielkość ta jest ważna dla charakteru stateczności podłużnej aparatu latającego. Przy zmianie położenia środka ciężkości mz0 praktycznie się nie zmienia. Jeśli mz0 <= 0, to taki aparat posiada niedostateczne charakterystyki stateczności statycznej i jest niebezpieczny. Dla skrzydła T-2M mz0 = 0.15, co zapewnia bardzo dużą, (a nawet nadmierną) stateczność statyczną przy dużych prędkościach. Przy ujemnych kątach natarcia istnieje pewien zakres krzywej, gdzie mz < 0 ( = -12°  -28°), z charakterystycznym przegięciem zwanym "łyżką ujemną" w odróżnieniu od "łyżki" przy dużych kątach natarcia będącej typową dla niektórych układów samolotów. Jak będzie wykazane dalej, "łyżka ujemna" może prowokować lotnię do wejścia w przewrotkę.

 

Rys. 37

 

Reasumując analizę charakterystyk podłużnych skrzydła T-2M, można podkreślić, że skrzydło to posiada zadawalające charakterystyki stateczności podłużnej. Istniejąca "łyżka ujemna" znajduje się dostatecznie daleko od zakresów eksploatacyjnych lotu, w dodatku ma małą wielkość i rozciągłość i nie stanowi zagrożenia. Skrzydło to posiada duży zapas stateczności podłużnej (mz0 = 0,15).

Badania w locie potwierdziły całkowicie te charakterystyki skrzydła. Na tym samym rysunku 34 przedstawione są również charakterystyki skrzydła eksperymentalnego T-X. Zależności Cya, CXa( ) praktycznie nie różnią się od analogicznych T-2M, natomiast charakterystyka momentu podłużnego różni się dość znacznie:

- mz₀ < 0, co oznacza niedostateczną stateczność statyczną skrzydła;

- widoczna jest znaczna "łyżka ujemna" dla kątów  = 2° do -70°;

- kąt natarcia początku przewrotki  pp = 2°, czyli jest bardzo bliski eksploatacyjnego zakresu kątów natarcia.

Takie nie sprzyjające charakterystyki momentu podłużnego świadczą o tym, że lot na takim aparacie jest bardzo niebezpieczny.

 

4.4. Wpływ położenia środka ciężkości na moment podłużny

Lotnia jest aparatem latającym typu balansjera, w którym sterowanie odbywa się przez zmianę położenia środka ciężkości. W porównaniu z samolotem zmiany te są dużo większe i tak np. w motolotni środek ciężkości podczas wykonywania niektórych manewrów zmienia się w zakresie 35% cięciwy środkowej skrzydła, a u lotni dochodzi do 70%. Należy zaznaczyć, że w samolotach zmiany te wynoszą od 5% dla jednomiejscowych do 15% w transportowych i określa je obciążenie użyteczne, niezmienne w czasie lotu.

Tak duże zmiany położenia środka ciężkości w lotni mają znaczny wpływ na charakter stateczności podłużnej. Rozpatrzmy niektóre cechy szczególne.

Przesunięcie środka ciężkości wzdłuż osi OX.

Przesunięcia środka ciężkości wzdłuż osi OX mają miejsce przy normalnym sterowaniu podłużnym lotni. Przy niewielkich odchyleniach sterownicy zmienia się położenie Xt, podczas gdy Yt pozostaje praktycznie bez zmian.

Na rys.38 przedstawione są zależności mz( ) dla różnych położeń środka ciężkości. Krzywa "1" (Xt = 0,3) odpowiada położeniu środka ciężkości dla prędkości średniej, krzywa "3" (Xt=0,1) - odpowiada prędkości maksymalnej, przy sterownicy ściągniętej "na siebie", i w końcu krzywa "2" (Xt = 0,6) - prędkość minimalna, sterownica oddana całkowicie "od siebie".

 

Rys. 38. Współczynnik momentu pochylającego motolotni T-2M dla różnych przesunięć środka ciężkości Xt; Yt = - 0,74.

 

Gdy pilot odchyla sterownicę "od siebie", środek ciężkości przesuwa się do tyłu (Xt = 0,6); temu nowemu położeniu środka ciężkości odpowiada krzywa 2. Krzywa jakby się skręciła wokół punktu mz0, a główny punkt węzłowy przesunął się na  2. Jednocześnie pogarszają się charakterystyki stateczności przy ujemnych kątach natarcia: pojawiła się "łyżka ujemna" i zmniejszył się kąt natarcia początku przewrotki. A ponieważ zmiana wyważenia w lotni jest znaczna, to trudno jest uniknąć takiego pogorszenia charakterystyk, dlatego też tendencja lotni do przewrotki ukryta jest w samej kompozycji lotni (i motolotni).

Przy ściągnięciu sterownicy "do siebie" środek ciężkości przesuwa się do przodu i temu położeniu odpowiada krzywa 3 (Xt = 0 ). W położeniu tym brak "łyżki ujemnej", a więc i nie istnieje kąt natarcia początku przewrotki, nie ma warunków początkowych do wejścia w przewrotkę. Jest to bardzo ważny wniosek, determinujący działania pilota w sytuacji niebezpiecznej.

Z drugiej strony można zauważyć, że przy dowolnym przesunięciu środka ciężkości wzdłuż osi OX stosunek powierzchni wykresu mz z ujemnymi i dodatnimi momentami praktycznie nie ulega zmianie. Jak będzie wykazane dalej, nie zmienia to warunków autorotacji lotni.

Przesunięcie wyważania wzdłuż osi OY.

Położenie środka ciężkości wzdłuż osi OY określone jest długością liny podwieszenia i w locie nie ulega praktycznie zmianie.

Z drugiej strony, takie niskie położenie środka ciężkości charakterystyczne jest tylko dla lotni i rzadko spotyka się w innych aparatach latających.

Rozpatrzmy kilka wariantów położenia środka ciężkości:

- Yt = -0,84 - typowy układ lotniowy;

- Yt = 0 - zwykle dla układu samolotowego;

- Yt = +0,84 - hipotetyczny układ, gdyby pilot znajdował się na wierzchołku wieżyczki.

Zależności mz( ) łatwo przeliczyć dla różnych położeń środka ciężkości, a ich wyniki przedstawione są na rys. 40.

 

Rys. 39. Współczynnik momentu pochylającego motolotni T-2M dla różnych położeń środka ciężkości wzdłuż osi OY;
= 0,34

 

Przy podnoszeniu środka ciężkości krzywa przesuwa się do góry, jakby się obracała wokół dwu biegunów mieszczących się przy    = +/-10°.

Moment podłużny u lotni ma tę cechę, iż powierzchnia krzywej z momentem ujemnym znacznie przewyższa powierzchnię z momentem dodatnim, a więc istnieje warunek niezbędny dla autorotacji z ujemną prędkością kątową (przez dziób).

W przypadku układu samolotu powierzchnie te są prawie równe, czyli brak warunków dla autorotacji. I rzeczywiście, praktyka pokazuje, że samoloty nie wpadają w przewrotkę.

I w końcu układ hipotetyczny, gdyby pilot znajdował się na wierzchołku masztu skrzydła. Charakteryzuje się tym, że powierzchnia zależności mz() z wartością dodatnią przeważa. Lotnia taka będzie się przewracać z dodatnią prędkością kątową (przez ogon).

Jest to bardzo ważny wniosek, który pokazuje, że niskie położenie środka ciężkości należy uznać za główną przyczynę tendencji do przewrotki lotni.

 

4.5. Moment tłumiący

Ważny czynnik określający parametry wirowania lotni stanowi współczynnik tłumienia mz ^z. Jak ukazano w rozdziale 1.3.1, moment ten jest skierowany przeciwnie do kierunku wirowania i powoduje jego spowolnienie.

Badania, przeprowadzone na ekwiwalencie sprężystym modelu skrzydła lotni "Sławuticz-UT" w tunelu aerodynamicznym, wykazały ciekawe właściwości. W strefie okołozerowych kątów natarcia moment tłumiący zmienia znak z ujemnego na dodatni, tzn. pojawia się jako przeciwdziałanie tłumieniu. Oznacza to, że na prawie zerowych kątach natarcia moment ten przyśpiesza kręcenie się skrzydła.

Na rysunku 40 przedstawiona jest charakterystyka momentu tłumiącego podłużnego skrzydła lotni "Sławuticz-UT" firmy An.

 

Rys. 40. Współczynnik tłumienia podłużnego lotni - "Sławuticz-UT"

 

Paradoks ten tłumaczy się zjawiskiem przewieszania się pokrycia na dół przy zmianie znaku Cy. W przypadku sztywnego skrzydła samolotu takie zjawisko tłumienia negatywnego nie ma miejsca.

Jest to istotna cecha lotni, sprzyjająca pobudzaniu jej do przewrotki. Należy także zauważyć, że moment tłumiący rośnie wraz ze wzrostem cięciwy skrzydła. Lotnie pierwszych generacji miały dużą cięciwę w centrum, co dawało duży moment tłumiący. Lotnie współczesne mają centralną cięciwę małą i mały też moment tłumiący. Tłumaczy to częściowo fakt, że lotnie pierwszych generacji w przewrotkę, praktycznie, nie wpadały.

 

4.6. Dlaczego lotnia ulega przewrotkom

Obecnie rozpatrzymy sam proces wejścia lotni do przewrotki oraz warunki autorotacji ustalonej. W tym celu wyróżnimy dwa zagadnienia:
- po pierwsze, niezbędne warunki do autorotacji ustalonej;
- po drugie, wystarczające warunki wejścia lotni do przewrotki.

Warunki niezbędne do autorotacji.

Za warunki niezbędne do autorotacji lotni należy uznać:
- obecność momentu obrotowego;
- siłę naciągu cięgna łączącego pilota ze skrzydłem większą od 0.

Przeanalizujmy dokładnie moment obrotowy lotni.

Podczas wirowania lotni z ujemną prędkością kątową, kąt natarcia zmienia się w zakresie 180° do -180°, przy czym działa na nią moment podłużny o różnych kierunkach i wielkościach. Moment ujemny (nurkujący) przyśpiesza wirowanie, a dodatni (zadzierający) - spowalnia je.

 

Rys. 41

 

Warunki do rotacji określa jakościowo stosunek między powierzchnią dodatniej i ujemnej części wykresu mz( ). Jeśli powierzchnia z momentem ujemnym jest większa od powierzchni z momentem dodatnim, to zapewnione są warunki niezbędne do podtrzymania wirowania aparatu z ujemną prędkością kątową. Jeśli te powierzchnie są prawie równe lub powierzchnia z momentem ujemnym jest mniejsza, to wirowanie z ujemną prędkością kątową nie jest możliwe. W układzie rzeczywistym przeciwko wirowaniu działa jeszcze moment tłumiący, dlatego warunkiem wirowania ustalonego jest 1,5 - 2 - krotna przewaga powierzchni z momentem ujemnym.

Badania wykazały, że skrzydło T-X posiada bardzo duży ujemny moment podłużny w całym zakresie dodatnich kątów natarcia i niewielki o zmiennym znaku momentem w zakresie kątów ujemnych. Taki stosunek momentów w tym aparacie stwarza warunek niezbędny dla autorotacji ustalonej, z ujemną prędkością kątową.

Jak wcześniej pokazano w rozdz. 4.4, położenie środka ciężkości ma duży wpływ na przebieg momentu podłużnego. Im niżej znajduje się środek ciężkości, tym większy jest ujemny moment pochylający lotni i tym bardziej jest ona podatna na autorotację po wpadnięciu w przewrotkę. Podniesienie środka ciężkości zmniejsza tę tendencję. Jeśli środek ciężkości umieścimy w pobliżu węzła centralnego, to autorotacja może ustać. Jeśli natomiast środek ciężkości umieścić na górze masztu skrzydła, to może mieć miejsce wirowanie odwrotne.

Siła naciągu cięgna uprzęży zależy głównie od stosunku siły ciężkości i siły odśrodkowej powstałej przez wirowanie wokół środka ciężkości. Jeśli prędkość kątowa nie jest duża, to pilot może upaść na kil.

Teraz można wytłumaczyć zjawisko zahamowania wirowania po przewrotce na plecy. Jest to możliwe wtedy, gdy wejście w przewrotkę jest powolne i układ nie zdąży się rozpędzić. Pilot upada na skrzydło, przenosząc środek ciężkości w rejon środka skrzydła, i tym samym likwiduje warunki niezbędne do kontynuowania przewrotki.

 

Rys. 42

 

Warunki wystarczające do wejścia lotni w przewrotkę.

Jeśli już istnieją warunki niezbędne do autorotacji lotni, to jeszcze nie znaczy, że ona musi wykonać przewrotkę. Praktyka lotów pokazuje, że przewrotki, na szczęście, zdarzają się dosyć rzadko, dlatego rozpatrzmy sytuacje prowadzące do przewrotki.

Jak wyjaśniono w rozdz. 4.2, ważną rolę odgrywają charakterystyki stateczności podłużnej na małych i ujemnych kątach natarcia. Jeśli mz 0 > 0.05, brak "łyżki ujemnej" lub jest ona niewielka, albo gdy kąt  pp przesunięty jest w stronę dużych ujemnych kątów natarcia, zarówno dla przedniego i tylnego położenia środka ciężkości, to lotnia w normalnym locie, praktycznie, nie powinna wejść w przewrotkę. Rzeczywiście, zarówno dopuszczalne ewolucje jak i spotykane zwykle podmuchy pionowe, nie są w stanie wyprowadzić lotni poza strefę bezpiecznych stanów lotu.

Natomiast, gdy lotnia wykonuje manewr, przy którym przekracza strefę bezpiecznych stanów lotu, to może dojść do przewrotki. Szczególnie niebezpieczną figurą jest "pętla martwa", a dokładniej - jej załamanie i przejście do figury typu "dzwon".

W tym wypadku kąt natarcia może osiągnąć ok. 90° i więcej i wtedy przewrotka jest nieunikniona. Statystyka wypadków pokazuje, że jest to najczęstsza przyczyna przewrotek lotni.

Jeśli lotnia cechuje się niedostatecznymi charakterystykami stateczności podłużnej, jak np. motolotnia T-X, to istnieje duże prawdopodobieństwo przewrotki, nawet w normalnych stanach lotu.

 

Rys. 43

 

4.7. Dynamika przewrotki.

Rozpatrzmy możliwe warianty zachowań lotni T-X przy niewielkich odchyleniach sterownicy. Zostały one obliczone na komputerze, za pomocą specjalnie opracowanego programu.

Wejście w przewrotkę przy dużej prędkości.

Jak było pokazane w rozdz. 4.4, motolotnię T-X cechują niedostateczne charakterystyki stateczności podłużnej przy małych i ujemnych kątach natarcia (mz0 < 0,  pp = 2°, duża "łyżka ujemna"). Powierzchnia pod krzywą z ujemnym momentem podłużnym przewyższa powierzchnię z dodatnim momentem ponad trzykrotnie. Widzimy więc niezbędne i wystarczające warunki do przewrotki, szczególnie przy dużej prędkości.

Już po 2 sek. po ściągnięciu sterownicy aparat wpadł w stan autorotacji, przy czym prędkość kątowa osiąga 360°/sek., a tor lotu jest bardzo stromy, prawie pionowo w dół. Można zauważyć, że przy przewrotce ustalonej prędkość opadania zmienia się mało i waha się około pewnej wielkości, zwanej prędkością przewrotki. Prędkość ta dla T-X wynosi około 80km/h, czyli prędkość zetknięcia z ziemią jest bardzo duża i w pewnym stopniu zależy od fazy obrotu. Jeśli prędkość V i V obr motolotni są zgodne, to się sumują i prędkość wypadkowa przekracza 80km/h, a w przeciwnym wypadku prędkości odejmują się. Obliczenia pokazują, że są to zmiany prędkości +/-10 km/h.

Rozpatrzmy bardziej dokładnie proces wejścia w przewrotkę, a w tym celu przedstawimy część parametrów kinematycznych w dużej skali (zobacz rys.44). Jako początek odliczania czasu przyjęto moment zakończenia ściągania sterownicy.

 

Rys. 44

Zależności Cxa, Cya, mz () motolotni.

= 0,34 i
= - 0,74;

- - - - - motolotnia T-X; ----------- motolotnia T-2m

 

 

Rys. 45. Dynamika wejścia w przewrotkę motolotni T-X (-----)  po ściągnięciu sterownicy "na siebie"

- - - - - lotnia Typhoon

 

Zaraz po odchyleniu sterownicy parametry lotu praktycznie nie uległy zmianie. W ciągu pierwszej sekundy manewru ma miejsce płynne zmniejszenie przeciążenia i pochylenia (dziób lotni zaczął się opuszczać). Jeśli pilot nie jest dostatecznie przygotowany do takiego stanu lotu, to może nie zauważyć przybliżającej się katastrofy. W tej chwili można jeszcze jej uniknąć.

Siła nośna jest dodatnia i zachowana jest możliwość normalnego sterowania. Można zalecić pilotowi oddać sterownicę "od siebie", by zapobiec opuszczaniu się dziobu. Przy tym manewrze pilot nie powinien dopuścić do gwałtownego wznoszenia się aparatu, gdyż kryje się za tym drugie niebezpieczeństwo, które rozpatrzymy później.

Po upływie pierwszej sekundy lot przybiera charakter nieodwracalny. Aparat przeskakuje przez kąt natarcia początku przewrotki, po którym zaczyna dominować moment nurkujący. Zachodzi szybka zmiana wszystkich parametrów. Jest to już stan lotu nie sterowanego - przewrotki. Rzeczywiście, siła nośna staje się ujemna, czyli w celu stworzenia momentu zadzierającego by wyjść z przewrotki, należy wykonać ruch odwrotny, tzn. ściągnąć sterownicę "do siebie", przy czym ruch ten powinien być głęboki i energiczny. Ale problem polega na tym, że już wcześniej (duża prędkość) sterownica była ściągnięta i nie mamy możliwości dalszego ruchu.

Po pierwszej sekundzie gwałtownie rośnie prędkość kątowa, przeciążenie, kąt lotu, pilot zaczyna tracić orientację w przestrzeni i możliwość  rozsądnego działania.

Na rys. 46 pokazane są również wartości V i  z przewrotki rzeczywistej, która miała miejsce (zob. rozdz. 4.1.). Charakter obu tych zależności jest zgodny, co świadczy o prawidłowej symulacji komputerowej tego zjawiska.

Wejście w przewrotkę po manewrze "górka"

Rozpatrzmy jeszcze jeden wariant działań: przy tej samej prędkości 90 km/h pilot oddał sterownicę "od siebie". Aparat wykonuje manewr "górka" i przepada w lot nurkowy, który przechodzi później w przewrotkę. Jest to najczęstsza przyczyna wejścia lotni w przewrotkę, dlatego też przeprowadzimy analizę szczegółową zmiany głównych parametrów lotu.

Na rys. 47 przedstawione są zmiany parametrów kinematycznych motolotni w początkowej fazie wejścia w przewrotkę.

 

Rys. 46. Wejście motolotni w przewrotkę po wykonaniu "górki".

 

Rozpatrzmy zmianę głównych parametrów lotu w sekundowych odcinkach czasu.

 

Rys. 47

 

1. sekunda. Stan wyjściowy lotu - lot poziomy z prędkością 90 km/h. Pilot odchylił sterownię "od siebie". Parametry lotu praktycznie się nie zmieniły.

 

Rys. 48

 

2. sekunda. Jako pierwsze na ruch sterownicy zareagowały prędkość, kątowa  z i przeciążenie ny, które z końcem drugiej sekundy osiągnie maksimum, a następnie zaczyna się podnosić tor lotu (aparat podnosi dziób).

Mówiąc najogólniej, jest to normalna reakcja lotni na odchylenie sterownicy "od siebie" i nie wywołuje ona u pilota podejrzeń. Modelowanie komputerowe różnych wariantów sterowania pokazało, że jeszcze w tej sekundzie pilot może, teoretycznie, zapobiec rozwojowi niebezpiecznej sytuacji. W tym celu powinien ściągnąć sterownicę energicznie "do siebie" (dla zahamowania obrotu) i płynnym ruchem wyprowadzić lotnię do lotu poziomego. Następnie należy zmniejszyć prędkość. Jeśli on tego nie zrobi, to po 2-ej sekundzie następuje lot praktycznie niesterowny.

 

Rys. 49

 

3. sekunda. Prędkość kątowa zadzierania osiąga maksimum, kąt toru lotu rośnie intensywnie, aparat nabiera wysokości i wytraca prędkość.

 

Rys. 50

 

4 i 5. sekundy. Aparat przy stromym wznoszeniu przyjmuje prawie pionowe położenie i gwałtownie hamuje, przeciążenie szybko maleje i pod koniec 5-ej sekundy zanika (zawiśnięcie). Jest to wierzchołek "górki".

 

Rys. 51

 

6-8. sekundy. Aparat zachowuje praktycznie pionowe położenie, zaczyna opadać na ogon. Przy tym przeciążenie jest okołozerowe, pilot odczuwa nieważkość. Kąt natarcia około 130 stopni. Pod wpływem dużego momentu pochylającego na dziób pojawia się ujemna prędkość kątowa.

 

Rys. 52

 

9. sekunda. Pod wpływem momentu nurkującego prędkość kątowa rośnie i aparat opuszcza szybko dziób.

 

Rys. 53

 

10. sekunda. Prędkość kątowa gwałtownie rośnie, aparat momentalnie przeskakuje przez główny punkt węzłowy i kąt natarcia początku przewrotki. W tej fazie działa na niego moment ujemny ("łyżka ujemna"), wymuszając dalsze wirowanie aparatu i tym samym doprowadza do autorotacji ustalonej.

Oczywistym jest, że rozpatrzony tu model ruchu jest w pewnym stopniu warunkowy. Przyjęto przy nim, że sterownica jest cały czas nieruchoma, podczas gdy w realnym locie pilot będzie wykonywał energiczne ruchy sterownicą lub też pod działaniem dużej prędkości kątowej i zmiennokierunkowych przeciążeń może ją wypuścić z rąk. Jednak analiza różnych wariantów sterowania wykazuje, że za wyjątkiem pierwszych chwil, wszelkie ruchy sterownicą albo pogarszają sytuację, albo są nieskuteczne.

 

4.8. Postępowanie pilota w sytuacji niebezpiecznej

Dotychczas rozpatrywaliśmy warunki konieczne i wystarczające do wejścia lotni w przewrotkę, a także dynamikę tego stanu lotu. Teraz rozpatrzymy możliwe działania pilota w różnych sytuacjach.

Przepadanie w "martwej pętli"

Jest to najczęstszy przypadek wchodzenia lotni w przewrotkę. Podczas przepadania kąt natarcia może przekraczać 90 st., a przy tym - jak widać z rys. 44 - współczynnik momentu pochylającego na dziób jest bardzo duży. Dopóki skrzydło nie nabrało prędkości, wielkość bezwzględna tego momentu nie jest duża, lecz ze wzrostem prędkości moment ten szybko rośnie (z kwadratem prędkości) i zaczyna pochylać lotnię.

W tej sytuacji pilot powinien przedsięwziąć energiczne działania w celu utrzymania prędkości, a w tym celu, dopóki jeszcze zachowana jest możliwość sterowania, należy energicznie odchylić sterownicę w bok i przejść z pętli do ranwersu. Po odzyskaniu prędkości można lotnię wyprowadzić do lotu normalnego.

Jeśli jednak stracono tę możliwość (za późno) i lotnia zawisła w powietrzu, to głównym zadaniem pilota pozostaje próba zmniejszenia kąta pochylenia skrzydła. Gdy kąt jest mniejszy niż 90 st., można zalecić pilotowi energiczne ściągnięcie sterownicy i maksymalne wysunięcie się do przodu. A ponieważ masa skrzydła jest 2,5 - 3,5 razy mniejsza od masy podwieszenia, siły aerodynamiczne są małe (brak prędkości), to skrzydło praktycznie obraca się wokół podwieszenia (pilota) i skrzydło opuszcza dziób.

Gdy natomiast przy zawisie kąt pochylenia jest bliski 90 st., to można zalecić pilotowi energiczne odchylenie sterownicy w bok, by opuścić dziób przez skrzydło.

Gdy te manewry nie poskutkowały, należy niezwłocznie użyć systemu ratowniczego, gdy jeszcze prędkość kątowa na to pozwala.

Małe prędkości

Ten stan charakteryzuje się dużym kątem natarcia, z "oddaną" sterownicą, przy tylnej decentracji. Lotnia w tym położeniu środka mas posiada zadawalające charakterystyki stateczności podłużnej przy dodatnich kątach natarcia i niedostateczne przy kątach ujemnych (krzywa 1). Występuje "łyżka ujemna", również _HK stanowi małą wielkość.

 

Rys. 54.

 

Tym niemniej zapas między kątem lotu zbalansowanego ₁ i kątem początku przewrotki _HK dla prawidłowo zaprojektowanego skrzydła jest na tyle duży, że zapewnia bezpieczny lot. Tylko bardzo silny prąd zstępującego powietrza może wprowadzić takie skrzydło do przewrotki. Tutaj najbardziej niebezpieczny jest moment przechodzenia na małej prędkości ze wznoszenia w strefę duszenia lub wejście w rotor.

W tym przypadku kąt natarcia zmienia się nagle i o dużą wartość, w wyniku czego skrzydło nie zdąży zareagować na tę zmianę. Na przykład duszenie z prędkością Wy = - 6 m/s przy prędkości lotu 12 m/s powoduje zmniejszenie kąta natarcia o 26,5 st. Jeśli jednak kąt natarcia przy tym nie osiągnie _HK, to skrzydło samodzielnie wróci do stanu wyjściowego po "dziobnięciu" i utracie wysokości.

Jeśli natomiast podmuch ten był tak silny, że kąt natarcia ₃ stał się mniejszy od kąta początku przewrotki _HK, to dojdzie do zapoczątkowania przewrotki. Pilot poczuje, że siły na sterownicy zmalały, linka powieszenia zwiotczała i lotnia zaczyna gwałtownie opuszczać dziób. Jednocześnie pokrycie przeskakuje w dół (zmienia się kierunek siły nośnej). Są to główne oznaki początku przewrotki.

W takiej sytuacji pilot chce instynktownie oddać sterownicę, lecz takie działanie pogarsza jedynie sytuację. Pilot powinien wówczas ściągnąć energicznie sterownicę , poczekać aż lotnia zwiększy prędkość, po czym płynnie ją oddać i przejść do normalnego lotu. Przy ściągnięciu sterownicy wytwarzamy przednią decentrację, czemu odpowiada krzywa 2 na powyższym rysunku. Ponieważ na tej krzywej przy tym kącie natarcia (₃) moment pochylający ma wartość dodatnią, to skrzydło zaczyna podnosić dziób i powracać do głównego punktu bazowego _3, gdzie się zatrzyma.

Jest to oczywiście uproszczony model ruchu skrzydła. W rzeczywistości ruch ten jest bardziej skomplikowany. Po pierwsze, przy energicznym odchyleniu sterownicy ma miejsce wzajemne odchylenie skrzydła i podwieszenia w przeciwnym kierunku, w rezultacie kąt natarcia skrzydła jeszcze trochę się zmniejszy. Po drugie - rozpatrywany model nie uwzględniał różnych reakcji pilota na zmianę sytuacji.

Dokładne modelowanie tych zależności przy pomocy komputera z uwzględnieniem reakcji pilota daje taki sam wynik.

Należy przestrzec początkujących pilotów przed nieświadomymi i pochopnymi działaniami, gdy dowolne, nawet nieznaczne opuszczenie dzioba lotni może być przyjęte za początek przewrotki. Jeśli pilot doda energiczne ściągnięcie przy nieznacznym i niegroźnym opuszczeniu dzioba, a zapas wysokości jest niewielki, może się znaleźć w trudnej sytuacji.

Duże prędkości

Wejście w stan przewrotki przy dużej prędkości chociaż ma taką samą naturę fizyczną jak i przy małej prędkości, posiada jednak wiele znacznych różnic. W celu rozpędzenia skrzydła pilot ściąga sterownicę. W efekcie środek ciężkości przesuwa się do przodu i charakterystyki stateczności podłużnej dla wszystkich użytkowych kątów natarcia w przypadku prawidłowo zaprojektowanego skrzydła z pewnością są wystarczające. W tym wypadku można nie obawiać się przewrotki. Dla utrzymania dużej prędkości pilot powinien wywierać znaczną siłę ściągającą poprzeczkę sterownicy.

Gdy jednak lotnia jest zaprojektowania wadliwie lub pilot w pogoni za dużą prędkością zdjął antyflatterowe zabezpieczenie (zmniejszając m_z0 do niedopuszczalnej wielkości m_z0 < 0,05) i pogorszył stateczność dla ujemnych kątów natarcia, to lot na takim skrzydle staje się niebezpieczny.

Na rys. 55 przedstawione są charakterystyki motolotni T-X dla dużej (krzywa 1) i małej (krzywa 2) prędkości.

Charakterystyczną cechą tych zależności stateczności lotni jest fakt, że przy małej prędkości w okolicy głównego punktu węzłowego stateczność się zwiększa. W efekcie lot takiego skrzydła przy małej prędkości jest całkiem normalny i nie stwarza zagrożenia.

 

Rys. 55. Charakterystyki aerodynamiczne motolotni T-X, zbalansowanej dla prędkości:

1. v = 90 km/h
2. v = 65 km/h

 

Zapas kątów natarcia do _HK jest dość duży i przepadanie takiego skrzydła jest podobne do normalnego (opisanego w rozdz. 2.2). Chociaż silne podmuchy mogą doprowadzić takie skrzydło do przewrotki, w praktyce spotyka się je nie często.

Z inna sytuacją spotykamy się przy dużej prędkości. Tutaj zapas prędkości pomiędzy głównym punktem węzłowym ₂ i _HK dla T-X jest bardzo mały. Niewielkie zakłócenie z zewnątrz lub nieostrożny ruch sterownicą może wyprowadzić skrzydło poza _HK i przewrotka staje się nieunikniona.

Postępować jak w przypadku małych prędkości (czyli ściągnąć sterownicę) nie można, gdyż już to wcześniej uczyniono. Jedynym sposobem uniknięcia tego niebezpiecznego stanu jest wcześniejsze zmniejszenie prędkości.

Charakterystyczną cechą takiego skrzydła jest zanik lub nawet zmiana kierunku działania sił na sterownicy przy dużej prędkości. Gdy poczujemy zmniejszenie sił na sterownicy należy zmniejszyć gaz i stopniowo oddawać sterownicę, by nie dopuścić do nagłego wznoszenia, po czym przejść do prędkości średniej i lądować.

Zbyt gwałtowne wypchnięcie sterownicy może doprowadzić do "górki", skąd znowu grozi wejście w przewrotkę (patrz rozdz. 4.4).

Początkowym powodem wejścia w przewrotkę może być nawet nagłe zmniejszenie obrotów śmigła, gdy oś ciągu przechodzi poniżej środka ciężkości całego układu. W stanie ustalonego lotu moment zadzierający tak ustawionego śmigła równoważony jest przez inne momenty. Po wyłączenia silnika ten pierwszy nagle zanika, a przeciwdziałający mu moment pochylający pozostaje i może on doprowadzić do wprowadzenia skrzydła w przewrotkę.

W takim wypadku pozostaje tylko skorzystać z systemu ratowniczego (hamującego) i to w pierwszych chwilach, gdy jeszcze prędkość kątowa i przeciążenia nie są duże.

 

4.9. Środki przeciwdziałające powstawaniu przewrotki

W rozdziale 4.4 rozpatrywano warunki niezbędne dla ustalonej autorotacji, jak i czynniki sprzyjające wejściu skrzydła w przewrotkę, lecz głównym zadaniem konstruktora jest budowanie skrzydła nie podatnego do wejścia w przewrotkę.

Badania wykazały, że praktycznie dla wykluczenia możliwości wpadania lotni w przewrotkę należy uzyskać następujące charakterystyki stateczności podłużnej przy małych kątach natarcia:

1. m_z0 > 0,05

2. _HK < - 10 st.

przy ustawieniu środka ciężkości, który odpowiada zbalansowaniu skrzydła przy maksymalnej prędkości lotu.

Wskażemy pewne rozwiązania konstrukcyjne, które pozwolą poprawić te charakterystyki.

Instalacja urządzania antyflatterowego stanowi najbardziej pewny i sprawdzony sposób zapobiegania przewrotce (patrz rozdz. 3.3.)

Można również zalecić stosowanie profili skrzydła z dużym znaczeniem m_z0. Najłatwiej uzyskać to przez podciągnięcie końcówek profili skrzydła do góry, pod warunkiem jednak że są elastyczne.

Długość podwieszenia

Jak już powiedziano w rozdz. 4.2, przesunięcie środka ciężkości go góry zmniejsza "łyżkę ujemną" momentu pochylającego. Sposób ten jest ograniczony wielkością możliwego skrócenia podwieszenia. Oprócz tego wpływ takiej zmiany na inne charakterystyki stateczności i sterowności zbadany jest mało, dlatego stosować należy go ostrożnie.

Inne metody

Z kursu mechaniki wiadomo że obrót ustalony skrzydła jest możliwy wokół osi z najmniejszym momentem bezwładności. Początkowo lotnie miały małe wydłużenie i dużą cięciwę centralną, w wyniku czego minimalny moment bezwładności miały one wokół osi OX. Było to jedną z przyczyn ich nie wpadania w przewrotkę.

Innym ciekawym sposobem może być instalacja słabego elementu w konstrukcji skrzydła. Znane są przypadki gdy lotniarz ratował się z sytuacji katastrofalnej po złamaniu się skrzydła. W takich wypadkach rotacja zanikała i pojawiała się możliwość użycia systemu ratowniczego. Najbardziej korzystne jest wówczas złożenie się skrzydła pod wpływem przeciążenia dodatniego, czyli do góry. Wówczas pilot ma mniejsze szanse na zaplątanie w zniszczonej konstrukcji i może użyć spadochronu.

I w końcu można zaproponować jeszcze jeden sposób ratowania - przez odpowiednie zastosowanie systemu ratowniczego. Analiza dynamiki wejścia lotni w przewrotkę wykazała, że pilot ma małe szanse zdążyć to zrobić. Spowodowane jest to dwoma przyczynami:
- bardzo krótki czas na podjęcie decyzji,
- brak możliwości świadomych działań w zaistniałej już przewrotce.

Tak więc system ratowniczy powinien być wyzwalany automatycznie, bez udziału pilota, za pomocą specjalnych czujników. Jako najbardziej przydatne wydają się czujniki przeciążenia n_y i prędkości kątowej _z. I rzeczywiście punktem nieodwracalnego stanu przewrotki jest kąt _HK, gdzie _z < 0 i n_y < 0. Zastosowanie równoczesne czujnika _z pozwoli uniknąć przypadkowego zadziałania systemu ratowniczego przy krótkotrwałym działaniu podmuchu pionowego do góry.

 

4.10. Kontrola skrzydeł niebezpiecznych

Skłonność lotni do przewrotki spowodowana jest niewłaściwymi charakterystykami momentu podłużnego skrzydła, w szczególności małą wielkością m_z0 i obecnością "łyżki ujemnej". Można zaproponować pewne sposoby określenia stopnia niebezpieczeństwa skrzydła.

Najbardziej pewnym i bezpiecznym sposobem jest zbadanie lotni w tunelu aerodynamicznym w celu zbadania charakterystyki podłużnej i poprzecznej dla dużego zakresu kątów natarci i lotu. Badania takie są jednak drogie i praktyczne niedostępne dla większości konstruktorów. W takim wypadku pomocnym może być stanowisko samojezdne z odpowiednim wyposażeniem.

W warunkach amatorskich można zaproponować bardzo prosty sposób oceny jednego z parametrów stateczności podłużnej lotni - M_z0. W tym celu lotnię podwiesza się za węzeł centralny do wózka motolotni lub podobnego, ustawia się skrzydło w poziomi na wiatr (lub w ruchu).

 

Rys. 56.

 

Przy wystarczająco dużej prędkości powietrza można ocenić znak M_z0. Jeśli sterownica wyrywa się do przodu, to znak M_z0 jest dodatni, jeśli natomiast przyciska się do pilota - ujemny, co wymaga przeregulowania systemu antyflatterowego. Należy zauważyć, że punkt podczepienia skrzydła nie gra tu większej roli, gdyż przy  = 0 siła nośna jest bliska zeru. Środek ciężkości skrzydła znajduje się w okolicy węzła centralnego, dlatego też siła ciężkości nie stwarza znaczącego momentu. Oddziaływuje tylko moment M_z0, który jest proporcjonalny do kwadratu prędkości i jest dobrze odczuwalny na sterownicy.

Skłonność lotni do przewrotki można też ocenić w locie wg sił na sterownicy. Jeśli siły te przy zwiększaniu prędkości do maksymalnej zmniejszają się lub nawet zmieniają kierunek - jest to oznaka niewłaściwej charakterystyki stateczności podłużnej przy małych kątach natarcia. Skrzydło takie wymaga pilnej regulacji.

 

5. Niestateczność poprzeczna lotni

 

5.1 Co oznacza niestateczność poprzeczna lotni

"Miało to miejsce w 1983 r. na Krymie podczas oblotów nowej lotni. Pokrycie było mocno naprężone, na tyle nawet, że w locie opierało się o podpórki na końcówkach.

Pogoda była dobra, wiał sprzyjający południowy wiatr. Po wystartowaniu lotnia odkręciła w prawo, do zbocza. Skontrowanie było zbyt silne, lotnia skręciła ku lewemu zboczu, po powtórnym skontrowaniu lotnia energicznie skręciła w prawo i zwiększyła prędkość, opuszczając dziób. Po wyprowadzeniu z tego stanu lotnia zanurkowała w lewo. Wydało mi się, że jest to "holendrowanie", w więc należy oddać sterownicę. Ale to nie pomogło, lotnia zanurkowała jeszcze kilka razy, nie reagując na moje manewry. Przed uderzeniem w ziemię instynktownie oddałem sterownicę, lotnia się uspokoiła i spadochronowała z wysokości ok. 5m.

Następne loty wykonywałem ostrożnie. Pokrycie się naciągało, zwiększyło się skręcenie końcówek skrzydła i zaczęło ono latać normalnie".

W ten sposób doświadczony pilot W.Hesin opisuje jeden z niebezpiecznych stanów związanych z dużą amplitudą ruchów poprzecznych lotni. Statystyka świadczy, że niewłaściwa charakterystyka stateczności poprzecznej plus niedostateczne doświadczenie pilota są jednymi z najczęstszych przyczyn wypadków na lotniach.

 

5.2 Podstawowe siły i momenty

Ruch poprzeczny lotni odbywa się w stosunku do osi OX i OY i określony jest głównie charakterem stateczności poprzecznej (przechył) i kierunkowej (kurs), momentami tłumiącymi i skośnymi a także momentem bezwładności. Dla lepszego zrozumienia rozpatrzmy te cechy.

 

Stateczność poprzeczna

 

Rys. 57.

 

Przez stateczność poprzeczną rozumiemy zdolność lotni do likwidacji powstałego przechyłu. Przechył sam w sobie nie powoduje zmiany obrazu opływu skrzydła i nie wpływa na jego własności, natomiast zanika równowaga sił i siła nośna już nie kompensuje siły ciężkości. Po działaniem wypadkowej siły (Y+G) lotnia zakrzywia swój lor lotu w kierunku opuszczonej połowy skrzydła - pojawia się ześlizg boczny z odpowiednim kątem. W wypadku strumienia powietrza napływającego na lotnię ze strony prawego, opuszczonego skrzydła - kąt ześlizgu uważamy za dodatni. Lotnia może samoczynnie zlikwidować przechył tylko wówczas, gdy podczas przechylania i pojawienia się ześlizgu powstanie moment przechyłu, dążący do podniesienia opuszczonej części (wyprzedzającej) skrzydła.

Podkreślmy jeszcze raz, że na wielkość momentu przechył bezpośrednio nie wpływa. Wpływ jego wyraża się poprzez zależność: kąt przechyłu powoduje powstanie kąta ześlizgu, a ten z kolei generuje moment przechyłu. A więc stateczność poprzeczną posiada lotnia przechylająca się w stronę przeciwną niż ześlizg.

Na poniższych rysunkach przedstawiono cechy stateczności poprzecznej lotni. W praktyce stosuje się nie sam moment, lecz jego współczynnik, określony wzorem:

gdzie:

Mx - moment przechyłu;

q - napór dynamiczny powietrza;

s - powierzchnia skrzydła;

l - rozpiętość skrzydła.

 

Rys. 58.

 

Przyjęto, że moment pochylający prawe skrzydło traktuje się jako dodatni. A więc, przy pochyleniu prawego skrzydła w dół kąt ześlizgu jest dodatni (ß₁), a powstający moment przechyłu (m_x1) - ujemny. Moment ten dąży do podniesienia skrzydła opuszczonego. Taka cecha określa stateczną poprzecznie lotnię, czyli:

Im większą jest wielkość bezwzględna
, tym lepsza stateczność poprzeczna. Stateczność ta zależy od kształtu skrzydła i jego położenia w stosunku do środka ciężkości i zmienia się w dużym zakresie przy zmianach stanu lotu.

 

Stateczność kierunkowa

 

Przez stateczność kierunkową (kursu) lotni rozumiemy tendencję do samoistnego (bez udziału pilota) przeciwdziałania zmianie kąta ześlizgu. Jeśli np. pod wpływem podmuchu bocznego powstał przechył z pewnym kątem ześlizgu, to stateczna lotnia będzie samoczynnie go zmniejszać, skręcając w kierunku przedmuchu, podobnie jak wskaźnik wiatru.

Stateczność kierunkowa lotni zależy głównie od skosu skrzydła (kąta dziobowego) i kąta natarcia. Jako ujemny będziemy traktować moment, dążący do obrotu skrzydła zgodnie ze wskazówkami zegara (patrząc z góry), tj. na prawo.

 

Rys. 59.

 

A więc przy przechyleniu prawego skrzydła w dół kąt ześlizgu (ß₁) ma wartość dodatnią, a powstały moment kursowy (my1) - ujemną. Taką charakterystykę na lotnia stateczna kierunkowo, czyli spełniony jest warunek:

Im większa jest wartość bezwzględna
(czyli bardziej ujemna), tym bardziej stateczna kierunkowo lotnia. Wypada zauważyć, że termin "stateczność kierunkowa" jest umowny, gdyż lotnia stateczna właśnie dąży do zachowania zerowego kąta ześlizgu, a nie kierunku lotu.

 

Momenty tłumiące i skrośne

 

Ruch poprzeczny lotni jest skomplikowanym procesem, w którym oprócz charakterystyk stateczności i sterowności poprzecznej należy uwzględniać i inne momenty tłumiące i spiralne.

Rozpatrzmy w skrócie mechanizm tych zjawisk. Ich cechą wspólną jest to, ze pojawiają się tylko podczas obrotu lotni, są proporcjonalne do prędkości kątowej skrzydła i skierowane są przeciwnie do kierunku tego obrotu.

 

Rys. 60.

 

Współczynnik momentu tłumienia przechyłu
dla skrzydła lotniowego jest znaczny, gdyż dodatkowy wektor prędkości spowodowany obrotem wokół osi OX jest skierowany prostopadle do powierzchni skrzydła.

Natomiast moment tłumiący kierunku (myszkowania) jest bliski zeru, gdyż obrót wokół osi OY odbywa się w płaszczyźnie skrzydła.

 

Rys. 61.

 

Momenty skrośne pojawiają się wówczas, gdy podczas obrotu lotni wokół jednej z osi powstaje moment wokół osi drugiej. Spośród momentów skrośnych można wyróżnić momenty przechyłu
i myszkowania
.

Istota skrośnego momentu przechyłu polega na tym, że podczas obrotu lotni wokół osi OY obydwa skrzydła mają różne prędkości: na skrzydle wyprzedzającym prędkość postępowa i obrotowa się sumują, a na drugim - odejmuje się prędkość ruchu obrotowego. W efekcie siła nośna na skrzydle wyprzedzającym rośnie, a na cofającym się - maleje.

 

Rys. 62.

 

Pojawia się moment dążący do przechylenia lotni w stronę skrzydła cofającego się (w stosunku do osi OY). A ponieważ moment ten sprzyja ruchowi lotni po torze spiralnym, nazywa się go również momentem spiralnym przechyłu.

Podczas obrotu lotni wokół osi OX zmianie ulegają kąty natarcia połówek skrzydła: w opuszczającym się skrzydle rosną, a dla podnoszącego się - maleją. Powstające stąd dodatkowe siły podłużne wytwarzają skrośny moment
.

 

Rys. 63.

 

Momenty bezwładności

 

Momenty bezwładności Ix i Iy odgrywają znacząca rolę w procesach ruchu poprzecznego. W przypadku skrzydła lotni maja podobną wielkość.

Na rys. 64 pokazane są podstawowe charakterystyki stateczności poprzecznej motolotni T-2M. Charakterystyki te zależą nie tylko od kata ześlizgu, ale i od kąta natarcia. Ponieważ zależności m_x, m_y(ß) w zakresie kątów eksploatacyjnych mają charakter liniowy, przedstawimy nie ich zależności, lecz ich pochodne w zależności od kąta natarcia.

 

Rys. 64. Charakterystyki stateczności poprzecznej motolotni T-2M.

 

5.3. Podstawy fizyczne ruchu poprzecznego typu "holendrowanie"

 

Wspólne oddziaływanie momentów stateczności kierunkowej i poprzecznej określa stateczność boczną lotni i decyduje o jej ruchu poprzecznym. Rozpatrzmy te zależności.

Niech na lotnię, wykonującą lot prostoliniowy, zadziałał podmuch wiatru z prawej strony. W efekcie pojawia się ześlizg na prawe skrzydło (dodatni kąt ześlizgu).

 

Rys. 65. Etapy rozwoju ruchu poprzecznego, zwanego "holendrowaniem".

 

Powoduje to powstanie momentu przechylającego M_x1 i momentu skręcającego (myszkowania) M_y1. Pod wpływem momentu skręcającego M_y1 lotnia będzie skręcać w prawo, zmniejszając kąt ześlizgu, a pod wpływem momentu przechylającego M_x1 zaczyna się przechylać na lewe skrzydło w stronę przeciwną do ześlizgu (stan 1).

Gdy kąt ześlizgu zmniejszy się do zera, przechył osiągnie znaczną wielkość (stan 2). W tym stanie lotnia ma pewną prędkość skręcania i będzie inercyjnie kontynuować ruch obrotowy w prawo, co doprowadzi do pojawienia się ześlizgu na lewe skrzydło.

Na skutek tego ześlizgu (stan 3) powstają momenty przechyłu i skręcający. Moment przechylający zaczyna zmniejszać przechył, a moment skręcający, zatrzymawszy obrót, zaczyna skręcać go w lewo. Następnie cały proces będzie się powtarzał w kolejności odwrotnej. Należy pamiętać, że na lotnię działają jeszcze momenty tłumiące, skierowane przeciwnie niż wektor prędkości kątowej i skręcania, zmniejszając w ten sposób ich wielkości.

Taki tor lotu, gdy lotnia przechyla się na boki z jednoczesną zmianą kierunku lotu, przypomina krok łyżwiarza i otrzymał nazwę: "holendrowanie".

 

Rys. 66.

 

W warunkach idealnych ruch ten jest wystarczająco długi i można wyróżnić dwie fazy. Faza pierwsza - ruch wahliwy, którego amplituda z czasem maleje. Ruch taki nazywa się również krótkookresowym.

Rodzaj drugi - ruch aperiodyczny, w którym zmiana parametrów ruchu jest stosunkowo wolna. Nazywany jest również ruchem długookresowym.

W przypadku ruchu krótkookresowego następuje szybkie tłumienie, a wielkość wychyleń albo stopniowo się zmniejsza lub zwiększa. W tym wypadku przyjęte jest uwzględnianie jeszcze jednego rodzaju stateczności stateczności spiralnej.

Jeśli w ruchu długookresowym parametry lotu dążą do swego stanu wyjściowego (krzywa 1), to lotnia jest uważana za spiralnie stateczną. Gdy zaś odchylenie parametrów od stanu wyjściowego zwiększa się z czasem (krzywa 2), to lotnia jest spiralnie niestateczna. Często pilot nie zauważa tego typu niestateczności, tłumacząc ją wpływem podmuchów powietrza.

Ogólnie rzecz biorąc, pilot podczas normalnego lotu może nie zauważyć krótkookresowego ruchu wahliwego z powodu zakłóceń lotu przez podmuchy powietrza lub nadmiernej interwencji pilota.

Po kilku zmianach kierunku lotu i przechyłu następuje pewna stabilizacja parametrów, przy czym kąt lotu dąży do zera, a przechył nie znika. Dalej charakter ruchu lotni zdeterminowany jest przez stosunek charakteru stateczności poprzecznej do skrośnego momentu przechyłu.

Jak wiadomo, moment stabilizujący mx dąży do zmniejszenia przechyłu, a moment skrośny
dąży do jego zwiększenia. I jeśli moment stabilizujący przeważa, to przechył będzie się zmniejszał (krzywa 1) i lotnia będzie spiralnie stateczna.

Gdy zaś moment skrośny jest większy niż stabilizujący, to przechył będzie się zwiększał, co świadczy o niestateczności spiralnej (krzywa 2).

Zwykle stateczność spiralna jest oceniana podczas wykonywania spirali. Jeśli lotnia z puszczoną sterownicą utrzymuje przechył, to jest spiralnie stateczna.

 

5.4. Wpływ parametrów skrzydła na stateczność poprzeczną

 

Konstrukcja skrzydła jest zwykle zdeterminowana dążeniem do doskonałości aerodynamicznej, zakresem prędkości a charakterystyki stateczności i sterowności zwykle są doskonalone podczas prób w locie. W celu skrócenia tych prób dobrze jest wiedzieć, w jaki sposób podstawowe parametry skrzydła wpływają na charakter stateczności poprzecznej.

W odróżnieniu od klasycznego samolotu, gdzie własności stateczności poprzecznej określa głównie usterzenie ogonowe - w lotni, która jest bezogonowcem, poprawa stateczności związana jest ze zmianami w konstrukcji i układzie skrzydła. Takie zmiany w skrzydle gotowym są dość trudne do przeprowadzenia, dlatego konstruktor powinien znać wpływ poszczególnych parametrów skrzydła na stateczność poprzeczną i świadomie przewidzieć możliwości ich regulacji podczas prób.

Skrzydło lotni przybiera dość skomplikowany kształt, zależny w locie od działających na nie sił aerodynamicznych. Kształt ten zależy również od wielu elementów konstrukcyjnych i trudno jest ten wpływ przewidzieć. Poza tym podobne zmiany mogą dać dla różnych skrzydeł różne efekty.

Na przykład zwiększenie naprężenia pokrycia na krawędzi natarcia u jednych skrzydeł poprawia stateczność spiralną a u innych ją pogarsza. Dlatego rozpatrzmy tylko te parametry skrzydła, które mają dość jednoznaczny wpływ na stateczność poprzeczną.

 

Stateczność poprzeczna

 

Jak już wspomniano, stateczność poprzeczna oznacza zmianę przechyłu skrzydła spowodowaną zaistniałym ześlizgiem. Skos skrzydła ma na to następujący wpływ: podczas ześlizgu wysunięta do przodu połowa skrzydła jest mniej skośnie ustawiona do napływającego powietrza niż połowa druga, cofnięta. Z podstaw aerodynamiki wynika, że im mniejszy skos, tym większa siła nośna skrzydła.

 

Rys. 67.

 

A więc na skrzydle wyprzedzającym siła nośna rośnie, a na cofniętym - maleje. Przyrosty tych sił tworzą parę sił, która stwarza moment przechylający. Moment ten okazuje się proporcjonalnym do kąta skosu skrzydła, siły nośnej i kąta ześlizgu.

Należy podkreślić, że stateczność poprzeczna skrzydła prostokątnego jest bliska zeru.

 

Kąt wzniosu skrzydła (poprzeczne V)

 

Ta cecha skrzydła wpływa znacznie na stateczność poprzeczną i można ją w lotni łatwo zmieniać. W tym celu wystarczy tylko zmienić długości bocznych dolnych i górnych linek. Mechanizm tego określają dwa czynniki:

Po pierwsze, w różnym stopniu zmieniają się kąty natarcia na połówkach skrzydła podczas ześlizgu. Dla wzniosu dodatniego podczas ześlizgu na prawe skrzydło (czyli prawe skrzydło jest opuszczone) kąt natarcia wyprzedzającej połowy się zwiększa, a cofniętej - zmniejsza się. W wyniku tego przyrosty sił nośnych mają różne zwroty, a więc stwarzają moment powodujący zmniejszenie przechyłu. A więc stateczność poprzeczna się zwiększa. Gdyż zaś wznios jest ujemny - powstaje moment przechylający ze znakiem odwrotnym i stateczność poprzeczna maleje.

Po drugie, przy zmianie kąta wzniosu ulega również zmianie ramię działania sił bocznych, a więc i wielkość momentu. Przy zwiększaniu wzniosu dodatniego ramię to rośnie, a więc zwiększa się i stateczność poprzeczna, a zmniejszanie wzniosu daje efekt odwrotny.

Na rys. 64 przedstawione są zależności mx dla różnych wielkości kąta wzniosu V dla motolotni T - 2M.

 

Stateczność kierunkowa

 

Głównie na stateczność kierunkową ma wpływ skos skrzydła. Zwiększenie siły nośnej w ześlizgu na skrzydle wyprzedzającym towarzyszy zwiększenie oporu, odwrotnie zaś na skrzydle cofniętym. Ta para sił (różne opory) tworzy moment dążący do zmniejszenia kąta ześlizgu. a więc stateczność kierunkowa rośnie przy zwiększaniu skosu skrzydła i siły nośnej.

Inne parametry, w tym i wznios skrzydła nie wywierają bezpośredniego wpływu na stateczność kierunkową lotni, lecz pośrednio mogą dać nieprzewidywalny skutek.

Oprócz tego istnieje szereg czynników, wpływających jednocześnie na stateczność poprzeczną i kierunkową. Może to być naprężenie pokrycia lub powierzchnia końcówek skrzydła (ich szerokość).

A więc najlepiej korzystać przy regulacjach tych stateczności ze zmiany kąta wzniosu.

 

5.5. Podstawowe rodzaje ruchu poprzecznego 

 

Rozpatrzmy dokładniej różne rodzaje ruchu poprzecznego motolotni T - 2M. Jak wskazano w poprzednich rozdziałach, poprzez zmianę wzniosu możemy skutecznie wpływać na charakter stateczności poprzecznej lotni.

Będziemy brali pod uwagę trzy wielkości kąta wzniosu: wyjściowy (około 0°), ujemny (-3°) i dodatki (+3°).

Przeanalizujemy ruch boczny skrzydła po krótkotrwałym wychyleniu sterownicy przy prędkości 90 km/h. Modelowanie tego ruchu przeprowadzono na komputerze za pomocą specjalnego programu. Jako dane wyjściowe wykorzystano wyniki dmuchania całej lotni w tunelu aerodynamicznym.

Przyjęto założenie, że pilot jest nieruchomy w stosunku do skrzydła i nie reaguje na zmiany ruchu. W rzeczywistości taka sytuacja nie ma miejsca. W wyniku działań pilota zachodzi tłumienie czynników zakłócających, co powoduje polepszenie charakterystyki stateczności bocznej lotni.

Tym niemniej podstawowe zależności w ruchu bocznym lotni są modelowane dość dokładnie.

 

5.5.1. "Holendrowanie"

 

Przeanalizujmy ruch motolotni T - 2M w kierunku poprzecznym dla kąta V = 0. Podstawowe charakterystyki są przedstawione na rys. 64.

Na rys. 68 są wykreślone wyniki modelowania komputerowego ruchu poprzecznego przy krótkotrwałym odchyleniu w prawo sterownicy. ruch ma charakter wyraźnie oscylujący (przypominający krok łyżwiarza) z okresem drgań 17 sek. Podczas tego ruchu zmieniają się wszystkie parametry ruchu. Oscylacje mają tendencję do zmniejszania się.

Kąt ześlizgu dąży do zera. Amplituda wahań kąta przechyłu się zmniejsza, lecz sam kąt narasta - lotnia stopniowo się pochyla, opuszczając prawe skrzydło i szybko zmieniając kurs (kierunek lotu).

Prędkość kątowa przechyłu nie jest duża, a amplituda jej szybko maleje. Jest to wywołane znacznym momentem tłumiącym przechyłu. Natomiast prędkość kątowa myszkowania (zmiany kursu) zmienia się w znacznym zakresie, lecz stopniowo zmiany te maleją. Przyczyną tego jest nieznaczny moment tłumiący zmiany kierunku, więc lotnia długo zmienia kierunki lotu.

Przypomnijmy raz jeszcze, że przy tych obliczeniach nie brano pod uwagę reakcji pilota na zmiany sytuacji. W rzeczywistości będzie on dążył do zmiany kąta przechyłu i kursu i ruchu lotni będzie się różnił od obliczonego.

 

5.5.2. Niestateczność przechyłu (wokół osi podłużnej)

 

Jeśli pilot przy oblotach lotni przesadzi ze zmniejszaniem wzniosu i zrobi go zbyt ujemnym, to skrzydło stanie się poprzecznie niestatecznym, co wynika z rys. 64 (dla v = -3°).

Dla kątów natarcia poniżej 18° [V > 65 km/h]
, co świadczy o niestateczności poprzecznej skrzydła. Po zwiększeniu kąta natarcia powyżej 18° skrzydło staję się stateczne. Zapamiętajmy o tej właściwości i później pokażemy jak można wyjść z tego niebezpiecznego stanu lotu.

 

Rys. 68. Zmiany parametrów w ruchu bocznym typu "holendrowanie".

 

W przypadku, gry niestateczność poprzeczna nie jest duża, pilot może nie zauważyć tego w spokojnym locie, gdy nie ma potrzeby wykonywania energicznych ruchów sterowania poprzecznego.

Wyobraźmy sobie, że w celu skorygowania toru lotu pilot przechylił na krótko sterownicę w prawo, a następnie cofnął ją  w położenie neutralne i utrzymuje ją tak ciągle. Wyniki modelowania takiej sytuacji za pomocą komputera przedstawione są na rys. 69. Po zadziałaniu impulsu sterującego przechył będzie się zwiększał i jeśli pilot odpowiednio nie zareaguje, skrzydło zacznie chaotycznie się przewracać (koziołkować).

Niedoświadczony pilot, obawiając się ciągle narastającego przechyłu, odchyli sterownicę w celu zlikwidowania przechyłu. Skrzydło zacznie zmniejszać przechył, lecz w momencie wyrównania będzie miało dużą poprzeczną prędkość kątową . Przeskakuje więc przez położenie poziome i zaczyna się przechylać w drugą stronę, ze zwiększającą się prędkością kątową. Nieudolne wyprowadzenie z tego stanu prowadzi do powtórzenia cyklu. A więc pilot może rozhuśtywać skrzydło poprzecznie, jak było to widać w przypadku W.Hesina (zob. rozdz. 5.1) Gdy pilot próbował ratować sytuację puszczając sterownicę - huśtanie poprzeczne się zwiększyło. (jak widać w rozdz. 5.4. - stateczność poprzeczna jeszcze bardziej maleje).

Przypatrzmy się jednak działaniom pilota przed uderzeniem w ziemię, gdy instynktownie odepchnął sterownicę. Skrzydło zmniejszyło prędkość, stało się poprzecznie stateczne i huśtawka zniknęła.

Wymuszone kołysanie poprzeczne skrzydła poprzecznie niestatecznego są spowodowane przez błędne reakcje pilota.

 

Rys. 69. Zmiany parametrów kinematycznych przy ruchu poprzecznym niestatecznego w przechyle skrzydła

 

Zwróćmy również uwagę na późniejsze dobre loty tej lotni. Poszycie stopniowo się rozciągało, końcówki skrzydeł zaczęły się podnosić ponad "podpórki ścina" i zjawisko wahań poprzecznych już się nie powtórzyło.

Sprawa polega na tym, że uniesienie końcówek skrzydła jest równoważne zwiększeniu wzniosu (V), co sprzyja polepszeniu stateczności poprzecznej.

 

5.5.3. Narastanie przechyłów (huśtanie poprzeczne)

 

Rozpatrzmy przeciwną skrajność, gdy pilot, chcąc polepszyć stateczność poprzeczną, za bardzo zwiększył wznios (V). Rzeczywiście, stateczność poprzeczna zwiększyła się (zob. rys. 64 dla v = +3°). Przy zbyt dużym wzniosie amplituda oscylacji będzie rosnąć i lotnia może wyjść spod kontroli.

Wyniki modelowania tego ruchu lotni pokazano na rys. 70. W tym wypadku ruch zdecydowanie się różni od ruchu lotni niestatecznej i posiada typowo oscylacyjny charakter, nawet z unieruchomioną sterownicą.

 

Rys. 70. Rozhuśtanie lotni z nadmierną statecznością poprzeczną.

 

A więc huśtanie poprzeczne polega na samoistnych, narastających oscylacjach ruchu lotni, która ma nadmierną stateczność poprzeczną.

Również w tym przypadku najlepszym sposobem wyjścia z sytuacji jest zmniejszenie prędkości. Wtenczas rośnie nie tylko stateczność poprzeczna, ale i kierunkowa, co może pozytywnie wpłynąć na charakter ruchu bocznego lotni.

 

5.6. Postępowanie pilota w sytuacji niebezpiecznej

 

Rozpatrywaliśmy różne rodzaje niestateczności w ruchu bocznym, jak i wpływ głównych parametrów skrzydła na własności stateczności bocznej. Przeanalizujmy teraz działania pilota, który znalazł się w trudnej sytuacji, jak i podstawowe sposoby polepszania stateczności lotni.

Należy pamiętać, że każda lotnia ma swe indywidualne cechy i te same sposoby trzymania mogą mieć różne skutki, choć istnieją pewne prawidłowości.

 

Niestateczność przechyłu:

Podstawowe oznaki:

- lotnia zbyt łatwo wchodzi w przechył i wychodzi z niego;

- zaniżone siły poprzeczne na sterownicy.

Postępowanie pilota:

- wypchnąć sterownicę ("od siebie")

- zmniejszyć huśtanie odpowiednimi uprzedzającymi odchyleniami sterownicy, przy czym pilot powinien reagować nie tylko na zmianę przechyłu, lecz na prędkość kątową przechyłu.

Zalecenia regulacji:

- zwiększyć wznios (kąt wzniosu V)

 

Rozhuśtanie przechyłu

- zwykle ma miejsce przy większych prędkościach lotu.

Podstawowe oznaki:

- lotnia leniwie wchodzi w przechył i słabo z niego wychodzi po odchyleniu sterownicy;

- siły, potrzebne do odchylenia sterownicy są znaczne;

- lotnia samoistnie rozhuśtowuje się, z narastającą amplitudą przechyłów

Postępowanie pilota

- oddać płynnie sterownicę ("od siebie");

- odpowiednimi, uprzedzającymi ruchami sterownicy zmniejszyć przechyły i ich prędkość kątową.

Zakres regulacji

- zmniejszyć wznios (kąt V)

- zwiększyć naprężenie poszycia.

 

Zakończenie

 

Rozpatrzyliśmy więc podstawy aerodynamiki lotni i jej niebezpieczne stany lotu. Autor ma nadzieję, że te wiadomości pozwolą pilotom właściwie się orientować w skomplikowanej sytuacji i w zaistniałej niebezpiecznej sytuacji znaleźć właściwe wyjście, które pozwoli na bezpieczne zakończenie lotu.

Naiwnością było sądzić, że zalecenia i wnioski z tego dokumentu uchronią pilota przed niebezpieczeństwem. Tylko ciągłe doskonalenie się w teorii i w praktyce pilotażu pomogą mu zwiększyć bezpieczeństwo lotów. Ciągłe opanowywanie nowych stanów lotu i coraz bardziej skomplikowane figury akrobacyjne mogą wyjawić nowe, nieznane dotychczas stany krytyczne lotu, dla których trzeba będzie przeprowadzić odpowiednie badania.

Zakończyć chciałbym wypowiedzią znanego pilota angielskiego R.H. Kwontica "Uczcie się na cudzych błędach - nie wystarczy wam całego życia, by osobiście wszystkie na sobie sprawdzić."

---