15.07.2019 Views

Энциклопедия пилота

You also want an ePaper? Increase the reach of your titles

YUMPU automatically turns print PDFs into web optimized ePapers that Google loves.

fl Ос овы аэродинамики

fl П нqиnы noaiтa

fl Навиrаqионные nриборы

·Уnравпениесамоаiтом

fl Принятие peweниil в noaiтe

...... словом,, всё,, "'° неоlход,,мо

энаа кu,дому nмoryl

О[


УДК 956.7

ББК 39.53

368

Настоящее издание представляет собой перевод официального издания

Федерального управления гражданской авиации (FAA) «The Pilot's Handbook of AeronauticaI Кnowledge».

Перевод с английского языка выполнен Издательским домом «Осоавиахим».

Книга «Энциклопедия пилота» является некоммерческим проектом.

Все средства, вырученные от продажи книги, будут направлены на создание

детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим».

368 Энциклопедия пилота. Пер. с англ. - М: Осоавиахим, 2011. - 476 с., цв. илл.

«Энциклопедия пилота» содержит базовую информации, которую сегодня необходимо знать каждому пилоту.

Книга поможет курсантам-пилотам на всех этапах лётного обучения.

Энциклопедия предназначается как новичкам в лётном деле, так и пилотам, готовящимся к получению

лётного сертификата более высокого класса.

ISBN 978-5-9902982-1-7 (рус.)

ISBN 1-5602-7750-5 (англ.)

УДК 956.7

ББК 39.53

U.S. Department ofTransportation

FEDERAL AVIATION ADMINISTRATIO

FAA-H-8083-25A

© Перевод на русский язык.

Оформление. ИД «Осоавиахим», 2011 г.

Полное или частичное использование материала, в частности, перевод, перепечатка, повторное использование

иллюстраций, декламация, транслирование, копирование на микрофильмы или воспроизведение

любыми другими способами и хранение в банке данных запрещено.


Предисловие

Небо ... Оно всегда завораживало

и манило человека .

Кто из нас в детстве не хотел летать? На протяжении

тысячелетий люди завидовали птицам и мечтали

подняться в воздух .

Современная цивилизация дала нам такую возможность. Скорость

развития авиации в ХХ веке поражает. За сто лет она прошла путь от фанерно-тканевых

аэропланов со слабыми моторами, способных пролететь

лишь несколько метров, до лайнеров, которые могут доставить вас в лю ­

бую точку планеты, иногда - как в случае «Конкорда» и ТУ- 144 - бы ­

стрее скорости звука .

Наверное, у многих из нас во время полёта не раз возникало желание -

превратиться из пассажира в пилота авиалайнера.

СССР был великой авиационной державой. Но авиация, как и многое

в нашей стране , была предназначена , в первую очередь, для военных

целей, и только потом - для всех остальных нужд. Не возникало даже

мысли, что простой человек может стать пилотом и иметь собственный

самолёт . Да что говорить: самый обычный автомобиль - и тот казался

пределом мечтаний.

Конечно , мечту о полёте можно было осуществить и в СССР: существо ­

вали планерные школы, авиаклубы, общество ДОСААФ .. . Но если у вас

были проблемы со здоровьем , пусть даже небольшие, путь в авиацию

оставался навсегда закрытым.

Мечта летать была и у меня. С детства я хотел стать лётчиком, но что

поделать - были проблемы со зрением. Не найдя прямого воплощения

, мечта трансформировалась сначала в учёбу на факультете аэромеханической

и летательной техники МФТИ, а потом в работу в ЦИАМ

(Центральном инстит уте авиамоторостроения) . Надежды на самостоя ­

тельный полёт почти не оставалось ...

В 1993 году я впервые приехал в США. Америка поразила меня развитием

авиационной отрасли . Множество маленьких аэродромов, невероятное

количество частных самолётов - некоторые по цене сравнимы с хо ­

рошим автомобилем ... Лётчиком может стать любой, независимо от рода

деятельности и достатка - было бы желание . Возможность получить ли ­

цензию частного пилота, купить самолёт или взять его напрокат существует

для каждого . В США есть даже ассоциация пилотов - инвалидов. -.


_. Моя детская мечта оказалась намного ближе к реальности, чем мне

всегда казалось.

Несколько позже и в нашей стране появились частные авиационные

клубы, и небо стало доступно всем желающим.

Я тоже научился управлять самолётом. Никогда не забуду свой первый

самостоятельный вылет. Необыкновенные, потрясающие ощущения.

Искренне желаю испытать такое всем, кто мечтал о небе, но ещё не осуществил

свою мечту.

Мне очень хочется сделать небо ближе для всех. Одна из ступенек

на пути к небу - эта книга. Она создана Федеральным управлением

гражданской авиации США и в Америке обязательна к прочтению для

всех, кто собирается получить лицензию частного пилота.

Мы надеемся, что эта книга поможет как начинающим пилотам,

так и тем, кто уже поднялся в небо и хочет летать не только в России,

но и в других странах.

У нас огромная страна, большие расстояния, плохие дороги, великие

авиационные традиции - короче говоря, есть все условия для развития

малой и частной авиации.

Желаю вам удачного полёта.

Хочу выразить благодарность:

Александру Шнайдеру- за аккуратный, вдумчивый перевод.

Игорю Митрюковскому - за труд по прочтению и редактированию

этой книги.

Эта книга является некоммерческим проектом. Все деньги, которые

нам удастся выручить от её продажи, будут направлены на финансирование

детско-юношеского авиационного клуба «Осоавиахим».

С уважением ко всем,

кто любит небо и не может жить без него,

Юрий Петрушеико, пилот-любитель.


Содер>1


Энциклопедия пилота

Самолёты из композитных материалов ...................................................... 44

Преимущества композитных материалов .................................................... 45

Недостатки композитных материалов ........................................................ 45

Утечка жидкости на композитные конструкции ............................................ 46

Защита от удара молнии ........................................................................... 46

Будущее композитных материалов ............................................................ 47

Бортовые приборы: движение в будущее ..................... 47

Приборы для контроля параметров движения ...................•..... 48

Приборы управления ........................................................ 48

Навигационные приборы ................................................... 48

Глобальная система определения

координат (GPS) ..................................................... 49

Глава З. Принципы полёта ............................. 53

Строение атмосферы •....•.•.•..•.•...••...•....•.....•......•.•.. 53

Атмосферное давление •..........•...........•.................... 53

Барометрическая высота ........•...........•.....•.•..•..•.•.•.. 54

Высота по плотности .•••••....•.•..•••.•..••••.•••....•.•...••..... 54

Влияние атмосферного давления на плотность воздуха ............ 55

Влияние температуры воздуха на его плотность ....•................. 55

Влияние влажности на плотность воздуха •••••••••••••................. 55

Теоретические основы создания

подъёмной силы •..•.•••.•••.•.•.........•...•...•...•.••••.••...... 56

Законы механики Ньютона ................................................. 56

Эффект Магнуса ............................................................. 57

Обтекание воздухом неподвижного цилиндра ............................................. 57

Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости ....................................... 57

Вращающийся цилиндр в движущейся жидкости ........................................ 58

Принцип перепада давлений Бернулли ................................. 59

Конструкция аэродинамической поверхности ..••..•.•....... 59

Область низкого давления над крылом ................................. 61

Область высокого давления под крылом ............................... 61

Распределение давления ................•............................•.... 61

Поведение аэродинамической поверхности ........................... 62

Третья поверхность .......................................................... 63

Глава 4. Аэродинамика полёта ...................... 65

Силы, действующие на летательный аппарат ................ 65

Тяга ............................................................................. 66

Лобовое сопротивление ...............................•..........•......•.. 67

Паразитное сопротивление ....................................................................... 67

Индуктивное сопротивление ..................................................................... 69

Аэродинамическое качество ...................................................................... 70

Вес ..............•............................................................... 71

Подъёмная сила ......•.•....•.....................•........•................ 71

Завихрения на концевой части крыла .......................... 72

Образование завихрений .....•............................................ 72

Как избежать турбулентности спутного следа •••••••••••.••••••••••••• 73

Эффект влияния земли ............................................ 74

Оси летательного аппарата ..•.•.•.•.•.•.•.•.•.•...•••.••..•••.••• 76

Момент и плечо момента .••.•.•••••••.•.•.•.•.•.•..•••••.••••.••. 77

Характеристики конструкции ЛА .•.•.•••••••••.•...•......•...... 78

Статическая устойчивость ......................................................................... 78

Динамическая устойчивость ...................................................................... 78

Продольная устойчивость (устойчивость по тангажу) ................................... 79

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену) ..................................... В 1

Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию) ............................... 83

Свободные путевые колебания («голландский шап•) ................. 84

Спиральная неустойчивость ...............•............................... 84

Аэродинамические силы

при полётном маневрировании .................................. 85

Силы, действующие на ЛА при повороте ............................... 85

Силы, действующие на ЛА при наборе высоты ..•....•..•.•••••••••••• 87

Силы, действующие на ЛА при снижении .............................. 88

Сваливание на крыло ..••••...•••...•.•....................•.....•. 88

Основные принципы конструкции

воздушного винта .........••...••••.....••.•.•.•............•.....•. 90

Крутящий момент и Р-фактор ..........................•.................. 93

Реактивный момент ......................................................... 93

Спиральный эффект •.•••••••............•......................•..••.•..•••• 94

Гироскопическое действие ................................................ 94

Асимметричная нагрузка (Р-фактор) .................................... 95

Перегрузки •...•.•.•.•.•.•...•.•.•.•••.•.........••• 95

Учёт перегрузки

при проектировании ЛА ...................................•................ 96

Перегрузка при глубоком вираже ........................................ 97

Перегрузки и скорость сваливания ............•••...•. 97

Перегрузки и полётные манёвры ................•.....• 99

Повороты ................................................................................................ 99

Сваливание ............................................................................................. 99

Штопор ................................................................................................... 99

Скоростное сваливание ............................................................................ 99

Боевые развороты и горизонтальные восьмёрки ....................................... 100

Область турбулентности ....................................................... , ................. 100

Эпюра скорости-нагрузки ........•........................................ 100

Угловая скорость ............................................................ 102

Радиус поворота .•.....................................................•.... 103

Вес и центровка ................................................... 1 04

Влияние веса на лётно-технические характеристики ............... 106

Влияние веса на конструкцию ЛА ....................................... 106

Влияние веса на устойчивость и управляемость ..................... 107

Влияние распределения нагрузки ....................................... 107

Высокоскоростной полёт ....•....•..........•................... 1 09

Дозвуковой и сверхзвуковой потоки .................................... 109

Диапазоны скоростей ...................................................... 109

Соотношение числа Маха и воздушной скорости .................... 11 О

Граничный слой .......•.................................................... 111

Ламинарный пограничный слой .............................................................. 111

Турбулентный граничный слой ............................................................... 111

Отрыв пограничного слоя ....................................................................... 111

Ударные волны .............................................................. 112

Стреловидность крыла ..................................................... 113

Границы бафтинга Маха .................•••...•.••.•.••.•.••....•.•....••. 115

Система управления высокоскоростным полётом ................... 115

6


Содержан ие

Гл ава 5. С и ст емы управлен ия пол ёт ом ......... 119 Система пуска ..................................................... 151

Сгорание ............................................................ 151

Системы управления полётом ................................. 120

Автономная цифровая система

Органы управления полёто м ............................................. 120 управления двигателем (FADEC) .............................. 152

Основ н ая с и стем а управления полёто м .. .................... ......... 120 Газотурбинные двигатели ....................................... 153

Элероны ............................................................................................... 121 Типы газотурб ин ны х двигателе й .. ............................. ... .... .. 153

Обратное рыскание ... .................. ....... ................................................... 121 Турбореактивные двигатели ..... ............................................................... 153

Дифференциальные элероны ................................................................. 121 Турбовинтовые двигатели ................... ..... .. ............................. ................ 154

Элероны Фрайса .. .. ........ .. ... .. ..................... ............................... ........... .. 122 Турбовентиляторные двигатели ....... .. ........ .... .. ............... .. .......... .... ..... .. .. 155

Св язка элеронов и руля направления .. .. .. .... ....... .. ......................... ........... 122 Т урбовальные двигатели ....... .. ...... .. .................. .. ....... ........... .................. 155

Флапероны ................................................. ................................... ........ 122 Пр и боры контроля над газотурбинными двигателями .............. 155

Руль высоты ............................................... .......................... ................. 122 Степень повышения давления в двигателе (СПlд) .... ......... ... .... ...... ... ......... 156

Т-образное хвостовое оперение ............ .. ................ ........................... .. ... 123 Температура выхпопных газов (ТВГ) .. ... .......... .. .. ............... .... ................... 156

Стабилизатор ........................................................................................ 125 Измеритель момента (торсиометр) .......................................................... 156

Аэродинамическая схема «утка• ......... .................................................. ... 125 Индикатор N, ...................... .......... .. ..................................................... _. .156

Руль направления ................... ................................................................ 126 Индикатор N 2

............. ..... .. .. .. ....... .. .. .... . .. ......... .. ..... ............................... 156

V - образное хвостовое оперение .... .. .... .......... .. .. ............................. ......... 126

Общи е за мечания по эксплуатаци и

В спомогательная с и стем а управления полётом ..... ........... ..... 127 газотурб и нны х дв и гателе й .......................... ................. ..... 156

Закрылки ................. ........ ........................................ ... .. ......................... 127 Температурные пределы двигателя ............... ........................................... 156

Элементы механизации передней кромки крыла ....................................... 128 Колебания тяги ........... .................. .................. ............ .... .. ............. ........ 157

Интерцепторы ............................................................... ........ .............. ... 129 Повреждение инородным телом ( П ИТ) ..................................................... 157

Системы балансировки ......................... ....... .. .. ............. ........ .................. 129 Горячий/ложный запуск газотурбинного двигателя ..... .. ... ........ .................. 157

Триммеры ................................... .................................................... ...... 129 Срыв потока в компрессоре ....... ..... .. .. ... ....... .. .. ........................... ......... .. 157

Сервокомпенсаторы .......................... ..................................................... 1 30 Срыв пламени ........................ .... ...................... .............. ........ ... ............. 158

Анти компенсаторы ............ .. ........ .. ... .................. ................... ........... .. .... 130 С рав нение хара ктер и стик дв и гателе й ...... .................. .......... 158

Регулируемые на земле триммеры ................................................. ......... 130 Системы планера ЛА .................. ,. .......................... 159

Регулируемый стабилизатор ........................ ................................ .. ......... 130 Топл и вные системы ........................................................ 159

Автопилот ........................................................... 131 Безнапорные системы ........ ............................... .................... ..... ............ 159

Н асосные системы ................................................ ........... .. ....... ............. 159

Гл ава 6. Ав и ац ионные с и с темы .................... 133 Помпа подкачки .................................... .. .... .................. ......................... 159

Топливные баки ................... .. ....... .... ... ............... ................................... 160

Силовая установка ..... ........................................ ... 1 33 Т опливомеры .. .. ....... .. ....... .. . ............ . ........... .. ..................... ................. 160

Поршневые двигатели ........................... .......................... 133 П ереключатель топливных баков .... ......................................................... 160

Воздуш н ы й ви нт .................................... ................. .. ... .. 136 Топливные фильтры , отстойники и сливы ...................... .. ......... .......... ..... 161

Воздушный винт постоянного шага ..... ... .. ........... ..................................... 137 Марки топлива ..................... ........................... ...................................... 161

Воздушный винт изменяемого шага ................................................. ........ 137 Загрязнение топлива ................... ................................... .............. .......... 162

Си сте м а пита н и я дв и гател я .......... ........... ...... ............. ...... 139 Дозаправка топливом ................................ ............................................. 162

Ка рбюр атор н ые с истем ы ................................................. 139 Эле ктрос и стема .................................................. .. ......... 163

Регулятор качества смеси ............ .. ... .. .... .. ............... ... .. .. ........................ 140 Гидравл и чески е с и стем ы ................................................. 165

Обледенение карбюратора ....................................... .. ... ... ............ ...... .... 141 Шасс и ................................................................... ...... 166

Системы подогрева карбюратора ( СП К) .................................................. 141 Самолёты с трёхопорным шасси ............. ... .. .. ...... ... ................................. 166

Датчик воздушной температур ы карбюратора ...... .. .... ............................... 142 Самолёты с хвостовым колесом ............. .... .. .. .... .. ........ .. ......................... 166

Датчик температуры наружного воздуха ............................... 143 Неубирающееся и убирающееся шасси .......... .. .. .. .. ... .. .............. ............... 167

Системы впрыска топлива ................................................ 143 Тормоза .................................... .... ....... ......................................... .... .... 167

Нагнетатели и турбонагнетатели воздуха .................... 144 Герметизированные самолёты ................................ 168

Н агнетател и ........ .. ........................................................ 144 Кислородные системы .. ......................................... 170

Турбо н аддув ....................................... ........... ........ ....... 145 Кислород ные м аски ...... ..... ......................... ........... ......... 171

Функционирование системы ........... .. ....... .. ............ ................................. 146 Канюл и .......................................................... ... .... ....... 171

Лётные характеристики на больших высотах .. .. ...................................... ... 147 Кислород н ые с и стем ы смешанного типа .............................. 171

Система зажигания ............................................... 147 Кислородны е системы ти п а «лёгочны й автом ат» .................... 171

Маслосистемы ................................................. ... 148 Кислородные с и стем ы непрерывного потока ......................... 172

Система охлаждения двигателя ............................... 149 Эле ктр и чес ки е ки слородные систе м ы пульсово го де й ствия ...... 172

Выхлопные системы ............................................. 150 П ульсовые о кси метры ................................. .................... 172

7


Энциклопедия пилота

Обслуживание кислородных систем ......•. •..•• •.••••• •... •••••..••... 173

Противообледенительные

и размораживающие системы ................................. 173

Противообледенительное

и размораживающее оборудование крыла ............................ 173

Противообледенительная система лобового стекла ................ 174

Противообледенительные системы воздушного винта ••••..•••..•• 175

Другие противообледенительные

и размораживающие с истемы •••••• •• ••••••••••••••••••••• ••• •. ••• .••• •. 175

Глава 7. Пилотажно-навигационные

приборы ........................................................ 177

Приборы системы приёмника

воздушного давления ......... ..................... ........................ 177

Камера и магистрали полного давления ..•.•••• •••••••• •••••• ••••• •••. 177

Камера и магистрали статического давления ........................ 178

Высотомер ••••••.•••.....•..•........••....••.•.••.......•....•.••••••••. ••.. 178

Принцип дей ствия ..................... .. .. .. .. ..................................................... 179

Влияние нестандартны х давлений и температур .. .. ................................... 179

Настрой ка высотомера .......................... ................................................ 181

Работа высотомера ............................... ......................................... .. ...... 182

Ти пы высот ........................... .... .. ............................................ ............... 182

Контрол ь по казани й приборов ................................................................. 183

Принцип де й ствия ......................... ......................................................... 183

Указатель вертикальной скорости (вариометр) ...................... 183

Принци п раб оты ..................................................................................... 183

Провер ка работы пр и бора ........ ..... .. .. ..................................................... 184

Указатель воздушной скорости (УВС) .................................. 184

Раз метка ш калы УВС ........... .................. ................................................. 185

Другие ограничен и я воздушной с корости ....... .... ...................................... 186

Провер ка работоспособности прибора .. ................................................... 186

Засорение систем ПВд/ПСД ...........•••••••••••• •• ••• •••.•••• •• •.•••• . 186

Засорение ПВД .................................... .................................................. 187

Засорение с исте м ы статиче ского давления ............... .. ......... .................... 188

Электронный индикатор

параметров полёта (ЭИПП) ............................. .. ...... 188

Шкала воздушной скорости ................... , .......................... 189

Указатель пространственного положения ••.••• ••••• •• ••.••••••• •••••• 189

Высотомер •• ••••••••••• ..•••• .......•.• ......•• .••• .••• •••• .• ••• ••••• .. •. •... 189

Вариометр ••••••••••••••••••••••.... •.•....•..•....•.••••• .•• •• .•••••••••••• • 189

Указатель курса .. .. •... ..•.•...............•...•......•••.• •• •.••••.•. ••...• 189

Индикатор поворота ••••.....................•..•••..••.••••• •.••••.••• •..• . 189

Указатель числа оборотов (тахометр) .................................. 189

Индикатор скольжения .•.•..•..••.. •• ••••• ••.. •.•. ••.••••• ••.•.•.• .• •..... 189

Индикатор угловой скорости .....•........•......•••.••• , • , •.•• .••••.. ..• 189

Вычислитель параметров полёта (ВПП) ............................... 190

Векторы упреждения ............................. , ...... , .................. 191

Гироскопические навигационные приборы •..•••.•.•... .•.. 192

Принцип действия гироскопа ............................................ 192

Усто йч и вость в простра нстве .................................................................. 192

Прецессия ............................................................................................. 193

Источ н ики энергии ......................................................... 193

Индикаторы поворота .................. ......... ........................... 194

Указатель поворота и с кольжения ............................................................ 195

Координатор поворота ............................................................................ 195

Указатель скольжения ..................................................... 195

Нить рыс кания ....................................................................................... 196

Контроль показани й пр ибора ........................ .... ...................................... 196

Указатель пространственного положения (гирогоризонт) .......... 196

Указатель курса (гирокомпас) ........................ .................... 197

Блок электронных гироскопов (БЭГ) .................................... 198

Магнитно-индукционный компа с •.•••••.•••••••••...•.•.•••.•••••••••••• 198

Дистанционный компас ................................................... 199

Контроль показаний прибора .................................................................. 200

Кур совые системы ••• ••• ....•. .................• .....• .•• •. •..••.. 200

Магнитный компас •• ••••• ...•..•••••• •• •••• •,. •••••••••••••••••••••••••••••• 201

Наведённые ошиб ки магнитного компаса .................................................. 201

Ош и б ка колебани й компаса ............................... ..................................... 204

Компас с вертикальной картушкой ....... , ............................... 204

Запаздывания и опережения .................................................................... 205

Демпфирование ви х ревыми то ками ................................. .... .................... 205

Датчи к температуры наружного воздуха (ТНВ) ............. 205

Глава 8. Руководства

по лётной эксплуатации

и другие документы ..................................... 207

Руководства по лётн ой эксплуатации (РЛЭ) ................ 207

Вступительная часть •••••••••. .......•.•...•••• •.•...•••. ......•• .• .•. ••••• 207

се Общие положения » (раздел 1 ) ••• •• •••• •••••••• •••••• ••••••••••••••••••• 208

« Эксплуатационные ограничения » (раздел 2) .•. •••• ••.•• .•••••• ••• •• 208

« Воздушная скорость • ............................................................................ 208

« Силовая установ ка • ...................... ... ................... ................................... 208

« Вес и распределение н агрузк и • ........ .. .......... ......................................... 209

« Ограничения полётны х реж имов • ........................................................... 209

«Таблич к и » ......................................................................... .................... 209

«Особые случаи » (раздел 3) .............................................. 209

«Выполнение полётов »

(раздел 4) ....................................... 21 О

«Лётно - технические характеристики» (раздел 5) .................... 21 О

« Вес и центровка/ список оборудования » (раздел 6) ............... 211

«Описание бортовых систем» (раздел 7) .............................. 211

«Техническое обслуживание » (раздел 8) ............................... 211

«Дополнения » (раздел 9) .................................................. 211

ссРекомендации по обеспечению без оп асности » (раздел 1 О) ..... 211

Бортовая документация ЛА ........ ............................. 211

Регистрационный сертификат ЛА ........ ,. ................ , ......... , ••• 211

Лёгкие спортивные ЛА (LSA) ............... , ............................... 213

Сертификат лётной годности .............................................. 213

Техническое обслуживание ЛА., .................. , , , .. , ... , .. , , , , .... , , .. 214

Осмотры ЛА ..... .......................... .. ...................... . 214

Ежегодный технический осмотр .......... ,. .............................. 214

Сточасовой технический осмотр ......................................... 215

Другие технические инспекции ...••••••••••••••• ••••• ••• ••••••.• ••••• ••• 215

Провер ка высотомера .............................................................................. 215

Провер ка бортового ответчика (транспондера) ............. ............................ 215

8


Содержание

Аварийный приводной п ередатчик ............... ............................................ 215

П редп олётный осмотр .............................. .......................................... .... 215

Перечень минимального комплекта

оборудования (ПМКО) и эксплуатация ЛА

с неисправным оборудованием ................................ 215

Профилактическое техническое обслуживание •.•• .. ...... 217

Протоколирование проф илактических операций .................... 217

При м еры профилактическ и х работ ..................................... 217

Ремонт и переделка .. ....•.............................•.....•............. 218

Специальные разрешения на выполнение полётов ................. 218

Директивы по лётной годности (ДЛГ) .. ....................... 219

Обязанности владельца/эксплуатанта ЛА •..•.•.•...• •.•.•.. 219

Глава 9. Вес и центровка ............................... 221

Контроль веса .. .............................. ..................... 221

Влияние веса ................................................................ 221

Изменения веса ...................... ....................................... 221

Центровка, устойчивость и центр тяжести ................... 222

Влияние неправильно й центровки .•................... ................. 222

Устойчи в ост ь ................ .... .. ............................... .... ................................ 223

Упр а вля емость .................. ............................. .. ...................................... 223

Управление весом и центровкой ЛА .................................... 224

Терм и ны и определения ............................. ..................... 224

Методы расчёта веса и центровки ...................................... 226

Ограничения веса и центровки .................................... ....... 227

Определение

веса с полной нагрузкой и положения ЦТ .................... 227

Расчётны й метод ........................................................... 227

Графический метод ........... .. ... ........................................ 228

Табличный метод .•......•.•..........•....•••.....••.••• •••• •.• •........... 228

Расчёты при отрицательном плече .................•........ ........... 228

Расчёты с использованием массы без топлива ...................... 230

Перемещение, увеличение и уменьшение веса ...................... 231

П е ремещение груза ........................................ ........ ...........•.................... 231

Уме ньшен ие ил и ув елич е ни е в еса груза ................................................... 232

Глава 10. Лётно-техничес кие

характеристики ЛА ....................................... 235

Значение эксплуатационных показателей ..•. .•.. ... .......• 235

Структура атмосферы ..••.• ••• ...•..•......•....... .. .. .. ........ 235

Атмосферное давление ••••.• ....•.• .•.•..•.•.•.•.•.•.•••••.•••.. 235

Барометрическая высота .......... .. ........................... 236

Высота по плотности ....... ............... ........ .............. . 237

Влияние атмосферного давлен и я на плотность воздуха .....•..... 237

Влияние температуры воздуха на его плотность ....•..........•..... 238

Влияние влажности на плотность воздуха ....... ....... ............... 239

Лётно -технические характеристики ..••..•••..••• .•..•• .. ••••• 239

Установившийся прямолинейный полёт ............................... 239

Характеристики набора высоты ......................................... 240

Характеристики дальности полёта .....................•..............•. 242

Зона обратного управления ...•... ....••.•......•..••... •.••..........••. 245

Взлётные и посадочные характеристики .. .. ................ 246

Покрытие и продольный уклон ВПП ...... ............................... 246

Вода на ВПП и динамичес кое гидропланирование .................. 248

Вэлётные характеристики •................................................ 249

Посадочные характеристики ............•.•.....•..•.....•........••••... 250

Виды воздушных скоростей ................................. ... 253

Эксплуатационные таблицы ......... .. ............... .......... 253

Интерполяц и я ... .........•...................•........•••...............•... 254

Диаграмма высоты по плотности ........................................ 255

Таблицы взлётных параметров .....................................•.... 255

Таблицы набора высоты и крейсерского режима .................... 257

Диаграмма встречной и попутной составляющих ветра ...... ...... 262

Посадочные таблицы ...•.. ...............•. .... .................•.•.••.... 263

Таблицы скорости сваливания ........................................... 264

Характеристики самолётов

транспортной категории ................ ..................... .... 264

Эксплуатационные требования .........•.•....•.........••.....•••.•.... 265

Взл ёт ......................................... ............................. .............................. 265

П осадка ............................................... ........................... .. ........ ,.,, ......... 266

П лан иро ва ние взлёта ............ .......... ....................................................... 265

Параметры разбега ........................................................ 266

Сбал ан с иро ва н ная дл ина лёт н ого п ол я ............ ....................... ................. 269

Требования набора высоты ................. .................... 269

Первый участок ..........••.•.••..•••••••.. ••.•........•••....•.•........••• 270

Второй участок .. ............................................................ 270

Третий участо к (участо к разгона) ........................................ 270

Четвёртый участок (конечный) ........................................... 270

О граничения набора высоты на втором участке ...................... 270

Требования авиакомпаний

к высоте пролёта над препятствиями ........................ 270

Краткая сводка вэлётных требований .................................. 271

Посадочные характеристи ки ............................................. 271

Пл а н и рован и е п о садк и ............................................................... ............ 272

П осадоч ны е требова н ия ......................................................................... 272

Требован и я набо ра высоты

после п ре р ывания захода на посадку ................................. ...................... 272

Требо ва н и я к ВП П ......................................................................... .. ....... 272

Краткая сводка посадочных требований ............................... 272

Глава 11. Теория погоды ............................... 275

Атмосфера ........ ...................•••••••.••.•.•••••••••••.••••. 398

Состав атмосферы .......................................................... 398

Циркуляция атмосферы ................................................... 276

Атмосферное давление .......................................•..•..•...... 277

Сила Кориолиса •.•• ....•... .•.•....•••.•.•••.•.•••••••••••.•.••••. 277

Измерение атмосферного давления ..............•... .•.•.•• • 278

Высота и атмосферное давление ............................. 279

Высота и полёт ...... ...... ...... .................................. 280

Высота и организм человека .. ........................ ......... 280

Ветры и воздушные потоки .... .. ............................... 281

Ветровые режимы •......•.................•.•••.••.•.•......•.•........•.•. 281

Конвективные потоки .....••....••..............•••••.....•.••....•.••••... 281

9


Энциклопедия пилота

Влияние препятствий на параметры ветра ............................ 283

Сдвиг ветра на малых высотах ........................................... 284

Отображе ние ветра и давления

на приземных синоптических картах погоды ......................... 286

Стабильность атмосферы ....•... ........•••. .•.•. .. .•• .•..•.• .. 287

Относительная влажность .....•.•............•..•.•....................... 288

Связь температуры и точки росы .........................•.•.... ........ 288

Способы достижения воздухом точки насыщения ................... 289

Роса и иней ....•...............•.•.•............... .. •...............•.•..... 289

Туман ..•...................................•......................... .......... 289

Облака ..•••.....••. •.......•••. .•. .••..•. .....••...................•.......... 290

Нижняя кромка облачности ..•......................................•..... 292

Видим ость ......................•...................... ................ .. ..... 293

Осадки ..•.................•.............................•..................... 293

Воздуш н ые массы .. .. ............. ..... .. ...................... .. 293

Атмосферные фронты ... ..•....•............... .......•....•.... 294

Тёплый фронт ... ............................................................. 294

Пол ёт навстречу приближающемуся тё плому фронту ........ .. ...................... 295

Холодный фронт ... ...............................••. .........•.. .. ......... 295

Бы стро движущи й ся холодный фронт .................. .............................. ... ... 296

Пол ёт навстречу приближающемуся холодному фронту ........................... .. 296

Сравнение холодных и тёплых фр онтов ...... ............. .....•.•..... 297

Сдвиг ветра ....••.•.. .... ••••..... •.•..... ..•• ... .....•.........••.......•... 298

Стационарный фронт ...................................................... 298

Окклюдированный фронт ......................... ........................ 298

Грозы ...............................................................• .......... 299

Опас н ости ............................. ................................................................ 299

Ш к валовые лин ии ................... ............................................................... 299

Торнадо .................................................. ......... ...................................... 300

Турбул ентность ............................................ .......................................... 300

Обледе нен ие ......................................................................................... 300

Град ............................................... ................................................. ...... 300

Нижняя к ром ка облачности и видимость ..... .. ...... .. ............. .. ........... .. .. .. ... 301

Влияние грозы на вы сото мер ................................ ....... .. .. .. ..................... 301

Молн и и ...................... ...............................•.........•................................. 301

В сасывание воды двигателем ......................... ......................................... 301

Глава 12. Авиационные

метеорологические службы ......................... 303

Наблюдения •• .•.•...• ..•.••... .••• .....•.... ....................•.. 303

Наземные авиационные мете о наблюдения ....•.•........•......•.•.. 303

Центр управления воздушным движением

н а авиационных линия х (ARTCC) ....... .... ....................................... .. .......... 303

Наблюдения за верхними слоями атмосферы ..............•......... 304

Радиолокационные наблюдения .•.•.........••••••............•......... 304

Спутники .............•............•.................................•......... 305

Метеорологичес к ие с путниковые данные .................... ...... .................... ... 305

Виды спутни ковы х метеосообщени й .................................. .. .................... 305

Пун кты метеорологиче с кого обслуживания ................. 306

Автоматическая станция службы

обеспечения полётов (AFSS) ...................................... .... ... 306

Распространение автоматических сводок погоды (TIBS) ........... 306

Служба метеор оло гических сообщений

прямого доступа (DUATS) ................ .•. ...........•.................. 307

Служба консультаций на маршрутных полётах (EFAS) ......•....... 307

Служба предупреждения

об опасных ситуациях в полёте (HIWAS) .. .. .........•. ..•............. 307

Авто матические радиосводки погоды (ТWЕВ) (только Аляска) .... 307

Погодные инструктажи ......... .....•...........••..•. •..• ....... 307

Стандартный инструктаж ...•............ .. •.. ............................. 308

Сокращённый инструктаж .................•... .........••••• ••• .. .......•• 308

Обзорный инструктаж .................. .. ..•. .. ............................ 308

Авиационные сводки погоды ........ •................•....... .. 309

Регулярные авиационные сводки погоды (МЕТАR) .................. 309

Метеороло гические сводки пилотов (PIREP) ............ .............. 311

Радиолокационны е метеорологические сводки (RAREP) ........ .. . 312

Авиационные про гнозы погоды ..•.. •.. .•.•.....•...•.........• 314

Пр огноз погоды по аэродрому (TAF) .. ..•...•..... •• ........•.• .....•. .. 314

Авиационные прогнозы по регионам (FA) .............................. 315

Консультативные полётные сводки погоды ........................... 316

AIRMEТ .................................................................................................. 316

SIGMEТ .................................................................................. .. .............. 317

Информация о существенных конве кци онны х

по годных явлен и я х (WST) ..................................... ................................... 318

Пр огноз верхних ветр ов и темп ературы (FD) .......................... 318

Карты погоды •.• ••.• .•.••••• .•••.. ••.• .• •• •••• ••. •• •.• •.• •• •. ••.. •• 319

Карта приземного анализа ............................................... 319

Карта описания погодных условий ......•.....•..............•.•........ 320

Обзорная радиолокационная карта ..................................... 321

Карта прогноза особых погодных явлений ........................... . 323

Отображение погоды на экранах РЛС УВД ...... .. ...... .... 323

Помощь в укл о нении от встречи

с неблагоприятными погодными условиями •.....••••.... ... •• ......• 326

Отображение дан н ых по годы

на электронных индикаторах пол ётных данных (ЭИПП )

и м ногофункциональных индикаторах (МФИ) .. .......... .. . 326

Актуальность и срок действия

метеорологиче ско й информации .....•.•............................... 327

Си стема РЛС нового поколения (NEXRAD) ............................. 327

Информация уровн я 11 ..................................................................... ...... .. 327

Информация уровня 111 ............................................................................ 327

Ис кажения данных NEXRAD ....... ...................... ..... ....... .. .. .......... .. .. .......... 328

Ограничения РЛС системы NEXRAD ....... .. ............. ... ............................. ... 328

Отображение инфор мации AIRMEТ/SIGMEТ .......................... 331

Данные МЕТАR в графическом представлении ....................... 331

Глава 13. Авиационные операции

в аэропорту ................................................... 333

Типы аэропортов ......•......................... .. ................ 333

Аэр опорты с командно-диспетчерским пунктом (КДП) ............. 333

Аэропорты без КДП ......................................................... 333

Источники информации об аэропорте ••.•• •.• •••• .••.•.•.... 334

Аэр онавигационны е карты ................ ., .... , .......................... 335

Справочник аэропортов и наземных служб (A/FD) ................... 335

10


Содержание

Извещения пилотам (НОТАМы) ................................. .. ....... 335

Маркировка и обозначения в аэропор,у ••• •• ••• •••• ••••••••• 335

Разметка ВПП ................................................................ 335

Разметка рулёжных дорожек .........•.......... ......................... 337

Другая маркировка .... ......•.. .............••................•...........• 337

Маркировочные знаки аэропортов .......•.....••.............•.•....... 338

Светосигнальное оборудование аэропорта ................. 338

Световой маяк аэропорта .............•.•...........................•..... 339

Системы огней приближения ............................................. 339

Визуальные индикаторы глиссады .........•. ........................... 339

В изуал ьны й индикато р захода на посадку (VASI) ..................................... .. 339

Другие системы индика ци и глиссады .. ... ........ .. ....................................... 340

Светосигнальное оборудование ВПП ................................... 340

Оп озна вател ьные о гни торца ВПП (REIL) .............. .................. .. .............. .. 340

П осадоч ны е о г ни ВПП ............................. ........... ... ............. .. .. ................ 340

В нут ренние огни ВП П ......................... .................................................... 340

Управление светосигнальным оборудованием аэропорта ......... 341

Освещение рулёжных дорожек (РД) .................................... 342

Светосигнальная маркировка препятствий ..........•........ ........• 342

Указатели направления ветра .................................. 342

Установленные маршруты движения ......................... 342

Пример. Описание схемы движения

в аэропорту с единственной ВПП .......... .. .. ............ .............. 343

Пример. Описание схемы движения

в аэропорту с параллельными ВПП ............................ ......... 344

Средства радиосвязи •• ••••••• •..•.••..•• .•• •.. •••••..•••••• .• ••. 344

Лицензирование радиосвязи ............................................. 344

Радиокоммуникационное оборудование ..........•.................... 344

Порядок действий при нарушении радиосвязи ....................... 345

Служба управления воздушным движением ................ 345

Первичный радар •..........•......•..........•••• ...•.. •.......•...•....... 346

Радиолокационный маяк службы УВД (ATCRBS) ..................... 346

Бортовой ответчик (транспондер) .. ........... .................. ........ 347

Радиолокационные консультативные сообщения ..............•..... 347

Турбулентность спутного следа •••••• ••• ..•. .........••••.••.•• 348

Возникновение вихрей ..................................................... 349

Интенсивность вихрей ..................................................... 349

Поведение вихрей .........................•................................ 349

Предотвращение попадания в с путный вихрь ........................ 350

Предотвращение столкновений ... ............................ 350

Процедуры по предупреждению столкновений ........... ............ 351

Предотвращение несанкционированного выезда на ВПП ........•. 352

Глава 14. Воздушное пространство .............. .355

Контролируемое воздушное пространство •••••••••••••• •••• 355

Воздушное пространство класса А ...................•........• .. ....... 355

Воздушное пространство класса В ...................................... 355

Воздушное пространство класса С .......•••••.•..........•••• •• ........ 355

Воздушное пространство класса D .......... .. .. .. ...................... 355

Воздушное пространство класса Е ............ ................ .......... 356

Неконтролируемое воздушное пространство ••••••••••••••• 356

Воздушное пространство класса G ........................ .............. 356

Воздушное пространство

для специального использования ............................. 356

Запретные зоны ......................•....... ............... ................ 357

Ограниченные зоны ........................................................ 357

Опасные зоны .......••••••. •.•. ......•...••• •• ............•................. 357

Зоны военных операций (МОА) .......................................... 358

Зоны повышенного внимания ........ ..... .....................•......... 358

Зоны ограниченного огня средств ПВО (CFA) .. ........... ............ 358

Другие виды воздушного пространства ...................... 358

Маршруты учебных полётов военной авиации (MTR) ............... 358

Зоны временных полётных ограничений (TFR) •.••..• •••. ........••. • 360

Зоны прыжков с парашюто м с ЛА ....................................... 360

Официальные маршруты полётов по ПВ !П ............................. 360

Зоны обслуживания аэродромных РЛС (TRSA) ....................... 360

Зоны интересов национальной безопасности (NSA) ... ............. 361

Служба управления воздушным движением

и Национальная система УВД .. ....... ......................... 361

Координирование использования воздушного пространства ..... 361

Деятельность в воздушном пространстве различны х типов ....... 362

Эксплуатационные метеоминимумы общих П ВП ....................................... 362

П ра в ил а э ксп л уата ции

и требования к пилоту и бортовому обо рудова нию ...................... .. ........... 362

Све рхлёгкие ЛА .................................. .................................................... 365

Неуправляемые воздуш ные ш ары ........... ............. .................................... 365

Пр ыжки с параш ютом .................... .. ................ ......... ... ........................... 365

Глава 15. Навигация ...................................... 367

Аэронавигационные карты ........... ,. .......................... 367

Секционные карты .........• ..........•..• •• ...........•.....•.•....•....... 368

Карты зо н ы аэропорта для полётов по ПВП ........................... 368

Международные аэронавигационные карты ......•................... 369

Широта и долгота (меридианы и параллели) ............... 370

Часовые пояса ...... •• ...•••..........••.•.......•.......•.•...............•. 370

Измерение направления ...................... ..... ....................... 371

Склонение ............••................•..• ..............••.•• .•......••..... 372

М аг нитное склонение ................ ................... ... .... .......................... ......... 373

Ком п асная девиация ................ ... ..... .......................................... ............. 373

Девиация •••••••••••• ••••••••••••••••••• ••••••••••••••••••••••.••••• 37 4

Воздействие ветра ........................................... .... 374

Исходные расчёты ..•.••••••.•••••••••••••••••••••••••••• •.•. ••••. 377

Перевод ми нут в часы ...... ............................................... 377

Время Т = D/П С ..................................................................................... 377

Расстояние D = ПС х Т ........................... ....... .. .. .. ... ............ .................... 377

Путевая скорость ПС = D/Т ........ ................ ............................................. 377

Перевод узлов в м или в час или в километры в час ................. 377

Расход топлива .......... .................•.................•................ 378

Бортовые вычислители .................................................... 379

Протрактор .•...........................................•..•...•.............. 379

Пилотаж .. .. ................. .................................................. 379

Счисление пути .................................................... 379

Ветровой треугольник или векторный анализ .. •...•••••.....•.. •.•.. 380

Ш аг 1 .......................... .......................................................................... 381

11


Энциклопедия пилота

Ш аг 2 ............................................................... ... ........................... ....... 381

Шаг 3 ................................................................... ................. ................ 381

Шаг 4 .................................................................................................... 382

Планиро в а ние полёта .•. .•• •..•...•••. •••• .• .•....•..•........ ... 383

Экипир ов ка пилота ................... .................................. .... 383

Ознакомление с погодными усл овиями .. .............................. 384

И спользование справочн ика аэропортов

и наземных служб (A/FD) .................................................. 384

Руководство по лётной эксплуатации

или эксплуатационный справочник пилота (AFM/POH) •.•.•••••. ••• 384

Прокладка курса ............ .. .. .................................. 384

Этапы прокладки курса .................................................... 386

Регистрация плана полёта по ПВП ............ ................ 388

Радионавигация ••••••••• ••.• .•••• ••. ...•.• .•• •...•• •.......•. •.... 389

Всенаправленные азимутальные радиомаяки (VOR) •••• •••••.•••••• 389

Радионавигационные системы VOR/VORTAC .......................... 390

Использование VOR ................................................................................ 391

Указатель кур со вой девиации (CDI) ..................................... 391

Индикатор горизонтального положения (HSl) ......................... 391

Радиомаrнитный указатель (RMI) ....................................... 392

Движение по маршруту с помощью VOR ............................... 392

Рекомендации по использованию VOR ................................. 394

Время и расстояние до станции ......................................... 394

Определение расстояния до маяка ..................................... 394

С корость пеленга ................................................................................... 394

Курсовой угол .............................................................................. .......... 395

Дальномерное оборудование (ОМЕ) ..... .. ............................. 395

Зональная навигация по радиомаякам VOR/DME (RNAV) ....... .... 395

Автоматический радиопеленгатор (ADF) ............................... 397

Система «Л ор ан·С» •••••••••••••••••••••••••.•.••••••••••••••••••••••••••••. 399

Глобальная система определения координат (GPS) ................. 399

Селективная доступность ....... ... ..................... ....... .................................. 400

Использование GPS во время полёта по ПВП .. ............................ ............ . 400

Фун к ция А КЦП ....................................................................................... 400

Рекомендации по использованию GPS при полётах по ПВП •• •.••. 401

Пр омежуточные точки при навигации по ПВП ........................ 401

Порядок дей ствий

при потере ориентации ......•...•...•............•. •. •.....• .•. • 402

Откло нение от маршрута пол ёта ................ .............. 402

Глава 16. Авиамедицинские факторы .......... 405

Прохождение медицинско го

о свидетельствования .....•.•........................ ........ .• .. 405

Медицинские и фи зиол огически е факторы,

влияющие на работоспособность пилота .............. .. .... 405

Кислородное голодание (гипоксия) ..................................... 406

Гипоксическая гипо ксия ......... .. ............................................................... 406

Гем и ческая гипо ксия ................................................................. ............. 406

Застойная гипоксия .......................................... ...................................... 406

Г истото ксическая гипо ксия ..................................................................... 406

Симптомы гипоксии ........................................................ 406

Перенасыщение лёгких кислородом (гипервентиляция) •• ••••• •• •• 407

Поражен ия среднего уха и синуса .......•........••••••• .•.. •.•• •• ••• ••• 408

Пр остранств е нная дезориентация и сенсорные иллюз ии ••• •••••• 409

Вестибулярные иллюзии .............................. ........................................... 41 О

Зрительные иллюзии ........ ..................................................................... 411

Положение тела пилота ................................................... 411

Демонстрация пространственной дезориентации •• •••• ••••••.•••••• 412

Набор высоты при ускорении ................................................... .............. .412

Набор высоты во время поворота ............................................................ 413

Пикирование во время поворота ......... .................................................... 413

Наклоны вправо или влево .............. ... ................................... .................. 413

Обратное движение ...................................... .......................................... 413

Пи кирование или крен

за пределами верти кальной плоскости .................... ................................. 413

Пр отиводе йствие пространственной дезориентации ............... 413

Оптические иллюзии .• ••. .••• •.• ••. .....•.••..•.•..•.•••.••.••..• •• •••• •• •• 415

Иллюзия ширины ВПП ............................................................................ 415

Иллюзия уклона ВПП и местности ......................... .................................. 415

Преломление в воде .............. ...... .......................................................... .415

Дымка .......................................................................... .. ...... ................. 415

Туман .................................................................................................... 415

Иллюзии наземных огней ........................ ........... ..................................... 415

Как предотвратить оwибки при посадке,

связанные с оптическими иллюзиями ................................. 415

Воздушная болезнь •••.••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••••• 416

Отравление угарным газом (СО) ......................................... 416

Стресс ......................................................................... 417

Утомление .......................... .. ................. ....................... 417

Обезвоживание и тепловой удар ........................................ 418

Алкоголь ...................................................................... 419

Лекарственные препараты ... ............................................. 421

Высотная декомпрессионная болезнь (ДКБ) ... ....................... 422

ДКБ после подводного плавания с аквалангом .......................................... 423

Зрен ие в полёте .......... ....... .................................. 423

Миоп ия пустого поля ....................................................... 424

Н очное зрение ................. .•.....•....••••.. ..•••. .• ••••.••.• ••• •••• •••• 424

Иллюзии ночного зрения .• •... •.......•.•.•• ......•• •• •• •..••••..••• ••.•• • 426

Ауто ки нез ................................ .............................................................. 426

Ложный горизонт ............................................................ ....................... 426

Иллюзии ночной посадки ................................................. 427

Глава 17. Принятие

аэронавигационных решений ..................... 429

И стория ПАР .......... ..... ........ ............ .................. .. 429

Упр а вление ре сур сами экипажа (УРЭ)

и управление ресурсами единственно го пилота .............. 431

Опас н о ст ь и ри с к ............ .. .................... ............... 431

Опасные психологические устан ов ки

и м етоды противодействия им ........... ................................ 432

Ри ск ............................................................................ 433

Оценка риска .. ...................................................... ..... ............................ 433

Вероятность события ......................................................... ..................... 433

Уровень опасности ........ .................. ................... .................................... 434

12


Содержание

Снижение рис ка ........................................................................ .. ..... ...... 434

Вопросник PAVE ... .......................................................... 434

Человеческое поведение ................ ........................ 438

Процесс принятия решения ............... ... .......... ........ 440

УРЕП и 5Р ..................................................................... 440

План .......................................................................................... ........... 441

Самол ёт ....................... ........................................................... .•..... ... .... 442

Пилот ... ............................................................. .................................... 442

Пассажиры ........................................... ........... .......................... ............ 442

Программирование ................................................................................ 443

Perceive, Process, Perform (ЗР) -

Воспринимать, Анализировать, Действовать ......................... 443

Объединение моделей ЗР , CARE и ТЕАМ .................................................. 445

Вырабатывание привыче к к соблюдению норм безопасности .................... 446

Петля OODA .................................................................. 446

Модель DECIDE .............................................................. 446

Обнаруж ивай (пробл е му) ......................... ............................................... 448

Оценивай (необходимость реакции ) ....... ... ... ....................................... ..... 448

Выбирай (образ де й стви й ) ...................................................................... 449

Находи (решения) .................................................................................. 449

Действуй (выполняй необходимые дей ствия) ......... .................................. 449

Анализируй (результаты действи й ) .. ................................................. ....... 449

Принятие решений в изменчивых условиях ................. 449

Автоматическое принятие решений .................................... 449

Оперативные ошиб к и ........................................ .. .......................... ......... 450

Управление стрессом ...................................................... 450

Использование ресурсов .................................................. 451

Внутренние ре сурсы ............................... ................................................ 451

Внешние ресурсы ................................................... ................................ 452

Осведомлённость в обстановке ....... .. .......... .. .. .... ..... 453

Препятствия к сохранению

осведомлённост и в обстановке ......................... ................. 453

Управл е ние рабочей нагруз кой ................................................................ 453

Управл е ние р и с ками .................................................................... ........... 454

Автоматизация ....... ...................... ....................... 455

Результаты исследования ................................................. 456

Использование бортового оборудования .. ........ .................... 457

Автопилот ..................................................................... .. ... .. .................. 457

Глубо кие знания ..................................................................................... 459

Умение использовать информацию бортовых систем ........... .... ................. 459

Доведение навы ков использован и я бортовы х с истем

до авто матизма .................................. ............................. ....................... 459

Необходимость избегать , зубрёжк и » ............................................... ........ 459

Знание различных пилотаж но-навигационны х платформ ........................... 459

Управление автоматическими система ми ЛА ........................ 460

Управлен и е информацие й ....................................................................... 460

Повышение осведомлённ ости в обстановке .......................... 461

Управление автоматическими средства ми ................. ... ... ..... 462

Управление рисками ... .......................................... 462

Приложение 1. Краткий

англо-русский словарь

авиационных терминов ............................... 464

Приложение 2.

Используемые сокращения .......................... 4 72

13


•iФiФII

Введение

Краткая история воздухоплавания

С незапамятных времён человек следил за полётом

птиц, мечтая, подобно им , подняться в небо. Логика

подсказывала: если относительно слабые мышцы

птиц могут поднимать их в воздух и поддерживать

полёт, человек, с его гораздо более сильными мускулами,

тоже сумеет сделать это. Никто не подозревал,

насколько сложным является сочетание функций

мышц и сухожилий, работы сердца и дыхательной

системы у обычной птицы. Никто не мог представить

себе иного приспособления для полёта , че м

движущееся крыло переменной кривизны. На протяжении

многих тысячелетий люди пытались взлететь

как птицы , и бесчисленное множество жизней было

AtetЬanic,s'

;IRaga!inr,

blUSiU)t, R!GISTf.R, JOU«X,\JJ, АХ 1)

G.\ZHT1'E.

UtU&DAY. :!l&rtl.Мf!Xll U. IW. ( М.3'1.. ~ff,I и .

...... ..,,.('.--....,-

1\с , t .

потеряно во время таких попыток .

Jlt. J.

Ри с . 1-2. Глайдер сэра Джорджа Кейли , 1852 год.

Р ис. 1-1. Орнитоптерные крылья Леонардо да Винчи .

Имя первого «птицечеловека», надевшего крылья и

прыгнувшего с утёса с намерением полететь, века не

сохранили. Каждая неудавшаяся попытка задавала

древним воздухоплавателям новые и новые вопросы.

Почему крылья , приводимые в движение взмахами

рук, не работают? Что с ними не так? Философы,

учёные, изобретатели предлагали различные решения ,

но никому не удавалось снабдить человека крыльями,

которые позволили бы ему подняться в воздух и парить

как птица. Леонардо да Винчи заполнял страницы

своих тетрадей эскизами разнообразны х летательных

аппаратов, но у его идей был всё тот же общий недостаток

- приверженность принципу «птицеподобных»

крыльев (рис . 1-1)

В 1655 году математик, физик и изобретатель Роберт

Хук пришёл к заключению, что для полёта с помощью

искусственных крыльев мускульной силы человека

недостаточно. Он сделал вывод , что для полёта необходима

некая дополнительная движущая сила.

Поиск решения шёл в разных направлениях. В 1783

году братья Жозеф и Этьен Монгольфье впервые испытали

наполненный горячим воздухом шар с человеком

на борту. Шар пробыл в воздухе 23 минуты. Десять

дней спустя профессор Жак Шарль поднялся в небо

на воздушном шаре, наполненном газом. Воздушные

шары настолько завладели вниманием публики , что

долгое время полёты ассоциировались исключительно

с устройствами легче воздуха. Но при всём своем великолепии,

воздушный шар был не более чем большим

куском ткани, летящим туда, куда дует ветер.

15


Энциклопедия пилота

Воздушные шары , наконец, позволили человеку подняться

в воздух, но это была лишь одна из многих проблем,

которые воздухоплавателям предстояло решить.

Воздушный шар не позволял управлять скоростью и

направлением полёта. Эту пробл ему решал воздушный

змей - игрушка , которая была известна на Востоке более

двух тысячелетий , но на З а паде появилась только

в XIII веке . Еще в древнем Китае змеи исполь з овались

для осмотра местности и определения направления

ветра в мореплавании (в варианте, управляемом человеком)

, а также как сигнальные устройства и для развлечения

(в неуправляемом варианте). Наблюдение

за движением воздушного змея позволило дать ответ

на многие вопросы, касающиеся возможности полёта

устройств тяжелее воздуха.

Одним из тех, кто верил, что эксперименты с воздушными

змеями помогут раскрыть секреты управляемого

воздухоплавания , был сэр Джордж Кейли. Родившийся

в Англии за десять лет до полёта братьев Монгольфье,

Кейли всю жизнь занимался разработкой летающего

средства тяжелее воздуха, снабжённого крыльями в

форме воздушного змея (рис . 1-2). Названный «отцом

воздухоплавания » , Кейли открыл базовые принципы,

на которых основывается современная авиация, построил

действующую модель летательного аппарата и

даже провёл испытания первого в истории аэроплана,

пилотируемого человеком.

В течение пятидесяти лет после смерти Кейли

учёные и изобретатели работали в направлении создания

летающей машины, снабжённой двигателем.

Так, английский изобретатель Уильям Сэмюэл Хенсон

сконструировал огромный моноплан, который приводился

в движение паровым двигателем, располагавшимся

внутри фюзеляжа. Немецкий инженер

Отто Лилиенталь на практике доказал, что полёт

человека на аппарате тяжелее воздуха возможен. И наконец,

мечта была воплощена в реальность Уилбером

и Орвиллом Райтами в американском городе Китти

Хоук, штат Северная Каролина, 17 декабря 1903 года.

Братья Райт, владельцы магазина велосипедов, в

течение четырёх лет экспериментировали с воздушными

змеями, самодельной аэродинамической трубой

и ра зличными двигателями для своего биплана. Их

значительным достижением был научный , а не чисто

практический подход к решению задачи .

Со зданный

братьями биплан « Флайер » был обра з цом смелого

дизайна и блестящего инженерного исполнения

(рис. 1-3). В тот исторический день братья Райт совершили

четыре полёта , проведя в воздухе в общей сложности

98 секунд. Эра авиации началась.

История Федерального управления

гражданской авиации (FAA)

На заре пилотируемого воздухоплавания авиация была

открыта для всех , поскольку не существовало государственного

органа,

который устанавливал бы правила

и следил за соблюдением стандартов безопасности.

Совершать полёты и управлять летательным аппара ­

том мог любой желающий, без каких бы то ни было

ограничений . В то время авиацию воспринимали, прежде

всего, как вид спорта, дорогое развлечение, доступное

лишь богатым людям. Размеры первых аэропланов

были очень небольшими, и их коммерческое использование

представлялось сомнительным . Но были люди,

которые считали иначе.

основу современных авиаперевозок.

Именно их усилия заложили

П . Е. Фанслер , бизнесмен из города Санкт-Петербург,

штат Флорида , обратился к Тому Бенуа, владельцу

«Авиационной компании Бенуа» в Сент-Луисе, штат

Миссури , с предложением организовать авиационный

маршрут из Санкт-Петербурга через канал в город

Тампа. Бенуа согласился предоставить для проекта

свой гидроплан, носивший на з вание «Безопасность

прежде всего! » Предприниматели подписали соглашение,

положившее нач ало первой коммерческой

авиалинии в США. Первый аэроплан был доставлен

в Санкт-Петербург и совершил пробный полёт

31 декабря 1913 года (ри с. 1-4).

Право стать первы м к оммерческим авиапассажиром

определялось с по мощью аукциона. Наибольшую

ставку (400 долл аров) сделал А.С. Фейл , в прошлом мэр

Санкт-Петербурга . Э та сумм а обеспечила ему место в

истории как пер вому пассажиру авиалинии.

Р ис.1-3. Первый полёт братьев Райт.

Первый регуля р ный а в и арейс был выполнен 1 января

1914 года. Аэроплан п ролетел расстояние в 21 милю (34

км). Пол ёт пр одол жал с я 23 минуты. Обратный путь,

благодаря п оп ут ному в етр у, занял 20 минут .

16


Глава 1. Введение

большого впечатления на публику: пилот заблудился

и совершил вынужденную пос адку. В августе 1918 года

Почтовая служба США получила полный контроль над

почтовыми авиаперевозками, а военные лётчики были

зачислены в штат как почтовые служащие.

Трансконтинентальные авиаперевозки

Рис. 1-4. Гидроплан Бенуа.

Авиалиния, созданная предпринимателями из

Флориды, совершала регулярные рейсы в течение

четырёх месяцев. Стоимость билета составляла 5 долларов,

столько же нужно было заплатить за перево зку

100 фунтов (45 кг) багажа. Вскоре после начала полётов

Бенуа усове ршенст вовал гидроплан, обеспечив

пассажирам большую защиту от брызг во вр е мя взлёта

и посадки. Компания совершала полёты и в города

Почтовые авиарейсы становились всё более протяжёнными,

и, наконец, был открыт трансконтинтальный

поч т овый авиамаршрут (puc.1-5). Маршрут соединял

Сан-Франциско и Нью-Йорк , имел длину 2612 миль

(4203 км) и включал в себя 13 промежуточных остановок

(рис . 1-6). 20 мая 1926 года Конгресс США принял

Акт о воздушной коммерческой деятельности, ставший

основой развит ия авиационной отрасли США.

Принятие законопроекта активно поддерживалось лидерами

индустрии, которые понимали, что авиация не

сможет в полной мере реализовать свой потенциал без

помощи государства (прежде всего , в обеспечении безопасности

полётов).

Манати, Брандентон и Сарасоту, на практике доказывая

жизнеспособность идеи коммерческого применения

авиации.

Рейсы «Гидроплановой линии Санкт-Петербург­

Тампа» продолжались всю зиму и были прекращены

после окончания зимнего туристического сезона .

Авиакомпания просуществовала всего четыре месяца,

но смогла перевезти 1205 пассажиров без единой ава ­

рии. Эксперимент доказал: авиация может использо ­

ваться в коммерческих целях.

Первая мировая война дала аэропланам возможность

продемонстрировать миру свои разнообразные

возможнос ти. Вначале авиация использовала сь только

в разведывательных целя х, но уже к 1918 году началось

массовое промышленное произ водс тво аэропланов специализированного

назначения - истребителей, бом ­

бардировщиков и учебно-тренировочных самолётов.

Авиаторы-энтузиасты продолжали искать новые способы

использования самолётов. В то время была поп у­

лярной идея использования авиации для почтовых перевозок,

но Почтовая служба США смогла получить в свое

распоряжение самолёты лишь по окончанию войны. В

1918 году Министерство обороны и Почтовая служба

выработали план совместных действий, который давал

армии право использовать почтовые самолёты для обуч

ения военных пилотов технике маршрутных полётов.

Первый почтовый авиарейс Нью-Йорк - Вашингтон

состоялся 15 мая 1918 года . Сам полёт не произвёл

Рис. 1-5. Самолёт "де Хавилэнд DH-4" во время первого перелёта

из Нью-Йорка в Сан-Франциско (1921 год).

Согласно Акту о воздушной коммерческой деятельности,

на Министерство торговли возлагались обязанности

способствовать развитию авиационной коммерции,

разрабатывать правила воздушного движения и

обеспечивать их соблюдение, сертифицировать летательные

аппараты, прокладывать воздушные трассы ,

контролировать и обслуживать средства авиационной

навигации . При Министерстве было создано специальное

Авиационное отделение, главной задачей которого

был надзор за отраслью. Помимо этого, отделению

было поручено создание и управление национальной

системой освещения воздушных трасс.

Инициатором

её создания выступила Почтовая служба, которая теперь

являлась частью Трансконтинентальной почтовой

воздушной сети.

Министерство торговли внесло

17


Энциклопедия пилота

аппаратов. 29 марта 1927 года Авиационное отделение

выдало первый сертификат лётной годности. Его получил

трёхместный открытый биплан «Буль Эйрстер СА-3 ».

В 1934 году, в знак признания существенного прогресса,

произошедшего в авиации за последние годы, и

успешной деятельности отделения, оно бьmо переименовано

в Бюро по авиационной коммерческой деятельности

(БАКД) (рис . 1-9). Примерно в это же время, при

активном содействии Бюро, объединением авиакомпаний

впервые бьmи созданы три комплекса управления

воздушным движением (УВД) на наиболее загруженных

воздушных маршрутах. В 1936 году управление комплексами

перешло к БАКД.

В своём развитии служба УВД прошла долгий путь:

первые авиадиспетчеры использовали карты, грифельные

доски и выполняли расчёты в уме.

Рис. 1-6. Трансконтинентальный почтовый воздушный маршрут

от Нью-Йорка до Сан-Франциско. Трасса включала следующие

промежуточные пункты: 2) Беллефонте, 3) Кливленд, 4) Брайан,

5) Чикаго , 6) Айова Сити, 7) Омаха, 8) Норт Плейтт, 9) Чейенн, 10)

Роулинс, 11) Рок Спрингс, 12) Солт Лейк Сити, 13) Элко и 14) Рино.

Акт о гражданской авиации 1938 года

В 1938 году, согласно Акту о г р ажданской авиации,

контроль над гражданской авиацией перешёл к только

что созданному независимо му органу, получившему

название «Управление гражданской авиации» (САЛ).

Акт предоставлял САЛ полномочия по регулированию

значительный вклад в развитие авиационных средств

связи - например, предложило использовать радиомаяки

в качестве навигационных средств.

Башни маяков были установлены с интервалом примерно

в 10 миль (16 км), имели в высоту 51 фут (15 м) и

оснащались мощным вращающимся источником света.

Под вращающимся фонарём располагались два курсовых

фонаря , указывающие направление воздушной

трассы. Фонари вспыхивали в определённой последовательности,

сообщая пилотам идентификационный

номер маяка. Башни обычно устанавливались в центре

бетонной стрелы длиной 70 футов (21 м).

В задней части

стрелы (при необходимости) размещалась будка с

генератором (рис. 1-7).

Государственная сертификация пилотов и механиков

Авиационное отделение Министерства торговли ввело

в действие систему лицензирования пилотов . Первая

лицензия была выдана 6 апреля 1927 года,

ее получателем

стал глава Ави а ционного отделения Уильям П.

МакКракен, мл. (рис. 1-8) (Орвилл Райт, который в то

время уже отошёл от лётной де ятельн ости , отказался от

чести получить лицензию №1). Лицензия МакКракена

стала первой, выданной пилоту государстве нным

гражданским органом. Примерно три меся ц а спустя

была выдана первая государственная лицензия авиационного

механика.

Не менее важным для обеспечения безопасности полётов

стало создание системы сертификации летательных

Рис. 1-7. Типовая башня маяка воздушной трассы .

18


Глава 1. Введение

UNITED SТATES OF AMERICA

DEPARТMENТ OF COMMERCE

AERONAUТICS BRANCH

PILOT'S IDENТIFICATION CARD

· Thiэ ldвntiflcation Card, iвэивd on thв

6th day of April , lsr?,'l, accompaniвs

РЦоt'в Liсвпsв No. 1

Це 38

Wвight 200 Color he.ir Brown

Hвilfht 6 1 l½"Coior вувэ :Вlue •

lf:::.t- ~ -

--·-· "'1 .. ' _:!?!~ ,е-т

,._. ·····---;

FORM R•IS oo~.,.,.~ortюl. Plltn.': Si8Jttйure.

UNITED SТATES OF' AMERICA

DEPARTMENT Of' СО ММ.ЕRСЕ

A.RONAUТICS BRAN,CH

F'ORIY'I R ~1ec

0"1C1At.NO.

l

iПJilJ Qti,;tifi.e11, That

\VILLIA11 Р. :la.cCRACК'EN'• Jr.

whosв phototrsph and si{Jn.aturв accompany thiв Iicense,

iв а

PRIVA ТЕ PILOT

стоимости авиаперевозок и прокладке новых воздушных

путей для авиалиний.

Президент США Франклин Рузвельт разделил САА

на две организации: Администрацию по гражданской

авиации (САА) и Комитет гражданской авиации

(САВ). Оба органа оставались частью Министерства

торговли , но САВ был выведен из прямого подчинения

министра торговли. В задачи САА входили управление

комплексами УВД, сертификация пилотов и летательных

аппаратов, создание новых воздушных трасс. САВ

занимался разработкой нормативов для обеспечения

безопасности полётов , расследованием авиационных

происшествий и экономическим регламентированием

деятельности авиакомпаний.

В 1946 году Конгресс поручил САА надзор за выполнением

Федеральной программы содействия аэропортам.

Целью программы было создание сети гражданских

аэропортов по всей стране.

Федеральный акт об авиации 1958 года

К середине ХХ века воздушное движение стало весьма

Рис. 1-8. Первая лицензия пилота, выданная

Уильяму П . МакКракену, мл.

интенсивным , началось использование реактивных самолётов

для гражданских нужд. Летательные аппараты

становились не только более многочисленными - существенно

возросла скорость их движения. Количество

столкновений в воздухе увеличилось, и потребовалось

срочно принять дополнительные нормативные акты .

Федеральным актом об авиации 1958 года был создан

новый независимый орган , который взял на себя

функции как САА, так и САВ. Этим органом стало

Федеральное авиационное агентство (FAA). Помимо

перечисленных функций, FAA получил полный контроль

над военно-гражданскими системами воздушной

навигации и службами УВД. Честь стать первым

Администратором FAA была доверена бывшему генералу

ВВС США Элвуду Ричарду («Питу») Кесаде. Он находился

на этом посту с 1959 по 1961 год (рис. 1-10).

Министерство транспорта (МТ)

Рис. 1-9. Третий глава Авиационного отделения Юджин Л. Видал

рядом с президентом Франклином Д. Рузвельтом (слева) и

министром сельского хозяйства Генри А. Уоллесом . Фотография

сделана в 1933 году.

Под управлением Видала, 1 июля 1934 года

Авиационное отделение было переименовано в Бюро по авиационной

коммерческой деятельности. Новое название более точно отражало

статус организации в структуре Министерства торговли .

15 октября 1966 года Конгресс одобрил организацию

Министерства транспорта (МТ), которому поручался

надзор за транспортной индустрией на территории

США. Министерство контролировало как на земный,

так и воздушный транспорт. Его миссией стало создание

быстрой, эффективной, доступной и удобной транспортной

системы , соответствующей национальным

интересам и повышающей качество жизни граждан .

МТ начало свою работу 1 апреля 1967 года.

Одновременно Федеральное авиационное агентство

-было nереименовано в Федеральное управление гражданской

авиации (FAA). Функции САВ были возложены

19


Энциклопедия пилота

Автоматизация управления

воздушным движением (УВД)

К середине 70-х годов прошлого века была создана полуавтоматическая

система УВД, основанная на комбинац

ии РЛС и компьютерных технологий. Автоматизируя

некоторые рутинные операции, система давала диспетчерам

возможность сосредоточиться на самой важной

задаче - эшелонировании воздушных судов. Данные о

бортовом номере, высоте и путевой скорости летательных

аппаратов выводились непосредственно на индикатор

диспетчера.

В конце 70-х годов интенсивность воздушного движения

конца 70-х годов существенно возросла. Это

было связано, прежде всего, с поя влением конкурентной

среды, возникшей благодаря принятию в 1978 году

Акта об отмене государ ственного регулирования деятельности

авиакомпаний. Согласно этому закону, экономическое

регулирование работы авиакомпаний со

стороны САВ было отменено, и в конце 1984 года САВ

пре кратил существование.

Рис. 1-1 О. Первый Администратор FM, генерал

Элвуд Ричард ("Пит") Кесада (1959-1961 гг.) .

на только что созданный Национальный комитет безопасности

перевозок (NTSB), который должен был проводить

расследование всех транспортных происшествий

на территории США.

По мере роста и развития авиации, FAA получало дополнительные

права и задачи. Разразившаяся в 60-х

годах эпидемия захватов и угонов на воздушном транспорте

привела к тому, что FAA получило полномочия

по повышению мер безопасности в авиации - как на

земле, так и в воздухе. После 11 сентября 2001 года эти

функции перешли к специально созданному органу,

получившему название «Министерство внутренней

безопасности» (DHS).

С увеличением интенсивности полётов над кру п­

ными городами FAA стало концентрироваться на эко ­

логических аспектах авиации . Так, были установлены

нормативы на интенсивность шума при воздушном

движении. Помимо этого, в 60-х и 70-х годах прошлого

века FAA стало контролировать полёты высотных привязных

и неуправляемых аэростатов. В 70-е годы перечень

обязанностей вновь FAA расширился: ему было

поручено воплотить в жизнь новую государственную

программу содействия аэропортам, и в частности, осуществить

комплекс мер по обеспечению безопасности

в аэропортах.

Отвечая на рост интенсивности движения, в январе

1982 года FAA обнародовало план создания

Национальной системы УВД (NAS). План предусматривал

ввод в действие более эффективных маршрутных

и терминальных систем УВД, модернизацию станций

службы обеспечения полётов и совершенствование наземных

средств наблюдения и связи.

Забастовка профессионального союза

авиадиспетчеров(РАТСО)

Во время разработки плана NAS FAA столкнулось с ре ­

альной перспективой забастовки основных работн и­

ков. Разногласия между руководством FAA и профсою ­

зом авиадиспетчеров (РАТСО) вылились в 1970 году в

невыход на работу (под предлогом болезни) более трёх

тысяч авиадиспетчеров.

Хотя впоследств ии диспетчерам была повышена заработная

плата и предоставлены дополнительные пенсионные

льготы, напряжённость не спадала, и в августе

1981 года была проведена незаконная забастов ка.

Правительство США уволило более 11 тысяч участников

забастовки и аннулировало полномочия РАТСО.

К весне 1984 года FAA отменило последние из ограничений,

имеющих целью обес п ечить безопасность системы

воздушного движения в период забастовки.

Акт об отмене государственного регулирования

деятельности авиакомпаний 1978 года

До 1978 года САВ регламентировал многие аспекты деятельности

коммерческих авиакомпаний - например,

20


Глава 1. Введение

стоимость авиаперевозок, маршруты и расписания

рейсов. Акт 1978 года лишил САВ большей части контрольных

функций, изменив тем самым облик гражданской

авиации США. После отмены государственного

регулирования возникла свободная конкурентная

среда, положившая начало новой эре в пассажирских

авиаперевозках.

САВ имел три основные функции: назначать авиакомпаниям

маршруты, ограничивать возникновение

новых авиаперевозчиков и регулировать стоимость

авиабилетов. Сложившаяся на тот момент система

коммерческих пассажирских перевозок была создана

Уолтером Фолгером Брауном ,

который занимал пост

министра связи при президенте Герберте Гувере.

Браун реформировал систему почтовых переводов,

что побудило авиапроизводителей перейти от выпуска

почтовых самолётов к производству пассажирских

авиалайнеров. Во многом благодаря его деятельно ­

сти, были созданы четыре главные внутренние авиа ­

компании страны: «Юнайтед», «Америкэн», «Истерн»

и «Трансконтинентал энд Вестерн Эйр» (TWA) .

Аналогичным образом , Браун способствовал получению

компанией «Пан Америкэн » монополии на международные

авиаперевозки.

Инициатива отмены регулирования или , по крайней

мере, реформирования существующей системы

пассажирских авиаперевозок исходила от президента

Джимми Картера, назначившего главой САВ известного

экономиста Альфреда Кана, горячего сторонника

идеи дерегулирования отрасли.

Эта идея была поддержана и из-за рубежа. В 1977

году Фредди Лэйкер, британский бизнесмен и владелец

компании «Лэйкер Эйрвейс », открыл авиалинию

« Скайтрейн», выполнявшую трансатлантические

рейсы по исключительно низким ценам. Проект

Лэйкера совпал по времени с подъёмом активности

на рынке дешёвых местных авиаперевозок,

который

был вызван снятием ограничений на чартерные рейсы

(рейсы, выполняемые компаниями, не имеющими

собственных самолётов и арендующими их у крупных

авиакомпаний). В ответ крупные авиаперевозчики

также снизили цены на авиабилеты. Так , «Америкэн

Эйрлайнс», вторая по величине авиакомпания США,

получила от САВ разрешение на ввод в действие тарифа

«СуперСэйвер».

Эти события стимулировали процесс отмены государственного

регулирования. В ноябре 1977 года

Конгресс отменил регулирование транспортных авиаперевозок

. В конце 1978 года Конгрессом был принят

Акт об отмене государственного регулирования дея ­

тельности авиакомпаний, подготовленный сенаторами

Эдвардом Кеннеди и Говардом Кэнноном (рис. 1-11).

Законопроект имел множество противников среди

Рис. 1-11. Президент Джимми Картер подписывает Акт об отмене

государственного регулирования деятельности авиакомпаний

(конец 1978 года).

крупных авиакомпаний (которые опасались конкурен ­

ции) , профсоюзов (не желающих соперничества со стороны

работников, не являющихся их членами) и специалистов

по безопасности полётов (беспокоящихся о

падении отраслевых стандартов) .

Общественная поддержка,

однако, оказалась настолько сильной, что закон

был принят. Авиакомпании удалось «задобрить»,

предложив им щедрые государственные субсидии, а

профсоюзы - существенно увеличив выходные пособия

в случае потери работы их членами.

Наиболее значительное воздействие закон оказал

на рынок пассажирских перевозок. Впервые за

40 лет, на рынке стали появляться новые авиакомпании.

Начиная с 1981 года, компании могли расширять

маршруты полётов по собственному усмотрению. С

1982 года авиакомпании нолу чили полную свободу

в установлении цен на билеты. В 1984 году САВ пре ­

кратил своё существование , поскольку в его основных

функциях по регламентированию отрасли больше не

было необходимости.

Роль Федерального управления

ражданской авиации (FAA)

Кодекс федеральных нормативных документов (CFR)

Задачей FAA является обеспечение безопасности воздушного

движения и контроль за соблюдение стандартов

безопасности в гражданской авиации. Этой цели

служит Кодекс федеральных нормативных докумен ­

тов (CFR), который представляет собой свод общих и

постоянных правил и нормативов, публикуемых государственными

органами США. Кодекс состоит из

50 разделов («titles»), каждый из которых посвящён

определённой области государственного регулирования.

Нормативные документы FAA собраны в разделе

14, «Аэ ронавигация и космическое пространство» , и

охватывают все аспекты гражданской авиации - от

21


Энциклопедия пилота

процедуры получения сертификата пилота до технического

обслуживания ЛА.

Глава 1 раздела 14 CFR, глава 1, «Феде ральное управление

гражданской авиации», разбита на подразделы

A-N (рис. 1-12).

Для пилотов некоторые положения 14 CFR пр ед ­

ставляют особую_ важность . В ходе обучения пилотам

рекомендуется ознакомиться с теми частями кодекса,

которые имеют отношение к лётной подготовке и сертификации

пилотов. Например ,

14 CFR, часть 61 описывает

порядок сертификации пилотов , лётных инструкторов

и наземных инструкторов. Она также определяет

критерии пригодност и, уровень аэронавигационных

знаний лётной подготовки , а также требования к обучению

и порядок сдачи экзамена на получе ние сертификатов

всех типов. 14 CFR, часть 91 содержит общую

информацию о правилах полётов, правилах визуальных

полёто в (ПВП) и полётов по приборам (ППП). 14

CFR, часть 43 охватывает вопросы технического и

Подглавы

А

в

с

D

Е

F

G

н

Свод федеральных нормативных актов

Аэронавигация и космическое п рост ранство

Глава 1. Федеральное управление

гражданской авиации

Определения (термины и аббревиатуры)

Правила и процедуры

(нормотворчество , надзор за выполнением)

Летательный аппарат (процедуры сертификации ЛА

[21], стандарты лётной годности[25-33 , в зависимости

от типа ЛА], директивы по лётной годности [39],

техническое обслуживание [43], регистрация ЛА [47])

Лётный состав (лицензирование пилотов и

инструкторов [61] , медицинские стандарты [67])

Воздушное пространство (классификация воздушных

пространств [71], особые зоны воздушного

пространства [73))

Воздушное движение и общие правила (общие правила

выполнения полётов [91], особые правила и схемы

движения в зонах аэропортов [93])

Авиакомпании, авиаклубы и коммерческие

эксплуатанты: сертификация и деятельность

Школы и другие сертифицированные агенты

1 Аэропорты

J

"

Навигационные комплексы ~

к Административные нормы -

L-M

N

Зарезервированные пункты

Страховка от рисков на случай военных действий

Рис. 1-12. Структура раздела 14 CFR, который можно получит ь

бесплатно на сайте FAA или приобрести в печатном виде в

коммерческих источниках.

профилактического обслуживани я, переделки и восстановления

ЛА.

Основные органы FAA

Штаб-квартира FAA находится в Вашингтоне, округ

Колумбия. Помимо этого, существует девять региональных

отделений, располагающихся в различны х

города х США. Крупнейшими исследовательскими комплексами

FAA являются Аэронавигационный центр

имени Майка Монроуни (ММАС) в Оклахома Сити ,

штат Окл ахома, и Технический центр имени Уильям а

Дж. Хьюза (WJHTC) в Атлантик Сити, штат Нью­

Джерси. Будучи одновременно учебно-тренировочным

и логистическим центром, ММАС предоставляет широ ­

кий спектр услуг, связанных с безопасностью полётов

и коммерческой воздушной деятельностью. WJHTC -

главный авиационный научно-исследовательский и

опытно-испытательный полигон страны. Центр проводит

испытания и оценку систем связи и навигации ,

терминального оборудо вания аэропортов , средств без ­

опасности и охраны полётов. Помимо этого, WJHTC

активно участвует в разработке перспективных авиационны

х систем и концепций, создани и новых видов

оборудования и модификации существующих систем

и процедур.

Местные отделения

Служба лётных стандартов

Служба лётных стандартов, входящ ая в состав FAA,

вносит вклад в обеспечение безопасности авиаперевозок,

устанавливая стандарты сертификации и надзора

над пилот ами, эксплуатантами воздушны х судов, авиакомпаниями

и сотрудниками авиационных служб. В её

компетенцию входят следующие функции:

• сертификация, инспектирование, надзор, расследование

происшествий и принятие надлежащих

мер;

• разработка регламентов и стандартов;

• управление систе мой регистрации гражданских

ЛА и в едение реестров лётного состава.

Взаимодействие м е жду Службой лётных стандартов

и авиацион ным с оо бществом обеспечивается чере з

местные отдел ения Служ бы (FSDO).

Местные отдел е ния Службы лётных стандартов (FSDO)

FAA и ме е т около 130 мес тных отделений FSDO

(рис.

1-13). В функции отделений входит предоставление

инфор . 1ацни и разл ичных видов обслуживания для

авиационного со общ ества. Телефонные номера FSDO

п рив о,J.Ятся в тел ефонных справочниках (в разделах

22


Глава 1. Введение

В отделениях FSDO работают примерно 3700 инспекторов.

Все вопросы, касающиеся сертификации пилотов

(а также получения информации и дру гих видов

обслуживания), следует направлять в местное отделение

FSDO.

Рабочая группа безопасности полётов FAA (FAASTeam)

Рис. 1-13. Местное отделение Службы лётных

стандартов в Атланте.

«государственные организации», «FAA»). Информацию

о расположении местного отделения можно также получить

в Интернете по адресу: http://www.faa.gov/

about/office_org/ headquarters_offices/ avs/ offices/ afs/

afs600/.

Помимо расследования авиационных происшествий

и надзором за выполнением нормативных документов,

FSDO также отвечают за сертификацию и

контроль деятельности авиаперевозчиков, эксплуатантов

воздушных судов, лётных школ /тренировочных

центров и лётного персонала, включая пилотов и

инструкторов. Персонал FSDO состоит из инспекторов

по авиационной безопасности (ASI), играющи х ключевую

роль в обеспечении безопасности воздушного

пространства страны.

Инспектор по авиационной безопасности (ASI)

Инспекторы по авиационной безопасности (ASI) обе ­

спечивают и контролируют соблюдение нормативов

и стандартов безопасности при производстве, эксплуатации,

техническом обслуживании и (или модификации

ЛА , использующихся в гражданской авиации.

Они также специализируются в проведении различных

инспекций - например, проверки производства

ЛА и запасных частей к ним, эксплуатации ЛА, их лётной

годности и безопасности кабины . Все инспекторы

проходят курс обучения в Академии FAA в Оклахома

Сити, штат Оклахома , в ходе которого осваивают методики

оценки лётного состава, техники и процедуры

проведения инспекционных проверок. Помимо этого ,

инспекторы проходят регулярную переподготовку.

Основная цель FAA -

сделать гражданскую авиацию

США безопасней. Это достигается, в том числе, специальной

лётной подготовкой, обучением и пропагандой

принципов безопасности аэронавигации. Важную

роль в обеспечении безопасности воздушного движения

играет Рабочая группа безопасности полётов FAA

(FAASTeam). Создание FAASTeam стало продолжением

Программы авиационной безопасности (ASP), которая

позволила существенно уменьшить количество лётных

происшествий за счёт обучения лётного состава.

Такой успех, в конечном счёте , и привёл к закрытию

Программы , поскольку задача устранения лежащих

на поверхности причин происшествий была решена .

Следующим шагом FAA на пути к обеспечению авиационной

безопасности стало создание FAASTeam, перед

которой была поставлена цель -уменьшить число лётных

происшествий, сосредоточив усилия и ресурсы на

расследовании случаев неясной природы .

В

каждом из девяти регионов FAA работает региональный

офис FAASTeam, руководимый региональным

менеджером FAASTeam (RFM). FAASTeam сотрудничает

с авиационными компаниями и отдельными гражданами

в целях концентрации усилий по предотвращению

авиационных проис1 , ,с ствий и пропаганде культуры

безопасности полётов.

Для получения дополнительной информации о повышении

безопасности полётов, учебно-тренировочных

программах онлайн-центра, или чтобы присоединиться

к FAASTeam, посетите веб-сайт www.faasafety.gov.

Как получить помощь от FAA

Обратиться в FAA за информацией можно по телефону,

через Интернет/электронную почту или по

почте. Бесплатный круглосуточный телефон FAA:

1-866-TELL-FAA (1-866-835-5322). Адрес веб-сайта FAA:

www.faa.gov. Частные лица могут также направить

электронное сообщение представителю FAA в местном

FSDO. Адрес электронной почты указан в нижней части

главной страницы веб-сайта FAA. Письма можно направлять

по адресу:

Federal Aviation Administration

800 Independence Ave, SW

Washington, DC 20591.

23


Энциклопедия пилота

Справочные материалы FAA дополняют другие эксплуатационные издания, распространяющиеся

по отдельной подписке или доступные в

FAA выпускает большое количество разнообразных Интернете.

справочных материалов, как для лётчиков-курсантов,

так и для опытных пилотов гражданской авиации.

Справочные руководства

Помимо нормативных документов, доступных на вебсайте

FAA, существует ряд других публикаций. Почти Справочные руководства содержат конкретную

все справочные материалы доступны в Интернете на практическую информацию на определённую

веб-сайте www.faa.gov. Справочные материалы в по-

тему и могут использоваться в качестве учебных

мощь пилотам издаются также коммерческими издательствами

в печатном и онлайн-форматах.

пособий (рис. 1-15). FAA публикует широкий спектр

справочных руководств , которые можно разбить на три

Сборник аэронавигационной информации (AIM)

Сборник аэронавигационной информации (AIM) -

официальное издание , которое содержит общую информацию

о лётной практике и процедурах УВД для лётного

состава, выполняющего полёты в Национальной

системе УВД США (NAS) (рис. 1-14). Имеется также

международная версия сборника, включающ ая в

себя информацию о международных аэропортах.

AIM содержит и другие полезные сведения, например,

медицинские факты, вопросы безопасности

полётов, словарь авиационных терминов и данные

лётных происшествий.

Издание распространяется на основе платной подписки,

которую можно оформить Интернете по адресу

http://bookstore.gpo.gov.

Форма заказа содержится в начале сборника или может

быть загружена из Интернета. Её следует направить

на имя Начальника управления документаци и,

Правительственная типография США. Сборник AIM

U.S. Deparlmen!

01 T1ansponalion

~ ....... Uon

M"' la l •tratюn

Aeronautical

l nformation

February 16, 2006

Manual OfficiaJGuide1o

Basic Flighl lnformation and АТС Procedures

Рис . 1-14. Сборник аэронавигационной информации

-----..___

основные категории:

• летательный апп арат;

• авиация;

• эксперты и инспекторы.

Руководства могут быть приобретены в Управлении

документации или загружены с сайта www.faa.gov/

regulations_policies/. Ав иационные справочные руководства

публикуются также различными коммерчески

ми авиакомпаниями. Руководства по эксплуатации

ЛА , обычно называемые «эксплуатационными справочниками

пилота» (ЭСП), разрабатываются производителями

ЛА с последующим утверждением в FAA

и относятся к конкретной марке и модели ЛА (имеют

индивидуальный серийный номер) . Эта тема подробно

рассмотрена в главе 8, «Руководства по лётной эксплуатации

и другие документы» (рис . 1-16).

Консультативные циркуляры (advisory circulars, АС)

Консультативные циркуляры представляют собой единую

стандартизованную информационную систему,

используемую FAA для оповещения клиентов, авиационного

сообщества и широкой общественности.

Задачи , решаемые с помощью АС:

• создание эффективных и понятных методов выполнения

нормативных актов FAA;

• стандартизация нормативов и согласование и х с

межд ународным и правилами;

• разъяснение смысла и значения нормативных

актов;

• реагирование на запросы государственных органов

- например, Главного бюджетно-контрольного

управления ,

Национального комитета безопасности

перево з ок или Управления генерального

инспектора ;

• содейст в ие в эф ф е ктивном внедрении нормативных

актов ;

• разъя с н ени е тр еб о в аний и ограничений программы

гр а нт ов FAA;

• расшире ни е спе ктра стандартов, необходимых для

обеспеч ен ия авиа ционной безопасности, включая

безоп а с ное функ ционирование аэропортов.

24


. .

. ,· Сборник аэронавигацио~ной информаци~ , ..

Сборник аэронавигационной информации содержит общие

сведения о выполнении полётов и процедурах управления

воздушным движением, при ме няющихся органами Национальной

системы УВД США, Он также включает в себя информацию,

полезную пилотам: медицинские факты, аспекты безопасности

полётов и т . д.

Advisory

Circular

SWj,l,ct~ ~-F~- О81.: 11 12.'И&

Gi!МIII~ ll't llu'llo:ill>'J; М'S-OCO

ТЬ.,at,.,~(Щ"PIAC'lfl"Y,t,_\."J~tГQfjlllщ.J\J,hl"''ll"'(I8"

АС No: 61-65Е

· ~:. Руководство nилота 7 инструктора ·.с •• • •

Руководство пилота-инструктора содержит сведения, помогающие

начинающему инструктору понять и при меня ть на практике

базовые принципы обучения лётному мастерству, а также

последнюю информацию по авиационному обучению в США.

И нформация, содержащаяся в руководстве, может быть полезна и

о пытны м инструкторам.

..

~ Руководство по nолётам по _ППП .

Руководство по полётам по ППП предназначено для инструкторов ,

преподающих полёты по приборам, и пилотам , готовящ имся

к экзамену по полётам по ППП. Руководство содержит

основную информацию , которую необходимо знать пилоту,

осуществляющему полёты по ППП .

. . .

·. _ Руководство по методике nолётов по ППП .

Руководство по методике полётов по ППП представляет собой

технический справочник для профессиональны х пилотов,

осуществляющих полёты по ППП , и содержит более широк ий

спектр информации, чем руководство по полётам по ППП.

Рис. 1-15. Примеры авиационных руководств. Многие из ни х

доступны для бесплатного скачивания на веб-сайте FAA.

Рис. 1-17. Пример консультативного циркуляра.

Номер любого АС состоит из трёх частей и выглядит

следующим образом: 25-42С. Первое число определяет

тему АС и соответствует определённой части 14 CFR.

Например , АС на тему « Сертификация: пилоты, полёты

и наземные инструкторы» имеет номер АС 61-бSЕ.

В рамка х каждой темы циркуляры имеют последовательную

нумерацию. Число после дефиса представляет

собой порядковый номер циркуляра. Третья часть номера

- буква, которая присваивается вы пустившим

АС органом и указывающая на порядковый номер издания

(если в циркуляр вносились изменения). Первое

издание циркуляра не имеет в своём номере буквы.

Циркуляр , приведённый на рис. 1-17, являе тся пятым

изданием, о чём свидетельствует букв а «Е».

Авиационные издания

FAA, в сотрудничестве с другими государственными

органами, выпускает ряд изданий , важных для обеспечения

безопасности полётов. На рис. 1-18 приведены

некоторые примеры изданий, предназначенных

для пилотов.

...

oшnER'S ffiRПURL


щ

Рис. 1-16. Эксплуатационные справочники пилота.

Аэронавигационная информация для пилотов

Извещения пилотам (НОТАМы)

Срочная аэронавигационная информация , которая появилась

после выхода постоянных изданий или не может

быть включена в них по причине ограниченного

срока действия, распространяется через национальную

систему извещений пилотам (НОТАМ). НОТАМы

25


Энциклопедия пилота

содержат сведения , представляющие особую важность

для обеспечения безопасности полётов, а

также информацию, дополняющую материалы других

изданий.

НОТАМы подразделяются на две категории: дальнего

действия (D) и центра обработки полётных

данных (FDC).

НОТАМы (D) распространяются всеми навигационными

станциями, входящими в Национальную систему

УВД, всеми аэропортами открытого пользования, гидроаэропортами

и вертопортами, перечисленными в

справочнике аэропортов и наземных служб (A/FD). Они

включают в себя такую информацию, как : сведения

о закрытых рулёжных путях; нахождении персонала

или оборудования вблизи рулёжных дорожек; светосигнальном

оборудовании, не соответствующем

критериям инструментальной посадки

системе визуальной индикации глиссады).

НОТАМы FDC содержат поправки к

(например,

официальным

схемам захода на посадку по приборам и другим действующим

аэронавигационным картам. Они также

могут использоваться для оповещения о

временных

ограничениях, вызванных такими факторами, как

стихийные бедствия или крупномасштабные общественные

мероприятия.

НОТАМы распространяются в печатном виде по

подписке, а также доступны в станциях службы

обеспечения полётов и в Интернете по адресу https://

pilotweb.nas.faa.gov /distribution/atcscc.html (рис. 1-19).

Сборник аэронавигационной информации {AIM)

Некоторое время назад FAA создало систему извещений

программы обеспечения безопасности (SPANS) -

онлайн-службу, обеспечивающую быстрый и лёгкий

доступ к информации о семинарах и других мероприятиях

FAA. Система SPANS пришла на смену существовавшей

до этого системе рассылки оповещений

по почте в печатном формате. Переход к Интернеттехнологиям

позволил упростить и ускорить доступ к

информации, одновременно снижая материальные издержки

FAA. Система SPANS открыта для бесплатного

доступа и позволяет зарегистрироваться для получения

оповещений о новых мероприятиях. Для получения

дополнительной информации о SPANS посетите

веб-страницу www.faasafety.gov/SPANS/.

Типы и категории ЛА

Сверхл ё гкие транс п орт н ы е средства

Сверхлёгкие ЛА (рис. 1-20) могут носить название

«транспортных средств», если они не подпадают по регламентацию

FAA. Это происходит в случаях, если ЛА:

• является одноместным;

IJt,IТEO $TATES

,, " , '" ,•и , '

AIRPORТIFACILITY DIRECTORY

SOUTHWEST U.S.

sw

"

~~~"::~\O!ln

.._..........,,..~..,............... .l'lla~ ...,_

' ... "" ~~·?, ....'9т'

"1;,1"".-Ф...::f~.-:Т~~~

м_ ,.. ,~.-.,,s.,.- ......... 1 -

~~~~-~!'А =Е~~4~

--~l- ·--­

-

~ .... ......

Рис . 1-18. Слева направо: секционная аэронавигационная карта для полётов по ПВП; карта для полётов по ППП;

справочник A/FD (с примером страницы).

26


Глава 1. Введение

u.s.~

af Tt~

,_,,

-

.....

NOTICESTO

AIRМEN

Domestic/1 nternational

February 15, 2007

Na1luш:

N()fi«ftoA.it'- Wblм III IJtl1/lflNintNOllllfl'f•.'OT /ivt1tdlчflft pU(lf 1.#kf/,ltD

ШW


Энциклопедия пилота

оснащён необходимым бортовым оборудованием, а пилот

имеет лицензию пилота-любителя и медицинский

сертификат классом не ниже третьего.

Лицензирование пилотов

Лётная лицензия даёт пилоту право на осуществление

лётной деятельности , характер которой зависит от

вида лицензии. Требуемые уровень лётной годности ,

подготовка, опыт и процедура сдачи сертификационного

экзамена также варьируются в зависимости от

вида лицензии (рис. 1-22).

, - UNITED STATES-OF AMERICA х, ........'

JVrel',.::;:;:mOf' ~МliSl'Of!TAТIOrl • FfOflW.AV IATIONAIJ№NJSТRAflOtl ~;,:, 1

JOНN О PU81JC ХХЮ(ХХХХХХХХХХХХХХХ ХХХХХХХХХХХХХХХХ

V A!IOAESS XJOOOQO(J()(XXJOOOO\ERCISe1'Щ PRIV11.EGSS0f'

" ~нт Е;Жi1NЕщ,

111 Cf 11f1fIOA1Ei

Х МJFOF- ISSIJE 1

Xl\f

\1111,..:

-

~~X):XXXJCOOo:XX~X.XJ(XUOOXIOI. XJ{XJ():XXXX \

X1JAATINOS

~nxxxxx~nxxxn

X):11.)1:;n'XX'.ЮCXXXX)OOfXXXltXЦXXXXXUXX:~Ц:()t~:Qx)tЦ:Q,JO(X:(XX XJ()(X

nx,:un.xnxj(}CWXXЦX:x;t)(x.xn;цxxxxx_,:x;ic,:x ;(:(C.xщxIOQC~ :Ql\ xi:x: ."(К X

XXJIIOCX~)Q(X)OOt'QQQЦ(~XXXXXXX~IOOOiXXXXXX XJU:

~l(IQOOQQl:~xxx;o;x

~x~nxxxxxxxx:xxxxxюoooooorxxxxnxnroxxx

~~'!СХ'(У)(')ОО!)'ХХХХ~ХХ

~XX~!l':~rxnю(~~ 'XX

~~~unn'XXIUl:й:xц,cx,,o,nx,:xm:dXX)cX):xx

~uмrr•t10N&

",.."',.."'х"~""11•"'••"'11хх°'хххх""'"'-""""""""".,. '!'1ОООООtХЦ.Юс,q)"""хх"""х=::

xx,:a::ц~)QUOCUUxgx.xµ:)l:ц.u:1:JCUJUOOCXXUЖXXX,Цl,J(~xxx:«uxxxxxxxxx x

ЦХПU'С(~

~XO'UВXKYOXXUXUXXl(1(,)0l'Q:XXX)OtXXX.X-XU,' JC"XXXXX

ц~юr..:~ФIOUtXXXК~.tJCJIЭQ:~~xxJt:;,; ,:~~

j

vns~тun e

Of'НOI.D• A

Р ис. 1-22. Лицевая (вверху) и оборотная стороны

лётной лицензии FAA.

Спо рти в н а я лётн ая л ицензи я

Для получен и я

спортивной лицензии лётчик-курсант

должен иметь следующий авиационный опыт (в зависимости

от типа ЛА):

• са молёт - 20 часов налёта;

• парамотор - 12 часов налёта;

• ЛА , управляемый переносом массы тела (мотодельтаплан)

- 20 часов;

• планёр - 10 часов;

• винтокрылый ЛА (только автожиры) - 20 часов;

• ЛА легче воздуха - 20 часов (дирижабль) или

7 часов (неуправляемый аэростат).

Другие требования :

• начать лётное обучение могут лица, достигшие

16 лет (для планёров - 14 лет) ;

• пройти экзамен на получение спортивной лицензии

могут лица, достигшие 17 лет (для планёров -

16 лет) ;

• необходимо уметь читать, писать и понимать

по-английски;

• необходимо иметь действующее водительское удостоверение

(в качестве подтверждения годности

по состоянию здоровья).

Лицен з ия пил ота-лю б ителя

Ри с. 1-21 . Некоторые примеры LSA (сверху вниз): автожир; ЛА ,

управляемый переносом массы тела; парамотор.

Получить лицензию пилота-любителя могут лица ,

удовлетворяющие следующим требованиям:

28


Глава 1. Введение

• достигшие 17 лет (16 лет для полётов на планёре

или неуправляемом аэростате);

• умеющие читать, писать, говорить и понимать

по - английски;

• сдавшие надлежащий квалификационный экзамен

(теоретический и практический);

• соответствующие требованиям аэронавигационной

подготовки;

• имеющие лётную книжку с о тметкой инструктора;

• имеющие медицинский сертификат третьего

класса, выданный согласно положениям 14 CFR,

часть 67 (кроме планёров и неуправляемых аэростатов

- для них медицинское освидетельствование

не требуется).

После прохождения дополнительного обучения

согласно 14 CFR, раздел 61.lOl(c), пилоты -люби

тели могут совершать маршрутные полёты на

расстоя ние до 50 морских миль (93 км)

от аэропорта

вылета. Дополнительные ограничения включают

в себя запрет на полёты в ночное время и в зона х

в озду шного пространства, управляемых службами

УВД .

Пилот -любитель должен иметь налёт не менее 30 часов

. Этот налёт должен включать в себя , как минимум:

• 15 часов налёта с инструктором;

• 2 часа маршрутного налёта;

• 3 часа подготовки к практическому экзамену;

• 3 часа одиночного налёта.

Рис. 1-23. Пример ЛА, который имеет п раво п илот ировать

частный пилот.

Лицензи я частного пилота

Частный пилот имеет право на выполнение полётов в

л ичных целях и при от сутствии денежного вознаграждения

(за исключением некоторых особых случаев) .

Среди ведущих лётную деятельность пилотов большинство

имеют именно эту лицензию. Лицензия частного

пилота позволяет управлять любым ЛА (в рамках

соответствующего класса) в некоммерческих целях и

д аёт пилоту почти неограниченные п рава на полёты

по ПВП. Пилоту разрешается перевозить пассажиров

и совершать полёты в би знес -целях; однако , получение

вознаграждения за лётные услуги запрещено, хотя

пассажиры могут оплачивать пропор ц иональную долю

полётных расходов (например, стоимость топлива или

аренды ЛА) . Частный пилот должен пройти обучение

согласно 14 CFR, часть 61 и иметь налёт не менее 40 часов,

включая 20 часов налёта с инструктором и 10 часов

одиночного налёта (рис. 1-23).

Рис . 1-24. ЛА комбинированного типа.

Коммерческая лётная лицензия

Пилот с коммерческой лицензией может получать воз ­

награждение за лётные услуги. Подготовка к получению

такой лиценз ии предполагает достаточно глубокое

знание бортовых систем ЛА и более высокие стандарты

лётного мастерства. Сама по себе коммерческая лётная

лицензия не даёт пилоту прав а на полёты в сложных

метеоусловиях (СМУ), и пилот без рейтинга полётов по

приборам может совершать полёты только в дневное

время на расстояние не более 50 морских миль (93 км).

Пилот с коммерческой лицензией должен уметь

управлять ЛА комбинированного типа и иметь достаточный

налёт на таких ЛА (или ЛА с газотурбинным

двигателем). Практический экзамен (по крайней мере,

частично) проходит на ЛА комбинированного типа . ЛА

комбинированного типа должны иметь убирающееся

шасси , подвижные закрылки и воздушный винт изме ­

няемого шага . Для получения дополнительной информации

см . 14 CFR, часть 61, раздел 61.31(с) (рис. 1-24).

Лицензия пилота авиалиний

Для получения лицензии пилота авиалиний (АТР)

требуется наивысший уровень лётной подготовки.

Лицензия АТР необходима для выполнения обязанностей

командира воздушного судна авиакомпании,

осуществляющей регулярные рейсы. Минимальный

налёт для получения лицензии составляет 1500 часов .

Помимо этого, пилот должен быть старше 23 лет, уметь

29


Энциклопедия пилота

Рис. 1-25. Самолёт, управляемый пилотом с лицензией АТР.

читать, писать, говорить и понимать по-английски и

иметь «высокие моральные устои» (рис. 1-25).

Выбор лётной школы

Выбор лётной школы - важная часть процесса подготовки

пилота. Лётное обучение в США ведут как сертифицированные

FAA лётные школы, так и не имеющие

такого сертификата, а также независимые пилоты-инструкторы.

Всё обучение производится под надзором

FAA и согласно положениям 14 CFR, части 141 и 61.

Лётные школы, действующие согласно 14 CFR, часть 61,

сертифицируются FAA. Сертификация является добровольной.

Для получения сертификата школа должна

соответствовать жёстким требованиям в отношении

персонала, оборудования, технического обслуживания

и учебных помещений, а также вести преподавание

согласно учебно-тренировочному процессу, утверждённому

FAA. Сертифицированные школы могут

иметь рейтинг наземных или лётных. Помимо этого

школы могут получить право проводить практические

(лётные) и теоретические (компьютерные) экзамены.

Консультативный циркуляр АС 140-2, «Перечень лётных

школ, сертифицированных FAA», содержит список

сертифицированных наземных и лётных школ, а также

учебных курсов, предлагаемых каждой из них. С циркуляром

АС 140-2 можно ознакомиться на веб-сайте

FAA по адресу www.faa.gov.

Поступление в лётную школу, действующую согласно

14 CFR, часть 141 гарантирует качественное, систематическое

обучение на основе структурированного подхода

к учебному процессу. Школы обязаны документировать

все этапы учебного курса и утверждать их в FAA.

Такая структура обучения позволяет сертифицированным

школам подготавливать курсантов к экзаменам в

более короткий срок, что означает снижение стоимости

обучения. Например, минимальные требования

для получения лицензии пилота-любителя составляют

35 часов налёта при обучении в школе, сертифицированной

согласно 14 CFR, часть 141, и 40 часов налёта -

для школы, действующей по 14 CFR, часть 61. (Для лицензии

пилота-любителя эта разница может оказаться

несущественной, поскольку в среднем по стране большинству

курсантов-пилотов требуется от 60 до 75 часов

лётной практики).

Многие высококлассные лётные школы не видят необходимости

в сертификации по 14 CFR, часть 141 и

ведут обучение согласно положениям 14 CFR, часть 61.

14 CFR, часть 61 содержит требования к лицензированию

и присвоению рейтинга пилотам, проходящим

обучение в несертифицированных лётных школах и

у частных пилотов-инструкторов, а также устанавливает

параметры теоретического обучения и налёт для

получения различных лётных лицензий и рейтингов.

Лётные школы и пилоты-инструкторы должны вести

обучение согласно обязательным нормативам и стандартам,

устанавливаемым 14 CFR, часть 61.

Преимуществом лётного обучения согласно 14

CFR, часть 61 является гибкость учебного процесса.

Программа обучения может разрабатываться индивидуально

для каждого курсанта, поскольку 14 CFR,

часть 61 определяет только необходимый минимум

налёта и теоретической подготовки, оставляя организацию

обучения на усмотрение школы. Такая гибкость

может быть и недостатком: обучение у инструктора,

неспособного надлежащим образом организовать

учебно-тренировочный процесс, может потребовать

от пилота-курсанта дополнительных затрат времени и

средств. Чтобы избежать этой проблемы, следует удостовериться,

что у инструктора имеется хорошо документированная

программа учебной подготовки.

Как найти хорошую лётную школу

Для получения информации о подготовке пилотов, обратитесь

в местное управление FSDO, которое ведёт

реестр всех лётных школ в своём регионе. Выбор лётной

школы зависит от вида лицензии, на получение

которой рассчитывает курсант, и от того, намерен ли

он выполнять полёты в личных целях или намерен

стать профессиональным пилотом. Ещё один важный

фактор - количество времени, которое курсант может

уделить обучению. Наземное и лётное обучение

должно проходить с максимальной частотой и регулярностью,

поскольку только такой подход позволяет закрепить

в памяти полученные знания и овладеть лётным

мастерством.

Не следует принимать решение, основываясь исключительно

на стоимости обучения, поскольку от

качества подготовки зависит очень многое. Перед принятием

окончательного решения посетите выбранные

30


Глава 1. Введение

вами лётные школы и побеседуйте с их руководством,

инструкторами и курсантами.

В процессе выбора школы нужно действовать активно

и настойчиво. Соберите необходимую информацию

, просмотрите авиационные журналы и поговорите

со знакомыми пилотами. На основании полученных

сведений составьте список вопросов. Один их важных

параметров - надёжность используемых при обучении

ЛА. Поинтересуйтесь у курсантов школ, в каком

состоянии находятся ЛА, на которых они проходят лётную

подготовку.

Определите , насколько удобно для вас учебное

расписание школы . Каковы рабочие часы школы?

Располагает ли школа оборудованными аудиториями

для наземного обучения согласно требованиям FAA?

Есть ли помещения для предполётного инструктажа,

разбора и анализа полётов?

Изолированы ли эти помещения?

Позволяют ли они создать спокойную атмосферу,

в которой инструкторы могут обсудить с курсантами

выполненный полёт, не вызывая у последних

ощущения неловкости?

Пройдите по помещениям школы и осмотрите их.

Запишите полученную информацию, не спеша обдумайте

и проанализируйте её - и только после этого

принимайте решение. Активный подход к выбору лётной

школы позволит курсанту выбрать учебное заведение,

в максимальной степени соответствующее его

целям и предпочтениям.

Как выбирать сертифицированного

пилота-инструктора (СПИ)

Вне зависимости от того, проходит курсант обучение

согласно 14 CFR часть 141 или часть 61, эффективность

программы зависит от качества наземной и лётной

подготовки, обеспечиваемой лётчиком-инструктором.

Инструктор несёт полную ответственность за обучение

курсанта в полном соответствии со стандартами,

определяемыми процедурой лицензирования.

СПИ должен понимать методику обучения, знать

основы педагогики и уметь строить эфф ективное взаимодействие

с пилотом-курсантом. Пилот, сдающий

экзамен на лицензию инструктора , проходит практическую

проверку этих навыков в

конкретных ситуациях

учебного процесса. Лётчик-инструктор является

ключевой фигурой ситуативных тренировочных программ,

одобренных FAA. В процессе обучения он выступает

в качестве советника и проводника для курсанта.

Обязанности и полномочия лётчика-инструктора

включают в себя следующее:

• поэ тапное выполнение ситуативной тренировочной

программы;

• обучение курсанта основам планирования и

выполнения полёта, вырабатывание у него навыков

объективной оценки собственных действий;

• тренировка способности курсанта применять

полученные теоретические знани~ в реальных

ситуациях;

• определение сложностей в обучении и помощь в их

преодолении;

• оценка достижений курсанта в ходе учебного процесса

и их документирование;

• постоянный анализ хода учебного процесса.

При возникновении у курсанта ощущения, что выбранный

им СПИ не владеет методикой лётного обучения,

или в случае несоответствия рабочих расписаний

курсанта и инструктора, необходимо обратиться

к другому СПИ. Правильный выбор СПИ очень важен,

поскольку знания и опыт,

приобретённые курсантом

под руководством инструктора, могут оказать влияние

на всю его лётную карьеру.

Пилот-курсант

Первый шаг к тому, чтобы стать пилотом, заключается

в выборе типа ЛА. От этого зависят правила получения

лицензии пилота. Выбирать можно между

самолётами, автожирами, ЛА, управляемыми переносом

веса, вертолётами, парамоторами, планёрами,

неуправляемыми аэростатами и дирижаблями. Для

пилотирования сверхлёгких транспортных средст в

лицензия не требуется.

Основные требования

Пилот-курсант - это пило т , готовящийся к экзамену

на получение лицензии под руководством

лётчика-инструктора и,

при определённых условиях,

имеющий право на одиночные (самостоятельные) полёты.

Для получения объединённого медицинского

сертификата и сертификата пилота-курсанта необходимо

обратиться к авторизованному FAA специалисту

врачебно-лётной экспертизы и пройти медицинский

осмотр.

Сертификат пилота-курсанта может быть выдан

инспектором FAA или назначенным FAA пилотомэкзаменатором

. Для получения сертификата пилотакурсанта

необходимо соответствовать следующим

требованиям:

• быть старше 16 лет

(для пилоти рования планёра

или неуправляемого аэростата - старше 14 лет);

• уметь читать, писать, говорить и понимать

по-английски ;

• иметь медицинский сертификат третьего

класса

(для пилотирования планёра или неуправляемого

аэростата - документ, подтверждающий отсутствие

медицинских противопоказаний).

31


Энциклопедия пилота

Требования медицинской сертификации

Второй шаг к тому, чтобы стать пилотом, - это получение

медицинского сертификата и сертификата пилотастудента

(если выбран самолёт, вертолёт, автожир или

дирижабль). (FAA рекомендует получить медицинский

сертификат до начала лётного подготовк и, чтобы избежать

расходов на обучение, которое не будет возможности

завершить по медицинским показаниям). Пилоты

неуправляемых аэростатов и планёров освобождены

от получения медицинского сертификата, но обязаны

подать письменное заявление, удостоверяющее, что

медицинских противопоказаний к пилотированию

этих ЛА не имеется . Пилоты новой спортивной кате ­

гории не обязаны получать медицинский сертификат;

доказательством надлежащего состояния их здоровья

служит водительское удостоверение . Заявители,

не соответствующие установленным требования м

или имеющие физические недостатки, которые ограничивают,

но не исключают полностью выполнение

функций пилота, должны обратиться в ближайший

филиалFАА .

Для получения медицинского сертификата необходимо

пройти медицинский осмотр, проводимый врачом, который

является сертифицированным FM специалистом

в рачеб но -лётной экспертизы (СВЛЭ). В США примерно

шесть тысяч сертифицированных СВЛЭ. Медицинские

сертификаты бывают трёх классов, с первого по третий.

Обычно , сертификаты первого класса необходимы пилотам

транспортных авиалиний, второго класса - пилотам

коммерческих пассажирских авиакомпаний, третьего

- курсантам и пилотам-любителям . Сертификат

пилота - курсанта выдаётся СВЛЭ после первого меди ­

цинского осмотра . Этот сертификат позволяет курсанту,

проходящему обучение под руководством лётчика - инструктора,

выполнять одиночные (самостоятельные)

полёты при определённых условиях. При выполнении

таких полётов курсант всегда должен им еть сертификат

при себе. Сертификат действителен до первого дня месяца

в течение 24 месяцев после выдачи.

одиночных полётов от курсантов требуются определённые

минимальные аэронавигационные знания и

опыт .

Как стать пилотом

Курс обучения, который должен пройти пилот-курсант,

определяется типом лицензии, которую он намеревается

получить . Этот курс включает в себя наземную

и лётную подготовку, необходимую для получения

знаний и опыта, которыми должен обладать сертифицированный

пилот выбранной категории и класса ЛА.

Описание знаний и навыков, требующихся для различ -

ных категорий и классов ЛА, приведено в 14 CFR, часть

61, «Сертификация пилотов, лётчиков-инструкторов и

наземных инструкторов».

• Требования для получения лицензии пилота-лю ­

бителя приведены в подразделе D.

• Требования для получения лицензии частного пи ­

лота приведены в подразделе Е.

• Требования для получения спортивной лётной лицензии

приведены в подразделе J.

Основой теоретической части обучения являются

учебные и справочные материалы FAA (например , настоящая

книга), а также другие источники, которые

можно получить в печатном виде в Управлении доку ­

ментации, а также загрузить с веб-сайта отдела нормативно-правового

обеспечения по адресу: http://

www.faa.gov/about/office_org/headquarters_offices/avs/

offices/afs/afsбOO/.

В процессе обучения СПИ могут использовать комм

ерческие материалы, особенно в те х случаях, когда

официальные источники ограничены. В процессе обуче

ния пилот-курсант должен следовать рекомендациям

инструктора в отношении выбора источников

и последовательности их изучения. Планирование

учебной программы и неукоснительное её выполнение

позволяют достичь хороших результатов на квалифи ­

кационном экзамене. И напротив, беспорядочный, хаотичный

процесс обучения обычно приводит к неудов ­

летворительным ре зультатам.

Условия выполнения пилотами-курсантами одиночных полётов

Как только курсант приобрёл необходимые знания и

опыт , СПИ может дать разрешение на ограниченный

самостоятельный полёт в ЛА конкретной марки и мо ­

дели. Пилот-курсант не имеет права перевозить пассажиров

или выполнять полёт с деловыми целями и

обязан подчиняться ограничениям, установленным

СПИ. К лицам, п олучающим сертификат пилота-курсанта,

не предъявляется никаких требовани й , за исключением

наличия медицинского сертификата соответствующего

класса. В то же время, для выполнения

Помимо аэронавигационных знаний (например,

принципов полёта), от курсанта требуется умение выполнять

пилотажные манёвры . Уровень лётного ма ­

стерства и налёт определяются выбранной лётной

• в

категорией и классом ЛА. Обучение практике пилотажных

манёвров проходит в четыре этапа:

• СПИ объясняет курсанту суть манёвра и демонстрирует

его;

процессе выполнения манёвра СПИ комментирует

свои действия;

• курсант отрабатывает выполнение манёвра под наблюдением

СПИ;

32


Глава 1. Введение

• СПИ даёт курсанту разрешение на отработку манёвра

в одиночном режиме.

После того , как пилот-курсант продемонстрирует

достаточный уровень теоретической подготовки, достигнет

надлежащего мастерства в выполнении пилотажных

манёвров и получит необходимый налёт, СПИ

визирует его лётную книжку, давая курсанту допуск к

письменному и практическому экзаменам на получение

лицензии пилота.

Теоретический и практический экзамены

Теоретический экзамен

Теоретический экзамен на получение лицензии пилота

проводится в форме компьютерного тестирования .

Тест состоит из вопросов объективного характера , на

каждый из

которых предлагается несколько ответов.

Необходимо выбрать правильный ответ. Такой способ

тестирования экономит время экзаменуемого, ис ­

ключает влияние субъективного фактора на оценку

знаний курсанта и ускоряет определение результатов

экзамена.

Лицам, намеревающимся сдать экзамен на пол учении

лицензии пилота-любителя или частного пилота ,

необходимо ознакомиться со следующими нормативными

документами:

• 4 CFR, часть 61, раздел 61.23, «Медицинские сертификаты:

требования и период действия»;

• 14 CFR, раздел 61.35, «Теоретический экзамен: обязательные

требования и проходной балл»;

• 14 CFR, раздел 61.83, «Требования годности для

Когда именно сдавать экзамен

Прохождение теоретического экзамена принесёт максимальную

пользу и будет наиболее успешным ,

если

сдават ь его после начала учебно-тренировочных полётов.

Поэтому FAA рекомендует обращаться за прохождением

тестирования после того , как курсант выполнит

одиночный маршрутный полёт. Практические

знания , полученные в ходе такого полёта, могут дать

курса нту определённые преимущества при прохождении

теоретического экзамена . Для определения наиболее

благоприятного момента для сдачи экзамена рекомендуется

посоветоваться со СПИ.

Где сдавать экзамен

На территории США существует несколько сотен цен ­

тров т естирования,

уполномоченных FAA принимать

теоретические экзамены на получение лицензии

пилота . Прохождение экзаменов является платной

услугой. Полный список центро в тестирования, их

адреса и телефонные номера м ожно получить на сайте

FAA по адресам http://www.faa.gov/ training_testing/

testing/ или http://www.faa.gov/ licenses_certificates/

airmen_certification/ airmen_FAQ/.

За этой информацией также можно обратиться в

местное отделение FSDO. Если пилот-курсант проходит

обучение в лётной школе, действующей согласно

14 CFR, часть 141 и имеющей полномочия на принятие

экзаменов, теоретический экзамен входит в учебное

расписание.

пилотов-курсантов ».

Лицам, намеревающимся сдать экзамен на получение

лицензии пилота-любителя, следует также ознакомиться

с

14 CFR, раздел 61.96, «Требования годности:

общие положения», а сдающим экзамен на лицензию

частного пилота - 14 CFR, раздел 61.103, «Требования

годности: общие положения ». Примеры экзаменаци ­

онных вопросов можно получить на веб-сайте FAA по

адресу: http://www.faa.gov/ training_testing/ testing/

airmen/ test_questions/.

Для прохождения экзамена необходимо зарегистрироваться

и представить документы , удостоверяющие

личность. Заявителям предлагается возможность

пройти пробный тест без ограничения времени . Время

выполнения экзаменационного теста ограничено, но

большинству экзаменуемых его вполне достаточно,

чтобы выполнить и проверить свою работу. После выполнения

теоретического теста заявитель получает

заверенный печатью отчёт о прохождении теоретического

экзамена, в котором отражены результаты тестирования

. Для успешного прохождения экзамена нужно

набрать не менее 70 очков .

Практический экзамен

Методика проведения практических лётных экзаменов

и оценки их результатов разработана FAA (рис. 1-26).

Эти экзамены проводятся инспекторами и официальными

экзаменаторами (DPE) FAA. Практические навыки

и умения , которые должен продемонстрировать

курсант в ходе экзамена , описаны в 14 CFR, часть 61.

Поскольку FAA требует, чтобы все практические экзамены

проводились в соответствии со стандартами

практического тестирования (PTS) и регламентациями,

приведёнными во введении к сборнику PTS, в процессе

обучения курсанту необходимо ознакомиться с

этим сборником .

Сборник PTS является пособием по приёму экзаменов

и не предназначен для использования в качестве

программы лётной подготовки. Лётчик-инструктор

несёт ответственность за то , чтобы курсант был подготовлен

в соответствии с установленными стандартами.

Описание заданий и информация о том, как выполняются

конкретные процедуры и манёвры, содержится в

33


Энциклопедия пилота

COMMERCIAL PILOT

Praclle-11\ Test St,ndards

,.~,...

FllGнт INSTF{ucтoR

Pracuca, T1tst Standarr1s

fo,

GLIDE,t

-....

на получение лицензии пилота и/или рейтинга с

рекомендацией лётчика-инструктора;

• отчёт о прохождении теоретического экзамена с

оценками не ниже «удовлетворительно »;

• меди цинский сертификат (для планёров и неуп

равляемых аэростатов не требуется) и сертификат

пилота -курсанта с разр е шением лётчика - инструктора

на выполнение одиночных и одиночных

маршрутных полётов (для самолётов и винтокрылых

ЛА) на ЛА марки и модели, который будет использоваться

во время практ ического экзамена

Рис. 1-26. Примеры стандартов практического тестирования.

учебной и справочной литературе (например, в настоящей

книге). Перечень справочных документов приведён

во введении к сборнику PTS. Сборник можно получить

следующим образом:

• загрузить с веб - сайта FAA по адресу www.faa.gov;

• приобрести печатн ую версию в Правительственной

типографии в Питтсбурге, штат Пенсильвания ,

или в её интернет-магазине по адресу www.access.

gpo.gov.

Умение выполнять пилотажные манёвры, перечисленные

в 14 CFR, часть 61, являются стандартным

требованием для получения лицензии пилота.

Практические требования, содержащиеся в сборнике

PTS, подразделяются на «облас ти практических навыков

». Эти «обл асти » представляют собой ступени практического

экзамена, выполняемые в логической последовательности

и в соответствии со стандартами.

Экзамен начинается с предполётной подготовки и

заканчивается послеполётны ми процедурами . Каждая

область практических навыков содержит задания, целью

которых является проверка знаний пилота,

владения

лётными процедурами и умения выполнять

пилотажные манёвры в рамках данной области. Для

(для кандидатов на получение спортивной лицензии

- водительское удостоверение или медицинский

сертификат);

• лётную книжку пилота;

• выпускной сертификат лётной школы (если таковой

выдаётся).

Кандидат должен обеспечить полётопригодный ЛА с

бортовым оборудованием, соответствующим областям

практически х навыков , которые будут проверяться в

ходе экзамена. От него также потребуют предъявить и

дать объяснения по поводу следующих докум ентов :

• регистрационный сертификат ЛА;

• сертификат лётной годности ЛА;

• перечень эксплуатационных ограничений ЛА

или утверждённое FAA руководство по лётной

эксплуатации;

• список бортового оборудования ЛА;

• данные о весе и балансировке;

• журнал технического обслуживания;

• необходимые директивы по лётной годно сти.

Подробная информация о пилотажных манёврах

и эксплуатационных стандартах содержится в сборнике

PTS для конкретного класса лицензии и типа ЛА.

Сборники можно загрузить бесплатно с веб-сайта FAA

по адресу www.faa.gov или приобрести в печатном виде

в Управлении документации или книжных магазина х

Правительственной типографии.

получения лицензии пилота кандидат должен продемонстрировать

надлежащие знания и навыки во всех

областях.

Кто проводит практический экзамен FAA?

Когда сдавать практический экзамен

14 CFR, часть 61 содержит требования к опыту и знаниям

курсанта, необходимым для прохождения практического

экзамена на получение лицензии того или

иного класса . Однако, окончательное решение о гото в­

ности курсанта к практическому экзамену принимает

СПИ. Подготовка к практическому экзамену является

важной частью учебно-тренировочного процесса.

Кандидат обязан представить следующие документы:

• форму FAA 8710-1 (8710.11 для кандидатов на получение

спортивной лётной лицензии), заявление

В силу значительной загрузки штатных сотрудник о в

местных управлений FSDO, практические лётные экзамены

обычно проводятся официальными экзаменаторами

FAA (DPE). Кандидат должен согласоват ь

время проведения экзамена, чтобы избежать накл а­

док. Список экзаменаторов можно получить в местно ы

уп равлении FSDO. Поскольку DPE не получают от государства

оплаты за проведение экзаменов и обработ к ~·

их результатов , экзаменаторам разрешается взимать с

кандидатов обоснованную плату. Если практически й

экзамен принимается инспектором FAA, плата за ег о

проведение не взимается.

34


Глава 1. Введение

Функции сертифицированного пилота-инструктора

Функции официального пилота-экзаменатора (DPE)

Чтобы стать СПИ, пилот должен соответствовать тре -

. бованиям 14 CFR, часть 61. FAA возлагает полную ответственность

за лётное обучение курсантов на СПИ,

которые являются важнейшим звеном системы авиационной

безопасности. Задача инструктора - передать

курсанту знания и навыки, необходимые для

того,

чтобы он мог стать лицензированным пилотом

и выполнять полёты в соответствии со стандартами

безопасности Национальной системы УВД. Учебнотренировочная

подготовка включает в себя пилотажные

навыки,

основы методики принятия решений и

практики выполнения полёта.

Лётная тренировочная прогр амма во многом зависит

от уровня наземной и теоретической подготовки курсанта.

Инструктор должен обладать глубоким пониманием

учебного процесса, знать основы педагогики и

уметь эффективно взаимодействовать с пилотом-кур ­

сантом . В своей работе лётчики-инструкторы обычно

используют методику, называемую «методом кирпичиков».

Согласно этой методике, курсант в процессе обучения

движется от известного к неизвестному таким

образом, что каждый новый элемент знания основан

на принципах, определяемых полученными ранее зна ­

ниями или навыками. Таким образом, узнавая нечто

новое, курсант одновременно расширяет область применения

принципов и процед ур, с которыми он познакомился

до этого.

Для курсанта лётчик-инструктор является

ролевой

моделью: курсант перенимает подходы и методики,

демонстрируемые инструктором как во время обучения,

так и при выполнении обычных лётных операций.

Сознательно или бессознательно, курсант пытается

имитировать пов едение инструктора. По этой при ­

чине , лётчик-инструктор обязан во время полётов придерживаться

общепринятых методов обеспечения безопасности

и выполнять все требования нормативных

документов.

Пилот-курсант должен . быть готов к тому, что придётся

потратить значительное время, усилия и средства,

прежде чем он сможет претендовать на получение

лицензии пилота. Зачастую эффективность работы инструктора

и успешность программы лётной подготовки

оценивают по проценту успе шной сдачи практического

экзамена среди обучающихся у него курсантов.

Компетентный лётчик-инструктор не устаёт подчёркивать,

что практический экзамен - это образец лётного

мастерства курсанта, ограниченный очень коротким

периодом времени. Цель настоящего инструктора -

DPE играют важную роль в обеспечении авиационной

безопасности, проводя официальные практические

экзамены на получение лицензии пилота и

пилота-инструктора. Проведение этих экзаменов

является прерогативой инспекторов FAA. Однако,

наивысшим приоритетом для FAA является обеспечение

безопасности воздушных перевозок путём

тщательно го инспектирования ЛА, осуществляющих

полёты в воздушном пространстве США. Для выполнения

задач по тестированию и сертифика ции пилотов,

FAA делегировало некоторые из обязанностей

инспекторов лицам, не являющимся её штатными

сотрудниками.

В соответствии с 14 CFR, раздел 183.23, DPE- это пилот,

который соответствует квалификационным требованиям

Руководства пилота-экзаменатора, прика зу по

FAA №8710.3, а также:

• является технически квалифицированным;

• имеет необходимые категорию, класс и рейтинг

для эксплуатации ЛА , используемых для практических

экзаменов;

• соответствует требованиям 14 CFR, часть 61, разделы

61.56, 61.57 и 61.58;

• имеет необходимую квалификацию для выполне ­

ния функций КВС на всех ЛА, эксплуатировать которые

он имеет пра во;

• имеет медицинский сертификат классом не ниже

третьего (если таковой требуется);

• имеет лицензию лётчика-инструктора (если таковая

требуется).

Проводя экзамены и сертификацию п илотов, DPE

имеет право взимать обоснованную плату за свою работу.

Как правило, прерогативы DPE ограничены приёмом

заявок и проведение практических экзаменов на

право получения лицензии пилота и /или рейтинга.

Большинство пр актических экзаменов на получение

лицензии пилота частного или коммерческого уровня

проводятся DPE.

Кандидаты в DPE должны обладать хорошей профессиональной

репутацией, продемонстрировать желание

работать на благо общества и неукоснительно соблюдать

регламентации и процедуры FAA. FAA делает всё

необходимое, чтобы практические экзамены, проводимые

DPE, выполнялись с той же степенью профессионализма,

по тем же методикам и в соответствии с теми же

стандартами , ч то и экзамены , проводимые штатными

инспекторами FAA.

обучить и воспитать пи лота, способного демонстрировать

высокое мастерство не только во время экзамена,

но и в повседневной лётной пра ктике.

35


•iФiФ!J

Устройство лета тельного

аппарата

Подъёмная сила и основы аэродинамики

Для того, чтобы понять принцип работы основных

компонентов летательного аппарата (ЛА), важно

знать общие положения аэродинамики. Настоящая

глава представляет собой краткое введение в аэродинамику;

более детально эта тема изложена в главе 4,

«Аэродинамика полёта".

Во время установив шегося горизонтального полёта

на ЛА действуют четыре силы: тяга , лобовое сопротивление

, подъёмная сила и вес (рис.2-1).

тяга

Падъёмная

сила

ЛобоеОе

сопротивление

Тяга - это направленная вперёд сила, создаваемая

двигателем /воздушным винтом. Она противодействует

или преодоле вает силу сопротивления. Обычно

считается , что она действует параллельно продольной

оси. Однако это не всегда так (см . далее) .

Лобовое сопротивление - это направленная назад

замедляющая сила ,

возникающая при столкновении

воздушного потока с крыльями, фюзеляжем и другими

выступающими частями корпуса . Сопротивление противодействует

тяге и направлено назад , параллельно

набегающему потоку.

Вес - это объединённая масса самого ЛА, команды ,

топлива и груза или багажа.

Под воздействием силы

тяготения вес тянет ЛА к земле. Вес противодействует

подъёмной силе и направлен вертикально вниз, через

центр тяжести (ЦТ) летательного аппарата.

Подъёмная сила противодействует силе тяжести.

Она вызывается динамическим воздействием воздушного

потока на крыло, приложена к центру давления

ЛА и направлена вверх, строго перпендикулярно

его движению.

Рис. 2-1. Четыре силы.

Вес

ЛА движется в трё х плоскостях и управляется посредством

перемещения ts oкpyr одной или более

своих осей . Продольная ось (или ось крена) проходит

сквозь ЛА от носа до хвоста, причём линия пересекает

ЦТ. Поперечная ось (или ось тангажа) проходит через

ЛА по линии через концы крыльев, также пересекая

Тангаж Крен Рысканье

Продольная ось

Поперечная ось

Рис. 2-2. Движения вращения, тангажа и рыскания самолёта вдоль продольной , поперечной и вертикальной осей соответственно.

37


Энциклопедия пилота

Сипа пикирования

не зависит от скорости

Сила ка

ирования

зависит от скорости

Рис. 2-4. Компоненты самолёта.

Если ЦТ расположен слишком близко к носу, сила кабрирования руля

высоты может оказаться недостаточной для того, чтобы поднять нос

__ са_м_олёта пер!Щ!J осадкой.

Рис . 2-3. Центр тяжести (ЦТ) .

ЦТ. Вертикальная ось (или ось рыскания) проходит

сквозь ЛА вертикально , и опять же, пересекает ЦТ.

Управляющие усилия заста вляют ЛА двигаться вокруг

одной или более осей, обеспечивая контроль

над его пространственным положением во время

полёта (рис . 2-2).

Одной из самых важных составляющих конструкции

ЛА является ЦТ. Это точка, в которой как бы сосредоточена

масса (или вес) ЛА. Таким образом, если

ЛА сбалансировать относительно этой точки или подвесить

за неё, он будет сохранять относительное равновесие.

Расположение ЦТ определяет стабильность

ЛА во время полёта. По мере перемещения ЦТ назад

(по направлению к хвосту) ЛА становится всё более

Рис . 2-5. Ферменная ко нструкция фюзеляжа.

динамически нестабильным. Если ЦТ расположен позади

топливных баков ЛА, положение ЦТ необходим о

определять, когда баки пусты. В противном случае, п о

мере сжигания топлива ЛА будет терять стабильность

(рис. 2-3). Положение ЦТ рассчитывается при проектировании

и постройке ЛА и учитывает установленное

бортовое оборудование, загрузку ЛА, а также ряд друг

их факторов.

Основные компоненты

Хотя конструктивно различные самолёты могут

сильно отличаться друг от друга, в большинств е

случаев они состоят из одних и тех же основных

38


Глава 2. Устройство летательного аппарата

Рис. 2-6. Моноплан (слева) и биплан (справа) .

компонентов (рис. 2-4). Как правило, конструкция самолёта

включает в себя фюзеляж , крылья , хвостовое

оперение, шасси и силовую установку.

Фюзеляж

Фюзеляж является центральной частью самолета и

предназначен для ра змещения экипажа, пассажиров и

груза. Он также обеспечивает структурную связность

крыльев и хвостового оперения. В прошлом при конструировании

самолёта использовали открытую ферменную

структуру, изготовленную из дерева, стали

или алюминиевых трубок (рис .

2-5). Самые популярные

типы конструкций фюзеляжа современных самолётов

- монокок (по-французски «единая оболочка»)

и полумонокок. Более подробно эти типы конструкций

обсуждаются ниже в настоящей главе.

с высокорасположе нным и большинство самолётов с

низкорасположенным крылом имеют крылья консольной,

или свободнонесущей, конст рукци и, которые способны

нести нагрузку без внешних подкосов.

Принципиальными структурными частями крыльев

являются лонжерон, рёбра жё стко сти и стрингеры

(рис. 2-7). Они усиливаются фермами , двутавровыми

балками, тюбингом или д ругими средствами (включая

обшивку) . Конфигурация р ёбер жёсткости крыла определяет

форму и тол щину крыла (его аэродинамический

профиль). В большинстве современных самолётов топливные

баки являются составной частью структуры

крыла либо представляют собой гибкие контейнеры ,

встроенные внутрь него.

Крылья

Крылья - это аэродинамические поверхности, прикреплённые

к обеим сторонам фюзеляжа. Они обеспечивают

подъемную силу, поддерживающую самолёт

во время полёта. Сущес твует множество конструкций

крыльев, различ ных по форме и размерам. Механика

создания крылом подъ ёмной силы рассмотрена в

главе 4, «Аэродинамика полёта » .

Крылья могут прикрепляться к верхней, средней или

нижней частям фюзеляжа . Такие конструкции носят

К задней кромке крыла прикрепл яю тся два типа

управляющих поверхностей: элероны и з акрылки.

Элероны располагаются примерно от середины каждого

крыла до его конца и двигаются в противоположных

направ лениях, создавая аэродинамические силы,

заставляющие самолёт испытывать крен. Закрылки

располагаются от фюзеляжа при мерно до середины

каждого крыла . При полё те в крейсерском режиме они

обычно совпадают с поверхно стью крыла. Во время

взлёта и посадки закрылки выдвигаются, увеличивая

подъёмную силу крыла (рис. 2-8).

названия «высоко-», «с редне-» и «низкоплан» соответственно.

Число крыльев также может варьироваться.

Самолёты с единственным набором крыльев на зываются

монопланами, а с двумя набор ами крыльев -

бипланами (рис. 2-6).

Многие самолёты с высокорасположенным крылом

снабжены внешними стяжками, или подкосами, которые

во время полёта и приземления передают нагрузку

на фюзеляж. Поскольку стяжки располагаются примерно

посередине крыла, такой тип конструкции называ

ется полуконсольным крылом. Некоторые самолёты

Топливный /

бак

Обшивка

Рёбра---~

жёсткости

Рис. 2-7. Компоненты крыла .

39


Энциклопедия пилота

Тангаж ~

Простой закрылок

Рис. 2-9. ЛА, управляемый переносом веса, контролируется

изменением положе ния тела пилота .

Разрезной закрылок

Вертикаnьный

стабилиэаrор

Руль налравления

Щелевой закрылок

Триммеры

Выдвижной закрылок

Рис. 2-10. Компоненты хвостового оперения .

Щелевой выдвижной закрылок

на подъёмные поверхности разного типа (как крыла

обычной конфигурации, так и предусматривающего

изгиб либо перенос веса). Так, крыло ЛА, управляемого

переносом веса, имеет сильно изогнутую форму,

и управление полётом обеспечивается изменением положения

тела пилота (рис. 2-9).

Хвостовое оперение

Рис. 2-8. Типы закрылков.

Альтернативные типы крыльев

Некоторое время назад Федеральное управление гражданской

авиации США (FAA) расширило номенклатуру

сертифицируемых им ЛА, добавив категорию «сверхлёгкихЛА».

В конструкции этих летательных аппаратов

для управления полётом и создания подъёмной силы

могут использоваться самые различные методы. Они

подробно рассмотрены в главе 4, «Аэродинамика полёта»,

описывающей воздействие средств управления

Хвостовое оперение включает в себя всю хвостовую

группу и состоит как из

неподвижных поверхностей

(вертикальный и горизонтальный стабилизаторы), так

и подвижных (руль направления, руль высоты и один

или несколько триммеров) (рис. 2-10).

Руль направления прикрепляется к задней части

вертикального стабилизатора. Во время полёта

он используется для перемещения носа самолёта

влево или вправо, в то время как руль высоты,

прикреплённый к задней части горизонтального

стабилизатора, перемещает нос самолёта вверх

или вниз. Триммеры - это небольшие движущиеся

части задней кромки управляющей поверхности,

40


Глава 2. Устройство летательного аппарата

Рис. 2-11. Компоненты цельноповоротного стабилизатора .

позволяющие снизить управляющее воздействие на

рычаги управления . Триммеры могут устанавливаться

на элероны, руль направления и /или руль высоты и

контролируются из кабины пилота.

Второй тип хвостового оперения вообще не пред ­

полагает наличия руля высоты. Вместо этого оно

включает в себя единый горизонтальный стабилизатор,

вращающийся на центральном шарнире . Такая

конструкция носит название « цельноповоротный

стабилизатор ». Стабилизатор , как и руль высоты,

приводится в действие штурвалом управления.

Например, когда шарнир отводится назад , цельноповоротный

стабилизатор поворачивается таким

образом, что задняя его кромка поднимается ввер х.

Цельноповоротные стабилизаторы снабжены антикомпенсатором,

который устанавливается вдоль их

задней кромки (рис. 2-11).

Антикомпенсатор перемещается в том же на ­

правлении, что и задняя кромка стабилизатора,

и делает стабилизатор менее чувствительным.

Помимо этого, антикомпенсатор работает в качестве

триммера, снижая управляющее усилие и помогая

сохранять цельноповоротный стабилизатор

в желаемом положении .

Шасси

Шасси обеспечивает поддержку самолёта во время пар ­

ковки, руления, взлёта и посадки. Самый распространённый

тип шасси - колёсный, но самолёты также могут

оборудоваться поплавками для посадки на воду или

лыжами для посадки на снег (рис . 2-12).

Шасси состоит из трёх колёс - двух основных и

третьего , расположенного либо спереди , либо в задней

части самолёта . Шасси с задним колесом носит название

« шасси обычной схемы » .

Рис. 2-12. Разновидности шасси: п оплавки (вверху), лыжи (в

середине) и колёса (внизу).

Самолёты с шасси обычной схемы иногда называют

« самол етами с хвостовым колесом » . Когда третье

колесо располагается на носу самолёта , его называют

« носовым колесом » , а вся конструкция носит

название «трёхколёсное шасси ».

Управляемое носовое

или хвостовое колесо позволяет контролировать

движение самолёта на земле. Большинство самолё ­

тов - как с носовым , так и с хвостовым колесом -

у правляется с помощью педалей руля направления .

Некоторые самолёты могут управляться посредс

т во м тормозов с раздельным приводом на правое и

левое основные колеса.

41


Энци клопедия пилота

Силовая установка

Силовая установка включает в себя двигатель и воздушный

винт. Основная функция двигателя - обеспечивать

вращение воздушного винта. Он также вырабатывает

электроэнергию, является источником вакуума

для некоторых бортовых инструментов, а в большинстве

одномоторных самолётов - источником тепла для

пилота и пассажиров (рис. 2-13). Двигатель закрыва ­

ется обтекателем или мотогондолой (различные типы

кожуха) . Назначение обтекателя или мотогондолы -

снижать лобовое сопротивление самолета, а также обе ­

спечивать охлаждение двигателя, направляя поток

воздуха вокруг двигателя и цилиндров.

Две эти величины, вместе взятые, позволяют оценить

эффективность работы воздушного винта. Винты

обычно подбираются к определенной комбинации

конструкции и силовой установки ЛА таким образом ,

чтобы можно было достичь максимального кпд двигателя.

Они могут тянуть или толкать ЛА (в зависимост и

от расположения двигателя).

Субкомпоненты

Субкомпонентами ЛА являются планер, электросистема,

система управления полётом и тормозная

система.

Планер - базовая структура ЛА, сконструированная

таким образом , чтобы выдерживать все аэродинамиче ­

ские нагрузки , а также напряжения, связанные с весо . ~

Двигатепь---

топлива, экипажа и груза .

Основная функция электросистемы ЛА - выраб а­

тывать, регулировать и распределять электроэне р­

гию внутри него . Электросистема может питаться о -::

различных источников: например, генераторов пер е·

Ри с. 2-13. Компоненты дв игател я .

Воздушный винт, устанавливаемый перед двигателем

, превращает момент вращения двигателя в тягу -

тянущую вперед силу, которая позволяет перемещать

самолёт в воздухе. Воздушный винт может также

устанавливаться в задней части ЛА (винт толкающего

типа). Воздушный винт - это вращающаяся аэродинамическая

поверхность, которая обеспечивает тягу

посредством создания аэродинамической силы. За

поверхностью винта образуется область низкого давления,

а перед ней - высокого . Разница давлений толкает

воздух сквозь винт, и самолёт движется вперёд .

Эффективность воздушного винта определяется

двумя параметры:

• угол установки лопасти винта, измеряемый между

хордой лопасти и плоскостью вращения винта;

• шаг винта , определяемый как расстояние, которое

проходит винт вперед за одно обращение (как бы

ввинчиваясь в твердое тело).

менного тока с приводом от двигателя, вспомогател ь­

ных блоков питания или внешних источников. О н с.

используется для питания навигационных прибор о в .

жизненно важных агрегатов (таких, как антиоблед е ·

нительная система и т.д.), а также для обслуживан и .F.

пассажиров (например, для освещения кабины).

Система управления полётом объединяет в се б;;

устройства и системы, управляющие положением Л А ::

воздухе и, в результате, траекторией е го полёта. В боль ­

шинстве самолётов обычной схемы используются Т ОЕ ·

кокромочные управляющие поверхности на шарнир а ..

называемые рулями высоты (для

тангажа), элерона м-~

(для крена) и рулями направления (для рыскани F.

Поверх ности контролируются из кабины ЛА, пилот а )

или автопилотом.

На самолёты обычно устанавливаются гидравл и ч;: ·

ские тормозные системы с дисковыми или бараб а.=. ­

ными тормозами, аналогичными автомобильн ы ..:

Дисковый тормоз состоит из нескольких пластин (кс ­

лодок), которые оказывают давление на располаг а~: ­

щийся между ними вращающийся диск, жестко с в .:: ­

занный со ступицей колеса . В ре зул ьтате увеличен 1:..с

трения между диском и колодками колёса постепе н.=. :

замедляют вращение, вплоть до полной останов к;_с_

Диски и колодки изготавливаются либо из стали (к с.:;

в автомобилях), либо из углеродного материала, к : ­

торый легче и способен поглощать больше энерr и, :.

Тормозные системы самолётов используются, гл а::

ным образом, на этапе посадки, поглощая при э т с ;

огромное количество энергии, поэтому продолж, ·

тельность их жизни измеряется в количестве поса д а,

а не в километрах.

42


Глава 2. Устройство летательного аппарата

Конструктивные типы самолётов

Полумонокок

Эволюция конструкции фюзеляжа самолёта шла от

ранних вариантов деревянной ферменной структуры,

через монококовую оболоч ку к современной полумонококовой

оболочке.

)

Ферменная структура

Главным недостатком ферменной структуры является

отсутствие обтекаемой формы. В основе конструкции

лежат отрезки трубок, называемые лонжеронами.

Сваренные вместе, они формируют хорошо укреплённый

каркас. К лонжеронам привариваются вертикаль ­

ные и горизонтальные кронштейны, из-за которых

такая структура приобретает квадратное или прямоугольное

сечение.

В конструкцию добавляют доп олнительные

кронштейны, обеспечивающие сопротивление

внешнему давлению, которое может возникнуть

с любой стороны структуры. Стрингеры и шпангоуты

(или вспомогательные н е рвюры) создают форму фюзеляжа

и поддерживают обшивку.

По мере развития технологии , дизайнеры стали закрывать

ферменные элементы,

чтобы придать фюзеляжу

более обтекаемую форму и улучшить его аэродинамические

характеристики. Первоначально это

делалось с помощью ткани. Впоследствии стали использоваться

лёгкие металлы (алюминий). В некоторых

случаях , наружная обшивка может принимать на

себя всю полётную нагрузку либо значительную её

часть. В большинстве современных самолётов используется

конструкция с несущей обшивкой , известная

как монокок или полумонокок (рис. 2-14).

Монокок

В монококовой конструкции используется несущая обшивка,

которая , подобно стенке алюминиевой банки ,

принимает на себя почти всю нагрузку. Являясь достаточно

жёсткой, такая конст рукция не очень хорошо

реагирует на деформацию своей поверхности.

К примеру,

алюминиевая банка может выдерживать значительную

нагрузку, если эта нагрузка при ходится на

края. Но если боковая поверхность банки хотя бы немного

деформирована, даже незначительное давление

способно раздавить банку.

В силу того , что большая часть изгибающей нагрузки

приходится на наружную обшивку, а не на открытый

ферменный каркас, исчезает необходимость во внутреннем

укреплении структуры. Это позволяет снизить

её вес и увеличить внутреннее пространство.

Один из оригинальных методов использования

монокока был впервые предложен американским

(

Несущвя обwива.

Монокок

Рис. 2-14. Монококовый и полумоно коко вый дизайн фюзеляжа .

инженером Джеком Нортропом. В 1918 году он разработал

новый способ изготовления монококового

фюзеляжа ,

который впоследствии был применён при

создании самолёта « Локхид S-1 Рейсер » .

Конструкция

состояла из двух фанерных половинок оболочки, которые

наклеивались на деревянные обручи-стрингеры .

Для того, чтобы получить половинки, конструктор использовал

три больших куска еловой фанеры, которые

размачивались в клее и укладывались в полукруглую

бетонную пресс-форму, напоминающую ванну.

Затем

форма накрывалась плотно прил егающей крышкой, и

внутри её надувался резиновый шар, который прижимал

фанеру к поверхности формы. Спустя сутки гладкая

и ровная половинка оболочки была готова. Обе половинки

имели толщину не более 6 миллиметров.

Из-за сложностей при промышленном производстве

монокок получил распространение лишь несколько десятилетий

спустя .

Сегодня монококовая конструкция

широко используется в автомобильной промышленности,

где несущий кузов фактически является индустриальным

стандартом.

Полумонокок

В полумонококовой конструкции

(частичной или половинной)

используется дополнительная структура , к

которой прикрепляется обшивка самолёта. Состоящая

из шпангоутов и /или нервюр различных размеров,

а

43


Энциклопедия пилота

пуленепробиваемое волокно «Кевлар » , а также их с о ­

четания. Композитная конструкция имеет два важны х

преимущества : чрезвычайно гладкая поверхность и

возможность изготовления сложных изогнутых ил v.

обтекаемых структур (рис. 2-15).

Самол ёты из компози тных материалов

Компо з итный материал - это искусственно созданньп',

неоднородный материал, состоящий из наполнителя !'

армирующих элементов (волокон). Наполнитель в ы­

ступает в качестве своеобразн_ого « клея » , скрепл я.с

волокна и (при вулканизации) придавая издели к

форму, а волокна принимают на себя основн у к

часть нагрузки.

Существует множество различных типов волок а::

Рис . 2-15. Композитн ы й самолёт.

также стрингеров,

эта структура усили в ает несущую

обшивку, частично снимая с фюзеляжа изгибающую

нагрузку.

На главной секции фюзеляжа также располагаются

места крепления крыльев и теплозащитный

кожух .

На одномоторных самолётах двигатель обычно крепится

в передней части фюзеляжа. Между задней

стенкой двигателя и кабиной пилота устанавливается

огнеупорная перегородка, служащая для защиты пи ­

лота и пассажиров в случае внезапного пожара в двигателе

. Обычно она и зготавливается и з термостойкого

материала (например , нержавеющая сталь) . Однако

в последнее время в конструкции самолётов всё чаще

применяются композитные материалы. Некоторые самолёты

полностью изготавливаются из них .

Композитная конструкция

История

Использование композитных материалов в конструк ­

ции самолётов началось во время Второй мировой

войны. Именно тогда при производстве фюзеляжей

стратегических бомбардировщиков «В-29» стали ис ­

пользовать стекловолокно. В конце 50-х годов этот материал

начал широко применяться при изготовлении

планёров . В 1965 году был сертифицирован первый

летательный аппарат, полностью изготовленный из

стекловолокна . Это был планёр «Диамант HBV» швейцарского

производства. Четыре года спустя в США был

сертифицирован полностью стеклопластиковый четырёхместный

одномоторный самолёт «Уиндекер Игл » .

В настоящее время более трети всех самолё тов в мире

производятся из композитных материалов.

Композитный материал - широкое понятие. К таким

материалам относятся стекловолокно , углепластик,

и наполнителей. При изготовлении ЛА чаще всего и с ­

пользуется эпоксидная смола, являющаяся разнов и .:­

ностью термореактивной пластмассы. По сравнен ю- :

с другими аналогичными материалами (такими к а,

полиэфирная смола) , эпоксидная смола значитель н :

прочнее . Кроме того, она лучше выдерживает высок v.:с

температуры. Есть много вариантов эпоксидных см о.~

которые различаются характеристиками , времене м ;

температурой вулкани з ации , а также стоимостью.

В качестве армирующих волокон при производсЕ :

ЛА чаще всего используются стекловолокно и углер о.: ­

ное волокно . Стекловолокно обладает хорошей прочн .

стью на разрыв и сжатие , высокой стойкостью к уда:: ­

ным нагрузкам. Это простой в работе, относител ь:: :

недорогой и широко распространенный материал. Е~ -

основным недостатком является достаточно

больш

вес. И з -за этого из стекловолокна сложно изготов v.-::

несущий корпус, который по лё гкости мог бы сопер н :

чать с аналогичным алюминиевым.

Углеродное волокно в целом прочнее на разрыв и Cr. . .:

тие, чем стекловолокно, и гораздо более жёсткое н а 1::

гиб . Оно также существенно легче, чем стекловоло К:. -

Однако его стойкость к ударным нагрузкам нескол;: ,

ниже, волокна достаточно хрупкие и при резком уде.: -

ломаются . Эти хар актеристики существенно улучш е ~.:.

в такой разновидности углеродного волокна, как «у с

ленная» эпоксидная смола, которая используется r:::

изготовлении горизонтальных и вертикальных с т ае

лизаторов лайнера «Боинг 787».

Углеродное волокно имеет более высокую стоимос:-_

чем стекловолокно. Цены несколько упали после в:с:;:

д р ения инноваций, появившихся в ходе разраб о ::

бомбардировщика «В -2 » (в 80-е годы п рошлого в е, _

и лайнера « Боинг 777» (в 90-е годы). Хорошо скон с :;:

ированные структуры из углеродного волокна м о:-­

быть значительно легче, чем аналогичные алюми r:-: :­

вые, - иногда более, чем на 30%.

44


Глава 2. Устройство летательного аппарата

Преимущества композитных материалов

полностью ком позитные лопасти, а иногда и композитную

втулку несущего винта.

Композитные материалы имеют несколько существенны

х преимуще ств перед металлами, деревом или тканью.

Чаще всего в качестве основного преимущества

называют меньший вес. Однако следует понимать , что

корпус самолёта, изготовленный из композитного ма­

Недостатки ком позитны х материалов

Композитные конструкции имеют свои недостатки, к

териала,

не обязательно будет легче металлического.

самым важным из которых относится отсутствие визуальных

следов повреждения. Композитны е материалы

реагирую т на удар иначе, чем другие материалы, и зачастую

повреждения не заметны при внешнем осмотре.

Например, если автомобиль врежется в алюминиевый

фюзеляж, на фюзеляже останется вмятина. Если

вмятины нет, нет и повреждения . Если вмятина присутствует

, повреждение определяется визуально и

Это за висит от характеристик корпуса, равно как и от

используемого материала.

Более важным преимуществом является возможность

создания при использовании композитных

материалов очень гладкой и сложно искривлённой

аэродинамической поверхности , которая позволяет существенно

снизить сопротивление воздуха.

Именно в

производится ремонт. В композитных структурах удар

силу этой причины в 60-е годы прошлого века дизай­

малой силы (например,

при столкновении или падении

инструмента) часто не оставляет видимых следов

повреждения на поверхности . При этом в зоне удара

может возникнуть широкая зона расслоения, которая

распространяется воронкообразно от точки уд ара .

неры планёров переключились с металла и дерева на

композитные материалы.

Композитные материалы широко исполь зуются

такими прои зв одителями самолётов , как « Циррус »

и «Коламбия ». Благодаря снижению сопротивления

воздуха, самолёты этих компаний отличаются высокими

лётными характеристиками ,

несмотря на наличие

неубирающегося шасси .

Композитные материалы

Повреждения на задней поверхности структуры могут

быть существенными - и при этом совершенно невид

имыми. Как только возникают причины предполагать,

что произошёл удар (даже незначительной силы) ,

также помогают маскировать радарные сигнату ры при

дизайне типа «стеле» (в таких самолётах, как стратегический

бомбардировщик «В-2 » и многоцелевой истребитель

«F-22»). Сегодня композитные материалы

используются при производств е любых летательных

аппаратов - от планёров до вертолётов.

Третьим преимуществом композитных материалов

является отсутствие коррозии. Так , фюзеляж лайнера

«Боинг 787» полностью изготавливается из композитных

материалов, что позволяет этому самолёту

выдерживать больший перепад давлений и большую

влажность в кабине, чем это допускали лайнеры предыдущих

поколений. Инженеров больше не заботит

проблема коррозии из-за конденсации влаги на скрытых

частях обшивки фюзеляжа (например, под изоляционным

покрытием). В результате, долговременные

эксплуатационные расходы авиакомпаний могут быть

существенно снижены.

Ещё одним преимуществом композитных материалов

является хорошие эксплуатационные качества

в изгибающей среде (например, при использовании

в лопастях несущего винта вертолётов) . В отличие от

большинства металлов, композитные материалы не

страдают от усталости металлов и трещинообразования.

При правильном конструировании лопасти несущего

винта , выполненные из композитного материала,

имеют существенно более высокое нормативное

время эксплуатации, чем металлические . В сил у этого

большинство современных больших вертолётов имеют

появляется необходимость в приглашении специалиста

для инспек ци и структуры и поиск а внутренних

повреждений. Хорошим признаком расслоения волоконной

структуры при использовании стекловолокна

является появление « белёсых » областей на поверхности

корпуса.

Удар средней силы (например, при столкновении с

автомобилем) приводит к локальным повреждениям

поверхности, что видимо невооружённым глазом. Зона

разрушения больше , чем повреждения на поверхности,

и требует ремонта . Удар высокой силы (например, удар

птицы или градины в корпус самолёта во время полёта) ,

приводит к появлению пробоины и значительному повреждению

структуры. В случае ударов средней и высокой

силы повреждения видимы глазом , но удар слабой

силы трудно определить визуально (рис. 2-16).

Если удар вызвал расслоение, разрушение поверхности

или пробоину, в обязательном порядке необходимо

проведение ремонта . В ожидании ремонта повреждённая

область должна быть накрыта и защищена от дождя.

Детали, изготовленные из композитного материала,

часто представ ляют собой тонкую оболочку, под

которой находится пористый внутренний слой (так называемая

«с андвичевая» конструкция) . Превосходная с

точки зрения структурной жёсткости, такая структура

подвержена проникновению влаги, что позже может

привести к серьёзным проблемам. Наклеивание поверх

пробоины отрезка специальной «изоляционной

ленты » является хорошим способом временной

45


о _____

Энциклопедия пилота

Удар малой силы

часто применяется окрашивание композитного корпуса

в белый цвет . Напри м ер, нижняя поверхность

крыла, окраш енная в чёрный цвет и рас п олагающаяся

над горячим асфальтовым покрытием в солнечны й

день , может нагрев аться более чем до 100° С. Та же конструкция

, окр а шенная в белый цвет , р едко разогревается

более чем до 60° С .

Производители ком позитных самолётов часто дают

конкретные рекомендации по допустимым цветам

Пирамидальный рисунок трещин после удара

Удар средней силы

Локальное повреждение

наполнителя/волокон

о г--------~,----~-----,

о

+45

-45

о

90

90.-------

0

-45

+45

_

о

о

+45

-45

о

90

90

о

-45

+45

о

о

окраски корпуса . При повторной окраске самолёта необходимо

точно следо в ать этим рекомендациям .

Причиной т е пловых повреждений часто

может являться

пожар на борту. Даже быстро потушенное возгорание

в тормозной системе может повредить нижнюю

обшивку крыльев, стойки или колёса шасси.

Композитные материалы также легко

повреждаются

различными растворителями , поэтому такими хими ­

катами композитные структ уры обрабатывать нельзя .

Для удаления краски с композитных деталей используются

только механические методы, например , обду в

металлическим порошком или пескоструйная обра ­

ботка . Случаи повреждения дорогостоящих композитных

деталей растворителями относительно нередки , и

такие повреждения обычно не подлежат ремонт у.

Удар высокой силы

Утечка жидкости на композитные ко нструкции

о

о

+45

-45

о

90

90

о

-45

+45

Рис .

о

о _. ,______

Расслоение

С к возн ое

повреждение

(пробоина )

· ~вободные __,,,,.

концы волокон

о

о

+45

-45

о

90

90

о

-45

+45

о

о

2-1 6. Си л а удара влияет на нали ч ие визуа л ьных призна ков, а

рав н о и н а су щест вен н ость повреждений в ком п озитной ст ру ктуре.

Удары средней и высокой силы вы зы вают значи тел ьные по в реждения

, но видимы глазом . Удары ма л ой сил ы могут в ызвать скрыты е

повреждения .

защиты от воды , но это нельзя назвать структурным

ремонтом. Таким ремонтом не является и использование

пасты для заполнения отверстий, хотя этот метод

можно применять в косметиче ски х целях .

Ещё одним недостатком композитных м атериалов

является относительно низкая терм остойкость .

В то время как температурные пределы использова ­

ния варьируются у различны х смол ,

большинство из

них начинают терять прочность при температурах

выше 65° С . Для снижения температурного воздействи я

Иногд а высказываются опасения по поводу попад а­

ния на композитные конструкции топлива , масла ил и

гидравлической жидкости . Следует сказать, что при

использовании современных эпоксидных смол это

обычно не является проблемой . Как правило, есл и

вытекающая жидкос т ь не разъедает краску, она не

может повредить и композитный материал под н е й.

Например, в некоторых самолётах используются т о­

пливные баки из стекловолокна, в которых топливо с о­

прикасается с композитной поверхностью напрям ую .

без использования герметика . Некоторые недоро гиf

виды полиэфирной смолы могут быть повреждены п

попадании на них смеси автом обильного бензин а :

этил овым спиртом . Более дорогостоящие смолы , ка к 2

эпоксидная смола, могут бе з опасно соприкасаться с а s ­

том обильным бензином, а также с авиационным бе Е­

зином (октановое число 100) и реактивным топлив о. 1.

Защита от удара мол нии

Важным фактором при проектировании ЛА являе т е.о

защита от удара молнии. При ударе молнии в ЛА е : :

конструкция испытывает воздействие огромной мо с ­

ности . Вне зависимости от того, управляете ли вы С Е·

молётом общего назначения или большим авиал аf: .

нером, основные принципы з ащиты от удара молю·=

z

46


Глава 2. Устройство летательного аппарата

Рис. 2-17. Композитные материалы используются при производстве таких летательны х аппаратов, как одномоторный самолёт

«Коламбия 350» (слева) , авиалайнер « Боинг 787» (в середине) и вертолёт Береговой охраны США « НН-65 » (справа).

остаются одинаковыми. Безотносительно к размеру

самолёта, энер гия от удара должна распределяться по

большой площади поверхности - это позволяет уменьшить

силу тока,

обшивки, до приемлемого уровня .

приходящуюся на единицу площади

При ударе молнии в самолёт, изготовленный из алюминия

(в силу его электропроводности), электрическая

энергия естественным образом распределяется по всей

алюминиевой конструкции. В данном случае основной

задачей конструкторов является защита электронного

оборудования, топливной системы и т.д. Внешняя обшивка

самолёта должна предоставлять п уть наименьшего

сопротивления для электрического разряда.

В случае самолёта, изготовленного из композитных

материалов, ситуация иная. Стекловолокно является

прекрасным электроизолятором. Углеродное волокно

проводит электричество, однако не так хорошо , как

алюминий. Следовательно, внешний слой композитной

обшивки должен обладать дополнительной электропроводностью.

Это обычно достигается с помощью металлической

сетки, вмонтированной в обшивку. Чаще

всего используют ся алюмиевые или медные сетки -

алюминий для стекловолокна ,

медь для углеродного

волокна. Любой структурный ремонт поверхностей,

защищённых от удара молнии, должен включать в себя

восстановление металлической сетки.

В том случае, если конструкция композитного самолёта

предполагает наличие внутренней радиоантенны,

в молниезащитной сетке должны быть оставлены специальные

« окна». Внутренние радиоантенны иногда

используются в композитных самолётах, поскольк у

стекловолокно прозр ачно для радиоволн (в то время

как углеродное волокно - нет).

Будущее композитных материалов

В течение нескольких десятилетий после окончания

Второй мировой войны композитные материалы заняли

важное место в авиационной промышленности .

Благодаря своей универсальности и сопротивляемости

коррозии , а также хорошему соотношению прочности

и веса изделия , композитные материалы позволяют

реализовать

самые дерзкие и инновационные дизайнерские

идеи . Использующиеся в самых различных

самолётах - от лёгкого моноплана «Циррус SR-20» до

авиалайнера «Боинг 787» - композитные материалы

играют в авиаиндустрии значи т ельную роль , и их применение

будет только расширяться (рис. 2-17).

Бортовые приборы : движение в будущее

До недавнего времени большинство самолётов общего

назначения оборудовались индивидуальными приборами

, используемыми совместно для безопасного

управления и маневрирования самолётом. С появлением

электронных индикаторов управления полётом

(ЭИУП)

обычные бортовые приборы уступили место

жидкокристаллическим (ЖК) экра нам.

Первый из экранов устанавливается перед левым

креслом пилота . Его называют основным индикатором

полётных данных (ОИПД). Второй экран, расположенный

примерно в центре приборной доски , называется

многоцелевым индикатором (МЦИ). Экраны упорядочивают

расположение приборов на приборной доске

и одновременно повышают безопасность у правления

воздушным судном. Последнее достигается благодаря

использованию в качестве измерительных приборов

твердотельных датчиков ,

которые имеют частоту отказов

существенно ниже , чем у обычных аналоговых

инструментов (рис. 2-18).

Развитие

авионики и появление ЭИУП требуют от

любого пилота (вне зависимости от опыта) глубокого

зна ния бортовых систем управления полётом , а также

хорошего понимания того , как автоматика влияет на

процесс принятия аэронавигационных решений (ПАР) .

Эти вопросы подробно освещаются в главе 17, «Процесс

принятия аэронавигационных р е шений ».

Вне зависимости от того , установлены на самолёте

аналоговые или цифровые бортовые приборы, по типу

отображаемой информации они всегда делятся на три

категории: контроль параметров движения , управление

и навигация.

47


Энциклопедия пилота

Приборы управления не отображают скорости или

высоты самолёта. Для того, чтобы определить эти и

другие пока з атели, пилоту необходимо обратиться к

приборам для контроля параметров движения.

Навигационные приборы

Навигационные приборы отображают положение само ­

лёта по отношению к выбранному навигационному сооружению

или точке земной поверхности.

Эта группа

приборов включает в себя указатели курса, индикаторы

дальности и глиссады , а также указатели пеленга.

Новейшие самолёты с технологически совершенными

приборами предоставляют пило ту информацию смешанного

характера, позволяя определить местоположе ­

ние воздушного судна с высоким уровнем точности.

В группу навигационных приборов входят индикаторы

глобальной системы определения координат

(GPS), всенаправленного УКВ-радиомаяка (VOR), ненаправленного

радиомаяка (NDB) и инструментальной

системы посадки (ILS). Приборы указывают положение

самолета относительно выбранного наземног о

аэронавигационного объекта.

Помимо отображени я

положения самолёта в пространстве , они также предоставляют

пилотажную информацию, давая пилоту

возможность обеспечить движение ЛА по заданном у

Рис. 2-18. Ана л о гова я (вверху) и цифровая п рибор н ые доски

на самолёте « Цессна 172».

Приборы для контроля параметров движения

Приборы для контроля параметров движения отображают

полётные показатели самолёта. Эта категория

приборов включает в себя высотомер, индикатор воздушной

скорости,

индикатор вертикальной скорости

(вариометр), указатель курса и индикатор поворота и

скольжения . Скорость самолёта контролируется через

индикатор воздушной скорости. Высота полёта кон ­

тролируется через высотомер. Характеристики набора

высоты определяются посредством обращения к вариометру.

К другим приборам для контроля параметров

движения относятся указатель курса, индикатор угла

атаки и индикатор скольжения (рис. 2-19).

Приборы управления

Приборы управления (рис. 2-20) показывают мгновен ­

ные изменения положения самолёта и силовых характеристик.

Они настраиваются таким образом, чтобы

отреагировать даже на самые незначительные изменения

. Прибор для отображения положения самолёта

в воздухе называется индикатором пространственного

положения (гирогоризонтом).

пути посредством маневрирования.

Пило тажная информация

о положении самолета в двух или трёх из ­

мерениях может быть получена от наземных и космических

источников (рис. 2-21 и 2-22).

Глобальная система определения

координат (GPS)

GPS -

это спутниковая навигационная система, представляющая

собой сеть спутников , выведенных на орбиту

Министерством обороны США. Первоначально

GPS предназначалась для применения в военных ц е­

лях , но в 80-х годах прошлого века правительство СШ А

разрешило использовать её для гражданских нуж д.

GPS работает в любых погодных условиях, в любо й

точке мира, 24 часа в день.

Для расчёта двумерного положения объекта (дол ­

гота и широта) и отслеживания его движения приё м­

ник GPS должен захватить сигнал не менее чем от трё х

спутников системы.

При видимости четырёх и боле е

спутников приёмник может определить тр ёхмерно е

положение объекта (долгота, широта и вы с о т а). Дл ,:

компенсации потери или неоднозначности си г­

нала необходимо иметь в видимости максимально е

число спутников.

Использование GPS более детально обсуждается Б

главе 15, «Навигация ».

48


Глава 2. Устройство летательного аппарата

Индикатор воздушной

скорm;rи

Вариометр

1

Координатор поворота

Указатель курса

Вариометр

-.

2-19. Приборы для контроля параметров движения.

49


Энциклопедия пилота


Ри с. 2 -20 . Пр и боры управлен и я.

50


Глава 2. Устройство летательного аппарата

Рис. 2-21. Сравнение навигационной информации на цифровых и аналоговых приборах .

Лети ниже

Стрелка глиссады показывает

«лети ниже » для захвата глиссады

Лети выше

Стрелка глиссады показывает « лети выше » для захвата глиссады .



Рис. 2-22. Аналоговая и цифровая индикация для захвата глиссады.

51


•iФiФII

Принципы

••

полета

Строение атмосферы

Атмосферой называется воздушная оболочка, которая

окружает Землю и покоится на её поверхности.

Атмосфера в такой же степени является частью Земли,

как океаны или суша, но, в отличие от почвы, горных

пород и воды, воздух - это смесь газов, имеющая

массу и вес, но не имеющая формы.

Атмосфера состоит из азота (78%), кислорода (21%)

и 1% других газов, например, аргона и гелия.

Некоторые из этих веществ тяжелее, чем другие.

Самые тяжёлые вещества, такие каi


Энциклопедия пилота

Стандартная атмосфера

Высота, м Давление , мм рт. ст. Температура,

о 760, 00 15,0

1000 674,10 8,5

2000 596,20 2,0

3000 525,80 -4,5

4000 462,20 -11,0

5000 405,10 -17,5

6000 353,80 -24,0

7000 307,80 -30,5

8000 266,90 -37,0

9000 230,50 -43,5

10000 198,20 -50,0

11000 169,60 -56,5

12000 144,87 -56,5

13000 123,72 -56,5

14000 105,67 -56,5

15000 90,24 -56,5

16000 77,07 -56,5

17000 65,82 -56,5

18000 56,21 -56,5

19000 48,01 -56,5

20000 41,00 -56,5

Рис. 3-2. Параметры стандартной атмосферы.

называют международной стандартной атмосферой

(International Standard Atmosphere, ISA). Любое значение

температуры или давления, которое отличается от значения

, рассчитанного на основе стандартных вертикальных

градиентов , считается нестандартным.

Поскольку лётно-технические хар актеристики летательного

аппарата определяются и оцениваются в условиях

стандартной атмосферы, все бортовые приборы в

обязательном порядке калибруются на стандартную ат ­

мосферу. Для того, чтобы правильно учитывать условия

нестандартной атмосферы, необходимо определить некоторые

дополнительные термины.

Барометрическая высота

Барометрическая высота - это высота объекта над

стандартной плоско стью высоты (СПВ), представляющей

собой теоретический уров ень, на котором измеренный

барометром вес атмосферы равен 760 мм

рт. ст. или 1013,2 мбар. Высотомер, в сущности, представляет

собой высокоч увствительньrй барометр,

калиброванный для индикации высоты в условиях

0

С

стандартной атмосфе ры .

Если высотомер калиброван

на 760 мм рт. ст. , отображаемое им значе н ие высо ты называется

высотой по давлению или барометрической

высотой. При изменении атмосферного давления СПВ

может подниматься выше или опускаться ниже у ровня

моря. Барометрическая высота важна в качестве базиса

для определения лётно-технических характеристик

ЛА, а также для назначения эшелона полёта для ЛА,

передвигающихся на высоте 5,5 км и выше.

Баромет рическая высота может быть определена одним

из двух методов:

1. Установить барометрическую шкалу высотомера

на 760 и прочесть показания высоты .

2. При ме н ить к пока заниям высоты поправочный

коэффициент в соотв етствии с текущими установками

высотомера .

Высота по плотности

СПВ является сугубо теоретической величиной и не

применима к нестандартным атмосферным условиям,

в которых функционирует ЛА. Для корректировки аэродинамических

характеристик в нестандартной атмосфере

применяется поправочная величина , называемая

высотой по плотности. Высота по плотности - это

высота над уров нем моря, соответствующая определённой

плотности воздуха в условиях стандартной атмосфе

ры.

Плотность воздуха оказывает существенное

влияние на лё тно-т ехниче ские

характ еристики летательного

ап парат а. поскольку по мере снижения этой

плотности также снижаются:

- мощность двигателя, потому что количество воздуха,

поступающего в него, падает;

- тяга , потому что воздушный винт теряет свою эффективность

в р ·азреженном воздухе;

- подъёмная сила, потому что разреженный воздух

оказывает меньшее давление на аэродинамические

поверхности .

Высота по плотности -

это барометрическая высота

с попра вкой на нестандартную температуру. По ме ре

того, как плотнос ть воздуха возрастает (уменьшается

высота по плотности) , лё тно-технические характеристики

ЛА улучшаются . Аналогично, при снижении

плотности воздуха (уменьшении высоты по плотности)

лётные характеристики ухудшаются. Паден ие плотности

воздуха равносильно росту высоты по плотности ;

повышение плотности воздуха равносильно снижению

высоты по плотности. Высота по плотности применяется

для р асчёта параметров движения ЛА, поскольку

в стандартных атмосферных условиях любой точке атмосферы

соответствуют не только определённая плотность

воздуха, но также барометрическая высота и высота

по плотности.

54


Глава 3. Принци п ы полёта

При расчёте высоты по плотности учитывается дав ­

il ение (барометрическая высота) и температура воздуха.

Поскольку значения параметров движения ЛА на

л юбой высоте определяются на основании плотности

в оздуха в стандартных условиях, эти значения соот ­

в е тствуют высоте, которая может не совпадать с пока

заниями высотомера. В условиях, отличающихся от

ст андартных, высота не может быть определена непос

редственно на основании показаний высотомера.

Высота по плотности рассчитывается следующим

о б разом: вначале определяется барометрическая высо

та, а затем вносится поправка, учитывающая не ­

стандартные температурные условия. Поскольку плот ­

з о сть воздуха прямо пропорционально атмосферному

да влению и обратно пропорциональна температуре,

: ·онкретное значение барометрической высоты может

В л ия н ие тем п ературы в оздуха н а е го плотно ст ь

При росте температуры вещества его плотность снижается.

И наоборот, при снижении темп ературы

плотность вещества растёт. Таким образом, плот ­

ность воздуха обратно пропорциональна темпера ­

туре. Сказанное справедливо только при постоянном

давлении .

С ростом высоты и атмосферное давление, и температура

воздуха падают, оказывая взаимно прот ивоположное

влияние на плотность воздуха. Однако

давление с ростом высоты п адает более существенно

и обычно влияет на плотность гораздо сильнее, чем

температура . Следовательно, с п раведливо ожидать,

что с увеличением высоты плотность воздуха должна

падать.

со ответствовать широкому диапазону температур при

изменяющейся плотности воздуха. Однако любой паре

зн ачений температуры воздуха и барометрической выо

ты соответствует единственное значение плотности

зо здуха. Плотность воздуха оказывает существенное

з.1 ияние на характеристики ЛА и его двигателя.

Вне зависимости от действительной высоты, на

: от арой движется ЛА, он будет вести себя так, как

будто находится на высоте, равной текущей высоте по

отности .

Плотность воздуха меняется при изменениях вы ­

соты, температуры и влажности. Большие значения

вы соты по плотности соответствуют разреженному

зо здуху, в то время как малые - плотному воздуху.

Усл овия, которым соответствуют большие значения

вы соты по плотности - это существенная высота над

ур овнем моря, низкое атмосферное давление, высокая

- е м пература, высокая влажность или какая-либо ком ­

би нация этих факторов . Малая высота над уровнем

11 оря, высокое атмосферное давление, низкая темпер

атура и низкая плотность характеризуются малыми

зн ачениями высоты по плотности.

Влияние атмосфернщо давле н ия на пл от н ос т ь воздуха

П оскольку воздух представляет собой газ , он может

сжиматься и расширяться. Когда воздух сжимается,

ег о количество в любом заданном объёме растёт. И нао

борот, когда давление на определённое количество

в оздуха снижается, воздух расширяется, занимая большее

пространство. При низком атмосферном давлении

с толб воздуха содержит малое количество воздуха.

Плотность снижается, поскольку она прямо пропорциональна

давлению . Если давление удваивается, то и

плотность удваивается; если давление падает, падает

и плотность. Следует понимать, что э т и утверждения

:праведливы только при постоянной температуре.

В л ияние влажно сти на п л отно ст ь воздуха

Сказанное выше относится к абсолютно сухому воздуху

(нулевая влажность). В действительности, воздух

никогда не бывает абсолютно сухим .

Небольшим количеством

водяных паров, содержащихся в атмосфере,

в некоторых условиях можно пренебречь, но в других

случаях влажность может оказывать существенное

влияние на поведение ЛА . Водяные пары легче воздуха;

следовательно, влажный воздух легче, чем сухой.

Поэтому с ростом содержания воды воздух становится

менее плотным. При этом растёт высота по плотности и

ухудшаются лётно-технические характеристики само ­

лёта. Для конкретных выбранных условий плотность

воздуха минимальна, когда он содержит максимальное

количество водяных паров.

Влажность воздуха

(также называемая относительной

влажностью) характеризует содержание в

атмосфере

водяных паров и выражается в процентной доле

от максимального количества паров, которые может

содержать воздух. Это количество меняется с темпе ­

ратурой.

Тёплый воздух способен содержать большее

количество водяных паров, а холодный - меньшее .

Идеально сухой воздух, вообще не содержащ ий водяных

паров, имеет нулевую относительную влажность,

в то вр емя как насыщенный воздух, содержащий п р е­

дельно возможное количество паров, имеет относительную

влажность 100%. Влажнос т ь сама по себе не

считается существенным показателем при расчёте высоты

по плотности и определении параме т ров движения

самолёта , но всё же вносит определённый вклад .

С возрастанием температуры воздух может вмес

т ить большее количес т во водяных паров. Если срав ­

нить между собой две отдельные массы воздуха -

первая тёплая и влажная (оба фактора делают воздух

легче), а вторая холодная и сухая (оба фактора делают

55


Энциклопедия пилота

воздух тяжелее), -

выяснится, что первая будет иметь

меньшую плотность, чем вторая. Давление, температура

и влажность воздуха ока зыв ают существенное

влияние на характеристики летательного аппарата,

поскольку все они влияют на плотность воздуха .

Простого правила для приближённого расчёта не су ­

ществует.

Однако вли яние влажности можно определить,

используя формулы или онлайн-калькуляторы.

Вначале необходимо определить высоту, для которой

выполняется поиск высоты по плотности. Используя

таблицу, приведённ ую на рис . 3-2, выбираем барометрическое

давление, ближайшее к соответствующей

высоте.

Например, давление на высоте 8000 м равно

266,9 мм рт. ст., а температура - 37 ° С. Заходим на вебсайт

Национального управления по исследованию океанов

и атмосферы (NOAA) по адресу http://www.srh.

noaa.gov/epz/?n=wxcalc_densityaltitude и вводим значение

«266,9» в поле «station density» («давление на уровне

метеостанции»). Вводим «- 37» в поле «air temperature»

(«температура воздуха») , а в поле «dew point» («точка

росы») - «21» (необходимо правильно выбрать единицы

измерения). Получаем значение высоты по плотности

8261,8 м. При нулевой влажности высота по плотности

была бы несколько ниже.

Другой веб-сайт (http://wahiduddin.net/ calc/calc_

da_m.htm) обеспечивает более прямой подход к определению

влияния влажности на высоту по плотности -

без использования дополнительных таблиц . В любом

случае, следует понимать , что в условиях высокой

влажности общие лётно-технические характери сти ки

летательного аппарата неизбежно ухудшаются.пилота.

Теоретические основы создания

подъёмной силы

Законы механики Ньютона

Теория подъёмной силы исторически стала продолже

нием и развитием основных физических законов,

которые формулировались на протяжении нескольких

веков. Хотя эти законы и применимы ко все м

А. Воздушный поток, оrибающий В. Вращающийся цилиндр С. Вращающийся цилиндр

неподвижный цилиндр в жидкости · в движущейся жидкости

D. Передняя кромка крыла Е. Передняя кромка крыла при увеличении в 1500 раз.

Рис . 3-3. На схеме А - процесс равномерной циркуляции . На схеме В - увеличение интенсивности потока над верхней частью

вращающегося цилиндра . Скорость потока ещё более возрастает, если поместить вращающийся цилиндр в движущийся поток (схема С).

Молекулы воздуха у поверхности объекта замедляют движение , становясь практически неподвижн ыми. На схеме D - пример ко нструкции

передней кромки крыла, обычно изготавливаемого из авиационного алюминия. На схеме Е - та же передняя кромка, только при увеличении

в 1500 раз, когда становятся видны неровности на полированной поверхности. Эта неоднородность объясняет нарушение течения воздушного

потока вблизи поверхности крыла.

56


Глава 3. Принципы полёта

п роявлениям подъёмной силы, они не способны объяснить,

как именно она возникает. Достаточно вспомн

ить о том, что многие аэродинамические поверхности

с и мметричны и при этом создают значительную подъём

ную силу.

Фундаментальные физические законы, которые

уп равляют силами, воздействующими на летательный

ап парат в воздухе, были сформулированы на основази

и теорий, возникших задол го до того, как человек

::юднялся в воздух. Эти законы появились в ходе так

за зываем ой «первой научной революции», которая на­

::;:ал ась в Европе в XVII веке. Движимые верой в то, что

З с еленная развивается пред сказуемым образом, доступным

человеческому пониманию , философы, мате­

~ атики, фи зики и изобретатели стремились раскрыть

~:ек реты мироздания. Одним из величайших учёных

~ г о времени является сэр Исаак Ньютон, который

ф о рмулировал не только закон всемирного тяготения,

=:о и три закона меха ники, носящие его имя.

Пе рвый закон Ньютона: «Всякое тело продолжает

у;:;;е рживаться в состоянии покоя или равномерного и

=;,ям олинейного движения, пока и поскольку оно не

в противоположном направлении - вперёд. В случае

реа кт ивного самолёта, дв игат ель выталкивает поток

горячих газов на зад; сила ра вного и противоположного

проти водействия дав ит на двигат ель и толкает

самолёт в перёд .

Эффект Магнуса

В 1852 году немецкий физик и хим ик Генри х Густав

Магнус (1802-1870) провёл серию опытов по изучению

аэродинамических сил, воздействующих н а вращающиеся

сферы и цилиндры. (Наблюдаемые им явления

были упомянуты Ньютоном в 1672 год у). Эти опыты

привели к открытию эф фекта Магнуса, который помогает

объясн ить возникновение подъём ной силы.

Обтекание воздухом неподвижного цилиндра

Если воздух обтекает цилиндр, находящийся в состоян

ии покоя, потоки воздуха выше и ниже цилинд ра

идентичны, а силы, действующие на него сверху и

снизу, одинаковы (рис. 3-ЗА).

=онуждается приложенными силами изменить это

!:ОСТ ОЯНИе».

Эт о означает, что никакой объект не начин ает и не

::-рек ращает движение, пока внешняя сила не заста­

= его сделать это. ЛА находится в состоянии по коя в

rест е стоянки до тех пор , пока к нему не будет прило­

::с;ен а сила, достаточно большая, чтобы преодолеть его

z:н е рцию. Как только он нач инает двигаться, инерция

з.аст авляет его продолжать движение, пока иные силы

:s:e и зме нят этого состояния. Они могут ускорить или

Вращающийся цилиндр в неподвижной жидкости

На рис. 3-ЗВ из ображена торцевая плоскость погружённого

в жидкость цилиндра, который враща ется по часовой

стр елке. Вращ ение цилиндра ока зыва ет влияние

на окружающую его жидкость. Поток жидкости вокруг

вр а щающегося цилиндра отличается от потока

вокруг неподвижного цилиндра из-за возникновения

сопротивления, вызываемого двумя факторами:

вязкостью и трени ем.

за.,1 едлит ь движение ЛА, а также изменить направлез:и

е, в котором он движе тся.

Второй закон Ньютона : « Сила равна скорости изr

е нения количества движения в единицу времени .

....,.1я тела постоянной массы сила равна произведению

r ас сы тела на его ускорение ».

Когда к тел у приложена постоянная сила, вызванное

этим ускорение обратно пропорционально массе тела

:а п рямо пропорционально приложенной силе . Этот за­

~он рассматривает факторы , приводящие к преодолез:и

ю состояния объекта, которое описывается Первым

законом Ньютона. Второй за кон относится к изме нези

ям как в скорости тела, так и в направлении его дви­

,=; е ния, включая начало движения из состояния покоя

(положительное ускорение)

и остановку (отрицательно

е ускорение или замедление).

Третий закон Ньюто на: «Л юбому действию всегда

ес ть равно е и про тивоположное противодействие».

В случае самолёта, воздушный винт при своём вращ

ении гонит воздух назад; следовательно, воздух

.1в ижет воздушный винт (и тем самым весь са мол ёт)

Вязкость

Вязкость - это свойство жидкостей и газов оказывать

сопротивление течению, т.е. перемещению одной их

части относительно другой. Благодаря тому, что жидкости

имеют тенденцию смешиваться друг с другом до

определённой степени , это сопротивление можно измерить

количественно . Высоковязкие жидкости сопротивляются

течению; маловязкие очень текучи.

Разницу в вязкости можно проиллюстрировать,

поместив одинаковое количество воды и масла на

две идентичные накло нные плоскости . Вода будет

течь свободно и быстро, в то время как масло - гораздо

медленнее.

Поскольку в основе вязкости лежит молекулярное

сопротивление движению, смазочные вещества чрезвычайно

вязки, пото му что и х молекулы препятствуют

течению. Другим примером вязкой жидкости может

служить горячая вулканическая лава. Вс е жидкости и

57


Энцикло педия пи лота

газы в той или иной степени вязки и сопротивляются

течению, хотя иногда это сопротивление не заметно

для внешнего наблюдателя. Воздух - пример газообразной

среды, чью вязкость невозможно увидеть.

Поскольку воздух обладает вязкостью, он до некоторой

степени сопротивляется свободному течению. В

случае вращающегося цилиндра , поrружённоrо в жидкую

или газообразную среду (масло, вода или воздух) ,

жидкость или газ будут оказывать сопротивление потоку,

огибающему поверхность цилиндра .

Существует разница между потоками жидкости, обтекающими

вращающийся и неподвижный цили ндры.

Молекулы на поверхности вращающегося цилиндра

неподвижны относительно цилиндра; они движутся

вместе с цилиндром (например, по часовой стрелке) .

Благодаря вязкости, они увлекают за собой молекулы,

находящиеся выше, что вызывает ускорение по ­

тока в направлении вращения цилиндра (по часовой

стрелке) . Заменив жидкость воздухом, мы увидим, что

поток воздуха над цилиндром будет иметь более высокую

скорость , поскольку большее количество молекул

Трение

воздуха будут двигаться в направлении вращения (по

часовой стрелке).

Трение является вторым фактором, который влияет на

поведение жидкости или газа, обтекающих вращающийся

цилиндр . Трение - это сопротивление, которое

испыты вает одна поверхность (или объект) при пере ­

мещении относительно другой поверхности (или объекта)

. Трение также возникает между жидкостью или

газом и поверхностью, которую они обтекают.

Если поместить одинаковые жидкости на идентичные

наклонные поверхности , эти жидкости будут течь

с одной и той же скоростью. Но если покрыть одну из

поверхностей каменной крошкой, жидкость на ней

Враща ющийся ци л и ндр в движущей с я жидкости

Если цилиндр вращается в движущейся жидкос т и, ско ­

рость потока увеличивается в направлении вращения

цилиндра (рис. 3-3С). При увеличении скорости движения

жидкости общая интенсивность потока также

увеличивается.

Разница в скоростях ра зличн ых областей потока

максимальна в точках , которые расположены на ли ­

нии , перпендикулярной направлению относительного

движения между цилиндром и потоком.

Кроме того,

будет вести себя совсем не так, как на гладкой поверхности

. Шероховатая поверхность будет препятствовать

как пока з ано на рис .

3-4, существует так называемая

потоку жидкости из-за поверхностного сопротивления

(трения). Важно помнить, что все поверхности, насколько

бы ровными они ни выглядели, не являются

точка застоя (точка А), где воздушный поток ст алкива ­

ется с аэродинамической поверхностью (набегает на

неё) и разделяется на два потока: первый движется над

абсолютно гладкими и в

аэродинамической поверхностью , второй - под ней.

определённой степени препятствуют

потоку жидкости или газа. Поверхность

вращающегося цилиндра и обе поверхности крыла

Другая точка застоя - точка В, в которой два воздушных

потока снова объединяются и

содержат шероховатости (пусть даже на мик р оскопическом

уровне), и это создаёт сопротивление обтекающему

их потоку. Трение обшивки (иначе называемое

аэродинамическим сопротивлением) вызывает

снижение ско р ости воздушного потока на поверхности

крыла.

При движении по какой-либо поверхнос1:J:!,J','1Олекулы

жидкости или г аза прилипают (пристают, приклеиваются)

к поверхности. В качестве примера поместим

вращающийся цилиндр в неподвижную жидкость.

В этом случае:

1. Когда цилиндр вращается, частицы жидкости

вблизи его поверхности сопротивляются движению,

и их относительная скорость близка к нулевой .

Их движению препятствует шероховатость поверхности

цилиндра.

2. В силу вязкости жидкости молекулы на поверхности

цилиндра увлекают (или тянут) обтекающий

поверхность поток в направлении вращении. Это происходит

из-за молекулярного сцепления между частида:ми

ЖИДНDСТИ.

продолжают движение

с одинаковой скоростью . Если смотрет ь с торца

аэродинамической поверхности , перед ней по т ок под ­

нимается, а позади - опускается.

Как видно на рис . 3-4, скорость потока максимальна

над аэродинамической поверхностью и минимальна

под ней. П оскольку эти скорости непосредственно свя ­

заны с обтекаемым объектом (в данном случае, с аэродинамической

поверхностью) , их называют местными

скоростями. Этот принцип полностью применим к

крылу или другим подъёмным поверхностям. Разница

скоростей потока над крылом и под ним приводит к

то му, что давление на нижнюю поверхность крыла оказывается

выше, чем на верхнюю.

В результате возникает область низкого давления,

создающая направленную вверх силу, которая влияет

на траекторию вращающегося объект а. Это физическое

явление известно как эффект Магнуса. В 1904 году

выдающийся русский физик Николай Жуковский

предложил формулу для расчёта подъёмной силы,

действующей на тело, которое обтекает поток жидкости

ИJJИ газа [теорема Жуковского). Согласно теореме

58


Глава 3. Принципы полёта

Бернулли объясняет, что происходит с воздухом,

проходящим над иск р ивлённой поверхностью

крыла самолёта.

Практич еским применением принципа Бернулли

стала трубка Вентури (названная по имени итальянского

учёного Джованни Вентури). Трубка Вентури

имеет горловину, сужающуюся к центру (точка сужения)

и расширяющуюся в задней части. При э том диаметры

входного и выходного отверстия одинаковы.

По мере продвижения воздушного потока к точке

Задняя точка застоя

Рис. 3-4. Если передняя точка застоя расположена перед передней

кромкой крыла, а задняя точка застоя - позади задней кромки,

вокруг крыла возникает циркуляция воздуха.

сужения его скорость возрастает, а давление падает ;

в выходной части поток замедляется, а давление

возрастает (рис. 3-5).

Пос кольку воздух принято считать телом, подчиняющимся

всем вышеперечисленным законам, становится

понятно, как и почему крыло самолёта создаёт подъём­

Жуковского, подъемная сила крьmа равн а про изведению

плотности газа (жидкости), его скорости, циркуляции

скорости потока и длины отрезка крьmа.

Физический смысл эффекта Магнуса можно

выразить следующим образом: вблизи верхней кромки

аэродинамической поверхности с положительным

углом атаки создаётся циркуляция воздушного потока.

При этом задняя точка застоя находится по зади задней

кромки поверхности, а передняя точка застоя - перед

передней кромкой (рис. 3-4).

Принцип перепада давлений Бернулли

Спустя полвека после того, как Ньютон сформулировал

свои законы, швейцарский математик Даниил

Бернулли определил, как давление движущихся жидкости

или газа меняется при изменении скорости их

движения . Согласно принципу Бернулли, при увели ­

чении скорости движения текучей среды (жидкости

или газа) давление внутри этой среды падает. Принцип

ную сил у. По м ере движения крыла сквозь воздух, скорость

воздушного пото ка вблизи верхней, искривлённой

поверхности крыла возрастает, при этом возникает

область низкого давления.

Хотя Ньютон, Магнус, Бернулли и сотни других учёных,

изучавших физические за коны Вселенной, не располагали

сложным оборудованием и лабораториями

нашего времени, они заложили основу современной

теории создания подъёмной силы.

Конструкция аэродинамической поверхности

Аэродинамическая поверхность - это структура, созданная

с ц елью обеспечить воздействие на неё воздуха,

сквозь который она движется или который движется

сквозь неё. Хотя при разных скоростях потока и

давлениях воздух ведёт себя различным образом, мы

ограничимся обсуждением тех частей ЛА, которые

обеспечивают его полёт - а именно, аэродинамических

поверхностей, создающих подъёмную силу. Глядя

Рис. 3-5. Падение давления воздуха в трубке Вентури .

59


Энциклопедия пилота

Контурная линия

Кривизна нижней поверхности

Передняя кромка

передней кромки крыла, отклоняется вверх. Форма

аэродинамической поверхности разрабат ывается таким

образом, чтобы толк ать воздух вниз , что обеспечивает

равное по силе противодействие, толкающее эту

поверхность вверх. Если крыло спроектировано та к,

что сможет вызывать подъёмную силу большей величины

, чем вес ЛА , такой ЛА будет способен летать.

Если бы в ся необходи мая подъёмная сила могла обе­

Передняя кромка

Линия хорды

Рис. 3-6. Типово й аэродинамичес кий профиль.

на профиль типичной аэродинамической поверхности

(например, на сечение крыла), можно заметить

характерные особенности её конструкции (рис. 3-6).

Обратите внимания на различии в изгибе (кривизне

профиля) верх ней и нижней кромок аэродинамической

поверхности. Профиль верхней кромки более

выпуклый, чем нижней (которая обычно бывает

почти плоской) .

ПРИМЕЧАНИЕ: Две крайние точки аэродинамической

поверхности также различаются. Передняя

к ромка (носок) закруглена , в то время как задняя

кромка достаточно узкая и заострённая .

При определении характеристик аэродинамической

поверхности часто используется линия, называемая

аэродинамической хордой (АХ). АХ - это прямая,

проходящая через профиль поверхности и соединяющая

переднюю и заднюю её кромки. Расстояние от АХ

до верхней или нижней поверхности крыла в любой

точке определяет величину кривизны этих поверхностей.

Другая ориентирная линия, проведённая от

передней кромки к задней, называется контурной

линией. Любая точка контурной линии находится

на равном расстоянии от верхней и нижней повер х­

ностей крыла.

Аэродинамические поверхности проектируются таким

образом, чтобы в максимальной степени учесть действие

законов механики во время полёта. Воздушный

поток воздействует на крыло двояким образом: давление

воздушной массы на нижнюю поверхность крыла

создаёт положительную подъёмную силу, в то время

как сниженное давление воздуха над крылом обеспечивает

отрицательную подъёмную силу.

Когда воздушный поток встречает на своём пути

относительно плоскую нижнюю поверхность крыла

(или лопасть несущего винта, расположенную под

небольшим углом к н а правлению своего движения),

поток отклоняется вниз, в ы зывая тем самым направленное

вверх противодействие - положительную

подъёмную силу. В то же время , воздушный поток ,

ударяющий в верхнюю , искривлённую поверхность

спечиваться только

отклонением воздушного потока

при столк новении с нижней поверх ностью крыла, было

бы достаточно снабдить летательный аппарат плоским

крылом (наподобие воздушного змея). Однако для поддержки

летательного аппарата в во здухе необходим

баланс подъёмной силы, вызываемой потоками воздуха

как снизу, так и сверху кры ла. Это ключевой

фактор полёта.

Профиль крыла

первых самолётов

Более поздний

вариант крыла

Профиль «Кларк-У»

(дозвуко_вая скорость)

Крыло с ламинарным ·

. обтеканием

·. (дозвуковая скорость) .

Крыло кругового .

. профиля (сверзхзвуковая

скорость)

Крыло ромбовидного

профиля (сверзхзвуковая

скорость)

=

=

Рис. 3-7. Виды аэродинамического профиля .

Не имеет никакого пр ак тического

смысла выделять

процентные доли подъёмной силы, создаваемой

отдельно верхней и нижней поверхностями

крыла .

Эти величины непостоянны и варьируются

в зависимости не только от условий полёта, но и от

конструкции крыла.

Разные аэродинамические поверхности имеют различные

лётно-технические характеристики . В аэродинамических

трубах и в условиях реального полёта

были протестированы тысячи аэродинамических поверхностей,

и не существует единственного варианта,

который мог бы удовлетворить всем полётным требованиям.

Вес , скорость и назначение каждого ЛА определяют

форму его аэродинамической поверхности.

Самым эффективны м с точки зрения со зда ния максимальной

подъёмной силы является аэродинамический

60


Глава 3. Принципы полёта

профиль с вогнутой, или «выскобленной» нижней по- нижнюю поверхность крыла. Согласно третьему заверхностью

. В своём исходном варианте такой тип кону Ньютона , уходящий вниз поток с верхней поверхаэродинамических

поверхностей слишком сильно ности крыла вызывает противодействие в виде направжертвует

скоростью ради создания подъёмной силы, ленной вверх силы, приложенной к крылу.

поэтому он не пригоден для высокоскоростного полёта.

Развитие авиационной конструкторской мысли еделало

Область высокого давления под крылом

возможным использование преимуществ вогну­

того аэродинамического профиля в современных вы ­ Существенная доля подъёмной силы создаётся давлением

сокоскоростных реактивны х самолётах. Выдвинутые

воздуха под крылом . В результате движения

наружу из основной структуры крыла предкрылки и закрылки

воздуха, обтекающего нижнюю поверхность крыла,

полностью меняют форму аэродинамической возникает положительное давление, особенно при вы ­

поверхности, превращая её сечение в классический соких значениях угла атаки. Но эта часть воздушного

вогнутый профиль и, благодаря этому, способны создавать

гораздо большую подъёмную силу при полетах на

потока имеет ещё один важный аспект . В определённой

точке, расположенной вблизи передней кромки крыла,

малых скоростях.

С другой стороны, полностью обтекаемая

аэродинамическая поверхность, почти не вызыва­

воздушный поток практически останавливается (точка

застоя), а затем постепенно наращивает скорость. В

другой точке, расположенной вблизи задней кромки

ющая сопротивления воздуха, зачастую не может крыла, поток опять достигает скорости, равной его

создать подъёмную силу, достаточную, чтобы поднять

скорости над верхней поверхностью крыла. В соотлёты

самолёт в воздух. Поэтому современные самоветствии

с принципом Бернулли, при замедлении воз­

обычно имеют аэродинамические поверхности душного потока под крылом возникает положительное

комбинированного профиля. Их форма варьируется в

зависимости от назначения самолёта. На рис. 3-7 показаны

наиболее часто встречающие аэродинамические

профили.

давление, направленное вверх. Поскольку перепад давлений

на верхней и нижней поверхностях крыла увеличивается,

увеличивается и суммарная подъёмная сила.

Это проис ходит в полном соответствии с третьим законом

Ньютона и принципом Бернулли.

Область низкого давления над крылом

Будучи помещенной в

аэродинамическую трубу или

во время полёта, аэродинамическая поверхность представляет

собой просто объект обтекаемой формы , находящийся

в движущемся воздушном потоке . Если

бы её се.чение имело каплевидную форму, скорость

и давление воздуха над и под аэродинамической поверхностью

были бы одинаковы. Но разрежем профиль

каплевидной формы пополам вдоль его длинной стороны

- и мы получим фигуру, напоминающую сечение

простейшей аэродинамической поверхности

(крыла).

Если затем наклонить крыло так, чтобы воздушный по ­

ток ударял в него под некоторым углом (называемым

углом атаки, или УА), воздух над верхней поверхностью

крыла будет двигаться быстрее,

поверхностью.

чем под нижней его

Согласно принципу Бернулли , увеличение скорости

воздушного потока над верхней поверхностью

крыла вызывает снижение давления. Пониженное

давление - важный компонент суммарной подъёмной

силы. Но эта сила обеспечивается не только перепадом

давлений на верхней и нижней поверхностях крыла.

Обтекая верхнюю поверхность крыла, воздух

движется вниз и назад, создавая так называемый

снос потока. У задней кромки крыла этот снос потока

встречается с потоком воздуха, обтекающим

Распределение давления

В ходе экспериментов над моделями в аэродинамической

трубе и над полноразмерными самолётами было

установлено, что при ра зличных углах атаки на поверхности

крыла возникают области, где давление отрицательно

(т.е. меньше атмосферного) и где оно положительно

(больше атмосферного) . Отрицательное

давление на верхней поверхности крыла приводит к

возникновению силы, большей, чем та, которую создаёт

положительное давление воздушного потока на

нижнюю поверхность крыла. На рис. 3-8 показано распределение

давления по поверхности крыла при трёх

различных углах атаки.

Точка , к которой приложена равнодействующая всех

сил, вызываемых давлением на поверхность крыла при

определённом угле атаки, называется центром давления

(ЦД). Аэродинамическая сила всегда приложена к

ЦД . При высоких углах атаки ЦД смещается вперёд, а

при низких - назад.

При разработке конструкции крыла чрезвычайно

важно учитывать положение ЦД, поскольку оно определяе

т точку приложения воздушной нагрузки на

крыло при различных углах атаки. Аэродинамическое

равновесие и управляемость самолёта тесно связаны с

изменениями положения ЦД .

61


Энциклопедия пилота

Малый угол атаки

длины верхней и нижней кромок равны между собой

(как в случае симметричного крыла). Некоторые высо ­

коскоростные самолёты имеют симметричные крылья,

а многие вертолёты - симметричные лопасти несущего

винта, у которых верхняя и нижняя поверхность

идентичны. В обоих случаях, основное значение имеет

взаимодействие аэродина м ической поверхности с набегающим

воздушным потоком . Бумажный самолётик,

представляющий собой не более чем плоский лист,

имеет верхнюю и нижнюю поверхности одинаковой

формы и длины. И тем не менее, эти поверхности спо ­

собны создать подъёмную силу, и за её возникновение

полностью или частично отвечает поведение воздушного

потока .

Нормальный угол атаки

Высокий угол атаки

Рис. 3-9. Концевой вихрь

По мере движения аэродинамической поверхности

сквозь воздух её наклон относительно воздушного по­

Рис. 3-8. Распределение давления на крыло и изменения

положения ЦД при изменении угла атаки.

Поведение аэродинамической поверхности

Хотя существует множество примеров, в которых каждый

из вышеперечисленных принципов предсказывает

и определяет возникновение подъёмной силы, её

точный расчёт достаточно сложен. Пом имо перепада

давлений на верхней и нижней поверхностях крыла,

в создании подъёмной силы участвуют м ногие другие

факторы. У многих аэродинамических поверхностей

тока меняется. Следовательно , меняется и поток, вызываемый

её взаимодействием с набегающим воздухом.

Представьте себе, что вы высунули руку из окна

автомобиля, движущегося с большой скоростью. Если

вы будете наклонять руку в разные стороны, вы почувствуете,

что давление воздушного потока толкает

вашу руку вверх или вниз . Причиной этого является

отклонение воздушного потока, которое, в свою очередь,

заставляет воздух огибать под разными углами

препятствие , находящееся на пути воздушного потока.

В результате этого воздушный поток вокруг объекта

меняет свои скорость и направление движения, что

приводит к возникновению аэродинамической силы

определённы х величины и направления.

62


Глава 3. Принципы полёта

Третья поверхность

До этого момен т а мы обсуждали по токи воздуха,

огибающие верхнюю и нижнюю плоскости крыла .

В то время как основная часть подъёмной силы вызывается

этими двумя поверхностями, третья

поверхность - закон цовка крыла - также обладает аэродинамическими

свойствами . Воздух в области высокого

давления под крылом стремится обогнуть законцовку

и пере мести ться в область низкого давл ения над

крылом (рис. 3-9). В ходе этого процесса возникает вихревой

поток, назыв аемый концевым вихрем . Концевой

вихрь создаёт с нос потока позади задней кромки крыла

и при этом уменьшает суммарную подъёмную силу

внешней части крыла .

Для уменьшен ия этого эффекта существуют различные

способы. К концевой части крыла могут прикрепляться

небольшие вертикальные крылышки (винглеты),

которые уменьшаю т интенсивность концевого

вихря. Вин глеты действуют как дамба , препятст вую ­

щая возникновению кон цево го вихря . Они могут устанавли

ваться как на верхнюю, так и на нижнюю поверхность

крыла. Другой метод противодействия концевым

вихрям заключается в заострении законцовки крыла ,

что уменьш ает разни цу в давлениях и сглаживает воздушный

поток вокруг него.

63


•i,tФt!I

Аэрод инами1


Энциклопедия пилота

Используя аэродинамические силы тяги , лобового

сопротивления , подъёма и веса, пилот может обеспечить

управляемый безопасный полёт летательного аппарата

. Рассмотрим эти силы более детально.

Тяга

Чтобы ЛА начал движение, к нему должна быть приложена

сила тяги, превышающая по величине силу лобового

сопротивления. Он продолжает набирать скорость

до тех пор, пока тяга и лобовое сопротивление не уравняются.

Для сохранения постоянной воздушной скорости

тяга и лобовое сопротивление должны оставаться

Составляющая веса, направленная назад

Рис. 4-2. Векторы силы во время установившегося набора высоты.

принимать во внимание тот факт, что при наборе высоты

часть тяги направлена вверх и действует подобно

подъёмной силе, а часть веса направлена назад и действует

подобно силе лобового сопротивления (рис. 4-2).

Во время планирования часть вектора веса направлена

вперёд и поэтому действует как тяга. Другими

словами, если траектория полёта летательного аппарата

отлична от горизонтальной, каждый из векторов

подъёмной силы, веса, тяги и лобового сопротивления

должен быть разложен на два компонента.

Обсуждение вышеизложенной концепции часто

отсутствует

в руководствах и учебниках по аэронавигации.

Причина этого не в том, что это несущественно,

а в том, что основы действия аэродинамических сил

могут быть кратко объяснены без необходимости углубления

в нюансы аэродинамической науки. На самом

же деле, при расс мотрении лишь горизонтального

пол ёта

и установившихся набора высоты и планирования,

подъёмная сила крыла или несущего винта

является главной направленной вверх силой, а вес -

главной силой, направленной вниз.

равными друг другу, так же как вес и подъёмная сила

должны оставаться равными для обеспечения постоянной

высоты полёта. Если во время горизонтального

полёта мощность двигателя снижается, то тяга умень ­

шается и летательный аппарат замедляется . Пока тяга

остается меньше, чем лобовое сопротивление , летательный

аппарат замедляет движение - вплоть до

момента, когда скорость перестанет быть достаточной

для поддержания самолёта в воздухе.

Аналогично, если мощность двигателя возрастает,

тяга начинает превышать лобовое сопротивление, и

скорость самолёта увеличивается. Пока тяга остаётся

больше, чем сопротивление, самолёт продолжает набирать

скорость. Когда тяга равна лобовому сопротивлению,

самолёт летит с постоянной скоростью.

Установившийся прямолинейный полёт может проходить

на скоростях от крайне малых до очень высоких .

Пилот должен соотносить угол атаки (УА) - острый

угол между линией хорды аэродинамической поверх ­

ности и направлением набегающего потока - и силу

тяги во всех скоростных режимах, если необходимо

поддерживать установившийся прямолинейный полёт.

Приближённо эти режимы можно разбить на три кате ­

гории: низкоскоростной полёт, крейсерский режим и

высокоскоростной полёт.

Высокая горизонтальная Крейсерская горизонтальная Низкая горизонтальная

скорость скорость скорость

Набегающи й пото к

Рис. 4-3. Угол атаки на различных скоростях.

66


Глава 4. Аэродинамика полёта

·-· ·-~

--

--·-- --

Рис. 4-4. Некоторые ЛА с п особны менят ь направление тяги .

Когда скорость невелика , УА должен быть о тносительно

большим, чтобы сохранить баланс между подъёмной

силой и весом (рис . 4-3). Если тяга падает и скорость

уменьшается , подъёмная сила становится меньше

веса, и самолёт начинает снижаться. Для сохранения

горизонтального полёта пилот может увеличить УА на

величину, которая будет достаточна для создания подъёмной

силы , равной весу самолёта. В этом случае, хотя

самолёт и замедлит движение , высота полёта останется

неизменной, если пилот будет правильно соотносить

тягу и угол атаки.

Установившийся прямолинейный полёт в малом скоростном

режиме создаёт достаточно интересные усло ­

вия равновесия сил, поскольку, когда летательный ап ­

парат находится в положении поднятой носовой части ,

возникает вертикальная составляющая тяги,

помогающая

поддерживать его . В частности , нагрузка на крыло

оказывается меньше, чем можно ожидать . Пилоты хо ­

рошо знают , что при низкой скорости и прочих равных

условиях самолёт с работающим двигателем сваливается

на крыло чаще, чем с неработающим. (Вызванный

воздушным винтом наведённый воздушный поток во ­

круг крьтьев также вносит свой вклад в этот процесс).

Тем не менее, если ограничить анализ четырьмя силами

в их обычном смысле, можно сказать, что при полёте на

низкой скорости тяга равна лобовому сопротивлению, а

подъёмная сила - весу.

Если во время установившегося прямолинейного п о­

лёта тяга возрастает и скорость увеличивается, УА дол ­

жен быть уменьшен. Если эти изменения будут скоор ­

динированными и возникнет правильное соотношение

тяги и УА, самолёт останется в режиме горизонтального

полёта, но его скорость увеличится.

Если УА не будет соотнесён с увеличением тяги (будет

увеличен), самолёт начнёт набирать высоту. Но снижение

УА изменит подъёмную силу, сохраняя её равной

весу, и летательный аппарат останется в режиме гори ­

зонтального полёта:. При очень высокой скор ости возможен

горизонтальный полёт на очень малых негативных

УА. Очевидно , что горизонтальный полёт может выполняться

на любых УА - от угла сваливания и до относительно

малых негативных углов , достижимых при высокой

скорости.

Некоторые летательные аппараты способны менять

направления тяги без изменения УА. Это достигается

либо поворотом двигателей, либо изменением направ ­

ления выхлопных газов (рис. 4-4).

Лобовое сопротивление

Лобовое сопротивление - это сила, п репятствующая

движению летательного аппарата сквозь воздушную

среду. Оно бывает д в ух основных типов: пар азитное и

индуцированное. Первое называется паразитным ,

потому что оно никаким образом не способствует

полёту, в то время как вто р ое индуцируется или возникает

в результате подъёма, создаваемого аэроди ­

намической поверхностью .

П арази т ное соп р отивл е н и е

Паразитное сопротивление включает в себя все силы,

которые замедляют движение ле т ательного аппарата .

Как п редполагает сам термин «паразитное» , эта часть

лобового сопро тивления не связана с созданием подъёмной

силы. Сюда входят: перемещение воздуха во

время движения летательного аппар ата; турбулентность,

создаваемая воздушным потоком; торможение

воздушного потока при его движении по поверхности

летательного аппарата или крыла . Существуе т три

типа паразитного сопротивления: профильное со п ротивление

, интерференцион ное соп р отивление и по ­

верхностное трение.

Профильное сопротивление

Профильное сопротивление - это часть паразитного

сопротивления, являющаяся следствием

67


Энциклопедия пилота

формы ЛА и возникающее при огибании его воздушным

потоком. Примерами компонентов, вызывающих

такое сопротивление, являются обтекатель двигателя,

антенны и аэродинамическая форма других частей летательного

аппарата . При столкновении с летательным

аппаратом воздушный поток разделяется , обтекает его

компоненты и снова объединяется позади его корпуса.

От того, насколько быстро и легко происходит это объединение,

зависит сопротивление, создаваемое воздушным

потоком и требующее дополнительной силы

для преодоления (рис. 4-5). Обратите внимание на то ,

какие завихрения создаются вокруг краёв плоской пластины

на рис. 4-5.

Рис. 4-6. Корневая часть крыла создаёт интерференционное

сопротивление.

больше, чем сумма сопротивлений каждого из баков

в отдельности, поскольку оба они создают интерференционное

сопротивление. Зализы и зазоры между

подъёмными поверхностями и внешними компонентами

(такими, как радарные антенны, свисающие

с крыльев), помогают снизить интерференционное

сопротивление (рис. 4-6).

Сопротивление поверхностного трения

Рис. 4-5. Профильное сопротивление.

Интерференционное сопротивление

Интерференционное сопротивление возникает при

смешении воздушных потоков вблизи поверхности летательного

аппарата. При этом возникают вихревые

токи и турбулентности, которые препятствуют движению

воздушного потока. Например, значительное

интерференционное сопротивление возникает в месте

сочленения крыла и фюзеляжа у корневой части крыла.

Воздушные токи, обтекающие фюзеляж и крыло, сталкиваются,

сливаясь в единый поток, отличный от двух

своих составляющих.

Наиболее значительное интерференционное сопротивление

возникает , когда две поверхности соединяются

под прямым углом. Для снижения этого эффекта

применяются так называемые зализы. Если на реактивном

истребителе установлено два одинаковых крыльевых

топливных бака, общее сопротивление воздуха

Сопротивление поверхностного трения - это аэродинамическое

сопротивление, возникающее при контакте

движущегося воздуха с поверхностью летательного

аппарата. Какой бы гладкой и ровной не казалась

поверхность, при достаточном увеличении она будет

выглядеть неровной и зазубренной. Входя в контакт с

поверхностью крыла, молекулы воздуха практически

останавливаются. Каждый слой молекул над поверхностью

крыла движется несколько быстрее, чем нижележащий,

и при некотором удалении от поверхности они

приобретают ту же скорость, что и воздушный поток,

обтекающий летательный аппарат. Эта скорость называется

скоростью свободного потока.

Область между поверхностью крыла и уровнем свободного

потока имеет ширину, примерно равную ширине

игральной карты. Она называется пограничным

слоем. В верхней части пограничного слоя молекулы

воздуха движутся с той же скоростью, что и за его пределами.

Действительная скорость, с которой движутся

молекулы, зависит от формы крыла, вязкости (способности

к сцеплению) воздуха, сквозь который движется

крыло или другая аэродинамическая поверхность, и

его объёмной упругости (насколько сильному сжатию

он может быть подвергнут).

68


Глава 4. Аэродинамика полёта

Воздушный поток за пределами пограничного слоя

реагирует на форму краев слоя точно так же, как реагировал

бы на форму поверхности твёрдого объекта.

Пограничный слой придаёт любому объекту «э ффек-

\г ивную» форму, которая обычно несколько отличается

от физической формы объекта. Пограничный слой

также может отделяться от объекта, создавая при этом

эффективную форму, су щественно отличающуюся от

физической формы объекта. Та кое изменение формы

пограничного слоя вызывает значительное снижение

подъёмной силы и увеличение сопротивления. Этот

эффект называется сваливанием аэродинамической

поверхности .

Для того, чтобы уменьшить сопротивление поверхностного

трения , авиаконструкторы используют утопленные

крепежи и стараются избежать неровностей,

выступающих над поверхностью крыла. Кроме того,

для достижения ровной и гладкой поверхности обшивку

тщательно шлифуют . Поскол ьку грязь и пыль

на повер хности обшивки препятствуют свободному

течению воздуха и увеличивают сопротивление,

обшивку летательного аппарата необходимо содержать

в чистоте.

Индуктивное сопротивление

Вторым основным видом лобового сопротивления

является индуктивное сопротивление. Считается доказанным,

что систем, которые были бы на 100% эффективны

в механическом смысле, не существует в

природе. Это означает , что вне зависимости от характеристик

системы, совершённая ею работа включает в

себя некоторую часть, которая рассеивается или теряется

внутри системы . Чем более совершенна система,

тем меньше эти потери.

Благодаря своим аэродинамическим свойствам, во

время горизонтального полёта крыло или несущий

винт создают необходимую подъёмную силу, но лишь

ценой определённых неизбежных потерь. Эти потери

носят название индуктивного сопротивления.

Индуктивное сопротивление является неотъемлемой

частью процесса создания подъёмной силы и неотделимо

от этого процесса. Иными словами, оно всегда

имеет место при создании подъёмной силы.

Аэродинамическая поверхность (крыло или лопасть

несущего винта) создаёт подъёмную силу, используя

энергию свободного воздушного потока. При этом давление

на нижней её поверхности всегда больше, чем

на верхней (принцип Бернулли). В результате воздух

стремится перетекать из области высокого давления

(под торцевой кромкой крыла) вверх, в область низкого

давления (над ней). В непосредственной близости от

торцевой кромки возникает тенденция к уравниванию

Рис. 4-6. Рис . 4-7. Торцевые завихрения самолёта-опыливателя.

давления, которая приводит к появлению бокового

потока, направленного из-под крыла наружу и вверх.

Боковой поток отрицательно влияет на угловую скорость

воздуха у торцевой кромки, создавая завихрения,

тянущиеся позади аэродинамической поверхности.

Если смотреть на летательный ап парат со

стороны

хвоста, эти з авихрения направлены против часовой

стрелки у правого торца крыла и по часовой стрелке -

у левого торца (рис . 4-7). Учитывая направления вращения

этих завихрений, можно видеть, что они создают

восходящий поток возле торцевой кромки крыла , и

снос потока - позади задней кромки крыла . Этот индуктивный

снос потока не имеет никакого отношения

к сносу, необходимому длх создания подъёмной силы .

Фактически,

он и является причиной возникновения

индуктивного сопротивления. Чем больше по размеру

и интенсивности воздушные завихрения и связанный

с ними снос потока вокруг аэродинамической поверхности,

тем большее воздействие на полёт летательного

аппарата оказывает индуктивное сопротивление . Снос

потока с верхней поверхности крыла у его торцевой

кромки со здаёт тот же эффект, что возникает при

наклоне вектора подъёмной силы назад, к хвосту

летательного аппарата;

таким образом, подъёмная

сила отклоняется от перпендикуляра к направлению

набегающего потока,

создавая тем самым напр

авленную назад составляющую. Это и есть индуктивное

сопротивление.

Для того, чтобы создать большее отрицательное

давление на верхнюю кромку аэродинамической

поверхности, её можно на клонить, увеличивая УА. Если

УА симметричной аэродинамической по верхности будет

равен нулю, перепад давлений исчезнет; следовательно,

не будет сноса потока и свя з анного с ним индуктивного

сопротивления. В любом случае , по мере роста УА, вместе

69


Энциклопедия пилота

достигает своего минимума. Определяя максимальную

продолжительность и дальность полёта летательного

аппарата, следует учитывать, что энергия, необходимая

для преодоления лобового сопротивления, минимальна,

если минимально сопротивление.

Аэроди н амическое качество

Воздушная скорость

Рис. 4-8. Зависимость лобового со п ротивления от скорости.

с ним увеличивается и индуктивное сопротивление.

Можно сказать иначе чем ниже воздушная

скорость, тем больший УА необходим, чтобы создать

подъёмную силу, равную ве су летательного аппарата, и

соответственно, тем выше индуктивное сопротивление.

Величина индуктивного сопротивления обратно

пропорциональна квадрату воздушной скорости .

И наоборот, величина паразитного сопротивления

прямо пропорционально квадрату воздушной скорости.

Следовательно, по мере снижения воздушной скорости

вплоть до скорости сваливания , суммарное лобовое

сопротивление возрастает, главным образом, за

счёт резкого роста индуктивного сопротивления.

Аналогично, когда летательный аппарат достигает своей

конечной скорости, суммарное лобовое со противление

снова быстро возрастает из-за резкого роста

п араз итного сопротивления. Как показано на рис. 4-8,

существует определённое значение воздушной скорости,

при котором суммарное лобовое сопротивление

Лобовое сопротивление - это цена, которая приходится

платить за возникновение подъёмной силы.

Отношение подъёмной силы аэ родинамической поверхности

к испытываемой ею силе лобового сопротив ­

ления (У/Х) называется аэродинамическим качеством.

Это отношение определяет эффективность аэродинамической

поверхности. Чем выше аэродинамическое

качество летательного аппарата, тем лучше его

лёт ные характеристики . Для установившегося полёте ·

с

постоянными значениями подъёмной силы и силы

лобового сопротивления вводятся две величины : коэффициент

подъёмной силы (С) и коэффициент лобового

сопротивления (CJ Это безразмерные величины,

характеризующие соответственно подъёмную силу

аэродинамической поверхности и испытываемую

ею силу лобового сопротивления при определённом

угле атаки (рис. 4-9).

Аэродинамическое качество равно отношению

С/С,, что эквивалентно отношению подъёмной силы

к силе лобового сопротивления (У/Х). В формулах расчёта

подъёмной силы и силы лобового сопротивления

участвуют следующие величины: У - подъёмная

сила, Х - сила лобового сопротивления (обе измеряются

в Ньютонах) , р - плотность воздуха на высоте

ux

с,:

:s:

:,::

а.,

о::

а,

:s:

ь

Q.

с::

.2000

.1800

.1600

.1400

о

'-'

е .1200

о

а,

о


о .1 000

о::

~

а.,

:s:

.0800

:::r

:s:

-е-

.0600

-е-

(')

~

.0400

.0200

а.,

18

:s:

:,::

а.,

а

:s:

16

...

о

Q.

с::

14 8

12

а.,

о

а:,

о


о

о::

10 ---

о::

"'

:s:

'-'

8

с,:

6

4

2

:,::

"' ::;;

,а.,

EJ:

о

i:::

о

Крити ч еский угол атаки

Рис. 4-9. Зависимост ь коэффициента п одъём н ой силы от угла атаки.

70


Глава 4. Аэродинамика полёта

полёта (кг/м 3 ), V - скорость воздушного потока (м/с),

S - площадь аэродинамической поверхности (м/с).

Коэффициент Сх равен отношению давления лобового

сопротивления к динамическому давлению. При

низких углах атаки коэффициент лобового сопротивления

обычно невелик, и небольшие изменения угла

атаки практически не влияют на него. Но при высоких

углах атаки даже незначительные изменения угла вызывают

значительные изменения величины лобового

сопротивления.

Cyxpxv 2 xs

У=-=-----

2

Приведённые выше формулы включают в себя коэффициенты

подъёмной силы (СУ) и лобового сопротивления

(С) соответственно. Форма аэродинамической поверхности

и других создающих подъёмную силу компонентов

(например, закрьиков) влияет на величину подъёмной

силы, меняя её при изменении УА. Аэродинамическое

качество используется для количественной оценки соотношения

подъёмной силы и лобового сопротивления и

равно отношению коэффициента подъёмной силы к коэффициенту

лобового сопротивления СС/С).

На рис. 4-9 видно, что кривая подъёмной силы (красная)

для данной секции крьиа достигает максимума при

УА, равном 20 ° , а затем резко идёт вниз. Таким образом,

УА в 15 ° является критическим углом атаки (углом сваливания).

Кривая лобового сопротивления (жёлтая)

начинает быстрый подъём после УА 6 ° и превышает

кривую подъёмной силы при УА 21 °. Кривая аэродинамического

качества (зелёная) достигает максимума при

УА 6 ° , и это означает, что при таком угле атаки наибольшая

подъёмная сила достигается при наименьшем лобовом

сопротивлении.

Обратите внимание, что максимум аэродинамического

качества (У /Х) max достигается при единственных

значениях СУ и УА. Если в условиях установившегося полёта

достигнут максимум (У /Х) max' суммарное лобовое

сопротивление снижается до минимума. При изменении

угла атаки в большую или меньшую сторону относительно

того значения, при котором достигнут максимум

аэродинамического качества, суммарное лобовое сопротивление

при неизменной подъёмной силе начнёт расти.

На р ис. 4-9 зна ч е нию (У /Х) max

соотве т ствует ниж н яя

точка оранжевой линии (суммарное лобовое сопротивление).

Конструкция летательного аппарата существенным

образом влияет на аэродинамическое качество.

Вес

Сила тяготения - это сила, которая стремится притянуть

все тела к центру Земли. Центр тяжести (ЦТ ) летательного

аппарата можно рассматривать как точку, в

которой сосредоточен весь его вес. Если ЛА подвесить

в его ЦТ, он будет находится в равновесии при любом

положении. Следует заметить, что ЦТ играет важную

роль в аэродинамике, поскольку его расположение

существенным образом влияет на устойчивость летательного

аппарата в воздухе.

Расположение ЦТ каждого ЛА определяется его конструкцией.

Дизайнеры находят положение центра давления

и размещают ЦТ перед ним. Это делается для

того, чтобы при любой заданной скорости полёта обеспечить

стабилизирующий момент, достаточный для

восстановления равновесия сил.

Вес соотносится с подъёмной силой вполне определённым

образом. Это соотношение достаточно простое,

но крайне важное для понимания аэродинамики

полёта. Подъёмная сила - это направленная вверх

сила, действующая на крыло перпендикулярно направлению

относительного ветра. Подъёмная сила

необходима для того, чтобы противодействовать весу

ЛА (который возникает благодаря силе тяготения, действующей

на массу ЛА). Вес (сила тяжести) направлен

вниз и приложен к ЦТ летательного аппарата. Если во

время установившегося горизонтального полёта подъёмная

сила равна весу, ЛА будет находиться в состоянии

равновесия, не снижаясь и не набирая высоту. Если

подъёмная сила меньше веса, ЛА теряет высоту, если

больше - набирает её. (рис. 4-4).

Подъёмная сила

Пилот имеет возможность управлять подъёмной силой.

Всякий раз, как пилот перемещает штурвал или

ручку управления вперед или назад, УА меняется. При

росте УА увеличивается и подъёмная сила (при прочих

равных факторах). Когда летательный аппарат достигает

максимального УА, подъёмная сила начинает быстро

падать. Это значение УА называется критическим

углом атаки и обозначается как акр' Обратите внимание,

как значение С У

растет до достижения критического

угла атаки, а затем резко падает при дальнейшем

увеличении УА.

Прежде чем продолжить изложение вопроса, следует

сделать несколько замечаний относительно скорости

полёта. Форма крыла или несущего винта может

считаться эффективной только в том случае, если они

непрерывно «атакуют» воздух. Для того, чтобы продолжать

полёт, создающая подъёмную силу аэродинамическая

поверхность должна постоянно двигаться. В

71


Энциклопедия пилота

случае вертолёта или автожира эт о достигается за счёт

вращения лопастей несущего винта. Для других т ипов

ЛА, таких , как самолёт, дельтаплан или пл а нёр , необходимо

обеспечить движение воздуха вдоль подъёмной

поверхности . Это достигается благодаря поступательной

скорости ЛА. Подъёмная сила пропорциональна

квадр ату скорости ЛА . Например , если ЛА д вижется со

скоростью 400 км/ч , действующая на него подъёмная

сила в четыре раза бол ьше , чем в случае , если бы тот же

ЛА двигался со скоростью 200 км /ч.

Фактически , если с корость ЛА увеличивается , а УА

остаётся неизменным , он не может продолжать горизонтальный

пол ё т на постоянной высоте . Подъёмная

сила будет расти, и в результате этого ЛА станет наби ­

рать высот у. Поэтому, для сохранения баланса м ежду

подъёмной силой и весом и продолжения горизонтального

полёта в состоянии равновесия при увеличе ­

нии скорости, подъёмная сила должна уменьшаться .

Обычно это достигается за счёт снижения УА (опускания

носа). И наоборот , при за медлении летательного

а ппар ата для сохранения достаточной подъёмной

силы необходи м о увеличение УА . Конечно , существует

пред ел увеличения УА, при котором произойдёт

сваливание .

При прочих равных условиях , каждому УА соотве т ­

ствует некоторая во здушная скорость , необходим ая

для сохран е ния высоты при горизонтальном устано ­

вившемся полёте . Поскольку аэродинам ическая пов

ерхность всегда входит в состояние сваливани я при

одном и том же УА, при повышении веса лет атель ­

ного аппарата подъёмная сил а также должна быть

ув еличена . Единственный способ увеличения подъё

мной силы состоит в повышении воздушной скорости

(при этом УА следует сохранять постоянным и

чуть меньшим, чем критический угол атаки, или угол

сваливания) .

Подъёмная сила и лобовое сопротивление непосредственно

зависят от пл отности воздуха . На плотность

воздуха влияют такие факторы , как а т мосферное

давление , температура и влажность. На высоте 5,5 км

плотность воздуха вдвое меньше , чем на уровне м оря.

Для сохранения подъёмной силы при з аданно м УА, с

увели ч ением высоты истинная во здушная скорость ЛА

должна во з растат ь .

Тёплый воздух имеет меньшую плотность, чем холодный

, а влажный имеет меньшую плотность , чем

сухой . Поэтому в тёплый и сырой день при _ зад анном

угле атаки ЛА должен двиг аться с большей истинной

воздушной скоростью , чем в холодный и сухой.

Если плотность во здуха снижается, а суммарную

подъ ёмную силу необходи мо сохранить равной суммарному

весу ЛА , должно быть увеличено значение ка ­

кого-либо из других факторов, влияющих на величину

подъёмной силы.

Обычно увеличивают либо во здушную

скорость , либо УА, поскольку эти величины напрямую

контролируются пилотом.

Подъёмная сила может варьиров аться в широком диапазоне

в з ависимости от площади крыла (при условии,

что горизонтальная проекция крыла не меняется) . Если

д в а крыла имеют одинаковые пропорции и состоят

и з одних и тех же аэродинамических поверхностей ,

крыло с площадью горизонтальной проекции 100 м 2

при одном и том же УА способно создавать подъёмную

силу вдвое большую ,

чем крыло с площадью 50 м 2 •

С точки зрения пилота, главными аэрод инамическими

факторами явл яются подъёмная сила и скорость

,

поскольку э тим и факторами он может управлять

непосредственно и с высокой степенью точности.

Конечно , пилот также может контролировать плотность

воздуха, меняя высот у, а также у правлять площа ­

дью крыла (если ЛА снабжён з акрылками, увеличивающими

эту площадь). Однако в большинстве случаев для

маневрирования пилоту достаточно контролировать

подъёмную силу и скорость. Например, в установив ­

шемся прямолинейном полёте для сохранения постоянной

высоты подъёмная сила устанавливается таким

образом, чтобы соответствовать крейсерской скорости

ЛА, сохраняя состояние равновесия, при котором подъёмная

сила равна весу. При заходе на посадку, если

пилот хочет приземлиться с минимальной в озможной

скоростью , необходимо увеличить подъёмную силу

почти до максимума, чтобы сохранить равновесие

между нею и весом ЛА .

Завихрения на кольцевой части крыла

О бразование за вихрений

Создавая подъёмную силу, аэродинамическая поверхность

вызывает также инду ктивное сопротивление.

Когда крыло движется с положительным УА, возникает

перепад давлений между его верхней и нижней

поверхностями . Давление над крылом меньше , чем

ат м осферное, а под крылом - равно или превышает

атмосферное . Поскольку воздух перемещается из области

высокого давления в область низкого, а путь наи ­

меньшего сопротивления пролегает через концевую

часть крыла, воздух движется вдоль размаха крыла с

нижней его поверхности в сторону от фюзеляжа и вокруг

торцов крыльев. Возле концевых частей крыльев

воздушный поток «рассеивается », создавая воздушные

воронки , на зываемые завихрениями (рис. 4-10).

В то же время, в оздух на верхней поверхности крыла

движется по направлению к фюзеляжу, в сторону от

задней кромки крьта. Этот воздушный поток обра ­

зует аналогичные завихрения на внутренней части

з адней кром ки аэродинамической поверхности, но их

72


Глава 4. Аэродинамика полёта

верхней и нижней поверхностями крьта и увеличивается

боковой сдвиг воздушного потока; следовательно,

при это м возникают более интенсивные зави х рения

, усиливается турбулентность и растёт индуктивное

сопротивление .

V

На рис. 4-10 и з ображён процесс образования концевых

вихрей крьта . Интенсивность з авихрений прямо

пропорциональна весу летательного аппарата и обратно

пропорциональна размаху крьтьев и его во здушной скорости.

Это означает, что чем тяжелее и медленнее ЛА,

тем больше УА и тем сильнее концевые вихри крьта.

Кроме того, концевые вихри максимальной интенсивности

образуются во время взлёта , набора высоты и приз

емления ЛА. В полёте эти завихрения представляют реальную

опасность, со здавая турбулентность.

Как и збежать ту р булентности сп утного следа

Согласно авиационной поговорке , концевые вих ри

Рис. 4-10. Торцевые завихрения.

интенсивность незначительна, поскольку движение потока

ограничи в ается фюзеляжем. Таким образом, откло ­

нения в движении воздушного потока максимальны у

внешних торцов крыльев, где свободный боковой поток

имеет наибольшую интенсивность.

Изгибаясь вокруг концевой части крьта , воздушный

поток сливается со спутной струёй и формирует кон ­

цевой вихрь, вращающийся с высокой скоростью. Эти

завихрения увеличивают лобовое сопротивление, поскольку

на создание турбулентности расходуется определённая

часть энергии . При создании аэродинам ической

поверхностью подъёмной силы неизбежно возникает

индуктивное сопротивление и создаются концевые

вихри крьта .

С ростом УА увеличиваются к ак подъё мная сила , так

и индуктивное сопротивление. Это происходит потому,

что при увеличении УА растёт перепад давлений между

к рыла имеют наибольшую интенсивность, когда ЛА

«тяжёлый , гл адкий и м едле нный » . Такие состояния

обычно имеют место при взлёте и посадке , поскольку

в этих случаях УА летательного аппарата максимален.

Чтобы миними зировать вероятность пролёта сквозь

турбулентность спутного следа другого самолёта:

• избегайте п ерес ечения траектории полёта другого

самолёта;

• при взлёте позади другого самолёта поворачивайте

в более р а нней точке , чем он ;

• избегайте следования за другим самолётом

по схожей траектории в эшелоне шириной

менее 300 м (рис . 4-11);

• при посадке позади другого самолёта приближайтесь

к взлётно-посадочной дорожке по более высокой

траектории , чем у первого самолёта, и касайтесь

з емли впереди точки , в которой коснулось

земли шасси первого самолёта (рис. 4-12).

Зависший вертолёт со здаёт снос потока со своего

основного несущего винта (винтов) , сходный с

Избегание

Р ис. 4-11. Избегание следования за другим ЛА на высоте менее 400 м .

73


Энциклопедия пилота

начало сnутноrо следа

Qтрыв

Касание

Рис. 4-12. Избегание турбулентности, создаваемой другим ЛА .

завихрениями на крыльях самолёта.

Чтобы избежать

воздействия создаваемого зависшим вертолётом сноса

воздушного потока,

пилоты небольших самолётов не

должны приближаться к нему на расстояние, меньшее

трёх диаметров несущего винта. В прямолинейном полёте

энергия этого сноса потока преобразуется в пару

мощных и высокоскоростных концевых вихрей, схожих

с концевыми вихрями крыла большого самолёта.

Пилоты вертолётов должны избегать

возникновения

завихрений, поскольку в горизонтальном полёте вертолёт

часто двигается с достаточно малой воздушной

скоростью и в силу этого может создавать чрезвычайно

интенсивную турбулентность спутного следа .

При оценке конфигурации турбулентности спутного

следа ветер является очень важным фактором, потому

что концевые вихри дрейфуют вместе с ветром и с его

скоростью. Например, при скорости ветра 20 км/ч концевые

вихри перемещаются со скоростью примерно

300 м/мин в направлении ветра. При следовании позади

другого ЛА во время выбора точки взлё та или посадки

пилот должен учитывать скорость и направление

ветра В случае, если определение точки в злета или

посадки другого ЛА невозможно, следует выждать не

менее трёх минут. Этого времени достаточно для того,

чтобы турбулентность спутного следа рассеялась .

Эффект влияния земли

В непосредственной близости от земли (или воды)

летательный аппарат может двигаться с несколько

меньшей воздуш ной скоростью, чем на значительной

высоте. Это является результатом явления , о котором

знают многие опытные пилоты, хотя далеко не все понимают

его физический смысл.

Когда летательный аппарат приближается к поверхности

земли (или воды) на расстояние нескольких

мет ров , трё хмерная картина воздушного потока вокруг

него меняется, поскольку вертикальная составляющая

потока начинает ограничиваться земной

Рис . 4-13. Влияние земли изменяет воздушный поток .

поверхностью. Это влияет на сносы потока вверх и

вниз, а также на концевые вихри крыльев (рис. 4-13).

Эффект влияния з емли, таки м обра зом, представляет

собой воздействие поверхности земли (или

воды) на воздушный поток, огибающий летательный

аппарат в полёте.

Хотя вблизи земли меняются аэродинамические характеристики

поверхности всех аэродинамических

поверхностей ЛА, в основе эффекта влияния земли лежит,

прежде всего, изменение характеристик крыла.

По мере приближения к земле (при неизменном коэффициенте

подъё мной силы) происходит постепенное

снижение интенсивности сноса потока вверх и вниз , а

также концевых вих рей крыла .

Побочным эффектом создания аэродинамической

поверх ностью подъёмной силы является индуктивное

сопротивление: крыло или несущий винт поднимают

летательный аппарат, просто ускоряя движения

воздушной массы вниз. Конечно, существенную роль

играет и область пониженного давления над аэродинамической

поверхностью, но это только один из

факторов, создающих направленное вниз толкающее

воздействие на воздушную массу. Чем больше нисходящий

снос потока, тем сильнее крыло толкает воздушную

ма ссу вниз . На высоких углах атаки индуктивное

сопротивление существенно возрастает, а поскольку в

реальном полёте рост угла атаки обычно сопряжён со

снижением воздушной скорости, можно сказать , что

на низких скоростях индуктивное сопротивление является

преобладающим .

74


1 1 1 l l 111

В~е зон~ влиян~я земли

11

1 ,.,11'

11 ~(! 1 11111111 1111 1111

1 1

1 11 ' 111), ,' 1 ! "1' 111

i I 1

j, 1 1 1 k1.{ 1 1 1 1 1 1 1 1 1

Скорость

Рис. 4-14. Эффект влияния земли изменяет лобовое сопротивление и подъёмную силу.

/ /

В зоне влияния земли 1,

. f~ V +,

~

Глава 4. Аэродинамика полёта

! 111 1 l' ,r l i [ fl

L 1 1 11 i

1~

n\l 1 i 1 1

1

111 1

j 1 '

! -

'%

1

1 11

1

/ J 1 i

i 11 1 1 1 ~ 1 1

1 1 1 l ,JJ ~1111

1,11 v l 1

Вне зоны влияния земли

1111 111 i 11 1 1

11 j '~ ! 1 1 1

1 1 11,

м 11111 11 1 ! 1 1 1 1

Угол атаки

1

1

1

1

!

1

Однако снижение интенсивности концевых вихрей

крыла вследствие эффекта влияния земли и з ­

меняет распределение подъёмной силы по размаху

крыла, уменьшая УА и индуктивное сопротивление.

Поэтому для сохранения неизменного СУ в условиях

эффекта влияния земли крылу необходим меньший

УА. Если УА сохраняется постоянным, это приводит к

увеличению С У (рис. 4-14).

Эффект влияния земли влияет также и на величину

силы тяги, необходимой для достижения определённой

скорости . Поскольку при низких скоростях индуктивное

сопротивление преобладает, на малой скорости

снижение индуктивного сопротивления из - за эффекта

влияния земли вызывает наиболее значительное снижение

силы тяги, необходимой для преодоления паразитного

и индуктивного сопротивления.

Снижение интенсивности индуктивного потока

из-за эффекта влияния земли приводит к существенному

снижению индуктивного сопротивления, но

практически не влияет на паразитное сопротивление.

В результате снижения индуктивного сопротивления

при малых скоростях снижается и тяга. И зм енение

интенсивности сносов потока вниз и вверх, а также

концевых вихрей крыла из - за эффекта влияния земли

может привести к увеличению аэродинамической (позиционной)

ошибки. В большинстве случаев, влияние

земли вызывает повышение показаний приёмника ста ­

тического давления и снижение приборных показаний

воздушной скорости и высоты полёта . Таким образом ,

вблизи земли допустимы меньшие значения приборной

скорости, чем это обычно необходимо.

Для того, чтобы влияние земли было достаточно

значительным, крыло должно находиться в непосред ­

ственной близости к земной поверхности. Одним из

прямых следствий эффекта влияния земли является

изменение индуктивного сопротивления при измене ­

нии расстояния от крыла до земли и пос т оянном С У .

Когда высота крыла над землёй равна его размаху, ин ­

дуктивное со п ротивление снижается всего на 1,4о/о.

Однако, когда крыло находится на высоте, в четыре

раза меньшей его размаха, индуктивное сопротивле ­

ние снижается на 23,So/o, а когда высота в десять раз

меньше размаха крыла - на 47,бо/о. Другими словами,

значительное снижение индуктивного сопротивления

происходит только тогда , когда крыло расположено

очень близко к земле. Поэтому эффект влияния земли

обычно учитывается при отрыве от земной поверхности

(во время взлёта) или при касании с нею (во

время посадки).

Во время фазы отрыва эффект влияния земли приводит

к нескольким важным следствиям. ЛА , выходя ­

щий из зоны влияния земли (после взлёта) , испытывает

воздействия, обратные тем, которые испытывает при

входе в эту зону (во время приземления) . Так, выходящий

из зоны влияния земли ЛА:

• нуждается в увеличенном УА для сохранения постоянного

С У;

• испытывает повышение индуктивного сопротивления

и нуждается в увеличенной тяге ;

• испытывает снижение устойчивости и кабрирую ­

щие изменения крутящего момента;

• испытывает снижение показаний приёмника

статического давления и увеличение приборной

скорости .

Эффект влияния земли должен учитываться при

взлёте и посадке. К примеру, если пилот не понимает,

как влияние земли меняет поведение ЛА, рекомендо ­

ванная скорость отрыва может не быть достигнута,

что очень опасно. Благодаря снижению сопрот ивления

может показаться, что ЛА способен оторваться от

земли раньше , чем будет достигнута рекомендованная

скорость.

Е сли ЛА выходит из зоны влияния земли с

недостаточной скоростью, увеличение индуктивного

сопротивления может привести к тому, что параметры

набора высоты окажут ся неудовлетворительными. В

чрезвычайных условиях, таких, как высокий полётный

вес, значительная высота п о плотности и высокая

температура, воздушная скорость может позволить

75


Энциклопедия пилота

Тангаж - Крен Рыскание

Рис. 4-15. Оси ЛА.

ЛА подняться в воздух, но окажется неспособной поддерживать

полёт вне зоны влияния земли. В этом случае,

едва оторвавшись от земли, ЛА может опять опуститься

на ВПП.

Пилот не должен пытаться заставить ЛА подняться в

воздух при недостаточной скорости. Для обеспечения

приемлемых начальных параметров набора высоты

необходимо достигнуть скорости отрыва, рекомендованной

производителем ЛА. Также очень важно, чтобы

шасси и закрылки убирались только после достижения

стабильного набора высоты. Никогда не убирайте

шасси и закрылки раньше, чем будет достигнута положительная

скорость набора высоты, и только после достижения

безопасной скорости.

Если во время фазы посадки ЛА входит в зону влияния

земли с постоянным УА, он испытывает увеличение С У

и снижение необходимого уровня тяги, что может вызвать

эффект «неустойчивости». Из-за снижения лобового

сопротивления и падения скорости в зоне влияния

земли период «неустойчивости» бывает весьма продолжительным

. По мере приближения ЛА к точке касания

с землёй, эффект влияния земли начинает оказывать

на него существенное влияние, в наибольшей степени

проявляясь на высотах, меньших, чем ра змах крыла. Во

время последней фазы полёта (непосредственно перед

посадкой) необходимо снизить мощность двигателя;

в противном случае избыточная тяга не позволит ЛА

опуститься на уровень желаемой глиссады .

Оси летательного аппарата

Оси ЛА-это три воображаемых линии, проходящие через

его ЦТ под прямыми углами друг к другу. Их можно

рассматривать как своего рода направляющие, вокруг

которых поворачивается ЛА в процессе движения. Ось,

проходящая от носа до хвоста, называется продольной,

соединяющая концевые части крыльев - поперечной ,

а идущая через ЦТ сверху вниз - вертикальной . При

любом изменении положения ЛА в воздухе он враща ­

ется вокруг одной или более своих осей (рис. 4-15).

Движение ЛА вокруг своей продольной оси напоминает

поперечное покачивание морского корабля.

Фактически, названия, используемые для обозначения

движения ЛА вокруг своих осей,

первоначально

возникли в морском деле и были приняты в авиации

из-за сходства движения ЛА и морских кораблей.

Перемещение ЛА вокруг своей продольной оси называется

«крен», вокруг поперечной оси - «тангаж», вокруг

вертикальной оси - « рыскание». Рыскание - это горизонтальное

(вправо и влево) движение носа ЛА.

Три угловых движения самолёта обычной схемы

(крен, тангаж и рыскание) контролируются трёмя

управляющими поверхностями. Крен контролируется

элеронами, тангаж - рулями высоты, рыскание - рулём

направления.

Использование этих управляющих

компонен тов подробно обсуждается в главе 5, «Системы

управления полётом» .

Другие виды ЛА могут использовать иные методы

управления движением вокруг ос ей. Например, пилот

ЛА , управляемого переносом веса, контролирует две

оси (крен и тангаж), используя А-образную раму, которая

висит на гибком крыле и прикреплена к трёхколёсному

шасси. Такие ЛА упра вляются перемещением горизонтальной

(управляющей) шт анги. Примерно так

же происходит управление дельтапланом (рис. 4-16).

Такие летательные средства называются «ЛА, управляемые

переносом веса » , поскольку пилот уп равляет ЛА,

меняя положение его ЦТ.

В случае парамотора (моторного параплана),

управление ЛА обеспечивается изменением формы

76


Глава 4. Аэродинамика полёта

,,

!

Ри с. 4-16. ЛА, управляемый переносом веса.

Р ис. 4-17. Парамотор.

аэрод инамической поверхности посредством строп .

Крыло парамотора - это пар ашют , имеющий выпуклую

внешнюю поверхность и пологую нижнюю. Две

поверхности ра зд еле ны рёбрами, действующи м и как

ячейки, которые открыты для во здушного потока у

передней кромки и имеют внутренние отверстия для

пропускания поперечного потока. Принцип полёта такого

ЛА основан на том , что давление в ячей ке выше ,

чем внешнее давление , что превращает её в своего рода

« крыло», действующее в полёте как аэродинамическая

поверхност ь. Пилот и пассажир сидят друг за другом

перед двигателем , располагающимся в задней части

аппарата. П л анер ЛА присоединяется к парашюту в

двух точках посредством строп. Управление обеспечивается

к ак регулировкой мощности двигателя, та к и

изменением профиля аэродинамической поверхности

через управляющие стропы (рис. 4-17).

Оси летательного аппарата

Согласно законам физики, тело, находящееся в состо ­

янии свободного вращения, всегда вращается вокруг

своего ЦТ. В аэродинамике величина , характеризующая

склонность ЛА к вращению вокруг своего ЦТ, называется

мом ентом. Момент зависит от приложенной

силы и расстояния , на котором эта сила приложена.

Плечом момента называется расстояние от начала отсчёта

(референсной точки) до точки приложения силы.

При расчётах веса и балансировки моменты определяются

как произведение плеча момента на вес ЛА и измеряются

в ньютон-метрах (Н·м) .

При проектировании ЛА его ЦТ обычно располагают

на расстоянии примерно 1/ 5 длины средней аэродинамической

хорды (САХ) от его носа. В этом случае , при

изменении мощности двигат еля ЛА не будет совершать

движ е ния тангажа, и момент всегда будет остават ься

не и змен н ым. Хотя конструкторы м огут до некоторой

степени контролировать точки приложения сил лобового

сопротивления, они не всегда способны сделать

так , чтобы и х равнодействующая была приложена к

ЦТ летательного аппарата. Однако , они в полной степени

могут контролировать размер и расположение

хвостового оперения. Цель заключается в том, чтобы

уменьшить моменты тяги, лобового сопротивления и

подъёмной силы до минимума , обеспечив продольное

равновесие ЛА в любых условиях.

Во время полёта пилот не может н а прямую контролировать

приложение сил, действующих на ЛА . Он может

лишь управлять расположением центра тяжести (через

изменение УА). Но такое изменение немедленно приводит

к изменению всей совокупности сил. Например,

измене ние воздушной скорости приводит к изменению

подъёмной силы, а также меняет лобовое сопротивление

и силы , действующие на хвостовое оперение ЛА.

Реагируя на такие воздействия , как турбулентность

или порывы ветра

(стремящиеся изменить положение

ЛА) , пилот обеспечивает противодействующие

управляющие силы,

которые должны скомпенсировать

эти изм енения.

У некоторых ЛА расположение ЦТ может меняться в

зависимости от веса и положения гру з а на борту. Для

противодействия изменениям сил , связанным с выгоранием

топлива и загрузкой/разгрузкой груза и пассажиров

, используются триммеры. Триммеры руля высоты

и регулируемые горизонтальные стабилизаторы - это

ком поненты конструкции, позволяющие пилоту балансировать

ЛА при изменениях гру з а на борту. Без

тримминга постоянная необходимость выполнять балансировку

больших ЛА во время полёта вызывала бы

чре з мерную нагрузку на пилотов , утомляя их .

77


Энциклопедия пилота

Характеристики конструкции ЛА

Динамическая устойчивость

Каждый ЛА реагирует на управляющее усилие (или сопротивляется

ему) по-своему. Например, тренировочный

самолёт мгновенно откликается на сигналы органов

управления, а транспортным самолётом управлять

гораздо сложнее. Эти особенности являются частью

конструкторского замысла и позволяют выполнять

стоящие перед ЛА задачи, обеспечивая достаточную

устойчивость и возможность маневрирования. Ниже

будут просуммированы наиболее важные аспекты

устойчивости, маневренности и управляемости ЛА,

описаны методы их анализа и влияние на них различных

полётных условий.

Статическая устойчивость

Статической устойчивостью называется стремление

тела вернуться в положение равновесия. В авиации она

определяется как исходный отклик ЛА на отклонение

от первоначального УА, скольжение или крен.

• Положительная статическая устойчивость

исходное стремление ЛА вернуться к первоначальному

состоянию равновесия после его

нарушения (рис. 4-18).

• Нейтральная статическая устойчивость исходное

стремление ЛА оставаться в новом состоянии

после того как его равновесие будет

нарушено (рис. 4-18).

• Отрицательная статическая устойчивость - исходное

стремление ЛА удаляться от состояния

равновесия после того, как оно будет нарушено

(рис. 4-18).

Статическая устойчивость была определена как исходное

стремление ЛА вернуться в состояние равновесия

после того, как он было нарушено. Иногда первоначальное

стремление отличается от окончательного

(или даже противоположно ему). Поэтому необходимо

отделить первое от второго.

Динамическая устойчивость определяется как

протяжённый во времени отклик ЛА на отклонение

от первоначального УА, скольжение или

крен. Этот вид устойчивости также имеет три

разновидности (рис. 4-19):

• Положительная динамическая устойчивость - с

течением времени, амплитуда движения отклонённого

объекта уменьшается, и он возвращается

в состояние равновесия.

• Нейтральная динамическая устойчивость - будучи

выведенным из состояния равновесия, отклонённый

объект не меняет со временем амплитуду

своего движения. Этот случай можно проиллюстрировать

поведением изношенного автомобильного

амортизатора.

• Отрицательная динамическая устойчивость - с

течением времени выведенный из состояния равновесия

объект всё сильнее удаляется от него.

Устойчивость ЛА существенно влияет на следующие

его характеристики:

• Маневренность - способность ЛА свободно маневрировать

и выдерживать напряжения, вызванные

манёврами. Она определяется весом ЛА, его инерционностью

и размером, расположением системы

управления полётом, его структурной прочностью

Положительная статическая Нейтральная статическая Отрицательная статическая

устойчивость устойчивость устойчивость

Приложенная

сила

Приложенная

сила

lilриложенная

сила

- '

'

/

L

Рис. 4-18. Виды статической устойчивости.

78


Глава 4. Аэродинамика п олёта

1 1

1 1

1: 111 l,1lil 2 111111 !11111 il 111 l!,

1 ,11 11

11

--

11 111 (1 ! У' 111 ~J11i:'~:·I : J. 1 1 1 / 1 J~ я

lj ~W1, 1jl1 { 11 jl 1 lif~,,jl1 1,~ 11

1

11 ! 1 1 11 !11 1 Н~ия

J 1 1111 j J ' ·. !, 1 1 1 1 ~ Положительная статическая ', 11 1 1 Нарастающие колебания

11 1 I И , 1 I / (положительная динамическая) llJij ·

'1

1

,11 ~(1 1'.1.

11 \ 1,11 11 /1 Р1 1 ,1, ill\ 1~" . ,1 ! 1 1111, ll i°'.11 1'

J : iШ r ; , i, : 1 · 1 ,i

',t 1 1 ,,

1 1

1

1

1

i: ! ! 1 .

1

1 11 1 1 1 11 11 •

,

1

1

1 1

1 ~ 1 , , 1 1 1 1 1 ! ~ 1 l - 11 1 1 1, 1 :

\ J [ 1 j l Положительная статическая .... , 11 J I Положительная статическая

1

1 1 1

(нейтральная динамическая) I N.i 1

; 1 (отрицательная динамическая)

111 11111 111 11 i 111' 11";' 1 ; 1 111 111 1 1 11 1 11

1

Рис. 4-19. Затухающая и незатухающая устойчивость.

и характеристиками силовой установки -

то есть,

конструктивными параметрами ЛА.

• Управляемость - способность ЛА отвечать на

у п равляющие действия пилота, особенно в отношении

траектории полёта ЛА и его

поведения

в воздухе. Она показывает, насколько быстро и

точно ЛА откликается

на управляющие сигналы

при маневрировании, безотносительно к степени

устойчивости ЛА.

Продольная устойчивость (устойчивость п о тангажу)

При проектировании ЛА значительное внимание уделяется

обеспечению необходимой устойчивости вдоль

всех трёх осей. Однако считается , что в наибольшей

сте п ени влиянию изменений подвержена продольная

устойчивость.

Продольная устойчивость - качество , делающее ЛА

устойчивым в направлении его продольной или вокруг

поперечной осей (имеется в виду движение по

тангажу, когда во время полёта нос ЛА перемещается

вверх и вниз). Продольно неустойчивый ЛА при смеще ­

нии носа вверх или вниз склонен постепенно уходить

в очень крутые подъём или пике соответственно, либо

даже в сваливание . Поэтому продольно неустойчивые

ЛА могут быть сложны, а иногда - опасны

для пило т ирования .

Статическая продольная устойчивость или неустойчивость

ЛА зависит от трёх факторов:

1. расположения крыла по отношению к ЦТ ;

2. расположения горизонтального хвостового оперения

по отношению к ЦТ;

3. площади или размера хвостового оперения .

При анализе устойчивости следует помнить, что

свободно вращающееся тело всегда поворачивается

вокруг своего ЦТ .

Для достижения статической продольной устойчивости

необходимо обес п ечить следующее соотношение

моментов крыла и хвостового оперения: если нос предварительно

уравновешенного ЛА внезапно поднимется

(или опустится), моменты крыла и хвостового оперения

должны измениться таким образом, чтобы сумма

их сил создала неуравновешенный, но восстанавливающий

момент , который, в свою очередь, опустит

(или , соо т ветственно , п однимет) нос ЛА в первоначальное

положение.

Ц ентр давления (ЦД) большинства асимметричных

аэродинамических поверхностей обычно меняет своё

продольное положение при изменении УА. С увеличением

УА ЦД , как правило, перемещается вперед, а с

уменьшением - назад . Таким образом, когда УА крыла

увеличивается , ЦД сдвигается назад, и подъёмная сила

начинает ещё активнее толкат ь переднюю кромку

крыла вверх. Это явление определяет изначальную неустойчивость

крыла. Примечание: ЦД также называют

центром подъёмной силы (ЦПС).

На рис . 4-20 изображён самолёт во время установившегося

горизонтального полёта. Зелёная линия соответствует

продольной оси ЛА и соединяет ЦТ с точкой Т

на хвостовом стабилизаторе.

Большинство ЛА проектируется таким образом,

чтобы ЦД крыла находился позади ЦТ. При этом ЛА становится

«перетяжелённым на нос», и возникает необходимость

в действующей на горизонтальный стаби ­

лизатор и на п равленной вниз небольшой силе, которая

будет уравновешивать ЛА и препятствовать его входу

79


Энциклопедия пилота

Крейсерская скорость

Низкая скорость

Рис. 4-20. Продольная устойчивость .

в пикирование. Для того, чтобы скомпенсировать такую

« перетяжелё нность носа », хвостовой стабилизатор

должен находиться под небольшим отрицательным

УА. Тогда возникает сила, которая тянет хвост ЛА вниз,

уравновешивая « тяжёлый » нос . Таким образом, линия

ЦТ-ЦД-Т выступает в качестве свое го рода «рычага »,

создающего направленную вверх силу (в точке ЦД) и

Высокая скорость

Меньшая хвостовая нагрузка

две направленные вниз силы, уравновешивающие друг

друга: первая - значительная по величине сила, приложенная

к ЦТ, и другая (существенно меньшая), приложенная

к точке Т (направленное вни з давление, действующее

на стабилизатор). Проиллюстрируем этот

физический принцип так: если закрепить железный

прут в точке ЦД, а в точке ЦТ подвесить на него тяжёлый

груз , для сохранения этого «рычага » в состоянии

равновесия потребовалось бы приложить в точке Т на­

Рис. 4-21. Влияние скорости на снос потока.

Большая хвостовая нагрузка

правленное вниз давление.

Хотя в о время горизонтального полёта хвостовой

стабилизатор находится в горизонтальном положении,

на него воздействует снос потока с крыльев. Этот снос

ударяет в верхнюю часть стабилизатора и создаёт направленное

вниз давление, которого при определённой

воздушной скорости как раз достаточно, чтобы уравновесить

«рычаг ». Чем быстрее летит ЛА, тем интенсивнее

это снос потока и тем больше давление на хв остовой

стабилизатор (за исключением Т-образноrо хвостового

оперения) (рис. 4-21). В случае ЛА с фиксированными

горизонтальными стабилизаторами , производитель

устанавливает стабилизатор под углом, обеспечивающим

наилучшую устойчивость (или равновесие) во

время полёта с рекомендованными крейсерской скоростью

и режимом работы двигателя.

Если скорость ЛА падает, скорость воздушного потока

вокруг крыла также уменьшается. В результате

ослабления воздушного потока вокруг крыла интенсивность

сноса потока также снижается , уменьшая

направленную вниз силу, действующую на горизонтальный

стабилизатор. В свою очередь, характерная

«перетяжелённость носа » усугубляется, заставляя нос

ЛА всё сильнее опускаться вниз (рис . 4-22). Из-за этого

самолёт входит в пикирование , УА крыла и лобовое

сопротивление уменьшаются, позволяя воздушной

скорости расти. Если ЛА продолжит пикирование и

скорость вырастет, направленная вниз сила, действующая

на хвостовой стабилизатор, снова увеличится.

Следовательно, хвостовое оперение вновь испытает на ­

правленное вниз давление , нос поднимется, и ЛА начнёт

набирать высоту.

По мере набора высоты воздушная скорость опять

упадёт, из - за чего направленная вниз сила , действующая

на хвостовое оперение, уменьшится, и нос ЛА

снова опустится. Поскольку ЛА динамически устойчив,

в этот раз амплитуда движения будет ниже, чем до

этого . Но во время этого (более пологого) пикирования,

ЛА наберёт достаточную скорость , чтобы начать

новый набор высоты, хотя и не такой крутой, как в предыдущем

случае.

После нескольких подобных затухающих колеба ­

ний, во время которых нос будет то подниматься, то

опускаться, ЛА, наконец, стабилизируется на скорости,

при которой направленная вниз сила, действую ­

щая на хвостовое оперение, в точности уравновешивает

стремление ЛА войти в пикирование . Когда это

80


Глава 4. Аэродинамика полёта

Нормальный снос потока

Ниже центра тяжести

Подьёмная сила

Вес

Низкий снос потока

Через центр тяжести

Подьёмная сила

Вес

Рис. 4-22. Снижение мощности двигателя приводит

к опусканию носа.

Выше центра тяжести

состояние будет достигнуто, ЛА снова войдёт в режим

установившегося полёта и будет находиться в нём до

тех пор, пока его положение в воздухе и воздушная скорость

не изменятся.

Аналогичный эффект наблюдается при сбросе скорости.

Интенсивность сноса потока с крыльев снижается,

и сила , приложенная к точке Т на рис. 4-20, оказывается

недостаточной для того, чтобы удержать горизонтальный

стабилизатор от подъёма. Это выглядит таким образом

, как если бы сила, приложенная к рычагу в точке

Т, позволила силе тяготения опустить нос ЛА. Это свойство

является полезным: ЛА естественным образо м

стремится увеличить свою воздушную скорость и вернуться

в состояние равновесия.

Увеличение мощности двигателя или тяги способно

также оказать на ЛА дестабилизирующее воздействие,

заставляя его нос подн иматься. Авиаконструкторы

могут нейтрализовать этот эффект, определив местоположение

«высокой линии тяги » - линии тяги , проходящей

выше ЦТ (рис.

4-23 и 4-24). В этом случае, при

увеличении тяги возникает момент, который противодействует

направленной вниз силе, приложенной к

хвостовому оперению. С другой стороны, очень «низкая

линия тяги» может привести к дополнительному

кабрирующему воздействию на горизонтальное хвостовое

оперение.

Вывод: если ЦТ расположен перед ЦД , а на хвостовое

оперение действует направленная вниз сила, ЛА

обычно стремится вернуться к безопасному положению

в воздухе.

Тяга

Рис. 4-23. Влияние линии тяги на продольную устойчивость.

Продольную устойчивость можно проверить следующим

образом. Уравновесим ЛА для горизонтального

полёта в автоматическом режиме. Затем (с помощью

органов управления) немного опустим нос ЛА. Если в

течение краткого периода времени нос вернётся в исходное

положение и остановится , ЛА является статически

стабильным. Обычно вначале нос поднимается

выше ис ход ного положения (положения горизонтального

полёта) , и за этим следует серия медленных тангажных

колебаний. Если колебания в конце концов

прекратятся, ЛА обладает положительной устойчивостью;

если они продолжатся бесконечно, ЛА обладает

нейтральной устойчивостью; если они усиливаются,

ЛА неустойчив.

Поперечная устойчивость (устойчивость по крену)

Устойчивость вокруг продольной оси, проходящей

от носа ЛА к хвосту, на зывается поперечной устойчивостью.

Она пом огает стабилизировать поперечное

81


Энциклопедия пилота

Крейсерская мощность

Подъёмная сила

Мощность холостого хода

Подъёмная сила

Рис . 4-25. Влияние поперечного V на поперечную устойчивость.

Полная мощность

Подъёмная сила

в крен. Когда ЛА входит в крен без поворота, возникает

тенденция к скольжению на крыло (поперечному

перемещению вниз в направлении опущ енного крыла)

(рис. 4-25). По скольку крылья обладают поперечным V,

воздушный поток ударяет в опущенное крыло под гораздо

большим УА, чем в поднятое крыло. Благодаря

увеличению УА, опущенное крыло создает большую

подъёмную силу, чем поднятое крыло. Разница в величине

подъёмных сил заставляет опущенное крыло

под ни маться . По мере приближения крыла к горизонтальному

положению, УА обоих крыльев снова

Рис . 4-24. Влияние мощности двигателя на продольную

устойчивость.

положен ие ЛА («эффект крена») , когда одно крыло оказывается

ниже, чем другое, расположенное на противоположной

сторон е ЛА. Поперечно устойчивым делают

ЛА четыре основных конструктивных фактора:

поперечное

V крыла, прямая стреловидность крыла, килевой

эффект и распределение веса.

Поперечное V крыла

Н аиболее распространённый путь обеспечения поперечной

устойчивости - это расположить крылья под

углом в 1-3% выше перпендикуляра к продольно й оси.

Крылья на обеих сторонах фюзеляж а прикрепляются к

нему так, что формируют У-образный силуэт или угол,

называемый « поперечным V крыла». Величина угла попер

ечного V определяется углом между крылом и линией,

параллельной поперечной оси.

Поп еречное V вли яет на равнове сие подъёмных сил,

создаваемых УА крыльев по обеим сторонам продольной

оси ЛА. Если резкий порыв ветра заставляе т одно

крыло подняться, а другое опуститься , самолёт входит

уравнивается , и в результате склонность к крену ослабевает.

Итак, смысл поперечного V в том, что при

скольжении на крыло оно создаёт противодействующий

крен, возвращающий ЛА в поперечно уравновешенное

положение .

Восстанавливающая сила может заставить опущенное

крыло подняться слишком высоко,

при этом противоположное

крыло опустится ниже горизон тали .

Если это произойдёт, процесс повторится , затухая с

каждым колебанием , пока не будет достигнуто состояние

равновесного полёта без крена .

С другой стороны, чрезмерный угол поперечного V

может оказать отрицательное воздействие на способность

ЛА к попер ечному маневрированию . ЛА может

ока заться настолько поперечно устойчивым, что это

будет препятствовать намеренному входу в крен. По

этой причине, ЛА, конструкция которы х предполагает

высокую поперечную маневроспособность, обычно

имеют меньший угол поперечного V.

Стреловидн.ость крыла

Стреловидность , в дополнение к поперечному V, также

увеличив ает подъёмную силу, возникающую при

отклонении крыла от горизонтального положения.

82


Глава 4. Аэродинамика полёта

Вертикальная устойчивость (устойчивость к рысканию)

Устойчивость относительно вертикальной оси ЛА (боковой

момент) называется путевой устойчивостью или

устойчивостью к рысканию. Путевая устойчивость при

проектировании ЛА достигается легче всего. Область

вертикального хвостового оперения и боковые поверхности

фюзеляжа позади ЦТ вносят основной вклад во

«флюгероподобное » поведение ЛА- поворот носа в направлении

набегающего потока.

В процессе наблюдения за флюгером можно увидеть,

Рис. 4-26. Влияние конфигурации киля на поперечную

устойчивость.

Крыло со стреловидностью - это такое крыло, передняя

кромка которого скошена назад. Когда под внешним

воздействием ЛА со стреловидностью начинает

скользить на крыло , передняя кромка опущенного

крыла оказывается расположенной под прямым углом

к набегающему воздушному потоку. В результате действующая

на опущенное крыло подъёмная сила возрастает,

оно поднимается, и ЛА восстанавливает своё

что если зоны его поверхности, подвергающиеся воздействию

ветра и расположенные впереди и позади

точки вращения, одинаковы по п лощади, то передняя и

задняя действующие на него силы уравновешиваются,

и в этом случае флюгер практически неподвижен.

Следовательно, необходимо предусмотреть, чтобы

зона позади точки вращения имела большую площадь,

чем впереди неё .

первоначальное положение в воздухе.

Стреловидность крыла также влияет на путевую

устойчивость. Когда турбулентность или движение

руля направления заставляют ЛА отклониться от курса

(рыскать) , например, влево, то фактическая длина

передней кромки, подвергающаяся воздействию относительного

воздушного потока, у обоих крыльев начинает

различаться - у правого крыла она становится

больше, чем у левого. Воздушная скорость правого

крыла возрастает, и оно начинает испы ты вать большее

лобовое сопротивление , чем левое. Это дополнительное

сопротивление толкает пра вое крыло назад,

возвращая

ЛА на его оригинальный курс.

Килевой эффект

ЛА всегда стремится по вернуть свою продольную ось в

направлении набегающего потока. Этот «эффект флюгера»,

аналогичный поведению киля морско г о судна ,

стабилизирует положение ЛА относительно продол ь­

ной оси. Когда под внешним воздействием одно крыло

ЛА опускается, фюзеляж действует подобно маятнику,

возвращая ЛА в первоначальное положение.

Поперечно устойчивый ЛА проектируется таким образом,

чтобы основная часть киля находилась выше и

позади ЦТ (рис.4-26). В этом случае, при скольжении

на крыло сочетание веса ЛА и давления воздушного

потока на верхнюю часть киля (обе силы приложены к

ЦТ) создают обратный крен, возвращающий ЛА в перво

начальное положение.

Рис. 4-27. Влияние ко нструкции фюзеляжа и горизонтального

хвостового оперения на вертикальную устойчивость .

Аналогично, авиаконструкторы обеспечивают п у­

тевую устойчивость , делая боковую поверхность позади

ЦТ более обширной, чем впереди (рис. 4-27).

Дополнительную устойчивость обеспечивает вертикал

ьно е хвостовое оперение. Оно действует подобно

оперению стрелы лука, обеспечивая прямолинейный

полёт. Как и в случае флюгера или стрелы лука, - чем

дальше расположено хвостовое оперение и че м оно

больше по размеру, тем выше путевая устойчивость ЛА.

83


Энциклопедия пилота

Если ЛА летит по прямой линии, а порыв бокового ветра

слегка поворачивает его вокруг вертикальной оси

(например , направо) , это движение замедляется и , в

конечном итоге, прекращается хвостовым оперением .

В то время как ЛА поворачивается направо, воздушный

поток ударяет в левую сторону хвостового оперения под

некоторым углом, создавая давление на левую сторону

хвостового оперения, противодействующее повороту и

замедляющее движение рыскания. Процесс в какой-то

степени сходен с движением флюгера, поворачивающегося

в направлении ветра.

Начальное изменение траектории полёта ЛА в целом

немного ниже, чем общее изменение курса. Поэтому,

после небольшого рыскания вправо , ЛА в течение короткого

времени движется по первоначальному курсу,

его продольная ось направлена немного вправо. Затем

происходит кратковременное скольжение на крьио, и в

этот момент ЛА стремится частично повернуться влево

(предполагается, что, хотя движение рыскания прекратилось,

излишнее давление на левую сторону хвостового

оперения продолжает оказываться). Другими словами,

возникает восстанавливающий момент, созданный хвостовым

оперением. Эта восстанавливающая тенденция

проявляется относительно медленно и исчезает,

но

когда

ЛА прекращает скольжение на крьио. Затем ЛА продолжает

полёт в направлении, несколько отличающемся от

первоначального. Другими словами , самостоятельно он

не сможет вернуться на первоначальный курс; это должен

сделать пилот.

Небольшое повышение путевой устойчивости может

быть достигнуто за счёт стреловидности крьиа.

Основная функция стреловидности - замедлить эффект

сжатия во время скоростного полёта . В более лёгких

и медленных ЛА стреловидность крьиа помогает

правильно расположить центр давления по отношению

к ЦТ.

Продольно устойчивый ЛА проектируется таким

образом , чтобы его центр давления находился

позади ЦТ .

В силу структурных причин авиаконструкторы

иногда

не имеют возможности присоединить крьиья к фюзеляжу

в желаемой точке. Если им придётся выдвинуть

крьиья слишком далеко вперёд, при этом установив

их под прямым углом к фюзеляжу, центр давления окажется

слишком близко с ЦТ, и обеспечение желаемой

продольной устойчивости станет невозможным. Придав

крьиьям прямую стреловидность,

конструкторы могут

переместить центр давления назад. Таким образом, правильное

расположение центра давления обеспечивается

степенью стреловидности крьиьев и их расположением

на фюзеляже.

Крьиья обычно почти не влияют на статическую

путевую устойчивость ЛА.

Стреловидное крьио вносит

определённый вклад (в зависимости от степени

стреловидности), но это вклад относительно мал в сравнении

с влиянием других компонентов.

Свободные путевые колебания («голландский шаг»)

«Голландский шаг » - это совмещённые поперечные /

путевые колебания, которые обычно бывают динамически

устойчивыми, но могут быть небезопасны для ЛА

в силу их периодической природы. Затухание режима

колебаний может быть слабым или сильным, в зависи ­

мости от характеристик конкретного ЛА.

Если правое крыло ЛА внезапно опускается , положительное

скольжение на крыло выравнивает крыло

вокруг поперечной оси , прежде чем нос снова установится

по ветру. В то время, как крыло выравнивает

положение , могут возникнуть поперечные и путевые

колебания , в результате которых нос ЛА начнёт описывать

« восьмерки » - сумму двух колебаний (крена

и рыскания) , которые будут иметь примерно одинаковую

амплитуду, но не совпадать по фазе друг с другом.

В большинстве современных ЛА (кроме высокоскоростных

самолётов с высокой стреловидностью крыла)

эти свободные путевые колебания обычно вскоре прекращаются

сами, если только нет сильного ветра или

турбулентности.

ЛА, имеющие склонность к «голландскому шагу » ,

обычно оборудуются гиростабилизированным демпфером

рыскания. Производители стараются достигнуть

«золотой середины» между слишком большой и

слишком малой путевой устойчивостью. Поскольку

для ЛА лучше иметь «спирал ьную неустойчивость»,

чем склонность к «голландскому шагу», обычно выбирается

первая из этих характеристик.

Спиральная неустойчивость

Спиральная неустойчивость возникает, когда статиче ­

ская путевая устойчивость ЛА очень высока в сравнении

с вкладом поперечного V крыла в сохранение поперечного

равновесия. Когда поперечное равновесие

ЛА нарушается порывом ветра и начинается скольжение

на крыло , высокая путевая устойчивость заставляет

нос развернуться в направлении возникшего ветра,

в то время как, в силу сравнительно низкого угла

поперечного V, крыло запаздывает с восстановлением

поперечного равновесия. Из-за такого рыскания крыло

на внешней окружности разворота будет двигаться быстрее,

чем противоположное, и, как следствие, подъёмная

сила на нём начнёт расти. В результате этого

процесса ЛА войдёт в режим нарастания крена, и если

пилот не выровняет положение ЛА, угол крена будет

возрастать всё сильнее. В то же время, благодаря путевой

устойчивости, нос повернё т ся в направлении

84


Глава 4. Аэродинамика полёта

встречного потока, фактически заставляя ЛА войти в

режим малого угла тангажа. ЛА начнёт двигаться по

нисходящей спирали и, если пилот не примет меры ,

постепенно войдёт в крутое спиральное пикирование.

Обычно скорость нарастания интенсивности спирального

движения невелика , и пилот без особого труда может

контролировать этот процесс.

Все ЛА в той или иной степени подвержены спиральной

неустойчивости, хотя в остальных своих характеристиках

могут быть вполне усто йчивы. Этот явле ние

объясняет, почему ЛА не может бесконечно двигаться в

«автоматическом » режиме.

Было затрачено много сил для того, чтобы создать

органы упра вле ния (выравниватели крыла), которые

были бы способны исправлять или устранять спиральную

неустойчивость. Пилот должен быть осторожен

при выводе ЛА из спирального движения, особенно

на посл едних его стадиях , иначе структура ЛА может

подвергнуться чрезмерным нагрузкам. Неправильный

выход из спиральной неустойчивости зача стую приводит

к структурным разрушениям ЛА и вызыв ает , возможно,

наибольшую долю катастроф в гражд а нской

авиации. Поскольку воздушная скорость в условиях

спирального движения быстро возрастает, использование

руля высоты для снижения скорости и поднятия

носа только уменьшает радиус спирали , ещё усиливая

нагрузку. Результатом продолжительного неконтролируемого

спирального движения может стать структурное

разрушение ЛА или его падение на землю, или и то

и другое. Наиболее часто встречающиеся причины возникновения

такой ситуации: потеря пилотом ориентиров

для определения положения гор изонта ; его неспособность

контролировать ЛА с помощью приборов

управления; либо сочетание обеих причин.

Аэродинамические силы при полётном

маневрировании

Силы, действующие на ЛА при повороте

Если смотреть на совершающий установившийся прямолинейный

полёт ЛА спереди (рис . 4-28) и вообразить

видимыми силы, действующие на него в этом положении

, прежде всего, мы увидим две силы: подъёмную

силу и вес. Если ЛА вошёл в крен, очевидно, что подъёмная

сила прямо не противодействует весу; скорее, она

действует наклонно, в направлении крена. Основная

истина о поворотах: когда ЛА входит в крен, подъёмная

сила действует по направлению к центру разворота и

вверх.

Первый закон Ньютона (закон инерции) утверждает,

что объект, находящийся в состоянии покоя или равном

ерного прямолинейного движения, сохраняет это состояние,

пока к не му не будет приложена какая-либо

дополнительная сила. ЛА, как и любой движущийся объект,

отклоняется от прямолинейного движения только

под возде йствием боковой силы. При простом повороте

эта сила обеспечивает крен ЛА , так , чтобы подъёмная

сила действовала по направлению вверх и внутрь (к центру

поворота). Во время поворота подъёмная сила разделяется

на две составляющие, направленные под прямым

углом друг к другу. Первая составляющая направлена

вертикально и противоположно весу (силе тяжести).

Она называется вертикально й составляющей подъёмной

силы. Вторая направлена горизонтально к центру

поворота и, соответственно, называется горизонтальной

составляющей подъёмной силы или центростремительной

силой. Горизонтальная составляющая подъёмной

силы смещает ЛА с прямолинейной траектории ,

заставляя его войти в поворот . « Равной по величине и

Горизонтальный полёт Поворот с умеренным креном Поворот с большим креном

Подъёмная сила

Подъёмная сила

Подъёмная сила

. "'

' .' '

-,,,,

'

.

Рис. 4-28. Силы, действующие на ЛА во время нормального координированного поворота .

85


Энциклопедия пил ота

противоположной по направлению » реакцией ЛА на

изменение траектории полёта является центробежная

сила, которая равна горизонтальной составляющей

подъёмной силы и направлена в обратную ей сторону.

Это объясняет, почему при правильно выполняемом повороте

сила, разворачивающая ЛА , никак не связана с

рулём направления. Руль направления используется для

корректировки любого отклонения между траекторией

полёта и линией, проведенной от носа до хвоста ЛА.

Правильным является такой поворот, при котором нос и

хвост ЛА движутся по одной и той же траектории . Если

во время поворота не используются руль направления ,

нос ЛА рыскает, отклоняясь вовне траектории поворота.

Руль направления помогает вернуть нос ЛА в первоначальное

положение, выровняв его по относительному

ветру.

ЛА не управляется рулём , подобно морскому судну или

автомобилю. Для того , чтобы повернуть ЛА , его необходимо

накр енить . Пока ЛА не войдёт в состояние крена,

не появится сила, которая заставит его отклониться от

прямолинейной тр аектории полёта. И наоборот, войдя

в крен , ЛА начнёт совершать поворот (если при этом не

станет скользить на крьто).

Правильный путевой контроль основыва ется на том

факте, что всякий раз , войдя в кр ен, ЛА стремиться совершить

поворот . Пилоты не должны забывать об этом,

когда стараются удержать ЛА в режиме установившегося

прямолинейного полёта .

Сам по себе вход в крен при повороте никак не меняет

общую сумму сил, действующую н а ЛА . Поскольку подъёмная

сила во время крена разделяется на вертикальную

и горизонтальную составляющие, доля подъёмной силы,

противоположная силе тяжести и п оддерживающая вес

ЛА, уменьшается . Следовательно, чтобы ЛА не начал

терять высоту, должна быть создана дополнительная

подъёмная сила . Это достигается путём увеличения УА

до тех пор, пока вертикальная составляющая подъёмной

сила снова не с т анет равной весу. Поскольку с увеличением

угла крена вертикальная составляющая подъём ­

ной силы уменьшается, УА должен постепенно увеличиваться

, создавая достаточную вертикальную подъёмную

силу для поддержки веса ЛА в воздухе. Пилотам необходимо

помнить , что при повороте на постоянной высоте

вертикальная составляющая подъёмной силы должна

быть равна весу.

Для каждого значения воздушной скорости угловая

скорость поворота (УСП) ЛА зависит от величины

горизонтальной составляющей подъёмной силы.

Установлено, что горизонтальная составляющая подъ ­

ёмной силы пропорциональна углу крена, - иначе го ­

воря, увеличивается и уменьшается по мере увеличения

или уменьшения угла крена соответственно. Когда угол

крена увеличивается, горизонтальная составляющая

подъёмной силы тоже увеличивается , тем самым увеличивая

УСП. Таким образом , на любой выбранной

воздушной скорости УСП контролируется коррекцией

угла крена.

Для создания вертикальной составляющей подъёмной

силы, достаточной для сохранения высоты в горизонтальном

полёте, необходимо увеличить УА . Поскольку

лобовое сопротивление аэродинамической поверхности

прямо пропорционально УА, по мере роста подъёмной

силы индуктивное сопротивление также увеличивается.

Это , в свою очередь , приводит к потере воздушной

скорости в прямой зависимости от угла крена. При

малом угле

крена воз никает малая потеря воздушной

скорос т и, а при большом - соответственно, большая .

Для предотвращения потери воздушной скорости при

Нормальный поворот Поворот с внутренним скольжением Поворот с внешним скольжением

:, :,

оа,

П одъёмная сила

gg,

Подъёмная сила

- ---.. " -.. .. ~ь:~ i:~

з:"

з: ~

r"'

i" ш~

,.., nr

nr ,..,

., ., "'"'

"'"'

Подъёмная сила

Горизонтальная Це fj,Тробежная Горизонтальная

подъёмная сила сил~ подъёмная сила

,., ' :I

~ "'

"' ~ :~ "' n

Центрсбежная сила равна Центрсбежная сила меньше ' i,.j Центробежная сила больше

горизонтальной подъёмной силе

--- ----- --- горизонтальной подъёмной силы горизонтальной подъёмной силы

.~

Рис. 4-29. Н ормальны й п овор от, по ворот с вн утренним скол ьже н ием и п оворот с в н е ш ним скол ьже н ием.

86


Глава 4. Аэродинамика полёта

горизонтальном повороте необходимо увеличить тягу

(мощность двигателя). Величина дополнительной тяги

пропорциональна углу крена.

Для того, чтобы компенсировать дополнительную

подъёмную силу, возникающую при увеличении воздуш ­

ной скорости во время поворота на по стоянной высоте,

должен быть уменьшен УА или увеличен угол крена.

Если угол крена сохраняется постоянным , а УА ум еньшается,

УСП падает. Для того , чтобы сохранить постоянную

УСП при увеличении воздушной скорости, УА должен

оставаться постоянным , а угол крена - расти.

Повышение воздушной скорости приводит к увеличению

радиуса поворота, а центробежная сила прямо

пропорциональна этому радиусу . Если поворот выполняется

правильно, горизонтальная составляющая подъёмной

силы должна быть равна по величине центробежной

силе и противоположна ей по напр авлению. Когда

во время поворота, постоянного по угловой скорости ,

воздушная скорость возрастает, радиус поворота увеличивается

. Это увеличение, в свою очередь, вызывает

увеличение центробежной силы , которое должно быть

уравновешено увеличением горизонтальной составляющей

подъёмной силы, что можно обеспечить только

Силы, действующие на ЛА при наборе высоты

С практической точки з рения , подъёмная сила крыла

при установившемся наборе высоты ничем не отличается

от его под ъёмной силы при горизонтальном полёте

с той же воздушной скорости. Хотя при наборе

высоты траектория ЛА изменяется, УА крыла по от но ­

шению к наклонной траектории ост аё тся практически

неизменным (как и подъём ная сила) .

Изменения

возникают только в самом начале набора высо та , но

они носят кратковременный характер (см. рис. 4-30).

Изменение подъёмной силы проис ходит во время перехода

от установившегося пря молинейного полёта к набору

высоты - в момент, когда руль высоты начинает

отклоняться назад. Подъём носа ЛА увеличивает УА и

(на короткое время) подъёмную силу. В этот момент

она превышает вес и поэтому заставляет ЛА начать набор

высоты. После того, как угол наклона восходящей

траектории установится, УА и подъёмная сила снова

вернутся к значениям , примерно соответствующим

прямолинейному полёту.

ростом угла крена.

В повороте с внутренним скольжением УСП недостаточна

для используемого крена, поскольку ЛА ры ­

скает, отклоняя нос вовне траектории поворота. Для

достигнутой УСП крен слишком велик , поэтому горизонтальная

составляющая подъёмной силы больше , чем

центробежная сила (рис. 4-29). Равновесие между гориз

онтальной составляющей под ъёмной силы и центробежной

силы восстанавливается путём снижения угла

крена или увеличения УСП, либо комбинацией двух

этих способов .

Повор от с внешним скольжением про исходит при излишней

центробежной силе, превышающей горизонтальную

составляющую подъёмной силы.

В результате

центробежная сила тянет ЛА за пределы траектории

поворота. УСП слишком высока для достигнутого угла

крена. Поэтому коррекция по ворота с внешним скольжением

предполагает снижение УСП или увеличение

крена, либо комбинацию двух этих способов.

Для сохранения выбранной УСП угол крена должен изменяться

вместе с воздушной скоростью. Это особенно

важно для высокоскоростных ЛА. Например, при скорости

650 км /ч ЛА должен иметь угол крена примерно 44°,

чтобы выполнить поворот с постоянной угловой скоростью

3° в секунду. При таком угле крена вертикальная составляющая

подъёмной силы составляет только 79% от

её общей величины. Поэтому необходимо существенно

увеличить УА, чтобы компенсировать потерю вертикальной

подъёмной силы. Если этого не сделать , произойдёт

значительная потеря высоты.

Рис. 4-30. Изменение подъёмной силы во время входа

в набор высоты.

Если ЛА начал набирать высоту без изменений в

мощности двигателя, его воздушная скорость будет постепенно

снижаться , поскольку тяга , достаточная для

сохранения некоторой воздушной скорости при горизо

нт альном полёте, н едостаточно дЛ!f сохранения той

же скорости при наборе высоты. Когда траектория полёта

наклонена ввер х, возникает составляющая веса ,

которая действует в том же направлении , что суммарное

лобовое сопротивление (параллельно ему), тем самым

увеличивая суммарное эффе ктивное сопротивление .

В результате суммарное лобовое сопротивление начинает

превышать силу тяги, и воздушная ско рость падает .

Снижение воздушной скорости постепенно пр ив одит

к соответствующему снижению лобового сопротивления,

пока суммарное сопротивление (включая составляющую

веса, действующую в том же направлении), не

87


Энциклопедия пилота

станет равным силе тяги (рис. 4-31). Изменение скорости

про исходит постепенно и существенным образом за ­

висит от различий в размерах ЛА , их весе , суммарного

лобо вого сопротивления и других факторов . Итак, суммарное

лобовое сопротивление превышает силу тяги, и

воздушная скорость снижается.

Силы, действующие на ЛА при снижении

В момент перехода от установившегося прямолинейного

полёта к сниж ению (как и в случае набора вы ­

соты), силы, действующие на ЛА, меняются вполне

определённым образом. В рассматриваемом ниже примере

ЛА снижается при той же мощности дви гателя ,

Начало набора llblCOThl.

Соnроn,вление больше

тяги, скорость

что и в установившемся прямолинейном полёте .

В момент, когда шт урвал отклоняется вперёд с целью

начать снижение, УА на короткое время изменяется. В

начальный момент инерция ЛА заставляет его продолжать

движение по первоначальной траектории. В этот

момент УА падает, заставляя уменьшиться суммарн ую

Гориэональный полёт .

Силы уравновешены ,

скорость постоянна.

УС18НОВИВШИЙСЯ набор

высоты. Силы

уравновешены,

скорость постоянна .

Рис. 4-31. Изменение скорости ЛА во время входа

в набор высоты.

(.)

с::

са

подъёмную силу. В результате вес становится больше,

чем подъёмная сила, и ЛА начинает снижаться .

Одновременно с этим траектория полета переходит от

горизонтальной к нисходящей .

Не следует путать падение подъёмной силы с невозможностью

создания подъёмной силы , достаточной

для выполнения горизонтального полёта. Необходимая

траектория полёта обеспечивается доступным резервом

мощности двигателя и положением руля высоты.

В общем и целом, когда режим полёта стабилизируется ,

силы тяги и лобового сопротивления (равно как и

подъёмная сила и вес) снова уравновешиваются ,

но их значения оказываются ниже, чем для режима

установившегося прямолинейного полёта с теми же

установками мощности двигателя. Поскольку при

Для снижения на той же возду шной скорости, с которой

осуществлялся установившийся прямолинейный

пол ёт, мощность двигателя должна быть снижена

в момент начала снижения. Составляющая веса, действующая

по направлению вперёд параллельно траектории

полёта , увеличивается по мере того, как угловая

наборе высоты вес ЛА действует не только вниз,

но и

скорость снижения растёт и,

наоборот, уменьшается,

на з ад (параллельно лобовому сопротивлению), для

когда угловая скорость снижения падает.

сохранения той же скорости,

что при горизонтальном

полёте , требуется дополнительная мощность двигателя .

Величина этой дополнительной мощности зависит

от угла кабрирования. Когда уг ол кабрирования

становится настолько большим, что для его

поддержания уже не хватает мощности двигателя,

Сваливание на крыло

начинается снижение скорости.

Сваливание на крыло происходит вследствие резкого

уменьшения подъёмной силы, вызванного срывом воздушного

потока с поверхности крыла при превышении

критического УА .

Сваливание может произойти в

Тяга, требующаяся для устойчивого подъёма, равна

сумме лобового сопротивления и некоторой доли веса

(величина этой доли зависит от угла кабрирования).

Например , для подъёма под углом 10° требуется тяга ,

равная лобовому сопротивлению плюс 17% веса ЛА . Для

вертикального набора высоты потребовалась бы тяга ,

любом положении по тангажу и при любой скорости.

Сваливание относится к числу хуже всего понимаемы х

аэродинамических процессов, пос кольку пилоты часто

полагают, что причиной сваливания является прекращение

создания крылом подъёмной силы. В ходе сваливания

крыло не прекращае т создавать подъёмную силу

равная сумме веса и лобового сопротивления. Таки м

полностью. Скорее,

оно не может создать подъёмную

образом , для заданных характеристик набора высоты

силу достаточной величины ,

горизонтального полёта.

чтобы сохранить режим

величина угла кабрирования зависит от запаса мощности,

необходимого, чтобы преодолеть противодействие

С увеличением УА С У также растёт . В некоторой точке

определённой доли веса. Обратите внимание, что ЛА

может выполнять набор высоты только благодаря запасу

мощности двигателя. Когда запас мощности исчерпан ,

ЛА ут рачивает возможность дальнейшего набора высоты.

В этот момент ЛА достигает своего « абсолютного

потолка ».

коэффициент достигает максимума, а затем начинает

падать . Этот максимум обозначается как C Yrnax После

превышения C Yrnax или критического УА величина создаваемой

крылом подъёмной силы с ущественно уменьшается

, но (как было сказано выше) оно не перестаёт

создавать подъёмную силу полностью.

88


Глава 4. Аэродинамика полёта

У большинства прямокрылых ЛА крылья проектируются

так, чтобы срыв потока начинался у их корня.

Корень крыла первым достигает критического УА, а

затем срыв потока распространяется к концевой его

части . Этот факт позволяет сохранить управляемость

ЛА с помощью элеронов, расположенных ближе к концевой

части крыла .

Для обеспечения начального срыва потока у корня

крыла используются различные методы. Один из ва ­

риантов - «скрученное» крыло с более высоким УА

у корня. Другой метод создания раннего корневого

срыва - установить срывные накладки в передней четверти

крыла (возле его передней кромки).

В режиме сваливания крыло продолжает создавать

подъёмную силу.

В противном случае ЛА упал бы на

землю. Большинство учебно-тренировочных ЛА сконструированы

таким образом, чтобы во время свали ­

вания на крыло их нос опускался, снижая УА и выводя

ЛА из режима сваливания. Это «стремление к пики ­

рованию» вызвано тем, что ЦД таких ЛА находится

позади ЦТ. Расположение ЦТ имеет большое значение

для способности ЛА выходить из режима сваливания.

Если допустить, чтобы центр тяжести ЛА располагался

вне конструктивно допустимой зоны, у пилота могут

возникнуть трудности с выходом из режима сваливания

. Самые серьёзные проблемы появляются , если ЦТ

располагается позади конструктивно допустимой зоны

(ближе к хвосту). В такой ситуации пилот может оказаться

не с пособным создать (с помощью руля высоты)

достаточную подъёмную силу, чтобы ском п енсировать

увеличившийся вес ЛА. Поскольку уменьшить УА будет

невозможно, ЛА продолжит двигаться в режиме сваливания

в плоть до контакта с землёй.

Скорость сваливания конкретного ЛА не является по ­

стоянной для всех полетных ситуаций, но каждый ЛА

всегда входит в сваливание на одном и том же УА, безот ­

носительно к его воздушной скорости, весу, коэффици ­

енту загрузки и высоте по плотности. Для каждого ЛА

существует определённый УА, при котором воздушный

поток о трывается от верхней поверхности крыла

и происходит сваливание . Этот критический УА лежит

в пределах от 16° до 20°, в зависимости от конструкции

ЛА. Но каждый ЛА имеет единственный УА, на котором

происходит сваливание.

Встречаются три полётные ситуации, в которых кри ­

тический УА может быть превышен : низкая скорость,

высокая скорость и поворот .

ЛА может войти в режим сваливания из установившегося

прямолинейного полёта, если его скорость слишком

низка.

При уменьшении воздушной скорости УА

должен быт ь увеличен, чтобы восстановить подъёмную

силу, необходимую для сохранения высоты. Чем

ниже скорость, тем больше должен быть УА. В конце

концов, достигается такой УА, при котором крыло ста ­

новится неспособным создать достаточную подъёмную

силу, чтобы поддержать ЛА, входящий в режим сваливания.

Если воздушная скорость продолжает падать,

ЛА входит в режим сваливания, поскольку УА превысил

критический и воздушный поток сорвался с крыла.

Вход в режим сваливания может происходить не

только при низкой скорости . Крылу можно придать

чрезмерный УА на любой скорости. Например, ЛА

может войти в пикирование на скорости 200 км/ч,

если пилот резко отклонит на себя тягу руля высоты

(рис. 4-32). Сила тяжести и центробежная сила пре ­

пятствуют мгновенному изменению траектории, но

УА может резко измениться с очень малого до очень

большого. Поскольку направление относительного ветра

определяется траекторией полёта ЛА и движением

набегающего воздушного п отока, УА резко увеличивается

, и ЛА может достичь критического УА на гораздо

большей скорости, чем обычная скорость сваливания.

Рис. 4-32. Си л ы, действую щ ие н а ЛА в о время выхода из

п икиро в ания .

Скорость сваливания ЛА во время выполнения горизонтального

поворота выше , чем при установившемся

прямолинейном полёте (рис. 4-33). Ц ентробежная

сила увеличивает вес ЛА, и крыло должно создавать

значительную дополнительную подъёмную силу,

чтобы уравновесить нагрузку, вызванную сочетанием

центробежной силы и ве с а. В свою очередь, необхо ­

димая дополнительная подъёмная сила создаётся от ­

клонением назад тяги руля высоты. Это увеличивает

УА крыла , и, следовательно, его подъёмную силу. При

увеличении угла крена УА также должен увеличит ься,

чтобы противодействовать нагрузке, вызванной центробежной

силой. Но если в какой-либо момент УА превысит

критический, ЛА войдёт в режим сваливания на

крыло.

89


Энцикло педия п и л ота

1

!! ., ill ,! 1 1 1 1

l 100 : ; ' 11 1 '1 1 i 1 1, ,.

~ j , ! : 1 J

1 90 : 1 1 1 / ' 1 1/ :

~ 80 i 1 1 1 1 1

J 60 .....,l,-н+++s-++-н-,-н,+>-+-;-1 .,.............,н-t,-ко f I j 1 ,

::: < за,фванJ; /

"' i 1 , 1 1 V I J

~ 40 щ

! 20 1,1 11 11, :1~-{'; ,"~fVi :,

} 1 11 1 1 , у -т _u.v

0 U...:l.U.!!!!!!!!:~::± ..,,.,. ~ ==::±:::I=-_J~..J~__J--J

о · 1 о · 20· за · 40· so· 50· 10· во · 90"

Угол крена

Рис. 4-33. Увеличение скорости сваливания и коэффициен т

п ерегрузки.

13

12

11

10

9

в

7

6

5

4

3

2

1


:s:

"'

~

а,

с,_

а,

i::

,..

:,:

а,

:s:

=r

:s:

-е-

~

~

Теперь перейдём к рассмотрению того, как ведёт

себя ЛА в режиме сваливания. Чтобы у равновесить ЛА

аэродинамически, ЦД должен располагаться позади

ЦТ . Хотя э то неизбежно делает ЛА перетяжелённым на

нос , снос потока с горизонтального стабилизатора препятствует

стремлению ЛА к опусканию носа. В момент

сваливания на крыло, когда действующая вверх подъёмная

сила крыла и действующая вниз хвостовая сила

исчезают, ЛА выходит из равновесного состояния . В

результате ЛА резко опускает нос, поворачиваясь вокруг

своего ЦТ. ЛА входит в состояние пикирования, УА

уменьшается, а воздушная скорость снова возрастает.

Во здушный поток снова начинает плавно обтекать

крыло , возникает подъёмная сила, и ЛА возвращается в

полётный режим. В ходе этого цикла может произойти

значительная потеря высоты .

В ходе обсуждения процесса сваливания на крыло

необходим о упомянуть о форме аэродинамической

поверхности и о фактора х, ко торые могут привести к

потере этой формы . Например, если позволить льду,

снегу и инею скапливаться на поверхнос ти ЛА , плавное

обтекание крыла воздушным потоком будет нарушено

. В результат е граничный слой может отделиться

от аэродинамической поверхности при УА ниже, чем

критический. Подъёмная сила резко сни жается, ухудшая

лётно-техн ические хара кт еристики ЛА.

Если позволить

льду скапливаться на поверхности ЛА во время

полёта (рис. 4-34), вес ЛА будет расти, в то время как его

способность создавать подъёмную сил у снизится. Слой

льда толщиной всего 0,8 мм на верхней поверхности

крыла увеличивает лобовое сопротивление и уменьшает

подъёмную силу ЛА на 25%.

Обледенение может произойти в любое время года, в

любой точке земного шара , на высотах до 5,5 км, а иногда

и выше. Малые ЛА , включая самолёты местных авиалиний,

наиболее уязвимы для обледенения, поскольку

они летают на меньших выс ота х, где обледенение

Рис. 4-34. Обледенение во время полёта.

происходит более часто. У них также отсутствуют

обычные для реактивны х самолётов средства , предотвращающие

намерзание льда путём нагрева переднего

края крыльев.

Обледенение может произойти при полёте среди об ­

лаков, когда температура опускается ниже точки замерзания.

Переохлаждённые капли воды скапливаются

на поверхности ЛА и замерзают. (Переохлаждённые

капли воды сохраняют жидко е состояние даже при

температуре ниже О 0 С).

Основные принципы конструкции

воздушного винта

Воздушный винт ЛА состоит из двух и более лопастей

и центральной втулки, к которой эти лопасти прикре ­

пляются. Каждая лопасть воздушного винта, в сущности,

является вращающимся крылом. Благодаря

своей конструкции, лопасти воздушного винта представляют

собой аэродинамические поверх ности и создают

силу тяги, которая тянет (или толкает) ЛА вперёд .

Двигатель обеспечивает мощность, необходимую

для вращения лопастей несущего винта с

высокой

скоростью, а винт превращает вращательную энергию

двигателя в поступательн ую.

Поперечное сечение типичного в оздушного винта

показано на рис. 4-35. Как видно, оно очень напоминает

сечение крыла ЛА. Одна поверхно ст ь лопасти выпуклая

или изогнутая (аналогично ве рхней поверхности

крыла ЛА), в то время как другая поверхность плоская

(как нижняя поверхность крыла). Линия хорды - это

воображаемая прямая ,

проведён ная через лопасть от

её передней кромки к задней . Как и у крыла, передняя

кромка лопасти - это её толстый край, который принимает

на себя поток воздуха при вращении во здушного

винта.

Угол установки лопасти - это угол (в градусах)

меж;ду хордой лопасти и плоскостью вращения , измеряемый

в определённой точке на поверхности

лопасти (рис. 4-36). Поскольку в большинстве случаев

воздуш ный винт имеет плоское « брюшко» лопастей,

90


Гл ава 4. Аэродинамика пол ёта

Тяга

Рис. 4-35. Аэродинами ч еская п оверх н ост ь ло п асти

возду ш но го винта.

г--------?'/

Линия хорды/

линия хорды часто проводится вдоль нижней стороны

лопастей . Шаг винта и угол установки лопасти - ра зные

величины , но поскольку шаг, главны м обра з о м, определяется

углом установки лопасти , они часто з аменяют

дру г дру га. Увеличение ил и ум еньшение одной вели ­

чины обычно связывают с увеличением или у м еньше ­

нием другой .

Шаг винта измеряется в единицах расстояния (ме ­

трах) . Воздушный винт, помеченный как «1,8-1,3»,

имеет диаметр 1,8 м и эффекти вный шаг 1,3 м .

Ша г

винта - это расстояние , пройденное поступательно

винтом за один полный оборот бе з проскаль зывания.

При определении характеристик во здушного винта

с неизменяемым шагом для нового ЛА производитель

обычно устанавливает т акой шаг,

который бы позволил

в и н ту э ффективно работать н а предполагаемой

крейсерской скорости . Любой во зд ушны й винт с не ­

изменяемым шагом представляет собой компромисс ,

поскольку может бы т ь эффективным только при

опре делённом соче т а н ии воздушной скорости и угловой

скорости винта (измеряется в оборотах в минуту,

об/мин) . Во время полёта пилот не имеет во зможности

и з менить это сочетание .

Когда ЛА находится в состоянии покоя н а з емле (с

включённым дви гателем) или начин а е т ра з бег перед

взлётом , коэффициент полезного действия (кпд) воздушного

винта очень низок , поскольку винт не может

передвигаться с дост аточной скоростью, по зв оляющей

его лопастям достичь максимального кпд . В такой ситуации

каждая из лопастей воздушного винта повора ­

чи в ается в воздухе под УА, который обеспечивает ср ав ­

нительно небольшую тя гу (относительно мощности,

затраченной на её вращение) .

Чтобы понять прин ц ип действия воздушного в инта,

внач але рассмотрим е г о движение , которое является

одновременно враща т ельным и поступ ат ел ьным. В

сл уча е, показанном на рис. 4-36, л опас т ь винта движется

вниз и в перёд . Угол , под которым в о здух (набегающий

поток) встречае т ся с лопас т ью винта , является

её УА . Происходит отклонение потока , которое создаёт

Рис. 4-36. Угол ло п аст и возду шн о го ви нта.

динамиче ское давление на поверхност ь лопасти, обращённую

к д вигателю . Поскольку это давление больше ,

чем атмосферное , возникает тяга.

Тяга также возник а ет благодаря форме лоп аст и, потому

что ло п асть , подобно крылу, имеет изогнутую

п оверхность . Когда во здух обтекает винт, давление на

одной его стороне меньше, ч ем на другой. Как и в слу ­

чае крыла, возникающая п р отиводействующ ая сила

направл ен а в сторону облас ти с меньшим д авлением.

Воздушный поток над крылом создаёт м еньшее давление

, поэтому сила (подъём н ая сила) на п равлена вверх.

В случае возд ушного винта , который устанавливается

не в горизо нтал ь ной , а в вертикальной плоскости, область

сниженного давления находится перед винтом ,

и сила (тяга) на правлена вперёд. Аэрод ин а мически

тяга зависит от конфигураци и воздушного винт а и УА

его лопастей .

Тягу также можно связать с массой воздуха, отбрасы

ваемого во здушным винтом . В этом смысле, тяга

равна м ассе отбрасываемого воздуха , умноженной на

разность между скоростью спутной струи и скоростью

ЛА . Энергия , и з расходованная на создание тяги , зави ­

сит от и нтенси вности движения воздушной м ассы .

среднем , тяга составляет п р имерно 80% от крутящего

момента (общей мощности, поглощённой воздушным

винтом). Ост а льные 20% уходят на потери от трения и

скольжения. При любой скорости вращения мощность,

поглощённая воздушным винтом , уравновешив ает

мощность , произведённую двигат елем. Для любого

однократного поворота воздушн о го винта коли ч ество

отброшенного воздуха зави с ит от угла установки лопа ­

сти, который определ яет, насколько большой «кусок »

воздуха « откусывает » винт. Поэтому угол установки лопасти

- эт о пр е восходный способ управлять нагрузкой

на во здушный в инт и угловой скор остью двигателя.

Угол установки лопасти также является с р едством

управления у гл ом атаки воздушного винта . Угол установки

л опастей на воздушных винта х постоянной

В

91


Э нциклопедия п илота

скорости необходимо делать таким, чтобы обеспечить

наиболее эффективный УА на всех скоростных режимах

двигателя и ЛА . Кривые разницы между подъёмной

силой и лобовым сопротивлением, построенные

для различных воздушных винтов, показывают , что

самый эффективный УА - очень малый, лежащий

в диапазоне от +2° до + 4°. Фактический угол уста­


новки лопасти , необходимый для сохранения столь

малого УА, варьируется в зависимости от поступательной

скорости ЛА.

Воздушные винты с неизменяемым шагом и переставляемыми

на земле лопастями конструируются для

максимального кпд на единственном сочетании угловой

и поступательной скоростей. Иначе говоря, они

проектируются для определённого ЛА с определённым

двигателем. Установленный на ЛА воздушный винт

должен обес п ечивать максимальный кпд в режимах

взлёта, набора высоты , крейсерского и скоростного полёта

. Любое изменение лётно-технических характеристик

ЛА приводит к снижению кпд воздушного винта