Статьи по авиации (адаптации и переводы)

[Кисляков Александр]

SPORT AVIATION август 1961

Геодезическая конструкция летательного аппарата
Автор: Кит Д. Пауэлл (Keith D. Powell), член EAA с 1939 г​

Самодельный спортивный самолет «Player» летает уже двадцать первый год. Он участвовал в трех национальных слетах EAA и занял первое место на точность приземления в летных соревнованиях 1960 года. Бесчисленные пилоты (включая автора) испытали острые ощущения от своего первого полета, управляя этим самодельным самолетом, и им было разрешено присоединиться к Earl Player и провести много приятных часов безаварийных полетов на этом прочном аппарате мастеров-«пионеров» домашнего строительства, который был создан за баснословно низкую сумму в 500 долларов.
Все это подводит к причине написания этой статьи. Предоставить информацию о принципах строительства и проиллюстрировать ценность деревянных геодезических конструкций для любителя. Растущая банда современных энтузиастов уже давно упускает из виду или просто не знает о практическом подходе к решению самой большой проблемы домостроителей со средним доходом, считающих расходы на проживание, экономичность и проверенные качества геодезической ромбовидной сетчатой конструкции. Эта статья была подготовлена для того, чтобы помочь в последнем отношении.
Мы действительно признательны господам Плееру (Player) и Тельману (Thalman) за неоценимую помощь в подготовке статьи. Без них невозможно было бы ее написать. Наша сегодняшняя организация обязана своим существованием усилиям таких стойких пионеров, как Богардус, Йейтс, Лонг, Руперт, Уиттман, Тальман, Плейер (Bogardus, Yates, Long, Rupert, Wittman, Thalman, Player) и многих других, работающих в те времена. Знакомство с двумя из них стало для меня богатым опытом, и если EAA когда-нибудь откроет Зал славы, они заслуживают должного признания.
Чтобы дать читателю краткую историю нашего предмета, давайте посмотрим, что сделали другие. Британский бомбардировщик “Виккерс Армстронг" "Веллингтон" времен Второй мировой войны был хорошо известным образцом геодезической конструкции. "Веллингтон" славился своей грузоподъемностью и надежностью. Металлическая сетчатая конструкция на заклепках и болтах могла быть испещрена отверстиями от зенитных и пушечных снарядов и все еще держаться.
Посмотреть вложение 541598
Геодезическая конструкция самолета использовалась в США «отцом геодезических самодельных самолетов» Джорджем Йейтсом (George Yates) из Бивертона, штат Орегон, еще в 1927 году. Его первый самолет “Stiper” был построен в 1930 году. Он имел каркас из стальных труб диаметром ¼ дюйма, сваренные в каждом пересечении геодезической сетки. В 1938 году он все еще летал. “Stiper” представлял собой двухместный парасоль с тандемной кабиной.
Посмотреть вложение 541599
Yates Stiper

Даже не могу представить трудоёмкость изготовления такого самолёта...

 

[KAA]

Она может оказаться неожиданно небольшой. 11460 бомбардировщиков Виккерс "Веллингтон", построенные в годы ВМВ, косвенно подтверждают.

 

[Ромашчандр]

Хмм. . Композитная геодезическая конструкция..
К копмозитной панели криклеиваем композитную решётку....
Интересно а таким вариантом делали самолеты

 

[Ромашчандр]

Она может оказаться неожиданно небольшой. .

Решайте сами

 

[KAA]

С одной стороны - множество элементов, с другой - они технологически просты и не требуют сложного оборудования для изготовления.

 

[JohnDoe]

Апофигей геодкзических конструкций это "вафельные" баки ракет. Они же доказательство массового совершенства.
Имху

 

[JonSu]

В догон. Вырезка.

Перевод.

YATES и GREENWOOD из NORTH PACIFIC AIRCRAFT CORP.​

Каркас самолета North Pacific Aircraft геодезической конструкции

NORTH Pacific Aircraft Corporation была основана в Сиэтле Джорджем Йейтсом и Алланом Д. Гринвудом для производства Bicraft, двухмоторного самолета геодезической конструкции, оснащенного двумя двигателями Menasco мощностью 50 л.с.

Йейтс уже много лет занимается самолетостроением в Бивертоне, штат Орегон, а Гринвуд является государственным инспектором по аэронавтике штата Орегон. Компания финансируется на местном уровне. О заводах-производителях не сообщалось.

Бикрафт сконструирован из еловых полос, намотанных в виде корзины вокруг ряда переборок, и, как говорят, исключительно недорог в изготовлении. Первый самолет, построенный Йейтсом и Гринвудом, был уничтожен пожаром как раз в тот момент, когда пропитывали тряпочную обшивку. Второй самолет был завершен, и в настоящее время Гринвуд проводит его испытательные полеты.

Аппарат имеет максимальный вес 1500 фунтов (680 кг), размах 33 фута (10 м) и использует убирающееся шасси.

Bicraft перед взлетом. Al Greenwood прогревает два Menasco Fifties

PS. Небольшой вес для этого типоразмера самолета. ИМХО.

 

[JonSu]

Перебирая старые сканы из журнала ROTORCRAFT, натолкнулся на интересный взгляд на форму аэродинамического профиля.
Статья:

 

[JonSu]

ROTORCRAFT, февраль-март, 1999

Весла каноэ для аэродинамического профиля Bicamberedtm
Новая технология пропеллера​

By Greg Gremminger

Прошлым летом на конференции EAA в Ошкоше была представлена новая концепция в конструкции аэродинамического профиля для пропеллера. Мистеру Фреду Феликсу (Fred Felix) был выдан патент №5.395.071 на этот очень необычный аэродинамический профиль, который он применил в своей линейке пропеллеров “Felix" и продает под торговыми марками PYOCA и Bicambered™. Технически описываемый как аэродинамический профиль с двояковогнутой поверхностью. Как верхняя, так и нижняя поверхности профиля имеют вогнутые участки между носовой и кормовой более толстыми участками - см. рис. 1.

Время от времени, как раз в тот момент, когда мы начинаем верить, что полностью понимаем устоявшуюся технологию, такую как форма аэродинамического профиля, и что никаких других значительных улучшений ожидать нельзя, появляется кто-то вроде Фреда Феликса, чтобы отправить теоретиков обратно к их компьютерам.

Фред начал экспериментировать с этой формой в попытке сделать весла для каноэ, которые имели бы максимальное лобовое сопротивление. Опыты в качестве весла указали на уменьшение лобового сопротивление при использовании этой формы в качестве профиля лопасти весла.

Первоначальные эмпирические опыты и компьютерное моделирование характеристик этого профиля подтвердили благоприятное снижение лобового сопротивления при большинстве углов атаки.

Фред утверждает, что отрыв потока на профиле предотвращается второй, более толстой приподнятой частью и вогнутой областью перед ней.

Наличие вогнутостей, как на верхней, так и на нижней поверхности обеспечивают эффективный изгиб профиля и на него не влияют вогнутости с обеих сторон.

Обладая критическим мышлением и с юности интересуясь самолетами, Фред возродил свою страсть к авиации. Он исследовал профиль в Университете Висконсина (University of Wisconsin). Фред провел лето, проводя испытания моделей планеров из люка на крыше своей машины. Используя программы компьютерной гидродинамики (Computer Fluid Dynamics programs) НАСА в Лэнгли и Массачусетского технологического института (Massachusetts Institute of Technology), Фред смог проверить результаты испытаний в аэродинамической трубе в Иллинойском технологическом институте, касающиеся наличия высокой подъемной силы и низкого сопротивления.

Первые практические испытания воздушного винта были проведены на самолете Wittman Tailwind W-10. Субъективные сравнения показали значительное снижение шума и улучшение скороподъемности. Количественные испытания были проведены на воздушных винтах, изготовленных для местных воздушных судов. Первоначальные наблюдения показали, что уровень шума значительно снизился. Испытания этих винтов на тягу и шум показали значительно более высокую тягу при существенно более низком уровне шума – см. рисунки 2 и 3. Это сравнение по тяге и по шуму с лучшими показателями нескольких популярных двух- и трехлопастных винтов.

Рис. 2. Данные сравнения по тяге

Рис. 3. Данные сравнения по шуму

Эта технология, конечно, очень новая. Фред предполагает, что эта концепция была бы одинаково уместна как для крыла, так и для несущего винта, но пока не было начато никаких исследований по их применению.

Применение в винтокрылых машинах кажется очевидным. Сами по себе пропеллеры, обеспечивающие улучшенные эксплуатационные характеристики и снижение шума при применении на автожирах - ключевые факторы для повышения признания автожиров. Обратите также внимание на рисунки 2 и 3, где показатели тяги и шума 66-дюймового пропеллера Felix сравниваются с более крупным 68 дюймовым стандартным пропеллером - это всегда преимущество, особенно при установке на автожир. Очень важно, когда вы можете уменьшить диаметр пропеллера и при этом добиться большей тяги и меньшего шума!

Аэродинамические профили Bicambered™ на несущих винтах могут стать основным объектом для исследования. Компьютерный анализ показывает, что центр приложения подъемной силы на профилях Bicambered™ устойчив и остается стабильным при очень больших углах атаки. Что обеспечивается меньшим срывом на задней кромке профилях Bicambered™ по сравнению с обычными профилями. На обычных аэродинамических профилях срыв на задней кромке уменьшает подъемную силу в районе задней кромки, тем самым перемещая центр подъемной силы вперед при больших углах атаки. Можно было бы сделать конструкцию лопасти несущего винта из стекловолокна и композита.

ROTORCRAFT приглашает к комментариям и анализу по этим вопросам - прим. ред.

Сейчас доступны двух- и трехлопастные деревянные пропеллеры. Лопасти доступны с передними кромками из нержавеющей стали. В настоящее время Фред развивает бизнес по производству пропеллеров и линейку продуктов. Он был бы заинтересован в изучении возможностей создания совместных предприятий с лицами, заинтересованными в производстве пропеллеров, а также в разработке технологий для других аэродинамических применений. Энтузиастам винтокрылых машин предлагается задать интересующие их вопросы.

За дополнительной информацией обращайтесь Fred Felix at W-10508 Bell Rd„ Camp Douglas, WI 54618, (608) 427-6544 or 1-800-PRQPELR

(не считайте рекламой , просто перевод)

 

[vert]

Это - фантастика! Чтобы только за счет профиля винт выдал на 50% больше тяги - такое может быть, если только исходный композитный винт был очень плохим и не соответствовал для данных условий. См. график -обороты 2200, тяги 140 и 210. При этом относительный кпд (по формуле Жуковского в степени 2/3) должен отличаться в 1,8 раза. Т.е. если правильно подобранный винт с тягой 140 дает кпд=0,7, то с тягой 210 - 1,26, т.е. больше единицы. Налицо явная подтасовка результатов. Не верю.

 

[JonSu]

Статья для любителей дископланов.

FLUG REVUE, 3/1994
Самолет AS 6 с круглым крылом был создан по частной инициативе
Летающие пивные крышки

Слухов было достаточно: “Летающие тарелки" начали разрабатывать в Германии ближе к концу Второй мировой войны, говорилось в них. Действительно, Артур Сакк (Arthur Sack), фермер из Machern под Лейпцигом, в числе других разработал после множественных испытаний моделей самолет с круглым крылом, который, однако, не пережил войну. Летные испытания его AS 6 больше не проводились.

Найденная в заброшенном ангаре (плохая) фотография самолета с круглым крылом в раскраске Люфтваффе дала новую пищу слухам о немецком "чудо-оружии". Другая фотография, появившаяся в коллекции Вольфганга Шпетеса (Wolfgang Spätes) в 1977 году. Его информация о том, что это была частная разработка, с которой проводились рулежные и взлетные испытания на авиабазе Брандис под Лейпцигом, и привела к конструктору. Только в 1980 году двум историкам авиации удалось получить более подробную информёёацию об Артуре Саке и его летных испытаниях AS 6 V 1. Таким образом, описание конструкции, фотографии и подлинные данные машины стали доступны сыну Сакка.

Кругокрылые летательные аппараты уже были изучены, по крайней мере теоретически, в разных странах с самого начала моторного полета. Летающая пивная крышка или диск с его устойчивым, быстрым полетом, возможно, были причиной этой мысли. Однако полет гироскопически стабилизированного диска за счет вращения в корне отличается от полета обычного самолета с круглым крылом.

В конце концов, таких конструкций было несколько, например, в США и Советском Союзе. Александр Липпиш также проводил испытания модели кругового крыла в аэродинамической трубе AVA в Геттингене в 1940/41 гг. Высокие затраты на строительство и, возможно, аэродинамические недостатки помешали созданию самолетов с круговым крылом в большем количестве. Идею летающего диска в основном подхватили любители, такие как Артур Сакк, который проложил себе путь к пилотируемому самолету AS 6 посредством экспериментов с пятью моделями с круглым крылом. Несмотря на серию неудачных попыток полета моделей, Сакк упорно продолжал добиваться своей цели.

Например, его модель №3 сгорела, у №4 делала только петли. С моделью № 5 Сакк участвовал в „Имперском конкурсе авиамоделей с двигателями внутреннего сгорания“ в Лейпциге-Мокау 27 и 28 июля 1939 года. Правда, он не смог запустить модель с земли. Но запуск с рук показал, что „летающая пивная крышка“ устойчиво летает. Конкурс должен был быть направлен на разработку модели самолета, который должен был вернуться на свою стартовую площадку, управляемый дистанционно, насколько это возможно. Связанные с этим военные идеи привели к созданию в 1942/43 году Argus As 292 „Femfeuer“, вероятно, первого из беспилотников, типа используемых сегодня для выполнения различных военных задач.

Возможно, именно круглая форма привлекла внимание Эрнста Удета, главного авиамастера, ответственного за разработку новых моделей: Согласно заметке о модели Сакка в журнале «Der deutsche Sportflieger», их основная идея заключалась в том, что модель сможет облетать препятствий боком. В любом случае, говорят, что Удет продвигал идею летающего диска, который должен иметь возможность летать беспрепятственно сквозь аэростатные заграждения.

Модель № 5 Сакка имела круглое крыло диаметром 1250 мм с профилем NACA 23012. Он был оснащен двигателем Kratmo F 30 B мощностью 1,5 л.с. и имел взлетный вес около 4,5 кг. После его постройки и летных испытаний Сакк приступил к разработке в конце 1940 года пилотируемого аппарата в четыре раза большего размера деревянной конструкции. В статических расчетах и проектировании помогал инженер Mitteldeutsche Motorenwerke из Лейпцига. По крайней мере, конструкция самолета была разработана в имении Сакка в Махерне недалеко от Лейпцига. Позже помогали работники аэродромной мастерской авиагородка в Брандисе.

 

[JonSu]

Характеристики Arthur Sack AS 6 V 1:

Конструктор - Артур Сакк, самолет изготовлен в Лейпциге
Назначение - Экспериментальный летательный аппарат с круглым крылом;
Экипаж - 1;
Двигатель - 1 x Argus As 10 C-3;
Мощность - 240 л.с. (177 кВт);
Размах крыла - 5,00 м;
Площадь крыла - 19,62 м2;
Длина - 6,40 м;
Взлетная масса - 900 кг;
Продолжительность полета- один час

Не густо: в кабине AS 6 было всего шесть приборов

Артур Сакк работает над конструкцией круглого крыла

В Брандисе были проведены рулежки и подлеты AS 6

К началу 1944 года машина была готова. В описании конструкции от 2 февраля 1944 г. он представлен как „бесфюзеляжный самолет круглой формы, полностью отличающийся от прежних конструкций самолетов“. Помимо геометрических характеристик, описание конструкции содержит другие технические характеристики AS 6V 1. Нерегулируемый воздушный винт из легкого дерева черного цвета приводился в действие двигателем Argus As 10 C-3. Консольное двухстоечное шасси с масляно-воздушной подвеской и масляными тормозами напоминало Messerschmitt Bf 109, как и угловатый капот двигателя.

Триммер горизонтального оперения можно было регулировать из кабины с помощью маховика. Вариометр, тахометр и высотомер были установлены в качестве приборов контроля полета, а термометр, комбинированный датчик давления смазки и топлива, а также тахометр использовались для контроля двигателя. Заправочная горловина топливного бака находилась за сиденьем под фонарем кабины. Емкость топливного бака позволяла выполнять полет в течение часа, а маслобак, расположенный за двигателем вмещал 19 литров.

Далее в описании говорится: "(Самолет) состоит только из одного крыла, полностью профилированного по NACA, которое также имеет профиль в обе стороны, то есть вправо и влево от направления полета, так что (он) исключительно устойчив в любых положениях“.

Конечно, летные испытания в апреле 1944 года не подтвердили этот оптимизм. Заку удалось убедить сделать это главного пилота ATG Leipzig Балтабола. Первоначальный осмотр выявил «чисто внешнее впечатление: хорошее впечатление». Однако первые попытки руления закончились резким разворотом. После усиления и ремонта хвостовой опоры, а также изменения положения педалей, дальнейшие пять попыток разбега показали, что машина имела сильную склонность к развороту в сторону, что привело к поломке правой стойки шасси.

Во время повторного ремонта основные стойки шасси были смещены назад на 40 см из-за большой нагрузки на хвостовую опору машины, что, в свою очередь, привело к увеличению нагрузки на основные стойки. Поскольку по конструктивным причинам меньший вынос колес был невозможен, в хвостовую часть фюзеляжа пришлось поместить 70 кг балласта. 16 апреля 1944 года, наконец, была предпринята решающая попытка взлета. Однако были достигнуты только короткие воздушные прыжки, а затем воздушный винт был поврежден при приземлении. Была предпринята еще одна попытка взлета, но она снова закончилась поломкой шасси. В кабине на этот раз сидел обер-лейтенант Франц Ресле из I группы истребительной эскадрильи №400, которая базировалась в Брандисе со своими ракетными истребителями Me 163 Komet.

Очевидно, Сакк не сдался и после этой неудачи: о том, что были и другие попытки доработать машину, свидетельствует фотография из коллекции Вольфганга Шпете, на которой AS 6 имеет новый руль направления с другой формой маркировки, триммер руля высоты, а также капот, которого изначально не было на двигателе. В добавок самолет обзавелся хвостовым колесом вместо изначально установленного костыля.

Каркас: круглое крыло AS 6 было изготовлено кропотливым ручным трудом

Сакк доставил свой кругокрылый самолет в Брандис для рулежных и летных испытаний

В апреле 1945 года AS 6 все еще стоял в ангаре в Брандисе. Предположительно, он была разрушен еще до захвата американцами.

Фолькер Копс (Volker Kops).

 

[JonSu]

Есть такой журнал KITPLANES.
Само название говорит о том, что он близок к "нашему" ареалу.
Он распространяется для членов EAA.
Имеет сайт и на нем есть в доступности некоторые интересные статьи.
Особенно по теории и практике.
Решил, что будет не только мне интересно, но и вам.
Итак колонка журнала KITPLANES под многообещающим названием Wind Tunnel.

Kitplanes, 20 октября 2016 г.
Ссылка.

Trikes (Мотодельтапланы)​

Барнаби Уэйнфан (Barnaby Wainfan)
В прошлом месяце мы рассмотрели нелинейное поведение по тангажу, которое иногда наблюдается у обычных самолетов. В этом месяце мы обратим наше внимание на совершенно другой и по своей сути нелинейный тип летательного аппарата: Мотодельтаплан.

Мотодельтапланы стали популярной формой легких спортивных летательных аппаратов. Они произошли от дельтапланов и состоят из тележки, подвешенной под крылом, похожим на дельтаплан, установленном на мачте. В тележке находится пилот и (иногда) пассажир, имеется шасси и толкающий двигатель.

Одной из причин популярности Мотодельтаплана является то, что крыло можно сложить, как у дельтаплана. Эта способность складывания в сочетании с тем фактом, что «тележка» или капсула довольно компактны по сравнению с фюзеляжем обычного самолета, позволяет хранить мотодельтаплан в относительно небольшом пространстве. И что также значительно упрощает перевозку.

Управляемость

В этом обсуждении мы сосредоточимся на продольных (по тангажу) характеристиках аппарата. Характеристики устойчивости и управляемости мотодельтаплана сильно отличаются от характеристик обычных самолетов. Обычный самолет управляется за счет отклонения рулей. Отклонение поверхностей управления изменяет геометрию самолета, что меняет аэродинамические силы и моменты, создаваемые воздушным потоком, действующие на самолет.

Мотодельтапланы не имеют аэродинамических рулей. Они управляются путем наклона крыла относительно тележки путем отдачи от себя или взятия на себя ручки управления (поперечины трапеции), прикрепленной непосредственно к крылу. Это изменяет угол между крылом и мачтой и перемещает гондолу вперед или назад относительно крыла. Отдача ручки вперед, смещает гондолу назад. При этом центр тяжести перемещается назад, что заставляет машину сбалансироваться на большем угле атаки. Взятие на себя ручки перемещает ЦТ вперед и уменьшает угол атаки.

На рис. 1 показан пример зависимости момента по тангажу от угла атаки мотодельтаплана при трех разных углах положения ручки управления.

Рис. 1: Пример зависимости момента по тангажу мотодельтаплана от угла атаки.​

Рассмотрим сначала рисунок 1. Мы увидим, что кривые пересекаются при нулевом угле атаки, что для рассматриваемого аппарата также является углом нулевой подъемной силы.

Примечание от JonSu:

Скорее всего, оговорка или опечатка (не смещена ось абсцисс), т.к. нулевой угол атаки у несимметричного профиля крыла не является углом нулевой подъемной силы. Хотя, возможно я ошибаюсь.

Это означает, что перемещение ручки управления не влияет на момент тангажа в этой точке.

Очень важно понимать, что способность управлять мотодельтапланом зависит от подъемной силы крыла. Момент по тангажу для управления мотодельтапланом возникает из-за взаимодействия между подъемной силой крыла и весом гондолы, действующими в противоположных направлениях. При нулевой подъемной силе пилот не имеет возможности изменить момент по тангажу. Подъемная сила равна нулю, а аппарат находится в свободном падении, поэтому гондола функционально невесома. Обе силы, действующие вместе для изменения тангажа машины, равны нулю, поэтому изменение положения ЦТ относительно крыла ничего не дает. В то время как пилот обычного самолета может поднять нос, отклоняя рули высоты, создавая аэродинамическую силу на хвосте, пилот мотодельтаплана этого сделать не может.

Рассмотрев на рисунке углы атаки до нулевой подъемной силы, мы можем увидеть еще одно очень важное отличие мотодельтаплана от обычных самолетов. При отрицательной подъемной силе эффект управления по тангажу от перемещения ручки трапеции меняется на противоположный. Взятие ручки трапеции на себя, которое опустило бы нос вниз при положительной подъемной силе, дает положительный момент на подъема носа (в осях аппарата) и, что более важно, отдача от себя ручки трапеции, которое поднимает нос и увеличивает угол атаки при положительной подъемной силе, вызывает опускание носа и дальнейшее уменьшение угла атаки.

Это потенциально довольно опасно, поскольку пилот, скорее всего, не будет знать об изменении направления управления. Было несколько несчастных случаев с дельтапланами во время попыток высшего пилотажа, когда планер «подворачивался» и либо кувыркался, либо пилот падал в крыло. Мотодельтапланы подвержены той же проблеме.

В отличие от обычных самолетов, мотодельтапланы не имеют аэродинамических рулей. Они управляются путем наклона крыла относительно тележки путем отдачи или взятия на себя ручки трапеции управления, прикрепленного к крылу.​

Легко увидеть, как пилот склонен думать о гондоле, в которой он сидит, как об инерционно закрепленной. Он будет воспринимать свои действия по управлению как прямое изменение угла атаки крыла, и, следовательно, будет думать: «отдай от себя для увеличения подъемной силы, возьми на себя для уменьшения». На самом деле, фактически происходит то, что при управлении пилот перемещает гондолу вперед и назад относительно крыла, а не напрямую управляет его углом атаки.

Когда крыло создает положительную подъемную силу, отдача ручки трапеции от себя перемещает гондолу назад, перемещая центр тяжести назад относительно крыла. Пара сил, вызванная перемещением ЦТ назад, заставляет поворачивать нос аппарата в новую точку тангажа с большим углом атаки. При отрицательной подъемной силе, если ЦТ находится позади аэродинамического центра крыла, подъемная сила крыла будет вызывать вращение вокруг ЦТ носом вниз.

Опасность здесь заключается в том, что пилот, почувствовав, что крыло разгружается при нисходящем порыве или после слишком резкого взятия на себя, инстинктивно отдаст от себя, чтобы восстановить положительную подъемную силу. Если есть еще какая-то положительная подъемная сила, то это сработает. Если на крыле уже возникла отрицательная подъемная сила, отдача ручки приведет к выходу на более отрицательный угол атаки машины, и она, вероятно, неконтролируемо перевернется.

Правильно сконструированное крыло мотодельтаплана обладает аэродинамическими свойствами, которые помогают решить эту проблему и делают полет на транспортном средстве более безопасным. Обращаясь еще раз к рисунку 1, отметим, что момент тангажа при нулевом угле атаки положительный (в направлении носа вверх). Безопасное крыло мотодельтаплана или дельтаплана специально спроектировано таким образом, чтобы при нулевой подъемной силе момент по тангажу направлял бы нос вверх, поэтому система самовосстанавливается при нулевом или слегка отрицательном угле атаки, если пилот просто удерживает ручку управления неподвижно и резко не отдает ее от себя. Для дельтапланов эту характеристику обычно называют “положительной по тангажу”.

Устойчивость

Как мы говорили в прошлом месяце, момент по тангажу хорошо сконструированного обычного самолета изменяется линейно или почти линейно в зависимости от угла атаки. Устойчивость самолета одинакова во всем диапазоне околосрывных углов атаки.

Это не относится к мотодельтапланам из-за большого смещения по вертикали центра тяжести и аэродинамического центра крыла. Гондола мотодельтаплана, составляющая большую часть массы машины, подвешена значительно ниже крыла, установленного на мачте. Поскольку перемещение ЦТ вперед и назад за счет смещения гондолы относительно крыла — это способ управления мотодельтапланом по тангажу, для обеспечения возможности управления необходимо располагать ЦТ по вертикали ниже крыла.

Вертикальное смещение также вызывает относительное перемещение ЦТ относительно аэродинамического центра, когда ручка удерживается под постоянным углом. Если машина отклоняется вверх, ЦТ перемещается вперед относительно крыла, а если машина наклоняется вниз, ЦТ перемещается назад. Этот эффект (т.н. маятниковая устойчивость) приводит к тому, что устойчивость мотодельтаплана зависит от угла атаки. Машина будет более устойчива на больших углах атаки и менее устойчива на малых углах атаки.

Рассмотрев еще раз рисунки, мы можем увидеть этот эффект. Обратите внимание на рис. 1, что при всех трех положениях ручки трапеции наклон кривой момента по тангажу является отрицательным (устойчивым) в точке угла атаки, где момент по тангажу равен нулю. Также обратите внимание, что для каждого положения ручки трапеции существует малый угол атаки, при котором аппарат становится неустойчивым.

На рис. 2 показано, как этот эффект меняется в зависимости от балансировочной воздушной скорости.

Рис. 2: Пример зависимости момента по тангажу мотодельтаплана от скорости полета.​

Когда ручка трапеции отдана от себя на увеличение угла атаки для полета на более низкой скорости (в данном случае 45 узлов), аппарат очень устойчив по скорости вокруг своей балансировочного угла атаки. Замедление создает большой момент на опускание носа, а ускорение создает большой момент на подъем носа. Если ручку зафиксировать, машина становится неустойчивой на скорости выше 65 узлов. Это не является опасным по своей сути, потому что момент по тангажу на более повышенных скоростях все еще сильно положителен, поэтому машина будет стремиться вернуться к своей балансировочной скорости.

Обратите внимание, что по мере того, как ручка берется на себя, уровень устойчивости по скорости (наклон кривой момента по тангажу в зависимости от воздушной скорости) уменьшается. Чем на большую скорость полета сбалансирован мотодельтаплан, тем менее он устойчив по скорости. Это снижение устойчивости на более высоких скоростях может способствовать потере управляемости, которую мы только что обсуждали, поскольку у него будет меньше естественной тенденции оставаться на своей балансировочной воздушной скорости. Он также будет острее реагировать на возмущение или изменение тангажа, потому что он менее устойчив по скорости. В нашем примере аппарат все еще может безопасно лететь, по крайней мере, до скорости 85 узлов, представленной самой нижней кривой на рисунке 2, из-за моментных характеристик крыла по тангажу, обсуждавшихся ранее. При другом, менее удачном сочетании высоты мачты и конфигурации крыла можно было бы получить машину, которая комфортно и устойчиво летает на более низких скоростях полета и становится опасно неустойчивой на более высоких скоростях.

В следующем месяце мы обсудим влияние различных конструктивных параметров на устойчивость и безопасность мотодельтаплана.

 

[JonSu]

Продолжение.
Kitplanes, 17 ноября 2016 г.
Ссылка.

More about trikes.
Подробнее о мотодельтапланах​

Барнаби Уэйнфан (Barnaby Wainfan)

В прошлом месяце мы начали рассматривать характеристики устойчивости и управляемости мотодельтаплана. Мы увидели, что мотодельтапланы ведут себя совсем иначе, чем обычные самолеты, из-за большого вертикального расстояния между крылом и центром тяжести, и увидели, чем управление по тангажу перемещением ЦТ отличается от использования аэродинамических рулей.

Теперь обратим внимание на одну из важнейших аэродинамических характеристик крыла мотодельтаплана: изменение момента по тангажу.

На обычном самолете пилот может изменять момент по тангажу, создаваемый обтеканием воздушным потоком аэродинамических поверхностей. Перемещение ручки управления отклоняет поверхности управления, которые изменяют геометрию самолета и, таким образом, изменяют действующие на него аэродинамические силы. Пилот мотодельтаплана этого сделать не может. Перемещение ручки управления смещает центр тяжести вперед и назад относительно крыла, но не меняет форму крыла.

Как мы видели в прошлом месяце, эта невозможность изменить форму крыла означает, что пилот не может управлять по тангажу, если крыло разгружено из-за нисходящего порыва или по причинам, вызванным агрессивным взятием ручки на себя. Если крыло разгружается, пилот не может дать команду крылу на увеличение угла атаки, чтобы восстановить положительную подъемную силу. Способность аппарата восстанавливаться до положительной подъемной силы полностью зависит от того, создает ли само крыло момент на поднятие носа при нулевой подъемной силе.

Важность этого была обнаружена на собственном горьком опыте в первые годы дельтапланеризма. Сначала в дельтапланеризме существовало правило: «Не летай выше, чем ты готов упасть». Простые крылья Рогалло стали основной формой используемых дельтапланов. Когда летели очень низко и медленно, они работали приемлемо. Полеты были короткими, а аварии были достаточно мягкими, чтобы можно было выжить.

Неизбежно, что конструкторы крыльев начали использовать более качественные материалы, улучшили аэродинамическое качество и создали крылья с более высокими характеристиками. По мере роста навыков пилотирования некоторые пилоты дельтапланов начали нарушать правило «не выше, чем вы готовы упасть» и начали совершать парящие полеты. Вскоре произошла серия аварий, когда дельтаплан терял подъемную силу из-за нисходящего порыва ветра или управляющего воздействия на пикирование и не мог выйти из пикирования с малым углом атаки, часто до самой земли.

Это явление, называемое «затягиванием в пикирование», было вызвано эластичностью крыльев первых дельтапланов. У них не было нервюр или лат, которые позволяли бы какой-либо части крыла создавать возвращающий момент, поэтому при некотором критическом угле атаки давление воздуха формирующее парус терялось, и парус терял подъемную силу. Как мы уже видели, из-за недостаточной мощности управления у пилота не было возможности восстановить нормальный полет при отсутствии нагрузки на крыло.

Решение состояло в том, чтобы добавить латы и стержни «антипике», для формирования формы крыла. Латы не давали парусу терять форму при малых углах атаки. Стержни «антипике» удерживали концевые латы на месте, создавая отрицательную крутку крыла. Законцовки генерировали отрицательную подъемную силу при малых углах атаки. Эта создавало момент на поднятие носа, необходимый для увеличения угла атаки и восстановления подъемной силы.

Эти доработки гарантировали, что крыло будет создавать положительный момент по тангажу при потере подъемной силы. Они не отменяют того факта, что мотодельтаплан или дельтаплан неустойчивы при отрицательной подъемной силе, но наличие положительного момента по тангажу при нулевой подъемной силе делает возможным восстановление после кратковременной разгрузки крыла.

Примеры:

На рисунках 1 и 2 показаны характеристики трех типовых мотодельтапланов с одинаковыми характеристиками, за исключением разных коэффициентов момента по тангажу крыла Cm0 при нулевой подъемной силе. Все три аппарата сбалансированы для полета на одинаковой воздушной скорости (65 узлов), поэтому у них разные положения ручки трапеции. (Обращаю внимание, что конкретные скорости полета и углы атаки относятся к конкретным аппаратам и не являются универсальными.)

Глядя сначала на рисунок 1, мы видим, что все три аппарата сбалансированы на одном и том же угле атаки (angle of attack, AOA).

Рис. 1 Влияние момента по тангажу крыла на устойчивость дельтаплана по тангажу и его балансировку​

Для мотодельтаплана с положительным значением Cm0 кривая имеет стабильный наклон момента по тангажу в зависимости от угла атаки в зоне точки балансировочной скорости. Аппарат становится нейтрально устойчивым чуть ниже угла атаки 1 градус, а на меньших углах становится неустойчивым. Из-за положительного Cm0 крыла чистый момент по тангажу положителен до некоторых отрицательных углов атаки. Этот аппарат может безопасно летать до тех пор, пока пилот не попытается намеренно полететь в перевернутом положении или заставит аппарат выйти на отрицательную перегрузку.

Глядя далее на кривую для крыла с нулевым Cm0, мы видим, что ситуация с устойчивостью и балансировкой не так хороша. Аппарат по-прежнему устойчив в области балансировочного угла атаки, но наклон кривой меньше, чем у крыла с положительным моментом по тангажу, и поэтому аппарат менее устойчив.

Область неустойчивости на малых углах атаки начинается при больших углах атаки, чем в предыдущем примере. Также обратите внимание, что при нулевом угле атаки машина неустойчива и момент по тангажу равен нулю. Нет момента, возвращающего крыло к режиму полета с положительной подъемной силой. Из-за неустойчивости любое изменение угла тангажа будет иметь тенденцию к его увеличению. Если мотодельтаплан когда-нибудь достигнет этого угла атаки с опущенным носом, она неконтролируемо войдет в пикирование. Это очень опасно.

Еще опаснее машина с крылом, имеющим отрицательный Cm0. Как видно из рисунка, этот аппарат обладает нейтральной устойчивостью в точке балансировочной скорости и будет неустойчивым при угле атаки менее чем на 2 градуса меньше точки балансировки.

Рис. 2. Влияние момента по тангажу крыла на момент по тангажу дельтаплана в зависимости от воздушной скорости.​

На рис. 2 показана зависимость момента по тангажу от воздушной скорости для тех же трех мотодельтапланов. Обратите внимание, в частности, что аппарат с отрицательным моментом по тангажу начнет терять устойчивость на воздушной скорости чуть выше балансировочной.

Пример, который мы только что рассмотрели, относится ко всем трем мотодельтапланам, летящим на одной и той же воздушной скорости. Чтобы увидеть, насколько опасным может быть крыло с отрицательным моментом по тангажу на мотодельтаплане, посмотрим на рисунки 3 и 4.

Рис. 3 Влияние положения ручки трапеции на момент по тангажу для мотодельтаплана, имеющим крыло с отрицательным коэффициентом момента по тангажу (Cm0= - 0,02)​

Рассматривая рисунок 3, мы можем видеть, как меняются характеристики этой машины при изменении угла атаки. С ручкой, отданной от себя для обеспечения угла атаки для балансировочной скорости 45 узлов (около 7,5 градусов по углу атаки) мотодельтаплан ведет себя достаточно хорошо. Он устойчив в зоне балансировочной скорости. Он по-прежнему демонстрирует неустойчивость при угле атаки 1 градус, но существует диапазон углов атаки в районе балансировочного угла атаки с хорошим положительным моментом по тангажу, который будут иметь тенденцию останавливать любое опасное уменьшение угла тангажа. Углы атаки неустойчивости по тангажу достаточно далеки от точки балансировки, поэтому маловероятно, что порыв ветра может направить туда аппарат.

Рис. 4 Влияние положения ручки трапеции на момент по тангажу и скорость полета для мотодельтаплана, имеющим крыло с отрицательным коэффициентом момента по тангажу (Cm0= - 0,02)​

Когда пилот такого мотодельтаплана берет ручку на себя для полета на скорости 60 узлов, ситуация меняется. Аппарат теперь намного менее устойчив в районе балансировочного угла атаки. Момент по тангажу для поднятия носа на меньших углах атаки очень мал, и неустойчивость наступает менее чем на 3 градуса угла атаки меньше балансировочного угла атаки. При полете на этой воздушной скорости машина будет очень чувствительна к изменению тангажа, и относительно небольшое движение ручки управления или порыв ветра могут легко привести к потере управления и затягиванию в пикирование.

Если пилот попытается сбалансировать этот аппарат на скорость полета 75 узлов, он все время будет лететь на грани катастрофы. Любое изменение угла атаки приведет к опусканию носа, а если угла атаки станет отрицательным, то аппарат затянет в пикирование.

Что делает такой мотодельтаплан особенно опасным, так это тот факт, что он вполне пригоден для полета на более низких скоростях полета. Пилот вполне может успешно управлять этой машиной, пока воздушная скорость остается низкой. Это может вызвать незаслуженную уверенность в летных возможностях аппарата. И когда пилот становится немного более решительным и попытается лететь быстрее или попытаться пикировать, резкое ухудшение устойчивости по тангажу и управляемости быстро приведет к неконтролируемому опусканию носа и серьезному происшествию.

В следующем месяце мы рассмотрим влияние высоты мачты и других параметров на безопасность и управляемость мотодельтаплана.

 

[JonSu]

И наконец.
Kitplanes,23 декабря 2016 г.
Ссылка.

Trike masts
Мачты мотодельтаплана​

Барнаби Уэйнфан (Barnaby Wainfan)
В прошлом месяце мы видели, как характеристики момента по тангажу крыла мотодельтаплана влияют на устойчивость, управляемость и безопасность машины. Еще одним критическим параметром конструкции мотодельтапланов и аналогичных летательных аппаратов, управляемых перемещением ЦТ (т.н. балансирное управление), таких как дельтапланы, является расстояние по вертикали между аэродинамическим центром крыла и центром тяжести остальной части аппарата. Это вертикальное смещение между крылом и большей частью массы аппарата имеет важное значение для управления машиной.

Обычный самолет управляется изменением его аэродинамической геометрии путем отклонения рулей. Это изменяет поток воздуха, обтекающего аэродинамические поверхности, возникают аэродинамические силы и моменты, которые балансируют и управляют самолетом.

Пилот мотодельтаплана не может напрямую изменять аэродинамические моменты, создаваемые крылом, так как отсутствует механизм изменения формы крыла в полете. Вместо этого, перемещая ручку трапеции управления, пилот мотодельтаплана может изменять продольное положение массы гондолы и ее содержимого относительно аэродинамического центра крыла. Это изменяет момент, создаваемый силами, действующими на крыло относительно центра тяжести аппарата.

Вертикальное расстояние между крылом и гондолой делает это возможным. Оно обеспечивает пилоту контроль, но, как мы видели в предыдущих статьях, также делает изменение момента по тангажу в зависимости от угла атаки очень нелинейным. Соответственно, выбор высоты мачты является одним из основных решений, стоящих перед проектировщиком мотодельтаплана.

Зазоры

Некоторые из соображений не связаны с устойчивостью и управляемостью. Крыло мотодельтаплана наклоняется по двум осям. Хотя мы ограничили наше обсуждение осью тангажа, крылья мотодельтаплана также наклоняются вбок, чтобы обеспечить управление по крену для входа в вираж. Конструктор должен убедиться, что крыло ничего не задевает при максимальном ходе по обеим осям.

Для расположения оси по крену первостепенное значение имеет зазор законцовки крыла от поверхности земли. Пилот должен быть в состоянии сделать полный наклон крыла вбок прямо при приземлении или взлете, не опасаясь, что законцовка крыла коснется земли. Зазор до земли должен учитывать ситуацию посадки с некоторым углом крена и обжатой амортизацией стойки шасси.

По оси тангажа основное внимание уделяется зазору до воздушного винта. По сути, все мотодельтапланы являются толкающими, с двигателем, установленным в кормовой части гондолы. В зависимости от деталей конфигурации плоскость воздушного винта может располагаться или не располагаться позади задней кромки крыла. В любом случае нежелательно, чтобы задняя кромка крыла опускалась ниже диска вращения винта. Очевидно, что если винт находится впереди задней кромки крыла, последствия удара пропеллера по задней кромке крыла будут катастрофическими.

Устойчивость и управляемость

Высота мачты влияет как на устойчивость аппарата, так и на управляющее воздействие пилота. Чтобы рассмотреть эти эффекты, мы вернемся к нашему примеру с мотодельтапланами и рассмотрим изменения высоты мачты.

Устойчивость

На рис. 1 показаны кривые зависимости момента по тангажу от угла атаки, а также изменение момента по тангажу в зависимости от воздушной скорости при фиксированной ручке управления в полете на балансировочной скорости 60 узлов для трех разных мотодельтапланов. Все три имеют одинаковое крыло и одинаковую полную массу. Они идентичны, за исключением высоты мачты. Показаны три высоты мачты: 0,5, 1,5 и 2,5 от средней аэродинамической хорды крыла (САХ).

Рис. 1 Мотодельтапланы, сбалансированные на скорости 60 узлов с тремя разными высотами мачт.​

Рассмотрев сначала кривую момента по тангажу в зависимости от угла атаки, мы можем увидеть два существенных влияния высоты мачты. По мере того, как мачта становится выше, мотодельтаплан становится более устойчивым в диапазоне своей балансировочной воздушной скорости, о чем свидетельствует более крутой относительный отрицательный наклон кривой момента по тангажу по углу атаки.

Увеличение высоты мачты также делает кривую более нелинейной и приводит к тому, что мотодельтаплан быстрее теряет устойчивость с уменьшением балансировочного угла атаки. Обратите внимание, что машина с самой высокой мачтой (2,5 САХ) становится неустойчивой при углах атаки менее 2 градусов, в то время как аппарат с самой низкой мачтой (0,5 САХ), хотя и менее устойчив при балансировочном угле атаки, сохраняет положительную устойчивость далеко за нулевыми углами атаки.

Глядя на отрицательные углы атаки, мы видим, что конфигурация с низкой мачтой более устойчива к отрицательной подъемной силе. Конфигурация с высокой мачтой очень неустойчива при отрицательных углах атаки и при таком положении ручки трапеции имеет тенденцию к затягиванию в пикирование при любом угле атаки ниже (-0,5) градусов. Уменьшение высоты мачты постепенно уменьшает неустойчивость на малых углах атаки, и мы можем видеть, что конфигурация с самой низкой мачтой будет иметь тенденцию к подъему носа и восстановлению после значительно меньших углов атаки, чем у машины с высокой мачтой.

Глядя на кривую зависимости момента тангажа от воздушной скорости, мы можем видеть эффект более устойчивого поведения высокомачтового мотодельтаплана в зоне балансировочного угла атаки. Машина с высокой мачтой будет иметь гораздо более сильную тенденцию оставаться на своей воздушной скорости (более высокая устойчивость по скорости), чем конфигурации с более короткими мачтами.

Рис. 2 Влияние высоты мачты на эффективность управления по тангажу.​

Управляемость

Помимо влияния на устойчивость мотодельтаплана, высота мачты также влияет на эффективность управления пилотом. Это показано на рисунке 2.

На рисунке показан эффект перемещения ручки управления мотодельтапланов с самой высокой и самой низкой мачтой в общей сложности на 4 градуса. Кривые показаны для положения штурвала при балансировочной скорости 60 узлов, а также отклонения штурвала на (+2) и (–2) градуса от этого балансировочного угла атаки.

Глядя на верхние кривые, для конфигурации с высокой мачтой (2,5 САХ) мы видим, что перемещение ручки на 4-градуса изменяет балансировочный угол атаки примерно на 3,5 градуса, от 2,5 градусов при ручке взятой на себя из балансировочного положения в 60 узлов, до 6 градусов при отданной ручке от себя из того же положения.

Конфигурация с низкой мачтой обеспечивает изменение тангажа всего на 2,5 градуса при том же угловом ходе ручки управления.

Таким образом, конструктор мотодельтаплана должен найти компромисс между более линейными характеристиками устойчивости и допуском меньших углов атаки короткой мачты с большей устойчивостью по скорости (в крейсерском режиме) и большей эффективностью управления конфигурации с высокой мачтой. Так же конструкция должна иметь достаточно высокую мачту, чтобы обеспечить достаточный зазор от крыла до земли и воздушного винта.

Глядя на современные мотодельтапланы, кажется, что их конструкторы предпочитают более высокую мачту. Поскольку аппарат вряд ли будет летать достаточно быстро или достаточно агрессивно, чтобы оказаться в опасности быть загнанным в нестабильную область малых углов атаки, более высокая устойчивость на скорости и эффективность управления мотодельтаплана с более высокой мачтой, по-видимому, предпочтительнее.

Крайними примерами концепции высокой мачты являются парашюты с мотором и парапланы, хотя мачта заменена вантами. Пилот и тележка (если есть) моторного парашюта или параплана подвешены далеко под крылом. Это дает ему огромную устойчивость по скорости. Если учитывать очень ограниченную способность пилота «наклонять» крыло, потянув за свободные концы, то получается аппарат с очень небольшим диапазоном скоростей, который очень устойчив по скорости относительно своей присущей балансировочной скорости.

Независимо от высоты мачты, ни один мотодельтаплан или аналогичный летательный аппарат с балансирным управлением никогда не должен эксплуатироваться таким образом, чтобы он испытывал нулевую или отрицательную перегрузку в полете, поскольку его способность к восстановлению, вероятно, будет очень ограниченной или нулевой. Очевидно, что парашюты и парапланы с мотором не могут летать при отрицательной перегрузке, и восстановление после потери формы крыла из-за нисходящего порыва ветра представляет для них серьезную проблему.

Автор: Барнаби Уэйнфан — главный инженер по аэродинамике в организации Advanced Design компании Northrop Grumman. Лицензия частного пилота на однодвигательный самолет и планер, Барнаби участвовал в разработке самолетов нетрадиционных схем, включая утки, самолеты с сочлененным крылом, летающие крылья и некоторые совсем странных аппаратов, не попадающих в какую-либо из известных категорий.

 

[Rafis]

Примечание от JonSu:

Скорее всего, оговорка или опечатка (не смещена ось абсцисс), т.к. нулевой угол атаки у несимметричного профиля крыла не является углом нулевой подъемной силы. Хотя, возможно я ошибаюсь.

В статье говорится в контексте рассматриваемого примера (example of trike; an example trike) какого-то крыла и тележки. Так что, я, не вижу опечатки или оговорки.
Круткой крыла и компоновкой тележки вполне возможно добиться того что при нулевом угле атаки подъёмная сила равна нулю.
В целом замечательная статья. Рекомендую всем летающим на дельталетах/дельтапланах.

 

[JonSu]

Далее предлагаю перевод еще одной статьи этого автора, относящейся на это раз к автожирам.
Устойчивость и управляемость автожира - тема нужная.
Слишком много заблуждений и профанаций на этом поприще.
Итак.
KITPLANES, 20 апреля, 2017 г.

АВТОЖИРЫ​

Barnaby Wainfan
Ссылка
Несколько месяцев назад, во время нашего обсуждения летных качеств мотодельтапланов, читатель написал в KITPLANES о том, что между мотодельтапланами и автожирами есть некоторое сходство. Джон Хант из Глендейла, штат Висконсин, написал: “Мне нравятся обсуждения этого месяца. Хотел бы добавить, что автожиры также управляются смещением веса и имеют ту же проблему с кувырком при отрицательных углах атаки”.

Комментарии Джона соответствуют теме, которой мы уже некоторое время придерживаемся, - необычным летательным аппаратам, которые летают не так, как обычные самолеты, поэтому теперь мы обратим наше внимание на автожиры. Автожиры также имеют сходство с нашей последней темой о Flying Flea (переведу статей про «Блоху» помещу попозже, JonSu), в том смысле, что они относятся к категории летательных аппаратов, которые должны были бы быть безопаснее обычных самолетов, но таковыми не стали.

Этот Autogiro La Cierva C-6 является частью коллекции Музея авиации в Мадриде, Испания.​

Хуан де ла Сьерва (Juan de la Cierva)

Современная реинкарнация автожира является потомком первого успешного винтокрылого летательного аппарата autogiro. Автожиры были впервые разработаны в Испании в 1920-х годах Хуаном де ла Сьервой. Его целью было создать летательный аппарат, который был бы не подвержен сваливанию от потери скорости и штопору. После первого успешного полета Сиервы другие экспериментаторы, в частности Гарольд Питкэрн (Harold Pitcairn) в Соединенных Штатах, также приступили к разработке автожиров.

Ранние автожиры были, по сути, самолетами с авторотирующим несущим винтом, добавленным в качестве устройства для создания подъемной силы. Это были тянущие аппараты с хвостовым оперением и короткими крыльями. Несущий винт имел фиксированный шаг и не управлялся пилотом. Управление полетом обеспечивалось самолетными рулями высоты, рулем направления и элеронами.

Ранние автожиры летали достаточно хорошо. Они были способны к чрезвычайно медленному полету и могли совершать крутые заходы на посадку почти вертикально с нулевым пробегом. Авторотирующий несущий винт успешно обеспечивал невосприимчивость к потере скорости и входу в штопор, к чему и стремился de la Cierva.

Однако при таком управлении возникала одна существенная проблема. При малых скоростях полета и больших углах атаки самолетные поверхности управления теряли свою эффективность. На последнем этапе крутого снижения пилот почти не контролировал машину, поэтому последняя часть почти вертикальной посадки была полууправляемым падением, при этом пилот рассчитывал на то, что он направил машину в нужное место, прежде чем перейти на большой угол атаки для приземления.

Решением этой проблемы была разработка технологии такой несущей системы, чтобы несущий винт мог управлять аппаратом по тангажу и крену, в то время как управление по направлению осуществлялось с помощью обычного руля направления. Эти “бескрылые автожиры” заменили более ранние типы, и к концу 1930-х годов летало несколько типов бескрылых аппаратов с непосредственным управлением ротором. Хотя крылья и элероны исчезли, эти машины сохранили самолетоподобную конфигурацию фюзеляжа, горизонтальное оперение, кили и рули направления.

Этот автожир Pitcairn PCA-2 использовался в Лэнгли-Филд Национальным консультативным комитетом по аэронавтике (NACA) для ранних исследований несущмх систем. (Фото: НАСА)​

Гарольд Питкэрн (Harold Pitcairn)

Следующей стала разработка возможности прыжкового взлета. До этого времени автожиры были способны совершать чрезвычайно короткие посадки, но для взлета все еще требовался значительный разбег по земле. Питкэрн разработал конструкцию, позволяющую уменьшить углы установки лопастей несущего винта на земле, а затем раскручивать несущий винт до оборотов, значительно превышающих полетные с помощью двигателя. Как только несущий винт набирал обороты, он отключался от двигателя и шаг лопастей увеличивался до полетного значения. Запасенная в несущем винте энергия позволяла машине подпрыгнуть прямо вверх, при этом несущий винт замедлялся до установившихся полетных оборотов для продолжения полета. Во время прыжка пропеллер использовался для разгона машины до достаточно высокой скорости, чтобы обеспечить движение вперед. Pitcairn PA-36, который впервые поднялся в воздух в 1939 году, был способен совершать прыжковые взлеты, преодолевая 30-футовое препятствие (9 м).

Разработка успешной несущей системы автожира также положила начало его упадку. PA-36 был винтокрылый летательный аппарат, который имел как управление общим шагом, так и управление циклическим шагом несущего винта и мог совершать вертикальные взлеты и посадки. Поскольку несущий винт не приводился в действие в полете, он не мог зависнуть, но как только конструкторы автожира решили проблемы управления с помощью несущего винта, эта разработанная технология несущего винта сделала возможными создание работоспособных вертолетов. К концу Второй мировой войны вертолеты Sikorsky R-4 состояли на вооружении американских войск, а также в немецких войсках эксплуатировалось несколько типов вертолетов.

Гарольд Питкэрн, разработавший управление циклическим и общим шагом несущего винта и обладавший патентами на оба эти устройства, разрешил правительству США использовать его патенты безвозмездно на время Второй мировой войны. После войны срок действия этой безвозмездной лицензии истек, но правительство продолжало закупать вертолеты, использующие запатентованную Питкэрном технологию, у других компаний, не требуя, чтобы кто-либо начинал выплачивать роялти автору.

Питкэрн подал иск против правительства на гонорары за его патенты в 1951 году. Иск не был окончательно удовлетворен к 1977 году, когда суд установил, что патенты Питкэрна действительны и были нарушены авторские права. Он присудил выплатить истцам (Autogiro Company of America и Harold Pitcairn) сумму чуть более 32 миллионов долларов. К тому времени Гарольд Питкэрн был мертв уже 17 лет.

После Второй мировой войны автожиры исчезли, так как во все большем количестве стали использоваться вертолеты.

Игорь Бенсен (Igor Bensen)

Bensen B-8M Gyro-Copter на выставке в Историческом музее Северной Каролины в Raleigh, Северная Каролина​

«Современный» (если его можно так назвать) автожир зародился, когда в 1955 году Игорь Бенсен поднял в воздух свой первый Gyro-Copter. Gyro-Copter задумывался как безопасная, недорогая и простая машина для любительской постройки. Хотя Gyro-Copter технически был автожиром, поддерживаемым в полете безприводным самовращающимся ротором, его конфигурация сильно отличалась от довоенных автожиров.

Gyro-Copter имел очень простую раму, состоящую в основном из двух прямоугольных алюминиевых профилей. Горизонтальная балка была единственной частью фюзеляжа. В передней части этой балки крепилось кресло пилота, а в задней - киль и руль направления. Сразу за сиденьем пилота вертикальная балка служила мачтой, к верхней части которого крепилась головка несущего винта. Двигатель (первоначально избыточный двухтактный двигатель McCulloch) был установлен в толкающей конфигурации позади мачты. Таким же было примитивное шасси и короткий пьедестал перед пилотом, чтобы поместить несколько пилотажных приборов и ничего больше.

Примечательно, что, помимо крайней простоты, Gyro-Copter имел два основных отличия от более ранних автожиров. Во-первых, толкающий двигатель был установлен намного выше, чем тянущий двигатель более ранних машин, поэтому линия тяги находилась значительно выше центра тяжести. Во-вторых, у Gyro-Copter была очень короткая хвостовая балка, и отсутствовало горизонтальное оперение.

Gyro-Copter рекламировался как очень безопасный летательный аппарат, потому что теоретически он был не мог потерять скорость и войти в штопор, и нет никаких сомнений в том, что он был настолько прост, насколько это возможно для летательного аппарата.

К сожалению, он не оказался особенно безопасным в эксплуатации. Хотя он не входил в штопор при потере скорости, обнаружилось несколько других аварийных режимов, связанных либо с вызванными пилотом колебаниями по тангажу (pilot-induced oscillations, PIO), либо с внезапными «переворотом» (“bunt-overs”), когда автожир резко опускал нос. Оба этих режима обычно заканчивались тем, что лопасти несущего винта ударялись о хвост, что приводило к фатальным последствиям.

Некоторые из этих происшествий были результатом совершенно неподготовленных пилотов, пытавшихся научиться летать практически без обучения, а некоторые из-за того, что пилотирование автожира сильно отличалось от пилотирования самолета с неподвижным крылом. С течением времени и более качественным обучением пилотов количество аварий с автожирами уменьшилось, но оно никогда не становилось достаточно приемлемым, чтобы сделать правдоподобным заявление о том, что автожиры безопаснее самолетов.

Пилотажные качества автожира

Пилотажные качества современных автожиров сильно различаются от типа к типу. Некоторые типы имеют серьезные проблемы, и было много споров о причинах и серьезности этих проблем.

Хотя мой собственный опыт полетов на автожирах ограничен тремя полетами, каждый из которых проходил на разном типе автожира, я смог испытать некоторые из этих проблем на собственном опыте. Из трех типов автожиров, на которых мне приходилось летать, только один имел пилотажные свойства, которые я бы счел приемлемыми с точки зрения пилота самолета.

Мой первый опыт был в хорошо известном двухместном автожире с посадкой «бок о бок» с очень опытным инструктором, который выступал в качестве пилота-демонстратора от компании, производившей этот аппарат. Что меня сразу поразило, так это то, что автожир был динамически неустойчив по тангажу, и эта неустойчивость усиливалась по мере увеличения скорости полета. Мне нужно было постоянном двигать ручку вперед и назад, чтобы поддерживать установившийся полет с постоянной воздушной скоростью. Было невозможно настроить эту машину так, чтобы она летела с брошенной ручкой даже на мгновение. Некоторые из этих характеристик кажутся похожими на характеристики вертолета в том смысле, что ручка управляет плоскостью несущего винта, а не положением корпуса, поэтому метод управления пилотом по тангажу значительно отличаются от такового для самолета с неподвижным крылом. Даже с учетом этого нагрузка на пилота при продольном управлении была намного выше, чем у пилота вертолета в горизонтальном установившимся полете или чем у любого самолета с неподвижным крылом, на котором я когда-либо летал.

Вторым аппаратом был двухместный автожир с тандемой посадкой экипажа. Он был довольно неплохим в управлении по тангажу и не проявлял неустойчивости, которую я наблюдал в своем предыдущем опыте. Что было поразительно, так это то, что, хотя он хорошо себя вел по тангажу, он был неустойчив по направлению. Требовались постоянные действия педалями руля направления, чтобы удерживать нитку указателя рыскания по центру, и требовалось очень большое управляющее усилие на руль направления при входе в вираж или выходе из него, иначе боковое скольжение быстро увеличивалось до довольно больших углов.

Я летал еще на одном автожире, у которого не было ни одной из этих проблем. Хотя управляющие усилия были довольно большими, он имел приемлемую устойчивость, и в крейсерском полете им можно было управлять так же, как самолетом, имеющим большое лобовое сопротивление. По крайней мере, этот опыт показал мне, что плохие летные качества, которые я испытал на двух других типах, не были присущи автожирам в целом.

В следующем месяце мы рассмотри подробно причины и пути решения некоторых из этих проблем.

 

[JonSu]

KITPLANES, 19 мая, 2017 г.

Автожиры
Часть 2​

Barnaby Wainfan
Ссылка

Bensen B-8M на выставке в Ньюаркском музее авиации в Уинторпе, Ноттингемшир, Англия. ​

В прошлом месяце мы начали присматриваться к автожирам. Теперь мы более внимательно поговорим о том, чем автожир отличается от других любительских летательных аппаратов, и как особенности «современного» автожира влияют на его пилотирование.

Все ранние автожиры имели конфигурацию самолета. По сути, они выглядели как обычные самолеты с установленным на мачте несущим винтом вместо крыльев. У них были двигатели, установленные в носу, и хвостовое оперение значительных размеров в задней части фюзеляжа. Было сделано некоторое уменьшение вертикального оперения ради обеспечения зазора между несущим винтом и килем, но в целом площади и статические моменты хвостового оперения были аналогичны самолетным.

Ранние автожиры, подобные этому Питкэрну, выглядели как обычные самолеты с двигателями, установленными в носу, и хвостовым оперением значительных размеров в задней части фюзеляжа.​

Игорь Бенсен, представив свой Gyro-Copter, изменил этот образ. Оригинальный Bensen B-8m Gyro-Copter был чрезвычайно минималистичной машиной. Он должен был быть простым и недорогим в изготовлении. Цель состояла в том, чтобы подняться в воздух безопасно и недорого.

Желаемые летные характеристики были как у Ультралайта. Gyro-Copter был разработан для нескоростных местных полетов в хорошую погоду. Ни проходимости шасси для посадки на неподготовленной местности, ни снижению лобового сопротивления не уделялось внимания.

В отличие от ранних автожиров, автожир Бенсена представлял собой толкающий аппарат с двигателем, установленным за мачтой несущего винта. Двигатель располагался относительно высоко, чтобы достаточно поднять ось воздушного винта и не задевать фюзеляжную балку, которая являлось и хвостовой балкой.

В задней части хвостовой балки были прикреплены киль и руль направления, но не было горизонтального хвостового оперения, кроме небольшой плоской пластины для защиты пропеллера от попадания мусора. Эти отличия в компоновке Gyro-Copter по сравнению с ранними автожирами оказали значительное влияние на его пилотажные свойства.

X-25A был версией Bensen B-8M для ВВС США ​

Как и «летающая блоха» (Pou du Ciel) до него, Gyro-Copter рекламировался как недорогой, простой и безопасный способ подняться в воздух. Подобно Анри Минье с его «Блохой», Бенсен считал, что его аппарат безопаснее, чем обычный самолет, потому что он не может войти в штопор при потере скорости. Несчастные случаи со срывом в штопор всегда считались самой большой проблемой безопасности полета, связанной с навыками пилота.

Бенсен использовал свойство своего летательного аппарата не входить в штопор при потере скорости, чтобы объявить Gyro-Copter очень безопасной видом летательного аппарата. Современная реклама Bensen в журнале Popular Science гласила: “ Gyro-Copter: прост в сборке, он самый простой и безопасный в полете”. К сожалению, как и в случае с «летающей блохой», оптимистичное утверждение о том, что он безопаснее обычных самолетов, оказалось ложным.

База данных NTSB показывает в общей сложности 85 аварий на Bensen Gyro-Copter со смертельным исходом в период с 1966 по 2001 год. 1960-е годы были особенно тяжелыми: 10 несчастных случаев со смертельным исходом в 1967 году и 11 в 1968 году. Многие из этих аварий имели общую картину, примером которой может служить авария, произошедшая в июле 1990 года. В отчете NTSB говорилось:

«Несколько свидетелей, все из которых были пилотами автожиров, заявили, что, по-видимому, пилот вошел в режим индуцированных колебаний (PIO) во время начала набора высоты и не смог восстановить управление.»

«Видеозапись аварии показала, что аппарат выполнил серию усиливающихся колебаний по тангажу вверх и вниз, первоначальным из которых был подъем носа вверх.»

«Впоследствии аппарат вошел в крутое пикирование, перевернулся и врезался в землю. Никаких признаков отказа или неисправности до удара обнаружено не было».

В печальной аналогии с «Блохой», Gyro-Copter успешно избежал самой страшной беды обычных самолетов (склонности к сваливанию и штопору) только для того, чтобы стать жертвой своего собственного уникального типа потери управления, который проявился в другой части полетных режимов. Как и в случае с оригинальным Pou du Ciel, после того, как проблемы были окончательно поняты и устранены, этот тип летательного аппарата стал более-менее практичным.

На этом автожире Pitcairn несущий винт, установленный на мачте, заменяя крылья создает подъемную силу. Лопасти свободно вращаются под действием эффекта авторотации.​

Автожиры и Мотодельтапланы

Внешне между мотодельтапланом и автожиром есть много общего. Легко представить автожир как мотодельтаплан с крылом, замененным на несущий винт. Оба представляют собой аппараты с толкающей силовой установкой, с несущей системой, установленной на мачте выше центра тяжести. Оба управляются по тангажу за счет наклона несущей системы относительно мачты.

Невесомость? Ни в коем случае.

Еще одно сходство между мотодельтапланами и автожирами заключается в их нетерпимости к условиям полета с нулевой или отрицательной перегрузкой. Как мы обсуждали несколько месяцев назад, управляемость мотодельтаплана полностью зависит от наличия положительной нагрузки на крыло, и он становится неуправляемым и неустойчивым при отрицательной перегрузке.

Эта ситуация еще более критична для автожира. Для поддержания устойчивости и обеспечения подъемной силы ротор всегда должен вращаться выше определенной критической скорости вращения. Если обороты ротора падают слишком сильно, ротор становится неустойчивым, маховые колебания лопастей становится очень большими. Когда это происходит, лопасти, скорее всего, выйдут из строя или ударятся о другие части автожира, такие как вертикальное оперение. Для устойчивой авторотации ротора необходимо поддерживать плоскость вращения под положительным углом атаки, чтобы встречный воздух проходил снизу-вверх через диск ротора.

Если ротор не нагружен, он не может приложить к мачте управляющую силу для балансировки или управления аппаратом. Скорость его вращения быстро падает и быстро станет ниже критической, при которой ротор становится неустойчивым. В такой момент ситуация становится неисправимой.

Это создает проблему для пилотов самолетов при переходе на автожиры. Истории авиационных происшествий показывают, что многие аварии с автожирами начинаются со взятия ручки на себя, в результате которого аппарат набирает высоту с быстро уменьшающейся воздушной скоростью. Высокое лобовое сопротивление автожира приводит к более быстрой потере воздушной скорости после слишком энергичного маневра на кабрирование, чем у самолета с неподвижным крылом.

Пилот самолета обучен разгружать крыло и уменьшать угол атаки, чтобы предотвратить сваливание в такой ситуации. Это совершенно неприемлемо для автожира. Правильный способ выйти из состояния «кабрирование/уменьшение скорости полета» на автожире состоит в том, чтобы взять ручку управления на себя, чтобы несущий винт остался загруженным, позволить аппарату уменьшить угол тангажа по мере снижения скорости полета, а затем осторожно дать ручку от себя, чтобы снова набрать скорость. Во время этого маневра автожир может развить высокую скорость снижения, но несущий винт сохранит свои обороты и продолжит создавать подъемную силу.

Пилот самолета интуитивно отреагирует сильной отдачей ручки управления от себя, чтобы остановить потерю скорости. Это действие разгрузит несущий винт и приведет к высокой вероятности падения оборотов несущего винта и чрезмерному маху лопастями, что в свою очередь, вероятно, приведет либо к потере управления, либо к удару лопастью о хвостовое оперение. Любое из этих событий будет катастрофическим.

Отличия от Мотодельтапланов

Хотя сходство между мотодельтапланами и автожирами значительное, разница между этими двумя типами имеет решающее значение. Крыло мотодельтаплана удерживается в постоянном положении относительно корпуса с помощью ручки управления, и не может свободно отклоняться по курсу, благодаря креплению к мачте. Это означает, что в дополнение к передаче подъемной силы через мачту, крыло мотодельтаплана также передает моменты по тангажу, крену и рысканью непосредственно передавая аэродинамические силы, действующие на само крыло на остальную часть аппарата.

Это означает, что до тех пор, пока пилот удерживает ручку управления, весь аппарат имеют тенденцию к изменению тангажа, крена и рысканья как единое целое. Если порыв ветра воздействует на крыло, то и крыло, и гондола движутся вместе, а пилот получает информацию о величине тангажа, которая соответствует тому, что происходит с крылом.

Это также означает, что момент по тангажу, создаваемый крылом, помогает сбалансировать аппарат, а естественная курсовая устойчивость крыла стабилизирует всю машину по рысканию.

Несущий винт автожира не передает аэродинамические моменты на мачту. Взмахи отдельных лопастей или качание качельного двухлопастного несущего винта позволяют его плоскости вращения менять угол атаки и крена независимо от положения фюзеляжа. Поскольку несущий винт вращается на своей оси вращения, он также не передает и момент рысканья на мачту. Единственная сила, передаваемая несущим винтом на остальную часть аппарата, — это нормальная сила, действующая перпендикулярно плоскости вращения (также известной как «tip path plane»).

Из-за этого ротор и корпус автожира на самом деле представляют собой две слабо связанные системы, которые могут двигаться независимо друг от друга.

Пилот ручкой управляет наклоном плоскости вращения несущего винта относительно корпуса. В установившемся полете в совершенно спокойных условиях плоскость вращения несущего винта остается там, где она задана ручкой управления, но из-за взмахов лопастей или раскачивания несущий винт может отклониться от заданного положения, если на него подействует возмущающий порыв ветра.

Остальная часть автожира (кабина) подвешена на кардане к головке несущего винта. Если у нее нет горизонтального оперения (как это было в случае с Bensen и у многих последующих), то это, по сути, маятник, подвешенный к несущему винту. Вращающийся несущий винт осуществляет некоторое воздействие на положение кабины, наклоняя вектор подъемной силы относительно мачты, но непосредственно не балансирует кабину. Поскольку кабина может свободно наклоняться относительно несущего винта, аэродинамическое демпфирование или ее стабилизация по тангажу от подъемной силы несущего винта отсутствуют, а стабилизация и положение кабины зависят только от “маятникового эффекта”.

Эти факторы обуславливают устойчивость и режимы управления автожира, отличающие его от летательных аппаратов с неподвижным крылом, поскольку кабина и несущий винт движутся полунезависимо во взаимодействии.

В следующем месяце мы подробно рассмотрим, как это влияет на устойчивость и управляемость автожира, и как были определены некоторые конструктивные особенности, позволяющие значительно улучшить пилотажные свойства по сравнению с "классическим" Бенсеном.

 

[JonSu]

KITPLANES, 16 июня, 2017 г.

Автожиры
Часть 3​

Barnaby Wainfan
Ссылка

Подобно «классической» машине Бенсена, этот «современный» автожир не имеет горизонтального хвостового оперения.​

Последние несколько месяцев мы рассматривали автожиры. В этом месяце мы уделим особое внимание устойчивости по тангажу и управляемости.

В полете автожир держится в воздухе за счет направленной вверх подъемной силы его вращающегося несущего винта. Как мы обсуждали в прошлом месяце, лопасти несущего винта могут совершать маховыедвижения или, в случае качельного несущего винта, качаться, и, соответственно, несущий винт не может передавать момент непосредственно на мачту через ось вращения.

Пилот управляет углом наклона плоскости вращения несущего винта относительно корпуса автожира. Двигая ручку управления, он управляет направлением вектора подъемной силы несущего винта (rotor thrust vector, RTV).

В этой статье я называю «корпусом» автожира все, что подвешено к несущему винту. Корпус типичного автожира не имеет аэродинамических элементов управления (по крену и тангажу), и поэтому пилот только косвенно управляет его положением, наклоняя вектор подъемной силы несущего винта.

Положение и смещение корпуса по тангажу будут определяться положением вектора подъемной силы несущего винта (RTV) относительно центра тяжести (ЦТ) тела, аэродинамическими силами, действующими на сам корпус в зависимости от его формы и угла атаки, а также вектором тяги двигателя и воздушного винта.

Это существенное отличие «современных» автожиров от их ранних моделей. До появления непосредственного управления несущим винтом автожиры управлялись по тангажу по-самолетному, т.е. рулями высоты, расположенными на горизонтальном оперении. Положение оси вращения ротора и, следовательно, плоскости вращения ротора относительно остальной части автожира было фиксированным. Эта схема работала хорошо, пока имелась необходимая поступательная скорость полета, но почти не работала на низких скоростях полета и при крутых спусках с малой поступательной скоростью.

Характеристики устойчивости и управляемости «современной» конфигурации автожира, управляемого путем ориентации вектора подъемной силы несущего винта, сильно отличаются от таких характеристик «классического» автожира. Это особенно относится к аппаратам типа Bensen, не имеющих горизонтального хвостового оперения.

Приведенный ниже анализ представляет собой значительно упрощенный взгляд на квазистатическое управление по тангажу и устойчивость автожира. В нем не учитываются эффекты детальной динамики несущего винта и взмахов лопастей, но он достаточно точен, чтобы проиллюстрировать некоторые важные явления.

Сначала мы рассмотрим автожир без горизонтального хвостового оперения и с линией тяги двигателя/винта, проходящей прямо через центр тяжести, чтобы исключить влияние эксцентриситета тяги. Для дальнейшего упрощения анализа предполагается, что корпус без несущего винта не создает аэродинамического момента по тангажу и имеет по тангажу нейтральную аэродинамическую устойчивость.

Балансировка

Для того чтобы летательный аппарат находился в равновесии, сумма всех моментов, действующих в ЦТ, должна быть равна нулю. В нашем примере автожира вес действует вниз через ЦТ, а тяга несущего винта действует на мачту в направлении, перпендикулярном к плоскости вращения несущего винта.

Для того чтобы летательный аппарат был сбалансирован, несущий винт должен быть ориентирован таким образом, чтобы вектор подъемной силы (RTV) проходил через ЦТ. Установившаяся плоскость вращения несущего винта в горизонтальном полете будет иметь наклон назад относительно направления полета, чтобы создать положительный угол атаки на диске несущего винта. Исходя из этого, ЦТ корпуса будет находиться несколько впереди мачты так, чтобы линия, проведенная из оси несущего винта в ЦТ была перпендикулярна диску несущего винта на крейсерском режиме полета.

В установившемся горизонтальном полете вектор подъемной силы (RTV) проходит непосредственно через центр тяжести (ЦТ). Если ротор наклонить назад от балансировочного положения, линия RTV пройдет впереди ЦТ и появится положительный момент по тангажу, вызывающий поднятие носовой части вверх. Если ротор наклонить вперед от балансировочного положения, то появится отрицательный момент по тангажу и носовая часть наклонится вниз.

Эффект этого проиллюстрирован на рисунке 1, на котором показан момент по тангажу нашего примера автожира при трех различных углах наклона несущего винта (rotor incidence) в зависимости от угла атаки корпуса (Body Angle of Attack).

Рис. 1: Изменение коэффициента момента по тангажу от угла атаки корпуса автожира (Body Angle of Attack) в зависимости от угла наклона плоскости вращения несущего винта (rotor incidence). Автожир сбалансирован при угле наклона плоскости несущего винта 7,13 градуса. При угле 9,13, носовая часть будет подниматься вверх, а при угле 5,13 -будет наклоняться вниз.​

Сначала посмотрим на график НВ отклоненного на 7,13 градуса. Это положение несущего винта, при котором автожир находится в сбалансированном состоянии. Его ЦТ размещен достаточно далеко впереди мачты, чтобы обеспечить балансировку машины при нулевом угле атаки корпуса в крейсерском режиме. Угол 7,13 градуса - это угол наклона назад плоскости вращения НВ, при котором относительно эффективный несущий винт с аэродинамическим качеством L/D = 8, может реализовать свое максимальное аэродинамическое качество.

Как и было показано, момент по тангажу равен нулю при нулевом угле тангажа корпуса. Важно отметить, что он также равен нулю при всех других углах тангажа.

Это связано с тем, что, в отличие от крыла, ротор создает результирующую подъемную силу, перпендикулярную плоскости вращения. При этом вектор подъемной силы (RTV) наклоняется вместе с аппаратом при изменении угла атаки автожира и, следовательно, его положение относительно центра тяжести не меняется.

Это принципиальное различие между автожиром и мотодельтапланом. Подъемная сила крыла действует по существу перпендикулярно воздушному потоку. При изменении угла атаки, даже при изменении лобового сопротивления, суммарный результирующий вектор подъемной силы крыла остается близким к тому же положению, т.е. перпендикулярно воздушному потоку. Например, когда мотодельтаплан поднимает нос, центр тяжести перемещается вперед относительно вектора подъемной силы, что создает стабилизирующий момент, возвращающий нос обратно вниз. На автожире вектор тяги несущего винта наклоняется вместе с аппаратом, и стабилизирующий момент не создается.

Это означает, что идеальный автожир без горизонтального оперения, сбалансированный в полете, имеет нейтральную устойчивость по тангажу. И если на него подействовал возмущающий порыв ветра или было перемещение ручки управления у автожира не создается аэродинамических моментов, возвращающих его к исходному углу атаки. Это показано на рисунке 1 для НВ наклоненного на угол 7,13 градуса (синяя линия). Изменение угла атаки аппарата не приводит к изменению момента по тангажу.

Теперь обратим внимание на две другие линии на рисунке 1. Они представляют ситуацию с НВ, наклоненным от балансировочного положения на (+2) (оранжевая линия) и (-2) градуса (серая линия) соответственно.

Взглянув сначала на верхнюю кривую, мы видим результат того, что пилот потянул ручку управления на себя, чтобы отклонить несущий винт назад и поднять носовую часть. Вектор подъемной силы (RTV) теперь будет наклонен назад относительно головки несущего винта, так что линия его действия пройдет перед ЦТ. Обратите внимание, что при всех углах атаки корпуса существует чистый положительный момент по тангажу на поднятие носовой части вверх. Кроме того, величина момента растет с увеличением угла атаки корпуса. Эти два эффекта означают, что аппарат имеет постоянно действующий момент на поднятие носовой части, а также он неустойчив по тангажу. Если пилот зафиксирует ручку управления в этом положении, автожир будет задирать нос вверх со все возрастающей скоростью. И если ручка будет далее зафиксирована в этом положении автожир так и не будет сбалансирован при большем угле атаки с меньшей скоростью полета.

Посмотрев на нижнюю кривую, мы увидим эффект от дачи ручки от себя и ее удержания в этом положении. Вектор подъемной силы (RTV) теперь наклонен вперед и линия его действия проходит позади ЦТ. Появляется отрицательный момент по тангажу на опускание носа, который растет с увеличением угла атаки корпуса. Это устойчивая тенденция, автожир находится в несбалансированном состоянии опуская нос вниз, пока есть положительная (направленная вверх) подъемная сила несущего винта. Если ручку удерживать в этом положении без крена при положительной перегрузке автожир будет наклоняться вниз со все возрастающей скоростью. В этом графическом анализе существует балансировочная точка при нулевой подъемной силе несущего винта, но это недостижимо в реальном мире, поскольку обороты несущего винта будет падать, и лопасти станут увеличивать маховые движения задолго до того, как будет достигнуто состояние невесомости.

Следствие

Последствия этих особенностей продольных летных характеристик при пилотировании огромны. На устойчивом самолете пилот управляет углом атаки ручкой управления. Если самолет летит в сбалансированном установившемся режиме и пилот хочет лететь медленнее, ручка управления перемещается назад в новое положение и удерживается там. Самолет в ответ увеличивает тангаж и переходит в новое сбалансированное состояние с большим углом атаки. Чтобы лететь быстрее, ручку отдают вперед, и снова самолет реагирует, уменьшает тангаж до своего нового балансировочного угла атаки и стабилизируется на нем. Балансировочное положение ручки постоянно перемещается назад по мере уменьшения скорости полета, и каждое положение ручки однозначно балансирует самолет на определенном угле атаки.

Ничто из вышеперечисленного не подходит для пилотирования автожира.

Пилот самолета или мотодельтаплана управляет балансировочным углом атаки положением ручки управления или поперечины трапеции.

Пилот автожира управляет ручкой управления скоростью изменения угла тангажа. Автожир сбалансирован только при одном положении ручки управления, когда вектор подъемной силы (RTV) проходит непосредственно через центр тяжести. В этом положении моменты равны нулю, и пилот не может управлять углом тангажа. Поскольку автожир нейтрально устойчив, если появилось какое-либо изменение угла тангажа, а ручка управления находится в балансировочном положении, это изменение угла тангажа будет продолжаться. Чтобы остановить его, пилот должен отклонить несущий винт, чтобы создать противоположное действие по тангажу, а затем вернуть ручку в балансировочное положение, когда величина изменения тангажа станет нулевой.

Изменение воздушной скорости автожира многоступенчатый процесс. Пилот должен сначала переместить ручку управления в направлении желаемого изменения угла тангажа. Это заставит автожир войти в режим постоянно увеличения угла тангажа. По мере того, как угол тангажа приблизится к желаемому, ручку нужно переместить в противоположном направлении, минуя балансировочное положение, чтобы создать противоположное усилие и остановить изменение угла тангажа. Когда скорость изменения тангажа достигает нуля (в идеале при желаемом положении аппарата), пилот должен переместить ручку управления в балансировочное положение, чтобы зафиксировать новое положение аппарата.

В полете, пилот должен непрерывно перемещать ручку управления серией небольших движений, сначала в одну сторону, затем в другую, чтобы поддерживать величину изменения угла тангажа близкой к нулю и сохранять необходимое положение аппарата. Поскольку автожир нейтрально устойчив, скорость изменения тангажа не исчезнет сама по себе, и пилоту будет необходимо постоянными активными движениями ручки поддерживать устойчивость автожира.

Это может привести к неприятностям несколькими способами.

Во-первых, инстинкты пилота самолетчика неприменимы к автожиру. Пилот самолета, который не понимает разницы в принципах управления, при переходе с самолета на автожир, в конечном итоге, скорее всего, переусердствует с управлением, отслеживая положение аппарата.

Во-вторых, по мере увеличения скорости полета величина изменения угла тангажа, определяемая заданным перемещением ручки управления, будет увеличиваться пропорционально квадрату скорости полета. Это означает, что по мере увеличения скорости полета управление по тангажу будет быстро становиться более чувствительным. Машина, которая реагирует относительно медленно в полете с малой скоростью, будет реагировать гораздо быстрее в крейсерском режиме. По мере увеличения чувствительности управления по тангажу скорость реакции пилота при переходе на необходимый угол тангажа должна соответственно увеличиваться, и пилоту будет все труднее за этим угнаться.

Если реакции пилота отстанут от реакции аппарата, действия пилота приведут к колебаниям по тангажу, которые могут быстро достичь такой степени, что в крайнем положении носом вниз несущий винт будет наклонен назад достаточно далеко и может задеть хвост или пропеллер, что приведет к катастрофе.

Таким образом, пилот с небольшим опытом полетов на автожире или пилот, осваивающий более высокую скорость полета, чем ту, на которой он летал раньше, может быстро попасть в беду.

До сих пор мы рассматривали только идеализированную машину без горизонтального хвостового оперения и с линией тяги двигателя, проходящей через центр тяжести. В следующем месяце мы начнем исследовать, как другие особенности конфигурации автожира влияют на его летные качества.

 

[JonSu]

KITPLANES, 19 июля, 2017 г.

Автожиры
Часть 4​

Barnaby Wainfan
Ссылка
В прошлом месяце мы рассмотрели летные качества автожира и рассмотрели случай автожира без горизонтального оперения. Такая машина обладает некоторыми необычными особенностями пилотирования, как показано на рисунке 1 в статье за прошлый месяц. Повторим его здесь.

Рис. 1: Изменение коэффициента момента по тангажу от угла атаки корпуса автожира (Body Angle of Attack) в зависимости от угла наклона плоскости вращения несущего винта (rotor incidence). Автожир сбалансирован при угле наклона плоскости несущего винта 7,13 градуса. При угле 9,13, носовая часть будет подниматься вверх, а при угле 5,13 -будет наклоняться вниз.​

Для того чтобы машина находилась в равновесии, вектор тяги несущего винта (RTV) должен проходить через ЦТ аппарата, и это имеет место только при одном конструктивно заложенном положении наклона плоскости несущего винта. Это означает, что автожир будет нейтрально устойчив по тангажу и сбалансирован только при одном положении ручки управления.

В полете пилот автожира будет непрерывно перемещать ручку управления серией небольших движений, сначала в одну сторону, затем в другую, чтобы поддерживать скорость изменения угла тангажа близкой к нулю и сохранять необходимое положение аппарата. Поскольку автожир нейтрально устойчив, скорость изменения угла тангажа не исчезает сама по себе, и пилоту будет необходимо постоянно активно работать ручкой, чтобы обеспечивать устойчивость в продольном канале. Пилот автожира не может себе позволить просто перебалансировать аппарат на другую воздушную скорость, изменив положение ручки управления и позволяя ему перейти в новое балансировочное состояние, как это имеет место в случае устойчивого летательного аппарата с неподвижным крылом.

История доказала, что такая машина может летать, но при этом имеет место очень большая нагрузка на пилота, что нежелательно. Ситуация ухудшается с увеличением скорости полета. Одно и то же движение ручки управления создает больший управляющий момент по мере увеличения скорости, поэтому пилоту будет казаться, что управление по тангажу становится все более чувствительным. Вполне вероятно, что это увеличение чувствительности к изменению тангажа по скорости является причиной того, что аварии типа «раскачки» (pitch-porpoise) стали более распространены по мере улучшения летных характеристик автожиров.

Повышение устойчивости

Крайне желательно, чтобы летательный аппарат обладал достаточной положительной устойчивостью по тангажу, чтобы пилот мог управлять углом атаки или воздушной скоростью, переведя ручку управления в необходимое балансировочное положение, удерживая ее там. Этот стабилизирующий эффект может обеспечить горизонтальное оперение.

Как мы рассмотрели в прошлом месяце, вектор подъемной силы несущего винта всегда направлен перпендикулярно его плоскости вращения. Соответственно, он не может одновременно выполнять балансировку и стабилизировать аппарат. В балансировочном положении вектор подъемной силы (RTV) должен проходить через ЦМ. В этом состоянии изменение угла атаки аппарата изменяет направление вектора подъемную силу несущего винта, но не приводит к появлению какого-либо момента по тангажу.

Если мы установим горизонтальное оперение позади ЦТ, подъемная сила на оперении будет меняться с изменением угла атаки. Увеличение угла атаки аппарата увеличит подъемную силу хвостового оперения, которая будет поднимать хвостовую часть фюзеляжа, создавая момент на опускания носа, противодействующий увеличению угла атаки. Если угол атаки уменьшается, происходит обратное, и оперение создаст момент на подъем носа, который будет стремиться вернуть аппарат на его первоначальный балансировочный угол атаки. В прямом полете горизонтальное оперение на автожире оказывает тот же стабилизирующий эффект, что и на самолете с неподвижным крылом.

Эффект добавления горизонтального хвостового оперения к нашему примеру автожира из рисунка 1 показан на рисунке 2. Этот автожир по-прежнему использует наклон плоскости НВ для управления по тангажу, при тех же углах наклона несущего винта, что и у исходного автожира, но теперь на нем установлено фиксированное горизонтальное хвостовое оперение, настроенное на балансировку автожира на нулевом угле атаки.

Рис. 2 Добавление фиксированного горизонтального хвостового оперения (ГО) к автожиру из рисунка 1.​

Если мы сначала посмотрим на синюю кривую для угла 7,13 градусов наклона плоскости НВ, то увидим заметное отличие от кривой для автожира без ГО. Машина находится в балансировочном положении при нулевом угле атаки корпуса, но теперь она скорее устойчива, чем нейтральна по тангажу. Если угол атаки увеличивается, возникает отрицательный момент по тангажу на пикирование, а если угол атаки уменьшается, возникает положительный момент на кабрирование. При фиксированном положении ручки управления автожир будет реагировать на возможные возмущения, самостоятельно возвращаясь к своему балансировочному углу атаки.

Рассмотрев теперь две другие кривые, мы можем видеть эффект перемещения ручки для изменения угла наклона НВ. Оранжевая кривая показывает, что произойдет, если пилот отклонит несущий винт назад на 2 градуса от исходного положения. Балансировочный угол атаки изменится от нуля примерно до 9 градусов. Автожир по-прежнему будет иметь положительную устойчивость, но эффект перемещения вектора подъемной силы (RTV) вперед от ЦТ очевиден. Обратите внимание, что наклон кривой зависимости момента тангажа от угла атаки, хотя и стабильный, но является более пологим, чем кривая для меньшего угла наклона несущего винта. Наклон несущего винта назад увеличивает угол атаки машины, но, одновременно снижает устойчивость по тангажу.

Когда мы посмотрим на нижнюю кривую, мы увидим противоположный эффект. Наклон несущего винта вперед перемещает направление действия вектора подъемной силы несущего винта (RTV) за ЦМ. Это вызывает момент на опускание носа, который приводит к балансировке автожира под меньшим углом атаки, но, одновременно, увеличивается наклон кривой момента по тангажу, делая машину более устойчивой.

Устойчивость по тангажу автожира, управляемого наклоном ротора, является нелинейной функцией от положения ручки управления и угла наклона несущего винта, которым она управляет. Это означает, что горизонтальное хвостовое оперение, которое достаточно велико, чтобы обеспечить положительную устойчивость при одном угле наклона несущего винта, может быть недостаточно большим, чтобы поддерживать положительную устойчивость, когда ручка взята на себя для балансировки аппарата на более низкой воздушной скорости и большем угле атаки. Конструктор должен учитывать это при определении размеров хвостового оперения, чтобы обеспечить положительную устойчивость во всем диапазоне полета.

Фиксированное горизонтальное хвостовое оперение на автожире Calidus увеличивает его устойчивость по тангажу.​

Еще один способ управления по тангажу

В горизонтальном полете наклон несущего винта - не единственный способ управления автожиром по тангажу. Ранние автожиры не имели непосредственного управления несущим винтом. Они использовали обычные самолетные поверхности управления по всем осям. Это хорошо работало в горизонтальном полете, и современные пилоты, которые летали на нескольких старинных автожирах Питкэрна, которые все еще пригодны для полетов, сообщают, что они летают почти как современные старинные самолеты. Проблема с использованием самолетных поверхностей управления заключается в том, что несущий винт позволяет автожиру летать так медленно, что они становятся неэффективными, и ранние автожиры имели очень плохую управляемость в последний момент выравнивания при выполнении почти вертикальной посадки. Переход к непосредственному управлению несущим винтом решил эту проблему управления при низкой скорости полета.

Оглядываясь назад, мы можем видеть, что, хотя использование непосредственного управления несущим винтом значительно улучшило характеристики автожира при малых скоростях и в почти вертикальном снижении, на самом деле оно привело к возникновению некоторых проблем при более скоростном полете по маршруту, которые мы только что обсуждали.

На рисунке 3 показано, что произойдет, если мы возьмем наш автожир со стабилизатором и будем использовать горизонтальное оперение для управления по тангажу. Для этого примера я смоделировал его как цельноповоротное горизонтальное оперение, но обычный стабилизатор с рулем высоты вел бы себя точно так же. В этом примере угол наклона ротора зафиксирован под углом, при которым вектор подъемной силы (RTV) проходит через ЦТ.

Рис. 3: Автожир с ГО из рисунка 2, использующий горизонтальное оперение для управления по тангажу. ​

Рассмотрев три кривые на рисунке 3, мы сразу увидим, что поведение этой версии автожира отличается от предыдущих.

Очевидны две вещи:

- во-первых, изменение балансировочного угла атаки с изменением угла установки хвостового оперения является линейным. Отклонение ГО вверх на заданный угол вызывает такое же изменение угла тангажа аппарата на пикирование, как и отклонение ГО вниз на такой же угол приводит к такому же изменению угла тангажа аппарата на кабрирование.

- во-вторых, наклоны всех трех кривых по углу атаки одинаковы. Изменение настройки ГО изменяет балансировочный угол атаки, но не изменяет базовый уровень устойчивости по тангажу.

Эти две характеристики означают, что эта машина будет обладать более линейными характеристиками изменения момента по тангажу и хорошими летными качествами. Пилоту самолетчику это будет казаться гораздо более привычным, и при условии, что ГО будет подходящего размера, нагрузка пилота по управлению таким автожиром по тангажу будет такой же, как нагрузка пилота обычного самолета.

Практически все автожиры, производимые сегодня, за исключением нескольких высокопроизводительных экспериментальных машин, таких как Carter Copter, применяют непосредственное управление несущим винтом для управления по тангажу и крену, даже если у них имеется большое горизонтальное оперение. Учитывая более линейные балансировочные характеристики при использовании рулей высоты на хвостовом оперении для управления по тангажу в крейсерском режиме, разработчикам автожиров, возможно, было бы неплохо вернуться к идее, впервые реализованной Питкэрном и де ла Сьервой на их оригинальных машинах.

В следующем месяце: Расположение линии тяги двигателя.