SKRYDŽIO PRINCIPAI - Mano Sparnai

VILNIAUS GEDIMINO TECHNIKOS UNIVERSITETASEduardas LasauskasSKRYDŽIO PRINCIPAIMokomoji knygaVilnius 2008

Eduardas Lasauskas. Skrydžio principai: mokomoji knyga. Vilnius:Technika, 2008. 182 p. [7,39 aut. l., 11,38 sp.l.].Mokomojoje knygoje pateikiami skrydžio teorijos pagrindai, skirti lėktuvų pilotams.Temos, kurias privalo gerai išmanyti lėktuvų pilotai, nurodytos Europos Jungtinėsaviacijos administracijos reikalavimuose lėktuvų JAR-FCL 1 ekipažams. Šiosmokomosios knygos skyriai ir poskyriai sudaryti pagal JAR-FCL 1 skrydžių principųdalį.Mokomoji knyga skirta orlaivių pilotavimo ir skrydžių valdymo specialybės studentamsir lėktuvų pilotams. Ji galės būti naudinga ir kitų aviacijos specialybių studentams,aviacijos specialistams ir visiems, kurie domisi aviacija.Recenzavo:prof. habil. dr. E. Pileckas, AGAI Aviacijos prietaisų katedradoc. dr. Vytautas Kazimieras Maceika,AGAI Aviacijos technologijų katedrahttp://leidykla.vgtu.ltVGTU leidyklos TECHNIKA 986-S mokomosiosmetodinės literatūros knygaRedagavo Viktorija TamoševičienėMaketavo Aneta VaitkienėIliustracijų autorius Jonas LasauskasISBN 978-9955-28-255-6© Lasauskas, E., 2008© VGTU leidykla TECHNIKA, 2008

TURINYSĮŽANGA...................................................................................................... 51. IKIGARSINĖ AERODINAMIKA .......................................................... 61.1. Pagrindai, dėsniai ir apibrėžimai...................................................... 61.2. Dvimatis (plokščiasis) oro srautas apie profilį ............................... 221.3. Koeficientai.................................................................................... 341.4. Erdvinis lėktuvo aptekėjimas ......................................................... 391.5. Visas pasipriešinimas ..................................................................... 491.6. Žemės ekrano įtaka......................................................................... 551.7. Ryšys tarp keliamosios jėgos koeficiento ir greičio ....................... 601.8. Smuka............................................................................................. 611.9. Keliamosios jėgos didinimas.......................................................... 741.10. Pasipriešinimo didinimas ............................................................. 811.11. Pasienio sluoksnis ........................................................................ 821.12. Ypatingos sąlygos ........................................................................ 842. TRANSGARSINĖ AERODINAMIKA................................................. 872.1. Macho skaičius............................................................................... 872.2. Statmenos smūgio bangos .............................................................. 892.3. M KR viršijimo efektų išvengimo priemonės................................. 1043. VIRŠGARSINĖ AERODINAMIKA................................................... 1063.1. Įstrižosios smūgio bangos ............................................................ 1063.2. Banginis pasipriešinimas.............................................................. 1104. ORLAIVIO STABILUMAS................................................................ 1114.1. Pusiausvyros sąlyga horizontaliojo skrydžio metu....................... 1114.2. Pusiausvyros užtikrinimo metodai ............................................... 1124.3. Išilginis stabilumas....................................................................... 1144.4. Statinis krypties stabilumas.......................................................... 1294.5. Skersinis statinis stabilumas......................................................... 1334.6. Dinaminis skersinis ir krypties stabilumas................................... 1365. ORLAIVIO VALDYMAS .................................................................. 1395.1. Bendrosios žinios ......................................................................... 1395.2. Polinkio valdymas........................................................................ 1405.3. Krypties valdymas........................................................................ 1425.4. Posvyrio valdymas ....................................................................... 1435.5. Kryžminiai ryšiai (kryptis ir posvyris) ......................................... 1465.6. Valdymo jėgų mažinimo būdai .................................................... 1465.7. Valdymo jėgų balansavimas......................................................... 1493

6. APRIBOJIMAI.................................................................................... 1526.1. Eksploataciniai apribojimai.......................................................... 1526.2. Manevrinė gaubiamoji.................................................................. 1556.3. Gūsių gaubiamoji ......................................................................... 1577. PROPELERIAI.................................................................................... 1597.1. Propelerio charakteristikos........................................................... 1597.2. Variklio gedimas arba išjungimas ................................................ 1627.3. Momentai ir jėgų dvejetai dėl propelerio veikimo ....................... 1638. SKRYDŽIO MECHANIKA................................................................ 1658.1. Lėktuvą veikiančios jėgos ............................................................ 1658.2. Asimetrinė trauka......................................................................... 1748.3. Avarinis žemėjimas...................................................................... 1788.4. Vėjo poslinkis............................................................................... 1798.5. Vandenslyda................................................................................. 180LITERATŪRA ........................................................................................ 1824

ĮŽANGAMokomojoje knygoje pateikiami skrydžio teorijos pagrindai,skirti lėktuvų pilotams. Temos, kurias privalo gerai išmanyti lėktuvųpilotai, nurodytos Europos Jungtinės aviacijos administracijos reikalavimuoselėktuvų JAR-FCL 1 ekipažams. Šios mokomosios knygosskyriai ir poskyriai sudaryti pagal JAR-FCL 1 skrydžių principų dalį.Skrydžio principų temos apima kelių mokslo disciplinų pagrindus:ikigarsinė, transgarsinė ir viršgarsinė aerodinamika, lėktuvo skrydžiocharakteristikos (lėktuvo, kaip materialiojo taško, dinamika), lėktuvovaldymas ir skrydžio stabilumas (lėktuvo, kaip materialiųjų taškųsistemos, dinamika). Pateikiami šių mokslo disciplinų pagrindiniaiapibrėžimai ir sąvokos, aiškinami pagrindiniai aerodinamikos ir skrydžiodinamikos procesai, turintys įtakos lėktuvo skrydžiui.Mokomoji knyga skirta orlaivių pilotavimo ir skrydžių valdymospecialybės studentams ir lėktuvų pilotams. Ji galės būti naudinga irkitų aviacijos specialybių studentams, aviacijos specialistams ir visiems,kurie domisi aviacija.5

1. IKIGARSINĖ AERODINAMIKA1.1. Pagrindai, dėsniai ir apibrėžimai1.1.1. Dėsniai ir apibrėžimaiMasė – fizikinis dydis, intuityviai suvokiamas kaip medžiagoskiekio matas. Tai skaliarinis dydis. SI sistemoje masės vienetas yrakilogramas (kg).Jėga – mechaninio poveikio ar kūnų sąveikos matas. Tai vektorinisdydis su dimensija (masė · kelias/laikas 2 ). SI sistemoje jėgosvienetas yra niutonas (N).Pagreitis – greičio pokytis. Tai vektorinis dydis su dimensija(kelias/laikas 2 ). SI sistemoje pagreitis matuojamas m/s² naudojantakcelerometrą.Svoris – fizikinis dydis, rodantis daiktą veikiančios gravitacinėsjėgos dydį. Kasdieninėje kalboje sąvoka svoris dažnai laikomas masėssinonimu, nors taip nėra. SI sistemoje svorio, kaip ir jėgos, matavimovienetas yra niutonas (N).Greitis yra kūno įveiktas atstumas per laiko vienetą. Greitis paprastaižymimas raide V. Fizikinė greičio formulė yra:Vst keliasgreitislaikas . (1)SI sistemoje greitis matuojamas metrais per sekundę (m/s).Tankis (žymima ρ) – fizikinis dydis, rodantis masės kiekį tūriovienete. Kuo didesnis tankis, tuo daugiau masės tenka tūrio vienetui.Vidutinis objekto tankis – visa masė, padalyta iš viso užimamo tūrio.SI sistemoje tankio matavimo vienetas – kilogramai kubiniame metre(kg/m 3 ).Temperatūra – fizikinė sistemos savybė, nusakanti objektų šiltumą:aukštesnės temperatūros objektas yra karštesnis.6

Slėgis – tai fizikinis dydis, apibūdinantis paviršiui S statmenosjėgos F intensyvumą. Jeigu jėga pasiskirsto tolygiai, tai slėgis p yralygus jėgos ir ploto santykiuip F S. (2)Slėgis matuojamas manometrais, barometrais, slėgio davikliais.SI slėgio vienetas yra paskalis Pa = N/m 2 . Naudojami ir nesisteminiaislėgio vienetai: baras, atmosfera, gyvsidabrio stulpelio mm.1 mm Hg = 133,3224 Pa1 bar = 105 Pa1 atm = 101 325 Pa = 760 mm HgAerodinamikoje sparno apkrova yra lėktuvo svoris, padalytas išsparno ploto. Sparno apkrovos matavimo vienetas yra toks pats, kaipir slėgio matavimo vienetas, t. y. paskalis Pa = N/m 2 . Sparno apkrovayra svarbus lėktuvo parametras, turintis didelės įtakos lėktuvo skrydžiocharakteristikoms.Galia – darbo atlikimo greitis, arba atliktas darbas, padalytas išlaiko. Mechanikoje slenkamojo judesio (pvz., variklio traukos jėgos)galia gaunama kūno greitį dauginant iš veikiančiosios jėgos projekcijosjudesio kryptimi. Sukamojo judesio (pvz., variklio veleno) galiagaunama sukimo momentą dauginant iš kampinio greičio.Anglų fizikas Izaokas Niutonas XVII a. suformulavo tris dėsnius,kuriais remiasi visa klasikinė mechanika. Šie dėsniai vėliau buvopavadinti jo vardu.Inercijos (pirmasis Niutono) dėsnis teigia: jei kūno neveikia išorinėsjėgos (arba jų poveikiai kompensuoja vienas kitą), tai kūnasišlaiko turėtą greitį (arba rimtį, jei greičio neturėjo). Šiuo dėsniu apibrėžiamosinercinės atskaitos sistemos: sistemos, kuriose galiojapirmasis Niutono dėsnis, vadinamos inercinėmis.Poveikio (antrasis Niutono) dėsnis teigia: inercinėje atskaitossistemoje kūno pagreitis yra lygus veikiančiosios jėgos ir kūno masėssantykiui:a F m. (3)7

Kadangi masė – kūnų inertiškumo matas, akivaizdžiai matome,kad kuo didesnė masė, tuo mažesnį poveikį ta pati jėga daro kūnui.Didesnė jėga labiau veikia tokios pat masės kūną. Šis dėsnis kartaisvadinamas kertiniu dinamikos dėsniu, nes dinamikos mokslas prasidedanuo trijų pagrindinių dydžių – masės, jėgos ir pagreičio.Veiksmo ir atoveikio (trečiasis Niutono) dėsnis teigia: jei vienaskūnas kokio nors dydžio jėga veikia kitą kūną, tai tas kitas kūnaspirmąjį kūną taip pat veikia tokio paties dydžio priešingos kryptiesjėga (veiksmas lygus atoveikiui).Oro tankis – tai oro tūrio vieneto masė. Oro tankis apibūdinaoro inertiškumą. Jis priklauso nuo slėgio ir temperatūros. Jūros lygyje,esant temperatūrai 15 °C ir slėgiui 760 mm Hg, oro tankis yra1,225 kg/m 3 .Oro slėgis yra oro molekulių smūgių jėgos į ploto vienetą rezultatas.Ramiame ore molekulių judėjimo tikimybė įvairiomis kryptimis yravienoda. Tokiomis sąlygomis susidaręs oro slėgis vadinamas statiniu.Statinis slėgis apibūdina oro tūrio vieneto potencinę energiją, kuriatsiranda chaotiškai judant oro molekulėms. Atmosferos slėgis yra lygusaukščiau esančio oro sluoksnio spaudimui į ploto vienetą. Didėjantaukščiui, oro slėgis mažėja, nes mažėja aukščiau esančio oro sluoksniosvoris. Kas 5 500 m oro slėgis sumažėja maždaug perpus.Oro sraute vietiniu statiniu slėgiu vadinamas slėgis, veikiantisstatmenai į paviršių, lygiagretų su oro srautu.Oro temperatūra apibūdina oro molekulių termodinaminę būseną.Didėjant temperatūrai, didėja oro molekulių chaotiško judėjimogreitis. Ir atvirkščiai, mažėjant oro temperatūrai, oro molekulių chaotiškojudėjimo greitis mažėja. Jei atskirų oro tūrių temperatūra nevienoda,vyksta šilumos mainai. Oro temperatūra matuojama termometraisir išreiškiama absoliučiosios Kelvino skalės arba Celsijaus skalėslaipsniais. Vienos padalos (laipsnio) vertė abiejose skalėse yra vienoda,bet nulinis taškas šiose skalėse atitinka skirtingus fizinius būvius.Ryšys tarp skirtingų temperatūros skalių išreiškiamas formuleT = 273 , 15 + t ; (4)8

čia T – absoliučioji temperatūra pagal Kelvino skalę; t – temperatūrapagal Celsijaus skalę.Oro tankis priklauso nuo slėgio ir temperatūros. Tankio ρ, slėgiop ir absoliučiosios temperatūros T priklausomybė išreiškiama dujųbūvio lygtimip ; (5)RTčia R – dujų konstanta. Oro dujų konstanta R = 287,05 J · kg –1 · K –1 .Vandens garų tankis yra mažesnis už sauso oro tankį, todėldrėgno oro tankis yra mažesnis už sauso oro tankį.Srauto vientisumo lygtis išreiškia masės tvermės dėsnį. Panagrinėkimeoro srautą Venturio vamzdyje (1 pav.).V 1V 2V 3S 3S 1S 21 pav. Venturio vamzdisKai srautas teka vamzdžiu, pro kiekvieną skerspjūvį per laikovienetą prateka vienodas oro masės kiekis. Masės kiekį m, pratekantįpro vamzdžio skerspjūvį per laiko vienetą, galima gauti sudauginusskerspjūvio plotą S, vietinį greitį V ir oro tankį ρm1 m2 m3 SV 1 11 S2V22 S3V3 3. (6)Kai srauto greitis neviršija 40 % garso greičio, oro tankis nesikeičia.Tada lygtis tampa paprastesnė:SV 1 1 S2V2 SV 3 3. (7)9

Iš šios lygties išplaukia, kad srauto greitis yra atvirkščiai proporcingasskerspjūvio plotui.Kai skerspjūvio greitis kinta nežymiai, vientisumo lygtį galimaužrašyti taip:ΔV ΔS V . (8)SOro srauto kinetinę energiją apibūdina dinaminis slėgis. Dinaminisslėgis q yra proporcingas oro tankiui ρ ir srauto greičio V kvadratui:2Vq . (9)2Dinaminis slėgis yra vienas iš pagrindinių parametrų, nuo kuriųpriklauso aerodinaminės jėgos. Jeigu lėktuvas prie žemės, kur orotankis yra 1,225 kg/m 3 , skrenda 50 m/s greičiu, tai oro srauto dinaminisslėgis yra lygus 118 Pa. Didėjant aukščiui, oro tankis mažėja.Pvz., 5 500 m aukštyje oro tankis yra perpus mažesnis negu prie žemės.Norint, kad šiame aukštyje dinaminis slėgis būtų toks pat kaip irprie žemės, lėktuvas turėtų skristi 2 kartų greičiau, t. y. lėktuvogreitis turėtų būti 70,7 m/s.Statinis slėgis apibūdina oro potencinę energiją. Dinaminis slėgisapibūdina oro srauto kinetinę energiją. Statinio ir dinaminio slėgiosuma yra visuminis slėgis. Visuminis slėgis apibūdina srauto pilnutinęenergiją.Bernulio lygtis išreiškia oro srauto mechaninės energijos tvermėsdėsnį. Išilgai su srovės linijos srautu pilnutinė energija išliekapastovi:potencinė energija + kinetinė energija =pilnutinė energija = const, (10)arbastatinis slėgis + dinaminis slėgis =visuminis slėgis = const, (11)10

arba2Vp p0const. (12)2Dinaminis slėgis yra lygus oro tankio ir greičio kvadrato sandaugospusei. Dinaminis slėgis yra lygus visuminio ir statinio slėgioskirtumui. Vadinasi, išmatavus dinaminį slėgį q, galima nustatytiskrydžio greitį V:V 2q . (13)Iš formulės matyti, kad, norint nustatyti greitį, reikia žinoti orotankį, kuris priklauso nuo skrydžio aukščio ir meteorologinių sąlygų.Todėl greičio prietaisai kalibruojami pagal oro tankį jūros lygyjestandartinėmis sąlygomis: 0 1,225kg/m 3 .Oro klampumas apibūdina vidinę oro trintį. Ši savybė pasireiškiaoro pasipriešinimu gretimų oro sluoksnių poslinkiui arba orosluoksnio slydimui paviršiaus atžvilgiu. Oro pasipriešinimas slydimuikūno paviršiumi susijęs su tuo, kad oras prilimpa prie paviršiaus.Chaotiškas judančio oro molekulių judėjimas susijungia su srauto judėjimu.Oro prilipimas prie aptekamojo paviršiaus reiškia, kad nepriklausomainuo to, kokiu kampu oro molekulė trenkiasi į paviršių, tikimybėjai atšokti į bet kurią pusę yra vienoda.Oro klampumo reikšmė aerodinamikoje yra dvejopa. Dėl oroklampumo atsiranda trinties pasipriešinimas, kuris daugeliu atvejųyra žalingas ir jį stengiamasi mažinti. Tačiau klampusis pasieniosluoksnis yra sūkuringas sluoksnis, sukuriantis keliamąją jėgą, kuriaviacijoje yra naudinga.Spūdumas yra kūno savybė susispausti, veikiant išorinėms slėgiojėgoms. Dujų spūdumas yra gerokai didesnis už skysčių spūdumą.Spūdumo įtaka pasireiškia tada, kai aptekėjimo metu atsiradęsslėgio pokytis sukelia didelius tūrio pokyčius. Kadangi skysčių spūdumasyra labai mažas, tai skysčio srautas gali būti nagrinėjamas11

kaip nespūdusis srautas. Didelio greičio dujų srautuose spūdumąįvertinti būtina. Mažų greičių dujų srautuose (orui judant iki360 km/h) su nedidelėmis paklaidomis oro srautą galima nagrinėtikaip nespūdųjį srautą.Oro spūdumo įtaka sraute priklauso nuo oro srauto greičio irgarso greičio santykio. Srauto greičio V ir garso greičio a santykisvadinamas Macho skaičiumi:VM . (14)aGarso greitis ore priklauso nuo temperatūros. Didėjant temperatūrai,garso greitis didėja. Prie žemės standartinėmis sąlygomis garsogreitis yra 340 m/s. Troposferoje, didėjant aukščiui, temperatūra mažėja,o kartu mažėja ir garso greitis. Stratosferoje, kur temperatūrayra pastovi, garso greitis nuo aukščio nepriklauso.Orlaivių skrydžio charakteristikas reikia lyginti esant vienodomssąlygoms. Daugelis aviacinių prietaisų veikia slėgio matavimo principu.Jie taip pat turi būti kalibruojami esant vienodoms sąlygoms.Tačiau atmosferos būvis nuolat kinta. Todėl Tarptautinė civilinėsaviacijos organizacija ICAO (Internationale Civil Aviation Organisation)įvedė sąvoką standartinė atmosfera.1 lentelė. Oro savybių priklausomybė nuo aukščioAukštis, km Oro tankis, kg/m 3 Garso greitis, m/s0 1,225 340,32 1,007 332,54 0,819 324,66 0,660 316,58 0,526 308,110 0,414 299,512 0,312 295,114 0,288 295,112

Standartinės atmosferos parametrai jūros lygyje parinkti pagalvidutines reikšmes 45° geografinėje platumoje. Oro parametrų kitimas,didėjant aukščiui, esant standartinei atmosferai, skaičiuojamaspagal formules. Oro tankio ir garso greičio priklausomybė nuo aukščiopateikta 1 lentelėje.1.1.2. Pradinės žinios apie srautusSakoma, kad vėjas yra pastovus (t. y. stacionarus), jeigu toje vietoje,kur stovi stebėtojas, jo greitis ir kryptis nesikeičia. Kai vėjogreitis arba kryptis kinta, sakoma, kad vėjas yra gūsingas (nestacionarus).Panašiai ir oro srautas, kuris apteka kūną, yra stacionarus, jeikiekviename taške greičio dydis ir kryptis išlieka pastovi. Tačiauskirtinguose erdvės taškuose greitis gali būti skirtingas. Jeigu tamtikruose erdvės taškuose greitis (dydis arba kryptis) kinta, srautas yranestacionarus.Kadangi oras yra nematomas, taikomi įvairūs srautų vaizdavimometodai. Viena iš svarbiausių sąvokų taikant šiuos metodus yra srovėslinija. Kiekviename srovės linijos taške greičio vektorius yra šioslinijos liestinė. Srovės linijų vaizdas, kai oro srautas apteka sparnoprofilį, parodytas 2 pav.Greičio vektoriusSrovės linijaSrovės linija2 pav. Srovės linijosSujungus visus taškus, pro kuriuos praeina oro dalelė, gaunamalinija erdvėje, kuri vadinama trajektorija. Jeigu srautas yra stacionarus,t. y. jeigu nesikeičia laikui bėgant, tai trajektorija sutampa su13

srovės linija. Srovės linijų braižymas kūną aptekančiame sraute yralabai svarbus oro srauto vaizdavimo metodas.Iš srovės linijų vaizdo galima padaryti svarbias išvadas. Kadangiskersai srovės linijų srautas nepraeina, tai tarpą tarp šių linijų galimaįsivaizduoti kaip srovės vamzdelį. Ten, kur srovės linijos priartėjaviena prie kitos, pagal vientisumo lygtį greitis yra didesnis. Iš Bernuliolygties išplaukia, kad statinis slėgis tose vietose bus mažesnis. Irpriešingai, ten, kur srovės linijos nutolsta viena nuo kitos, pagal vientisumolygtį greitis yra mažesnis. Iš Bernulio lygties išplaukia, kadstatinis slėgis tose vietose bus didesnis. Taigi, nagrinėjant srovės linijas,galima gauti svarbios informacijos apie kūno aptekėjimo sąlygas.Jei pro uždarą kontūrą išvesime srovės linijas, gausime srovėsvamzdelį (3 pav.). Galima įsivaizduoti, kad srovės vamzdelio sienelėsyra kietas paviršius, nuo to srauto vaizdas nepasikeis. Pro srovėsvamzdelio sieneles srautas neprateka. Todėl kiekvieno srovėsvamzdelio turinys, t. y. per laiko vienetą pratekantis srauto kiekis,yra pastovus.YXCZ3 pav. Srovės vamzdelis14

Trimatis (erdvinis) oro srautas – tai realus lėktuvą aptekantis ssrautas, kai srauto parametrai priklauso nuo visų trijų erdvinių koordinačių(4 pav.).Kai srautas apteka be galo ilgą sparną, įvairiuose sparno pjūviuosejis yra vienodas. Šiuo atveju pakanka nagrinėti srautą tik vienamepjūvyje. Toks srautas vadinamas dvimačiu arba plokščiuoju(5 pav.).4 pav. Trimatis (erdvinis) srautas5 pav. Dvimatis (plokščiasis) srautas15

1.1.3. Aerodinaminės jėgos ir momentai kūno paviršiujeNesvarbu, ar kūno forma paprasta, ar sudėtinga – aerodinaminėsjėgos ir momentai susidaro dėl dviejų pagrindinių priežasčių: 1) slėgiop pasiskirstymo kūno paviršiuje ir 2) trinties τ pasiskirstymo kūnopaviršiuje (6 pav.).pτs6 pav. Slėgis ir trintis profilio paviršiujeSusumavus kūno paviršiuje veikiančias slėgio ir trinties jėgas,gaunama atstojamoji aerodinaminė jėga R ir atstojamasis aerodinaminismomentas M. Dydis V ∞ yra reliatyvus srautas, apibrėžiamaskaip srauto greitis toli prieš aptekamą kūną. Srautas toli prieš aptekamąkūną vadinamas laisvuoju srautu. Taigi greitis V ∞ irgi vadinamaslaisvojo srauto greičiu.Atstojamąją aerodinaminę jėgą R galima išskaidyti į dvi projekcijas:keliamąją jėgą L ir pasipriešinimą D.Keliamoji jėga L yra atstojamosios jėgos R projekcija, statmenalaisvojo srauto krypčiai. Pasipriešinimo jėga D yra atstojamosios jėgosR projekcija, lygiagreti su laisvojo srauto kryptimi.Kaip parodyta 7 pav., susumavus kūno paviršiuje veikiančiasslėgio ir trinties jėgas, gaunama atstojamoji aerodinaminė jėga R iratstojamasis aerodinaminis momentas M. Momentas yra teigiamas,kai jis veikia atakos kampo didėjimo kryptimi.Atstojamasis aerodinaminis momentas M priklauso nuo šių faktorių:1) taško, kurio atžvilgiu jis skaičiuojamas, 2) kūno formos,3) kūno padėties srauto greičio vektoriaus atžvilgiu ir 4) oro srautoparametrų (8 pav.).16

8V8V7 pav. Kūno atstojamoji aerodinaminė jėga ir momentasLRαDc8 pav. Keliamoji jėga ir pasipriešinimo jėgaKad lėktuvas skristų tiesiai pastoviu greičiu, jį veikiančių jėgų irmomentų suma turi būti lygi nuliui (pirmasis Niutono dėsnis).1.1.4. Aerodinaminio profilio formaKontūras, gaunamas sparną perkirtus plokštuma, lygiagrečia susimetrijos plokštumai, vadinamas sparno profiliu. Tipinė sparno formaparodyta 9 pav. Atliekant aerodinaminius skaičiavimus ir lėktuvųgamyboje sparno profilio forma nurodoma profilio kontūro koordina-17

tėmis, kurios sujungiamos glodžiąja kreive. Bendrą profilio formągalima apibūdinti keliais parametrais.Tiesės atkarpa, jungianti du tolimiausius profilio taškus, vadinamaprofilio styga ir žymima raide c. Priekinis stygos taškas vadinamasprofilio priekine briauna. Galinis profilio taškas vadinamasprofilio galine (nuoslydžio) briauna.X TRTFΘPriekinėbriaunacGalinė briaunaX F9 pav. Sparno profilio formaDidžiausias atstumas tarp viršutinio ir apatinio paviršiaus vadinamasprofilio storiu ir žymimas raide T. Profilio storio T ir stygossantykis yra santykinis profilio storis t T c. Svarbu ne tik didžiausiasprofilio storis, bet ir storiausia stygos vieta. Atstumas nuo priekinėsprofilio briaunos, ties kuriuo yra maksimalus profilio storis,vadinamas didžiausio storio vieta ir žymima raide X . Didžiausiostorio vietos ir profilio stygos santykis yra santykinė didžiausio storiovieta xt XTc.Linija, vienodai nutolusi nuo apatinio ir viršutinio kontūro, vadinamavidurine profilio linija. Didžiausias šios linijos atstumas nuoprofilio stygos vadinamas profilio gaubtumu ir žymimas raide F.Profilio gaubtumo ir stygos santykis yra santykinis profilio gaubtumasf Fc. Atstumas nuo priekinės profilio briaunos, ties kuriuoyra didžiausias profilio gaubtumas, vadinamas didžiausio gaubtumovieta ir žymima raide X . Didžiausio gaubtumo vietos ir profilioFT18

stygos santykis yra santykinė didžiausio gaubtumo vieta x f XFc.Kai vidurinė linija yra virš profilio stygos, profilio gaubtumas yrateigiamas. Kai vidurinė profilio linija sutampa su profilio styga, profilisyra simetrinis.Prie priekinės briaunos įbrėžto apskritimo spindulys R LE apibūdinaprofilio priekinės briaunos kreivumą. Santykinis profilio noselėskreivumo spindulys gaunamas dalijant iš profilio stygosr R c.LELEGalinės profilio dalies formą apibūdina viršutinio ir apatiniokontūro kampas prie galinės briaunos Δ TE .Kai vidurinė linija yra virš profilio stygos, profilio gaubtumasyra teigiamas. Dažniausiai jis būna teigiamas.Skirtingų tipų lėktuvuose naudojami skirtingos formos profiliai.10 pav. parodyta forma sparno profilio, skirto mažų greičių lėktuvams.11 pav. parodyta forma sparno profilio, skirto didelių greičiųlėktuvams.Lėktuvo uodegos plokštumoms dažniausiai naudojami simetriniaiprofiliai. 12 pav. parodytas simetrinio profilio pavyzdys.10 pav. Sparno profilis SD7062, skirtas mažų greičių lėktuvams11 pav. Superkritinis Whitcomb profilis, skirtas didelių greičiųlėktuvams12 pav. Simetrinis profilis NACA 001219

8VKampas tarp laisvojo srauto krypties ir sparno profilio stygosvadinamas atakos kampu ir žymimas raide α. 13 pav. parodyta schema,iliustruojanti atakos kampo apibrėžimą.Kampas tarp išilginės lėktuvo ašies ir sparno stygos prie liemensvadinamas sparno tvirtinimo kampu. 14 pav. parodyta schema, iliustruojantisparno tvirtinimo kampo apibrėžimą.Stygaα13 pav. Atakos kampasSparno stygaTvirtinimokampasIšilginė lėktuvo ašis14 pav. Sparno tvirtinimo kampas1.1.5. Sparnų formaSparno horizontaliosios projekcijos geometriniai parametrai parodyti15 pav. Atstumas nuo vieno sparno galo iki kito sparno galostatmenai lėktuvo simetrijos plokštumai yra sparno mostas b.Sparno dalis prie liemens vadinama sparno pagrindu. Sparnostyga prie liemens vadinama sparno pagrindo styga c r . Sparno stygasparno gale vadinama sparno galo styga c t .20

Stygos ketvirčiųlinijaΛc rc tbS15 pav. Sparno horizontaliosios projekcijos parametraiSparno horizontaliosios projekcijos plotas vadinamas sparnoplotu ir žymima raide S. Sparno plotą padalijus iš sparno mosto gaunamavidutinė geometrinė sparno styga c g S b. Sparno mosto irvidutinės geometrinės stygos santykis yra sparno proilgis, jis žymimasraide A. Sparno proilgį taip pat galima gauti sparno mosto kvadratąpadalijus iš sparno mosto:g2b bA . (15)c SPagal horizontaliąją projekciją sparnas gali būti įvairios formos:stačiakampis, elipsinis, trapecinis (vienos trapecijos, kelių trapecijų).Kampas tarp statmens simetrijos plokštumai ir stygos ketvirčiųlinijos vadinamas sparno strėliškumo kampu ir žymimas raide Λ .Kai sparnai pasukti atgal, strėliškumo kampas yra teigiamas.Jeigu sparnas nuo sparno pagrindo einant prie sparno galo kylaaukštyn, tai kampas tarp sparno plokštumos ir horizontaliosios plokštumosvadinamas skersinio „V“ kampu ir žymimas Γ . Šis kampasdažniausiai būna teigiamas (sparno galas aukščiau už sparno pagrindą).Kartais skersinio „V“ kampas būna neigiamas. Skersinio „V“kampas matuojamas lėktuvo projekcijoje iš priekio (16 pav.).21

Γ16 pav. Skersinio „V“ kampasSparno plotą padalijus iš sparno mosto gaunama vidutinė geometrinėsparno styga c g S b. Vidutinė aerodinaminė styga (VAS)yra styga tokio stačiakampio sparno, kurio plotas, pilna aerodinaminėjėga ir momentas yra toks pats, kaip ir nagrinėjamo sparno. Stačiakampiosparno vidutinė geometrinė styga ir vidutinė aerodinaminėstyga sutampa. Kitokios formos sparnų vidutinė aerodinaminė stygayra didesnė už vidutinę geometrinę stygą.1.2. Dvimatis (plokščiasis) oro srautas apie profilįVietinio greičio ir slėgio kitimas profilio paviršiuje priklausomainuo gaubtumo ir atakos kampo1.2.1. Srovės linijų vaizdasAerodinamines jėgas sukuria sūkuriai. Keliamoji jėga taip patyra sūkurių rezultatas. Keliamąją jėgą galima gauti, sukant apvalų cilindrąoro sraute (17 pav.). Šis reiškinys vadinamas Magnuso efektu.Sparno keliamoji jėga taip pat yra sūkurio rezultatas. Sparno keliamosiosjėgos sūkurys yra išsiskirstęs sparno paviršiuje pasieniosluoksnyje (plačiau apie pasienio sluoksnį – 1.8.1 poskyryje), 18 pav.parodytas profilio kontūras, srovės linijos ir sūkuriai profilio paviršiuje.Sūkurius, esančius sparno paviršiuje, galima pakeisti vienu atstojamuojusūkuriu, kuris 18 pav. parodytas punktyru. Atstojamasis sparnokeliamosios jėgos sūkurys yra vadinamas prisijungusiu sparno sūkuriu.22

8VL17 pav. Besisukančio cilindro keliamoji jėga18 pav. Sūkuriai sparno paviršiuje ir atstojamasis sūkurys19 pav. parodytas srovės linijų vaizdas sparno profilio aplinkoje.Nagrinėjant srovės linijas, galima gauti naudingos informacijos apieprofilio aptekėjimą. Reikia pažymėti, kad 19 pav. parodytos srovėslinijos, kurios toli prieš profilį yra vienodu atstumu viena nuo kitos.Srautą tarp bet kurių dviejų srovės linijų galima nagrinėti kaipsrautą kanale, nes skersai srovės linijos srautas neprateka. Iš vientisumolygties išplaukia, kad jei srovės linijos nutolsta viena nuo kitos,tai srauto greitis tose vietose sumažėja. Jei srovės linijos priartėjaviena prie kitos, tai srauto greitis tose vietose padidėja.Iš Bernulio lygties išplaukia, kad tose vietose, kur greitis, o kartuir dinaminis slėgis padidėja (srovės linijos arčiau viena prie kitos),statinis slėgis sumažėja, bet visuminis slėgis (statinio ir dinaminioslėgio suma) išlieka pastovus.23

19 pav. Srovės linijos profilio aplinkojeSrautas veikia kaip sūkurys. 19 pav. parodyto profilio atstojamojosūkurio krytis yra pagal laikrodžio rodyklę. Srauto pagreitėjimasvirš profilio ir sulėtėjimas žemiau profilio yra šio sūkurio pasekmė.Šio sūkurio įtaka profilio aptekėjimui pasireiškia dar ir tuo, kad priešprofilį srautas kyla aukštyn (srauto pakilimas prieš profilį), o už profilioleidžiasi žemyn (srauto nulenkimas už profilio).Sparno prisijungusio sūkurio efektas pasireiškia tuo, kad srautas,tekantis virš sūkurio, aplenkia srautą, tekantį žemiau profilio. 20 pav.parodyta, kaip viršutinis srautas aplenkia apatinį srautą.20 pav. Srautas virš profilio ir žemiau jo24

1.2.2. Sąstingio (kritinis) taškasSparno priekinėje briaunoje srautas išsiskiria į dvi dalis. Taškasant profilio kontūro, kuriame srautas išsiskiria, vadinamas sąstingio(kritiniu) tašku.21 pav. parodytas profilio kontūras ir srovės linija, einanti iki sąstingiotaško, kai profilio atakos kampas yra mažas. 22 pav. ir23 pav. parodytos analogiškos schemos, kai atakos kampas vidutinisir didelis. Matome, kad, didėjant atakos kampui, sąstingio taškas judaatgal apatiniu profiliu kontūru.21 pav. Sąstingio taško padėtis, kai atakos kampas mažas22 pav. Sąstingio taško padėtis, kai atakos kampas vidutinis23 pav. Sąstingio taško padėtis, kai atakos kampas didelisPrisiminkime Bernulio lygtį (12), kuri išreiškia oro srauto mechaninėsenergijos tvermės dėsnį: išilgai su srovės linija srauto pilnutinėenergija išlieka pastovi:2Vp p0 const. (12)225

Šią lygtį taikykime srovės linijai, kuri eina į sąstingio tašką. Kadangisąstingio taške srauto greitis yra lygus nuliui, tai reiškia, kadstatinis slėgis čia yra lygus visuminiam slėgiui.1.2.3. Slėgio pasiskirstymas24 pav. parodytas slėgio pasiskirstymas simetrinio profilio paviršiuje,kai atakos kampas lygus nuliui. Slėgis parodytas vektoriais.Tose vietose, kur slėgis padidėjęs, vektoriai nukreipti profilio paviršiauslink. Didžiausias slėgis yra priekinėje briaunoje, kur šiuo atvejuyra sąstingio taškas. Aplink sąstingio tašką yra padidėjusio slėgio sritis.Didesnėje profilio dalyje slėgis yra mažesnis už atmosferinį. Priegalinės briaunos slėgis vėl padidėja virš atmosferinio slėgio. Viršutiniameir apatiniame paviršiuje slėgis išsidėstęs simetriškai, todėl keliamojijėga šiuo atveju yra lygi nuliui.24 pav. Slėgio pasiskirstymas simetrinio profilio paviršiuje, kaiatakos kampas lygus nuliui25 pav. parodytas slėgio pasiskirstymas simetrinio profilio paviršiuje,kai atakos kampas lygus 3°. Padidėjusio slėgio zona priekinėjeprofilio dalyje pasislinko žemyn ir atgal. Apatiniame paviršiujeslėgis yra tik truputį mažesnis už atmosferinį. Viršutiniame paviršiujeslėgis yra mažesnis negu apatiniame paviršiuje. Slėgio minimumasviršutiniame paviršiuje yra arčiau priekinės briaunos.26–28 pav. parodytas slėgio pasiskirstymas teigiamai gaubtoprofilio paviršiuje esant trims skirtingiems atakos kampams. 26 pav.parodytas slėgio pasiskirstymas, kai keliamoji jėga lygi nuliui, atakoskampas šiuo atveju = –4,2°. Aukštyn ir žemyn veikiančio slėgio26

atstojamoji jėga yra lygi nuliui. Slėgio minimumo vieta viršutiniamepaviršiuje yra truputį už storiausios profilio vietos.27 pav. parodytas slėgio pasiskirstymas, kai atakos kampas lygusnuliui. Šiuo atveju keliamoji jėga – slėgio jėgų atstojamoji – veikiaaukštyn. Slėgio minimumo vieta viršutiniame paviršiuje beveiksutampa su storiausia profilio vieta.25 pav. Slėgio pasiskirstymas simetrinio profilio paviršiuje, kaiatakos kampas α = 3°26 pav. Slėgio pasiskirstymas teigiamai gaubto profilio paviršiuje,kai keliamoji jėga lygi nuliui ( = –4,2°)27

27 pav. Slėgio pasiskirstymas teigiamai gaubto profilio paviršiuje,kai atakos kampas = 0°28 pav. parodytas slėgio pasiskirstymas, kai atakos kampas lygus4°. Šiuo atveju keliamoji jėga dar didesnė. Slėgio minimumovieta viršutiniame paviršiuje yra šiek tiek į priekį nuo storiausios profiliovietos. Taigi, didėjant atakos kampui, slėgio minimumo vietaviršutiniame profilio paviršiuje juda pirmyn.2828 pav. Slėgio pasiskirstymas teigiamai gaubto profilio paviršiuje,kai atakos kampas = 4°1.2.4. Slėgio centras ir aerodinaminis centras29 pav. viršuje parodytas sparno profilio kontūras ir paskirstytasviršutinio bei apatinio paviršiaus slėgio skirtumas. Šį paskirstytą slėgioskirtumą galima suvesti į atstojamąją keliamąją jėgą L ir atstojamąjįmomentą M. Momento dydis ir kryptis priklausys nuo atskaitos

taško vietos. Kai atskaitos taškas yra profilio priekyje, momentas yraneigiamas – veikia atakos kampo mažinimo krytimi. Kai atskaitostaškas yra profilio gale, momentas yra teigiamas – veikia atakoskampo didinimo kryptimi. Galima rasti tokį atskaitos tašką, kuriameveikia tik keliamoji jėga, o momentas yra lygus nuliui. Slėgio jėgųatstojamosios jėgos veikimo taškas, kai atstojamasis momentas lygusnuliui, vadinamas slėgio centru.ΔpLx cpLLM < 0M = 0M > 029 pav. Atstojamojo momento priklausomybė nuo atskaitostaško vietosSlėgio centro vieta priklauso nuo profilio gaubtumo ir atakoskampo. Kai atakos kampas didėja, teigiamai gaubto profilio slėgiocentras juda pirmyn (30 pav.). Kai atakos kampas mažėja, slėgiocentras juda atgal. Kai keliamoji jėga artėja prie nulio, slėgio centrastolsta į begalybę.Slėgio centro vieta priklauso nuo atakos kampo. Daug paprasčiaubūtų sparno profilio jėgas ir momentus matuoti fiksuoto taškoatžvilgiu. Kiekviename profilyje ant stygos yra taškas, kurio atžvilgiumomentas yra pastovus. Taškas, kurio atžvilgiu momentas nepriklausonuo atakos kampo, vadinamas aerodinaminiu centru. Aerodinaminiscentras yra arti stygos ketvirčio. Kai kalbama apie aerodinaminįmomentą, nenurodant atskaitos taško, tai turimas omenyjemomentas aerodinaminio centro atžvilgiu (31 pav.).29

Δpα = 4α = 0α = -4L(M = 0)x cpxcpx cp30 pav. Teigiamai gaubto profilio slėgio centro priklausomybėnuo atakos kampoΔpα = 4α = 0α = -4L(M = 0)c/4c/4c/431 pav. Atstojamoji jėga ir momentas aerodinaminiocentro atžvilgiuAerodinaminis centras pasižymi dar viena savybe – jis yra keliamosiosjėgos pokyčio veikimo taškas, kai keičiasi atakos kampas.Simetrinio profilio aerodinaminis momentas aerodinaminio centroatžvilgiu yra lygus nuliui ir keičiantis atakos kampui jo vieta nesikeičia.Teigiamai gaubto profilio aerodinaminis momentas aerodinaminiocentro atžvilgiu yra neigiamas, t. y. veikia atakos kampo mažėjimokryptimi.30

1.2.5. Ryšys tarp keliamosios jėgos ir srauto nulenkimoPagal trečiąjį Niutono dėsnį veiksmas lygus atoveikiui. Šis dėsnisgalioja ir keliamajai jėgai. Keliamoji jėga yra srauto nulenkimorezultatas (32 pav.).JėgaSrauto nulenkimas32 pav. Keliamoji jėga yra srauto nulenkimo žemyn rezultatas1.2.6. Pasipriešinimas ir aerodinaminis pėdsakasAerodinaminės jėgos ir momentai susidaro dėl dviejų pagrindiniųpriežasčių: 1) dėl slėgio p pasiskirstymo kūno paviršiuje ir 2) dėltrinties τ pasiskirstymo kūno paviršiuje.Trinties pasipriešinimas susidaro dėl oro klampumo. Trinties pasipriešinimasproporcingas oro srauto greičio kvadratui.Slėgio pasipriešinimas susidaro dėl skirtumo tarp slėgio priekinėjekūno dalyje ir slėgio galinėje kūno dalyje. Slėgio pasipriešinimaspriklauso nuo kūno formos.Kai oro srautas apteka kūną, už jo susidaro aerodinaminis pėdsakas,kuriame srauto greitis yra mažesnis negu laisvajame sraute.Kuo platesnis aerodinaminis pėdsakas, tuo pasipriešinimas didesnis.Kuo mažesnis greitis aerodinaminiame pėdsake, tuo pasipriešinimasyra didesnis.31

1.2.7. Atakos kampo įtaka keliamajai jėgai24 pav. ir 25 pav. parodytas slėgio pasiskirstymas simetrinioprofilio paviršiuje esant dviem atakos kampams. 26–28 pav. parodytasslėgio pasiskirstymas gaubto profilio paviršiuje esant trims atakoskampams. Iš jų matyti, kad, didėjant atakos kampui, didėja slėgioskirtumas tarp viršutinio ir apatinio paviršiaus. Vadinasi, didėjantatakos kampui, didėja keliamoji jėga.1.2.8. Srauto atitrūkimas esant dideliemsatakos kampamsKai atakos kampai yra nedideli, t. y. neviršija apie 10°, oro srautasyra prigludęs prie profilio paviršiaus. Kai atakos kampai didesni,srautas atitrūksta nuo viršutinio paviršiaus. Srauto atitrūkimas smulkiaubus nagrinėjamas 1.8.1 poskyryje.1.2.9. Keliamosios jėgos priklausomybės nuo α grafikasKeliamosios jėgos kreivėje (33 pav.) yra keli svarbūs taškai.Taškas, kuriame kreivė kerta horizontaliąją ašį, atitinka nulinės keliamosiosjėgos atakos kampą. Šis kampas žymimas L0. Keliamojijėga, kuri susidaro, kai atakos kampas lygus nuliui, žymima L 0 . Didėjantatakos kampui, keliamoji jėga pradžioje didėja, pasiekia maksimumąir pradeda mažėti. Maksimali keliamoji jėga žymima L max .Atakos kampas, kuriam esant keliamoji jėga yra maksimali, vadinamaskritiniu atakos kampu ir žymimas .Simetrinio profilio keliamosios jėgos kreivė nuo gaubto profiliokreivės skiriasi tuo, kad simetrinio profilio keliamoji jėga lygi nuliui,kai atakos kampas lygus nuliui, t. y. kreivė eina per koordinačių pradžią.Simetrinio profilio keliamoji jėga dažniausiai yra mažesnė užgaubto profilio maksimalią keliamąją jėgą (34 pav.).KR32

LL maxα L=0L 0α KR α33 pav. Gaubto profilio keliamosios jėgos kreivėLL maxα KR α34 pav. Simetrinio profilio keliamosios jėgos kreivė33

1.3. KoeficientaiAerodinaminės jėgos ir momentai priklauso nuo daugelio geometriniųir oro srauto parametrų. Dažnai patogiau naudoti bedimensiuskoeficientus. Bedimensiai koeficientai priklauso nuo mažesnioskaičiaus parametrų. Bedimensiams koeficientams skaičiuoti reikiašių atskaitos dydžių:Atskaitos plotas SAtskaitos ilgis l2Dinaminis slėgis qVAtskaitos plotas ir atskaitos ilgis yra susitarimo reikalas ir priklausonuo konkretaus kūno. Analizuojant lėktuvą, atskaitos plotupaprastai imamas sparno plotas, o atskaitos ilgiu sparno styga arbasparno mostas.21.3.1. Keliamosios jėgos koeficientas c l , C LSparno atskiro pjūvio (profilio) aerodinaminių jėgų ir momentųkoeficientai žymimi mažosiomis raidėmis, viso sparno arba lėktuvoaerodinaminiai koeficientai žymimi didžiosiomis raidėmis:CLL . (16)qSIš (16) formulės galime gauti keliamosios jėgos išraišką2VL CLS. (17)2Iš (17) formulės matome, kad keliamoji jėga yra proporcingakūno atskaitos plotui ir dinaminiam slėgiui, kuris lygus oro tankio irlaisvojo srauto greičio kvadrato sandaugos pusei. Proporcingumokoeficientas yra keliamosios jėgos koeficientas.Iš keliamosios jėgos koeficiento grafiko galima nustatyti maksimaliąkeliamosios jėgos koeficiento reikšmę ir kritinį atakos kampą,kuriam esant keliamoji jėga yra maksimali.34

Kritinio atakos kampo reikšmė priklauso nuo profilio formos irsrauto greičio. Daugelio profilių kritinis atakos kampas yra apie15°–16°.c l1,81,61,41,210,80,60,40,2GaubtasprofilisSimetrinisprofilis0-5-0,20 5 10 15α°2035 pav. Simetrinio ir teigiamai gaubto profilio keliamosios jėgoskoeficiento kreivė1.3.2. Pasipriešinimo koeficientasCDD . (18)qS2VD CDS . (19)2Iš (19) formulės matome, kad pasipriešinimo jėga yra proporcingakūno atskaitos plotui ir dinaminiam slėgiui, kuris lygus orotankio ir laisvojo srauto greičio kvadrato sandaugos pusei. Proporcingumokoeficientas yra pasipriešinimo koeficientas.35

Pasipriešinimo koeficientas priklauso nuo kūno formos ir nuo jopadėties sraute. Kūno forma turi labai didelės įtakos kūno pasipriešinimokoeficientui. 36–38 pav. parodyta trijų kūnų aptekėjimo srovėslinijos ir nurodyti pasipriešinimo koeficientai. Pasipriešinimo koeficientaiapskaičiuoti pagal atskaitos plotą – maksimalų skerspjūvioplotą statmenai srautui.36 pav. Plokštelė, statmena srautui C D = 2,037 pav. Apvalaus cilindro aptekėjimas C D = 1,238 pav. Aptakaus kūno srautas C D = 0,1236

Lemiamos įtakos pasipriešinimo koeficientui turi atitrūkusiosrauto srities dydis. Pvz., apvalaus cilindro pasipriešinimas yra dešimtkartų didesnis už aptakaus kūno pasipriešinimą, nes už apvalauscilindro susidaro didelė atitrūkusio srauto sritis.Iš (19) formulės išplaukia svarbi išvada: pasipriešinimo jėgaproporcinga greičio kvadratui. Pvz., jeigu greitis padidėja du kartus,pasipriešinimo jėga padidėja keturis kartus.Iš pasipriešinimo formulės matyti, kad pasipriešinimo jėga proporcingaoro tankiui. Didėjant skrydžio aukščiui, tankis mažėja.Esant tokiam pačiam greičiui, didesniame aukštyje pasipriešinimojėga bus mažesnė.39 pav. parodyta profilio pasipriešinimo koeficiento priklausomybėnuo atakos kampo. Ši priklausomybė kartu su keliamosios jėgoskoeficiento kreive (35 pav.) yra pagrindinės profilio aerodinaminėscharakteristikos.c d0,080,070,060,050,040,030,020,010-5 0 5 10 15 20α°39 pav. Profilio pasipriešinimo koeficiento priklausomybė nuoatakos kampo37

Gerokai patogiau naudoti ne atskirasl c ircd priklausomybes,bet vieną, t. y. keliamosios ir pasipriešinimo jėgos koeficientųtarpusavio priklausomybę, kuri parodyta 40 pav. Tai yra profilio poliarė.1,81,61,41,2c d min10,80,60,40,20-0,2c lc d min40 pav. Profilio poliarė0 0,01 0,02 0,03 0,04 0,05c dIšvedus vertikalią liestinę poliarei, gaunama minimali pasipriešinimokoeficiento reikšmė, kuri parodyta 40 pav.Keliamosios jėgos koeficiento ir pasipriešinimo koeficiento santykisvadinamas aerodinamine kokybe ir žymimas raide E . Svarbikiekvieno kūno aerodinaminė charakteristika yra maksimali aerodinaminėkokybė.clE . (20)cĮvairių sparno profilių maksimalios aerodinaminės kokybėsreikšmės būna maždaug nuo 100 iki 200.d38

1.4. Erdvinis lėktuvo aptekėjimasAtakos kampas yra tarp oro srauto ir profilio stygos, polinkiokampas yra tarp liemens išilginės ašies ir horizontaliosios plokštumos(41 ir 42 pav.).Atakos kampas41 pav. Atakos kampas pastovus, polinkio kampas kintaAtakos kampas42 pav. Polinkio kampas pastovus, atakos kampas kinta1.4.1. Srovės linijų vaizdas (43 pav.)43 pav. Trimatis (erdvinis) srautas39

44 pav. parodytas sparno vaizdas iš galo. Kadangi virš sparnoslėgis yra sumažėjęs, o žemiau jo padidėjęs, srautas sparno apačiojenukrypsta į išorę, apeina sparno galus ir virš jo nukrypsta į vidų. Nuosparno galinės briaunos nueina sūkurių sluoksnis, kuris susisuka į dugalinius sūkurius.Nuo sparno galinės briaunos nueina sūkurių sluoksnis, kuris susisukaį du laisvuosius sūkurius (45 pav.).44 pav. Srautas sparno mosto kryptimi45 pav. Laisvieji sparno sūkuriai46 pav. Srauto pakilimas ir nulenkimas dėl sparno sūkurių40

Kuo didesnė keliamoji jėga, tuo didesnis slėgių skirtumas tarpviršutinio ir apatinio paviršiaus ir tuo stipresnis yra galinių sūkuriųintensyvumas. Didėjant atakos kampui didėja keliamoji jėga ir kartudidėja sūkurių intensyvumas.Dėl sūkurio efekto, kurį sudaro sparnas, srautas prieš sparną pakyla,o už jo leidžiasi. Dėl laisvųjų sūkurių efekto srauto nulenkimasišlieka (46 pav.).Sparno keliamosios jėgos kitimas išilgai su sparnu priklauso nuosparno horizontaliosios projekcijos formos. Ypatingą vietą sparno aerodinamikojeužima elipsinis sparnas. Viena iš elipsinio sparno ypatybiųyra ta, kad jame atskirų pjūvių keliamosios jėgos koeficientasyra pastovus beveik iki pat sparno galo. 47 pav. parodytas stačiakampio,elipsinio ir trapecinio sparno keliamosios jėgos koeficientokitimas per visą sparno ilgį.C LStačiakampissparnasElipsinis sparnasTrapecinis irstrėlinis sparnas47 pav. Sparno formos įtaka keliamosios jėgos kitimui per visąsparno ilgįNuo lėktuvo sparnų nueinantys sūkuriai yra sparno keliamosiosjėgos rezultatas. Šie sūkuriai leidžiasi žemyn nuo skrydžio trajektorijosiki 150–300 m ir tęsiasi iki 16 km paskui lėktuvą. Jie yra pavojingiį juos įskrendantiems kitiems lėktuvams. Sūkurių intensyvumąlemia tokie parametrai:1) lėktuvo svoris; kuo jis didesnis, tuo stipresni sūkuriai;41

2) sparnų mostas lemia atstumą tarp dviejų sūkurių paskui lėktuvą;3) skrydžio greitis; kuo jis mažesnis, tuo stipresni sūkuriai;4) lėktuvo konfigūracija; kai ji yra „švari“, t. y. kai važiuoklė iružsparniai įtraukti, sūkuriai yra stipriausi;5) atakos kampas; kuo jis didesnis, tuo stipresni sūkuriai.Išleidus užsparnius, sūkuriai yra silpnesni, nes susidaro ne du,bet keturi sūkuriai, kurių intensyvumas išsiskirsto.Sūkurių intensyvumą lemia tokie parametrai:1) lėktuvo svoris; kuo jis didesnis, tuo stipresni sūkuriai;2) sparnų mostas lemia atstumą tarp dviejų sūkurių paskui lėktuvą;3) skrydžio greitis; kuo jis mažesnis, tuo stipresni sūkuriai;4) lėktuvo konfigūracija; kai ji yra „švari“, t. y. kai važiuoklė iružsparniai įtraukti, sūkuriai yra stipriausi;5) atakos kampas; kuo jis didesnis, tuo stipresni sūkuriai.1.4.2. Indukcinis pasipriešinimasIndukcinio pasipriešinimo priežastis yra sparno keliamoji jėga.Oras sparną kelia aukštyn, o sparnas orą spaudžia žemyn (veiksmaslygus atoveikiui). Oro srautą žemyn nulenkia laisvieji sparno sūkuriai,nueinantys nuo sparnų. Srauto nulenkimo schema parodyta48 pav. Kampas tarp sparno stygos ir laisvojo srauto krypties yra geometrinisatakos kampas . Laisvieji sparno sūkuriai srautą nulenkiažemyn kampu i , t. y. laisvieji sūkuriai indukuoja šį srauto nulenkimą.Todėl srauto nulenkimo kampas vadinamas indukciniu atakoskampu. Keliamoji jėga yra statmena vietinei srauto krypčiai. Jąmes vadinsime lokaline keliamąja jėga F. Šią lokalinę keliamąją jėgąF galima suprojektuoti į skrydžio kryptį, t. y. į laisvojo srauto kryptįV ir statmenį laisvojo srauto krypčiai. Jėgos F projekcija į statmenįlaisvojo srauto krypčiai yra tikroji keliamoji jėga L. Jėgos F projekcijaį laisvojo srauto kryptį yra papildoma pasipriešinimo jėga. Kadan-42

48 pav. Indukcinis atakos kampasgi šią pasipriešinimo jėgą indukuoja laisvieji sūkuriai, ji vadinamaindukcinio pasipriešinimo jėga.Indukcinio pasipriešinimo koeficientas yra lygus keliamosios jėgoskoeficiento projekcijai į laisvojo srauto kryptį:CCsin . (21)Di L iIndukcinis atakos kampas i yra proporcingas keliamosios jėgoskoeficientui C ir atvirkščiai proporcingas sparno proilgiui A.LJei atakos kampas matuojamas radianais, tai elipsinio sparno proporcingumokoeficientas yra 1 .CLi . (22) AKadangi indukcinis atakos kampas yra mažas, tai kampas, išreikštasradianais, apytiksliai lygus kampo sinusui. Tad iš (21) ir (22)formulių gauname elipsinio sparno indukcinio pasipriešinimo koeficientą:CDi2LC . (23) A43

Bet kokios formos sparno indukcinio pasipriešinimo koeficientasapskaičiuojamas pagal formulę:CDi2LCA1. (24)Koeficientu δ įvertinama sparno formos įtaka indukciniam pasipriešinimui.Panašiai galima išvesti ir indukcinio pasipriešinimo jėgos formulę.Indukcinio pasipriešinimo jėga yra lygi lokalinės keliamosios jėgosF projekcijai į laisvojo srauto kryptį. Horizontaliojo skrydžiometu lokalinė keliamoji jėga apytiksliai lygi lėktuvo svoriui W. Įvertindami,kad indukcinis atakos kampas, išreikštas radianais, apytiksliailygus sinusui, gauname indukcinį pasipriešinimą:CLDi FsiniW . (25)ASparno proilgis yra lygus sparno mosto kvadrato ir sparno ploto2santykiui Ab S . Keliamosios jėgos koeficientas priklauso nuoskrydžio greičio. Jį galima gauti iš keliamosios jėgos formulės (17),įvertinant tai, kad horizontaliojo skrydžio metu keliamoji jėga yra lygilėktuvo svoriui:CL2W . (26) V SĮrašę šią lygtį į indukcinio pasipriešinimo jėgos lygtį (25) ir įvertinęsparno proilgio išraišką, gauname:22W 2Di b 2V . (27)Tai yra elipsinio sparno indukcinio pasipriešinimo jėga horizontaliojolėktuvo skrydžio metu. Bet kokios formos sparno indukciniopasipriešinimo jėga yra lygi:44

2W 2Dib 2V 1. (28)Koeficientu δ įvertinama sparno formos įtaka indukciniam pasipriešinimui.Iš (28) matyti, nuo kokių parametrų priklauso indukcinis pasipriešinimas,tai: lėktuvo svoris W, sparnų mostas b, skrydžio greitisV, oro tankis , kuris priklauso nuo skrydžio aukščio, ir sparno forma . Kadangi santykinė sparno mosto apkrova W b ir skrydžiogreitis V į indukcinio pasipriešinimo formulę įeina antruoju laipsniu,tai jie yra pagrindiniai parametrai, nuo kurių priklauso indukcinis pasipriešinimas.Didėjant santykinei sparno mosto apkrovai W b , indukcinispasipriešinimas didėja. Didėjant skrydžio greičiui, indukcinispasipriešinimas mažėja.Lėktuvo svoris proporcingas lėktuvo masei. Didėjant lėktuvomasei, didėja ir jo svoris, o kartu didėja ir santykinė sparno mostoapkrova. Didėjant santykinei sparno mosto apkrovai, indukcinis pasipriešinimasdidėja.Sparno proilgis įeina į indukcinio pasipriešinimo koeficientoformulę (23) vardiklyje. Didėjant sparno proilgiui, indukcinio pasipriešinimokoeficientas mažėja. Tačiau indukcinio pasipriešinimo jėgaapskaičiuojama pagal (27) arba (28) formulę ir nuo sparno proilgiotiesiogiai nepriklauso.Dauguma šiuolaikinių lėktuvų yra su vertikaliais sparnų galiukais(49 pav.). Jų paskirtis – mažinti indukcinį pasipriešinimą. Kai sparnasyra su vertikaliais sparnų galiukais, tai atstumas tarp laisvųjų sūkuriųtruputį padidėja. Susidaro ilgesnio sparno mosto efektas. Vertikalūssparnų galiukai sumažina koeficientą δ (24) ir (28) formulėse.Bakai sparnų galuose duoda panašų (nors ir gerokai mažesnį)efektą, kaip ir vertikalūs sparnų galiukai (50 pav.).Iš (28) formulės matyti, kad, esant konkrečiam greičiui, didžiausiosįtakos indukciniam pasipriešinimui turi lėktuvo svorio ir sparnosvorio santykis.45

49 pav. Vertikalūs sparnų galiukai (winglets)50 pav. Bakai sparnų galuoseJeigu sparnas yra plokščias (be vertikalių sparnelių) ir be bakųsparno galuose, tai mažiausią indukcinį pasipriešinimą turi elipsinissparnas. Tačiau esminės įtakos čia turi ne pati sparno forma, bet keliamosiosjėgos kitimas per visą sparno ilgį. Bet kokios formos sparnuiesant konkrečiam atakos kampui galima parinkti tokį susukimąišilgai su sparnu (t. y. tokį profilių tvirtinimo kampo kitimą per visąsparno ilgį), kad keliamoji jėga per visą sparno ilgį kistų pagal elipsėsdėsnį. Tokio sparno indukcinis pasipriešinimas būtų toks pat kaipir elipsinio sparno, bet tik esant vienam atakos kampui.Iš (28) formulės matyti, kad indukcinio pasipriešinimo jėga yraatvirkščiai proporcinga greičio kvadratui. Didėjant skrydžio greičiui,indukcinio pasipriešinimo jėga mažėja.Iš (28) formulės matyti, kad indukcinio pasipriešinimo jėga nepriklausonuo sparno proilgio, bet priklauso nuo santykinės sparnomosto apkrovos.Indukcinio pasipriešinimo jėgos formulėje (28) koeficientu įvertinama sparno formos įtaka indukciniam pasipriešinimui. Jeigu46

sparno horizontaliosios projekcijos forma yra elipsė, tai šis koeficientasyra lygus nuliui. Bet elipsinį sparną sunkiau pagaminti. Stačiakampėsformos sparną pagaminti lengviau, bet jo indukcinis pasipriešinimasyra didesnis. Todėl dažniausiai taikomas tarpinis variantas– naudojami trapeciniai sparnai. Trapecinių sparnų gamyba yrapaprastesnė negu elipsinių, o jų indukcinis pasipriešinimas tik truputįviršija elipsinių sparnų indukcinį pasipriešinimą.Kai lėktuvas atlieka viražą, jo keliamoji jėga yra didesnė už svoriojėgą (apie viražą smulkiau žr. 8.15). Kuo didesnis lėktuvo posvyriokampas, tuo didesnė keliamoji jėga, esant tam pačiam skrydžiogreičiui. Todėl atliekant viražą posvyrio kampo įtaka yra panaši įlėktuvo svorio įtaką. Didėjant posvyrio kampui, indukcinis pasipriešinimasdidėja.Indukcinio pasipriešinimo koeficiento išraiška pateikta (23)formulėje. Indukcinio pasipriešinimo koeficientas yra proporcingaskeliamosios jėgos koeficiento kvadratui ir atvirkščiai proporcingassparno proilgiui.Kai atakos kampai nedideli, atakos kampo ir keliamosios jėgoskoeficiento priklausomybė yra tiesinė. Todėl indukcinio pasipriešinimokoeficientas yra proporcingas atakos kampo kvadratui.Iš 48 pav. matome, kad efektyvus sparno atakos kampas e yramažesnis už geometrinį atakos kampą. Kuo mažesnis sparno proilgis,tuo didesnis skirtumas tarp geometrinio ir efektyvaus atakos kampo.Vadinasi, esant tokiam pačiam keliamosios jėgos koeficientui, mažoproilgio sparno atakos kampas turi būti didesnis. Kuo mažesnis sparnoproilgis, tuo lėkštesnė keliamosios jėgos koeficiento kreivė, kaipparodyta 51 pav.Iš (24) formulės matome, kad, esant pastoviam keliamosios jėgoskoeficientui, indukcinis pasipriešinimas yra atvirkščiai proporcingassparno proilgiui. Sparno proilgio įtaka lėktuvo poliarei parodyta52 pav. Kuo mažesnis sparno proilgis, tuo labiau poliarė palinkusididesnio pasipriešinimo link ir esant dideliems keliamosios jėgoskoeficientams pasipriešinimas yra gerokai didesnis.47

8CL A=8CL A=1,4A=18 A=12 A=5 A=21,21,00,80,60,40,205 10 15 20 25 α51 pav. Sparno proilgio įtaka keliamosios jėgoskoeficiento kreivei1,4A=18 A=12 A=5 A=21,21,00,80,60,40,200,05 0,10 0,15 0,20 0,2552 pav. Sparno proilgio įtaka lėktuvo poliareiC D48

Lėktuvo poliarę galima išreikšti labai paprasta formule:2D D0LC C K C ; (29)čia C D – lėktuvo pasipriešinimo koeficientas; C D0– lėktuvo pasipriešinimokoeficientas, kai keliamoji jėga lygi nuliui; K – koeficientas,kuriuo įvertinama keliamosios jėgos koeficiento įtaka pasipriešinimokoeficientui; C – keliamosios jėgos koeficientas. KadangiL(29) formulė yra poliarės išraiška, tai ji vadinama paraboline poliare.Jos grafikas parodytas (53 pav.).C L1,41,2C Dpmin1,00,8C D =C Dpmin +C D i0,60,40,200,05 0,10 0,1553 pav. Parabolinė poliarė1.5. Visas pasipriešinimasŽalingas (parazitinis) pasipriešinimasC DLėktuvo pasipriešinimą galima suskirstyti į dvi dalis: žalingą (parazitinį)pasipriešinimą ir pasipriešinimą, susijusį su keliamąja jėga.49

Žalingą pasipriešinimą galima suskirstyti į šias dalis:Trinties pasipriešinimas, kurio priežastis yra oro klampumas.Oro klampumas pasireiškia tiktai pasienio sluoksnyje.Slėgio (formos) pasipriešinimas. Šis pasipriešinimas susijęs suslėgio jėgų skirtumu prieš kūną ir už jo. Jeigu srautas kūną aptekaneatitrūkdamas nuo paviršiaus, tai slėgio pasipriešinimas yra labaimažas (38 pav.). Jeigu kūnas yra neaptakios formos ir srautas už joatitrūksta, slėgio pasipriešinimas yra didelis (36 pav.).Interferencinis pasipriešinimas susijęs su atskirų lėktuvo daliųįtaka viena kitai. Pavyzdžiui, sparno ir liemens sistemos pasipriešinimasyra didesnis už sparno ir liemens pasipriešinimų sumą.Žalingas (parazitinis) pasipriešinimas D apskaičiuojamas pagalformulę:2PVDP CDpS. (30)2Iš formulės matome, kad žalingas pasipriešinimas yra proporcingasskrydžio greičio kvadratui.Visas lėktuvo pasipriešinimas yra lygus žalingo (parazitinio) irindukcinio pasipriešinimo sumai. Žalingas (parazitinis) pasipriešinimasyra proporcingas skrydžio greičio kvadratui. Indukcinis pasipriešinimasyra atvirkščiai proporcingas greičio kvadratui. Šios priklausomybėshorizontaliojo skrydžio metu yra parodytos 54 pav.Indukcinio ir viso pasipriešinimo formules perrašykime taip, kadjose būtų prietaisinis greitis V IAS . Įvertinkime, kad greičio prietaisaikalibruojami pagal standartinės atmosferos tankį jūros lygyje 0:ir2W 2Dib V02IAS1(31)20VIASP . (32)DpD C S250

DDD žD iV mdV IAS54 pav. Visas lėktuvo pasipriešinimas ir jo dalysVisas lėktuvo pasipriešinimas yra žalingo ir indukcinio pasipriešinimosuma:2IAS0V W 2D DP Di CDpS 1. (33)2 b V202IAS54 pav. parodyta lėktuvo viso pasipriešinimo ir jo dalių priklausomybėnuo prietaisinio greičio V . Kai skrydžio greitis mažas,dominuoja indukcinis pasipriešinimas, kuris mažėja, didėjant greičiui.Todėl, kai greitis mažas, visas pasipriešinimas mažėja. Kaiskrydžio greitis didelis, dominuoja žalingas pasipriešinimas, kurisdidėja, didėjant greičiui. Todėl, kai greitis didelis, visas pasipriešinimasdidėja.Greitis, kuriuo skrendant visas pasipriešinimas yra minimalus,žymimas V md (minimum drag). Kai visas pasipriešinimas yra mini-IAS51

malus, indukcinis pasipriešinimas ir žalingas pasipriešinimas yravienodo dydžio. Kadangi horizontaliojo skrydžio metu keliamoji jėgavisada yra pastovi ir lygi lėktuvo svoriui, tai aerodinaminė kokybėE LD yra maksimali tada, kai pasipriešinimas yra minimalus.Vadinasi, minimalaus pasipriešinimo greitis V md yra ir maksimaliosaerodinaminės kokybės greitis.Analizuodami indukcinio pasipriešinimo formulę (31) ir žalingopasipriešinimo formulę (32) matome, kad indukcinis pasipriešinimaspriklauso nuo lėktuvo svorio, o žalingas pasipriešinimas nepriklausonuo svorio. Skrydžio metu variklis naudoja kurą ir lėktuvo svoris vismažėja. Sumažėjus lėktuvo svoriui, indukcinis pasipriešinimas sumažės,o žalingas pasipriešinimas liks nepakitęs. Kadangi indukcinispasipriešinimas dominuoja esant mažiems greičiams, tai esant dideliemsgreičiams svorio įtaka visam lėktuvo pasipriešinimui bus nedidelė.Tai parodyta 55 pav. Sumažėjus lėktuvo svoriui, sumažėja irminimalaus pasipriešinimo greitis V md .Visą lėktuvo pasipriešinimą galima išreikšti iš aerodinaminėskokybės E LD, įvertinus tai, kad horizontaliojo skrydžio metukeliamoji jėga L yra lygi lėktuvo svoriui W :WD . (34)EPrietaisinį greitį galime gauti iš keliamosios jėgos formulės:VIAS2W. (35)C SKiekvieną atakos kampą atitinka keliamosios jėgos koeficientoC L ir aerodinaminės kokybės E reikšmė. Galima apskaičiuoti skirtingųatakos kampų D ir V IAS reikšmes ir nubrėžti grafiką. Iš (34) ir(35) formulių matyti, kad D ir V IAS nuo faktinio oro tankio skrydžioaukštyje nepriklauso. Vadinasi, šis grafikas visiems aukščiams busvienodas.L052

DDD žD iV mdV IAS55 pav. Svorio sumažėjimo įtaka lėktuvo pasipriešinimuiTikrąjį greitį galime gauti iš keliamosios jėgos formulės:VTAS2WC S. (36)Skirtingiems atakos kampams pagal formules (34) ir (36) galimaapskaičiuoti D ir V TAS reikšmes ir nubrėžti grafiką. Iš formulės (34)matome, kad, esant pastoviam atakos kampui, lėktuvo pasipriešinimasD nuo skrydžio aukščio nepriklauso. Iš (36) formulės matome,kad kai atakos kampas pastovus, didėjant skrydžio aukščiui ir mažėjantoro tankiui, tikrasis skrydžio greitis didėja. Vadinasi, pasipriešinimopriklausomybės nuo tikrojo greičio grafikas didėjant aukščiuipasislenka didesnių greičių kryptimi.Kai lėktuvas skrenda horizontaliai pastoviu greičiu, jį veikiančiųjėgų suma turi būti lygi nuliui. Lėktuvo pasipriešinimo jėgą atsveriaL53

variklio traukos jėga. Todėl sakoma, kad lėktuvo pasipriešinimo jėgayra lygi reikiamai traukai horizontaliojo skrydžio metu. 56 pav. vėlparodytas pasipriešinimo nuo prietaisinio greičio grafikas. Vertikaliojiašis yra pasipriešinimas, arba reikiama trauka.DABNestabilusNeutralusStabilusV mdV IAS56 pav. Stabilumo pagal greitį analizėĮsivaizduokime, kad lėktuvas skrenda horizontaliai pastoviugreičiu. Jeigu skrydžio greitis staigiai pasikeičia, o variklio valdymosvertai išlieka pradinėje padėtyje, tai gali susidaryti traukos pertekliusarba traukos trūkumas. Tarkim, lėktuvas skrenda greičiu, kurįatitinka taškas A. Padidėjus greičiui, susidarys traukos trūkumas, lėktuvogreitis pradės mažėti ir be piloto įsikišimo sugrįš į pradinę būklę.Nuo taško A sumažėjus greičiui, susidarys traukos perteklius, lėktuvogreitis pradės didėti ir be piloto įsikišimo sugrįš į pradinę būklę.Vadinasi, esant šiam greičių diapazonui, lėktuvo traukos ir pasipriešinimojėgų pusiausvyra yra stabili.54

Jeigu pradinis lėktuvo režimas yra taškas B, tai, padidėjus greičiui,susidarys traukos perteklius, lėktuvo greitis ims didėti ir be pilotoįsikišimo nesugrįš į pradinę būklę. Nuo taško B sumažėjus greičiui,susidarys traukos trūkumas, lėktuvo greitis ims mažėti ir be piloto įsikišimonesugrįš į pradinę būklę. Vadinasi, esant šiam greičių diapazonui,lėktuvo traukos ir pasipriešinimo jėgų pusiausvyra yra nestabili.Kai lėktuvo skrydžio greitis yra mažesnis už minimalaus pasipriešinimogreitį V md , lėktuvas yra nestabilus pagal greitį. Kai lėktuvoskrydžio greitis yra didesnis už minimalaus pasipriešinimo greitįV md , lėktuvas yra stabilus pagal greitį. Kai lėktuvo greitis yra artimasminimalaus pasipriešinimo greičiui V md , lėktuvo stabilumas pagalgreitį yra neutralus.1.6. Žemės ekrano įtakaLėktuvo kilimo ir tūpimo metu, kai sparnai yra mažame aukštyje,žemės ekrano efektas turi įtakos laisvųjų sūkurių susidarymui.57 pav. parodyti lėktuvo sūkuriai, srauto pakilimas ir nulenkimas, kailėktuvas skrenda aukštai.57 pav. Lėktuvo aptekėjimas be žemės ekrano efekto58 pav. parodyti sūkuriai, srauto pakilimas ir nulenkimas, kailėktuvas skrenda prie pat žemės kilimo arba nusileidimo metu. Žemėsekranas sumažina srauto nulenkimą.55

h58 pav. Lėktuvo aptekėjimas esant žemės ekrano efektui1.6.1. Žemės ekrano įtaka koeficientui C DiPalyginę 57 pav. ir 58 pav., matome, kad, esant žemės ekranoefektui, srauto nulenkimas mažesnis. Kadangi indukcinis atakoskampas yra srauto nulenkimo kampas sparno aplinkoje, tai esant žemėsekrano efektui indukcinis atakos kampas sumažėja. Kadangi indukcinispasipriešinimas yra tiesiai proporcingas indukciniam atakoskampui, tai, esant žemės ekrano efektui, sumažėja ir indukcinis pasipriešinimas.59 pav. parodyta indukcinio pasipriešinimo koeficientopriklausomybė nuo sparno atstumo iki žemės, kai keliamosios jėgoskoeficientas pastovus.1.6.2. Žemės ekrano įtaka αKRir CLKadangi dėl žemės ekrano įtakos indukcinis atakos kampas sumažėja,tai efektyvus atakos kampas padidėja, nes jis yra lygus geometrinioir indukcinio kampų skirtumui. 60 pav. parodytos sparnokeliamosios jėgos koeficiento kreivės be žemės atakos kampo iresant žemės ekrano efektui. Esant tokiam pat geometriniam atakos56

C D i60504030201000,1 0,2 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,159 pav. Žemės ekrano įtaka indukciniam pasipriešinimui(C L = const)h/bC LSu žemės ekranuBe žemės ekrano60 pav. Žemės ekrano įtaka keliamosios jėgos koeficiento kreiveiα57

kampui su žemės ekrano efektu, keliamoji jėga yra didesnė, o kritinisatakos kampas – mažesnis.61 pav. parodyta žemės ekrano įtaka lėktuvo reikiamos traukoskreivei. Esant žemės ekrano efektui, indukcinis pasipriešinimas yramažesnis, todėl ir reikiama trauka mažesnė.T RBe žemės ekranoSu žemės ekranu58V IAS61 pav. Žemės ekrano įtaka reikiamos traukos kreiveiAnalizuojant keliamosios jėgos koeficiento kreives (60 pav.) irreikiamos traukos kreives, galima padaryti išvadas apie efektus, kuriesusidaro artėjant prie žemės ir tolstant nuo jos.Artėjant prie žemės mažėja indukcinis atakos kampas. Dėl tomažėja indukcinis pasipriešinimas ir didėja efektyvus atakos kampas,o kartu ir keliamoji jėga. Dėl to lėktuvo išlaikymas tūpimo metutampa ilgesnis. Tolstant nuo žemės didėja indukcinis atakos kampas.Dėl to didėja indukcinis pasipriešinimas (reikia didesnės traukos),mažėja keliamosios jėgos koeficientas (norint išlaikyti tokį patį keliamosiosjėgos koeficientą, reikia didinti atakos kampą).

1.6.3. Poveikis lėktuvo kilimo irtūpimo charakteristikomsJeigu tūpimo metu artėjant prie žemės išlaikomas pastovus polinkiokampas, tai dėl keliamosios jėgos didėjimo ir indukcinio pasipriešinimomažėjimo gali susidaryti „plūdrumo“ efektas.Kadangi žemasparnio lėktuvo sparnas būna arčiau žemės neguaukštasparnio, tai žemės ekrano efektas žemasparniui lėktuvui pasireiškialabiau negu aukštasparniui.Indukcinis atakos kampas paveikia ne tik sparną, bet ir srauto nulenkimąprie uodegos horizontaliosios plokštumos. 62 pav. parodytažemės ekrano įtaka uodegos horizontaliosios plokštumos atakos kampui.62 pav. Žemės ekrano efektas srauto nulenkimui prie uodegosEsant žemės ekrano efektui, srauto nulenkimo kampas prie uodegosyra mažesnis. Žemyn nukreipta uodegos keliamoji jėga sumažėja,atsiranda neigiamas polinkio momentas. Šie efektai labiau pasireiškialėktuvams, kurių horizontali uodega yra žemai ant liemens ir mažiaupasireiškia lėktuvams, kurių horizontali uodega yra aukštai ant kilio.Kai, esant žemės ekrano efektui, pasikeičia lėktuvo aptekėjimas,gali atsirasti papildomų statinio slėgio matavimo paklaidų, kurių rezultatas– greičio matavimo paklaidos. Artėjant prie žemės ekranostatinis slėgis matavimo vietose dažniausiai padidėja ir dėl to prietaisairodo truputį mažesnį aukštį ir mažesnį greitį. Tolstant nuo žemėsekrano efekto, prietaisai rodo truputį didesnį aukštį ir greitį.59

1.7. Ryšys tarp keliamosios jėgos koeficiento ir greičio1.7.1. FormulėKai lėktuvas skrenda tiesiai horizontaliai pastoviu greičiu, nepriklausomainuo skrydžio greičio jo keliamoji jėga yra lygi jo svoriui.Įvertinus šią sąlygą, galima gauti keliamosios jėgos koeficientopriklausomybę nuo greičio:CLW S . (37)20 VIAS21.7.2. Grafikas63 pav. parodyta keliamosios jėgos koeficiento priklausomybėnuo atakos kampo ir skrydžio greičio horizontaliojo skrydžio metu.C L1,532C Lmax150 km/h0,863200 km/hSmuka0,5520,384300 km/h250 km/hα63 pav. Keliamosios jėgos koeficiento priklausomybė nuo atakoskampo ir skrydžio greičioIš 63 pav. matome, kad didėjant atakos kampui keliamosios jėgoskoeficientas didėja ir horizontaliojo skrydžio greitis mažėja.60

Iš 63 pav. matome, kad keliamosios jėgos koeficiento ir prietaisiniogreičio priklausomybė yra netiesinė, t. y., skrendant dideliugreičiu ir mažu atakos kampu ir norint pakeisti skrydžio greitį, reikianedidelio atakos kampo pokyčio, o, skrendant mažu greičiu ir dideliuatakos kampu ir norint tokiu pat dydžiu pakeisti skrydžio greitį, reikiagerokai didesnio atakos kampo pokyčio.1.8. Smuka1.8.1. Srauto atitrūkimas didėjant atakos kampuiKai srautas apteka sparno profilį, prie galinės briaunos susitinkančioviršutinio srauto ir apatinio srauto greičiai pasienio sluoksnioišorėje turi būti vienodi. Todėl, artėdamas prie galinės briaunos, srautaslėtėja. Iš Bernulio lygties išplaukia, kad, srautui lėtėjant, statinisslėgis jame didėja.Didėjant atakos kampui, slėgis sparno profilio viršutiniame paviršiujedarosi vis mažesnis, bet iki galinės briaunos jis vėl turi padidėtibeveik iki atmosferinio. Kai atakos kampas pasiekia tam tikrą ribą, pasieniosluoksnis nebepajėgia nugalėti slėgio didėjimo galinės briaunoslink ir atitrūksta nuo sparno paviršiaus pradžioje prie galinės briaunos.Toliau didėjant atakos kampui, keliamoji jėga didėja lėčiau, nes vis didėjaatitrūkusio srauto sritis. Galiausiai keliamoji jėga pasiekia maksimumąir pradeda mažėti,nors atakos kampas didėja.64 pav. pavaizduotassparno profilis srautui atitrūkus:viršuje – atitrūkimopradžia, apačioje – atitrūkimasesant kritiniamatakos kampui.Atakos kampas, kuriamesant keliamoji jėgayra maksimali, vadinamas64 pav. Srauto atitrūkimaskritiniu atakos kampu.61

65 pav. pavaizduota keliamosios jėgos koeficiento priklausomybėnuo atakos kampo, pažymėtas kritinis atakos kampas ir tipinių įprastiniųatakos kampų diapazonas.1,4C L0° 15°Tipinis α1,21,00,80,60,40,20α kr-4° 0° 4° 8° 12° 16°65 pav. Kritinis atakos kampasαIš 21–23 pav. matome, kad, didėjant atakos kampui, priekinis sąstingiotaškas apatiniu paviršiumi nuo priekinės briaunos juda atgal.Iš 26–28 pav. matome, kad, didėjant atakos kampui, slėgis viršutiniamesparno paviršiuje darosi vis mažesnis. Slėgio gradientas galinėsbriaunos link vis didėja.Didėjant atakos kampui, pasipriešinimas didėja. Prasidėjus srautoatitrūkimui, pasipriešinimas didėja dar sparčiau.Didėjant atakos kampui slėgio centras juda priekinės briaunoslink. Jeigu sparnas yra tiesus (nestrėlinis), tai, prasidėjus srauto atitrūkimui,slėgio centro judėjimas pirmyn sustoja ir, pasiekęs kritinįatakos kampą, ima judėti atgal. Toks slėgio centro judėjimas yra stabilus,nes, jam judant atgal, susidaro neigiamas polinkio momentas,kuris mažina atakos kampą.62

Jeigu sparnas yra strėlinis, tai, prasidėjus srauto atitrūkimui, slėgiocentras juda pirmyn dar sparčiau. Toks slėgio centro judėjimasyra nestabilus, nes, jam judant pirmyn, susidaro teigiamas polinkiomomentas, kuris toliau didina atakos kampą.Kai esant dideliems atakos kampams atitrūksta srautas, aptekėjimasbūna nestacionarus, jaučiamas viso lėktuvo drebėjimas. Jeigunuo sparno atitrūkęs srautas patenka ant uodegos, lėktuvo ir vairųdrebėjimas dar labiau sustiprėja.Didėjant atakos kampui, kai prasideda srauto atitrūkimas, vairųefektyvumas mažėja, valdymo jėgos taip pat mažėja. Valdymas tampa„minkštas“.Viršijus kritinį atakos kampą, gali prasidėti smuka ir lėktuvo elgesysgali būti trejopas: 1) lėktuvas gali parašiutuoti, t. y. skristi tiesiaivirškritiniu atakos kampu; 2) virsti ant sparno arba 3) virsti ant nosies.Skrendant atakos kampu, artimu kritiniam, staigūs vairų atlenkimaiyra pavojingi, nes gali prasidėti smuka. Ypač atsargiai reikiavaldyti eleronais. Tuose sparno pjūviuose, kur eleronas atlenktas žemyn,kritinis atakos kampas sumažėja ir vietoj posvyrio į vieną pusę,lėktuvas gali nuvirsti į kitą pusę.1.8.2. Smukos greitisTeorinis smukos greitis apskaičiuojamas pagal keliamosios jėgosformulę, kai keliamosios jėgos koeficiento reikšmė yra maksimaliV SIAS2L C S. (38)0 L maxKilimo ir tūpimo metu lėktuvai turi skristi kiek galima lėčiau,kad galėtų pakilti ir nusileisti konkretaus ilgio kilimo ir tūpimo take.Tačiau turi būti pakankama greičio atsarga nuo minimalaus leistinojoskrydžio greičio iki lėktuvo smukos greičio.Laikoma, kad prasidėjo lėktuvo smuka, kai:• lėktuvo nosis kniumba žemyn arba lėktuvas virsta antsparno ir negalima lengvai jo sulaikyti;63

• prasideda aiškiai išreikštas lėktuvo drebėjimas;• vairalazdė arba šturvalas visiškai pritrauktas ir polinkiokampas daugiau nebedidėja.Lėktuvo smukos greitis apskaičiuojamas pagal (38) formulę. Taiyra smukos greitis, kai perkrovos koeficientas (keliamosios jėgos irsvorio santykis) yra lygus vienetui:VS1g IAS2L C S. (39)0 L maxIš šios formulės galime gauti smukos greitį, kai pasikeičia lėktuvosvoris:VWnaujas V. (40)S gsenasWsenasS1g naujas 1Didėjant lėktuvo svoriui, smukos greitis didėja.Nuo centruotės, t. y. nuo svorio centro padėties priklauso, kokiodydžio ir kokios krypties jėga veikia horizontaliojoje uodegos plokštumoje,atsverianti momentą skersinės ašies atžvilgiu. Kai centruotėyra priekinė, uodegoje veikia didesnė jėga, nukreipta žemyn. Šiuoatveju lėktuvo keliamoji jėga turi atsverti ne tik lėktuvo svorį, bet iržemyn veikiančią uodegos jėgą. Todėl, esant priekinei centruotei,smukos greitis truputį padidėja (66 pav.).Naujo lėktuvo bandymų metu smukos greitis matuojamas, kaivariklio trauka yra minimali, nes tai yra sunkiausia situacija. Veikiantvarikliui smukos greitis paprastai būna mažesnis. Propeleriniuoselėktuvuose, kai propeleris yra prieš sparną, srautas nuo propeleriodidesniu greičiu apteka sparną ir taip padidina keliamąją jėgą.Lėktuvuose su turboreaktyviniais varikliais paprastai yra, nors ir nedidelėvertikali traukos komponentė.Ledas, šerkšnas ir sniegas sparno paviršiuje pakeičia (pablogina)sparno paviršiaus kokybę. Dėl to pasienio sluoksnis nuo pat sparnopriekinės briaunos jau būna turbulentinis. Maksimali keliamoji sparnojėga tampa mažesnė, smukos greitis padidėja (67 pav.).64

LCPL tW66 pav. Priekinės centruotės įtaka sparno keliamajai jėgaiC LSu šerkšnuSu ledu67 pav. Apledėjimo ir šerkšno įtaka keliamosios jėgos kreiveiLėktuvų, kurie skirti skraidyti dideliais ikigarsiniais greičiais,sparnai daromi strėliški. Tačiau strėliškų sparnų maksimalus keliamosiosjėgos koeficientas yra mažesnis už tiesių sparnų. Todėl lėktuvųsu strėliniais sparnais smukos greitis būna didesnis.α65

Didėjant skrydžio aukščiui labiau pasireiškia oro spūdumas.Apie oro spūdumo įtaką žr. 2.2.3 poskyrį.Keliamosios jėgos ir lėktuvo svorio santykis vadinamas perkrovoskoeficientu ir žymimas n. Jis parodo, kiek kartų keliamoji jėgadidesnė už lėktuvo svorį.Kai lėktuvas atlieka manevrą ir jo perkrovos koeficientas nelygusvienetui, smukos greitį galima apskaičiuoti pagal formulę:2WnVSnVS1gn . (41)CSL maxDidėjant posvyrio kampui Φ viraže didėja ir perkrovos koeficientas.Smulkiau apie viražą žr. 8.1.5. Kiek procentų padidėja smukosgreitis viraže ΔV S % priklausomai nuo posvyrio kampo Φ , parodyta68 pav.ΔV s%5041197045°0° 30°60°29 pav. Posvyrio įtaka smukos greičio padidėjimui viraže1.8.3. Srauto atitrūkimo pradžia sparno mosto kryptimiKeliamosios jėgos koeficientas išilgai su sparnu dažniausiai būnanepastovus. Didėjant sparno atakos kampui srauto atitrūkimasprasideda tuose pjūviuose, kuriuose keliamosios jėgos koeficientasyra didžiausias.Φ66

Keliamosios jėgos koeficientas išilgai su elipsiniais sparnais yrapastovus. Didėjant atakos kampui srauto atitrūkimas prasideda pervisą sparno ilgį vienu metu.Stačiakampio sparno keliamosios jėgos koeficientas yra didžiausiascentre. Didėjant atakos kampui srauto atitrūkimas prasidės centre.Keliamosios jėgos koeficiento kitimas išilgai su elipsiniu sparnuir srauto atitrūkimo pradžia parodyta 69 pav.CP69 pav. Srauto atitrūkimo pradžia nuo stačiakampio sparnoTrapecinių siaurėjančių sparnų vietinio keliamosios jėgos maksimumovieta priklauso nuo sparno siaurėjimo. Kai sparno siaurėjimasnedidelis, t. y. kai galinės stygos ilgis sudaro pusę arba daugiaupagrindo stygos ilgio, keliamosios jėgos koeficiento maksimumo vietayra maždaug per vidurį tarp sparno pagrindo ir galo. Kuo labiausiaurėja sparnas, tuo arčiau jo galo yra keliamosios jėgos koeficientomaksimumo vieta ir srauto atitrūkimo pradžios vieta. Keliamosiosjėgos koeficiento kitimas išilgai su trapeciniu sparnu ir srauto atitrūkimopradžia parodyta 70 pav.Keliamosios jėgos kitimą išilgai su sparnu strėliškumas veikiapanašiai kaip ir siaurėjimas. Vietinio keliamosios jėgos koeficientomaksimumas strėliniuose sparnuose yra arčiau sparno galo. Tose vie-67

tose ir prasideda srauto atitrūkimas. Keliamosios jėgos koeficientokitimas išilgai su strėliniu sparnu ir srauto atitrūkimo pradžia parodyta71 pav.CP70 pav. Srauto atitrūkimo pradžia nuo trapecinio sparnoCP71 pav. Srauto atitrūkimo pradžia nuo strėlinio sparno68

Kai išilgai su sparno mostu skirtinguose pjūviuose naudojamiskirtingi profiliai, keičiasi ir nulinės keliamosios jėgos kampas išilgaisu sparno mostu, nors profilių tvirtinimo kampas išilgai su mostu yrapastovus. Toks nulinės keliamosios jėgos kampo kitimas išilgai susparno mostu, kai profilių tvirtinimo kampas yra pastovus, vadinamasaerodinaminiu susukimu. Parenkant skirtingus profilius išilgaisu sparnu galima pakeisti srauto atitrūkimo pradžios vietą.Kai keičiasi sparno profilių tvirtinimo kampas išilgai su sparnomostu, sparnas yra geometriškai susuktas. Dažniausiai sparno geometrinissusukimas būna toks, kad sparno galo tvirtinimo link kampaimažėja. Tokiu atveju srauto atitrūkimo pradžia pasislenka sparnopagrindo link.Srauto atitrūkimo tendenciją strėlinių sparnų galuose sustiprinadar ir tai, kad strėlinių sparnų pasienio sluoksnyje srautas nukrypstasparnų galų link ir sparnų galuose susikaupia storesnis pasieniosluoksnis, kuris lengviau atitrūksta. Todėl strėliniuose sparnuose kartaisnaudojamos tvorelės (plokštelės išilgai su srautu), kurios sustabdosrauto tekėjimą išilgai su sparno mostu. Panašų vaidmenį atlieka irpriekinės briaunos laiptas. Nuo laipto eina sūkurys sparno paviršiumi,kuris kaip ir tvorelė sustabdo srauto tekėjimą išilgai su sparno mostu.Apie sūkurių generatorių veikimą žr. 1.9.3 poskyrį.1.8.4. Įspėjimas apie smukąKad lėktuvas būtų saugus, artėjant prie smukos greičio, pilotasturi būti įspėtas apie tai.Lėktuvų tinkamumo reikalavimuose JAR/CS 23/25 nurodyta,kad įspėjimas apie smuką prasidėtų, kai iki smukos greičio lieka nemažiau kaip 9 km/h, arba 5 % V S (imama didesnė reikšmė) ir tęstųsiiki pat smukos.Kai kurių lėktuvų aerodinaminės savybės yra tokios, kad, prasidėjussrauto atitrūkimui, jie pradeda drebėti, duodami signalą pilotui,kad artėjama prie smukos. Jeigu nėra lėktuvo natūralaus aerodinaminiodrebėjimo, taikomi dirbtiniai metodai.69

Norint dirbtinai sukelti srauto atitrūkimą prie liemens, kai kuriuoselėktuvuose naudojama smukos juosta – aštri briauna sparnopriekinėje briaunoje, kaip parodyta 72 pav.72 pav. Smukos juostaKitas dirbtinio įspėjimo apie smuką pavyzdys yra plokštelė--jungiklis priekinėje briaunoje (73 pav.). Plokštelė priekinėje briaunojetvirtinama ant horizontaliosios ašies ir sujungiama sparno vidujesu elektros jungikliu. Tvirtinimo vieta parenkama taip, kad, pasiekusatakos kampą, kai turi prasidėti smukos įspėjimas, sąstingio taškaspasislenka žemiau plokštelės ir atlenkia ją aukštyn. Įjungiamas jungiklisir pradeda veikti dirbtinis įspėjimas apie smuką.73 pav. Plokštelė-jungiklis priekinėje briaunoje70

Kai kuriuose lėktuvuose dirbtinis smukos įspėjimas įjungiamaspagal atakos kampą, kuris matuojamas ant liemens.Vienas iš dirbtinio smukos įspėjimo metodų yra vairalazdės arbašturvalo purtiklis.Lėktuvo smuka yra pavojinga tuo, kad lėktuvas gali pereiti į suktuką.Norint išvengti smukos arba išeiti iš jos, reikia mažinti atakoskampą.1.8.5. Ypatingi smukos reiškiniaiMinimalūs bendrosios paskirties lėktuvų reikalavimai nurodyti dokumenteCS23. Jame smukos greitis tūpimo konfigūracijoje žymimasV S 0 . Kiekvienoje kitoje konfigūracijoje smukos greitis žymimas V S1.Minimalūs transporto lėktuvų reikalavimai nurodyti dokumenteCS25. Jame naudojamas charakteringas (reference) smukos greitis V SR .Pagrindiniai veiksmai išeinant iš smukos: mažinti atakos kampą,eleronus laikant neutraliai, posvyrį koreguojant krypties vairu.Srauto atitrūkimas nuo teigiamai (atgal) strėlinių sparnų prasidedasparnų galuose. Slėgio centras juda pirmyn. Lėktuvas savaime toliaudidina atakos kampą. Sparnai su neigiamu (pirmyn) strėliškumuyra saugesni, nes srauto atitrūkimas prasideda prie liemens. Slėgiocentras juda atgal, sparnas savaime mažina atakos kampą.T formos uodega, prasidėjus sparno smukai, gali pakliūti į atitrūkusiosrauto sritį. Šiuo atveju jos efektyvumas labai sumažėja.Anties tipo konfigūracijos lėktuvuose priekinės plokštumos atakoskampas ir keliamosios jėgos koeficientas yra didesni už pagrindiniosparno. Didėjant atakos kampui pirmiausia prasideda priekinėsplokštumos smuka ir lėktuvas mažina atakos kampą.Srauto atitrūkimas nuo strėlinių sparnų prasideda galuose. Slėgiocentras juda pirmyn. Lėktuvas toliau savaime didina atakos kampą.Jeigu horizontalioji uodegos plokštuma yra kilio viršuje, atitrūkęssrautas nuo sparno gali patekti ant uodegos horizontaliosios plokštumosir labai sumažinti jos efektyvumą. Taip prasideda gili, nevaldomalėktuvo smuka.71

Lėktuvai, kuriuose pasireiškia gilios smukos tendencija, privaloturėti įrenginius, kurie neleistų prasidėti smukai. Vienas iš tokių įrenginiųyra vairalazdės (šturvalo) stūmiklis. Tai įrenginys aukščio valdymosistemoje, kuris šturvalą stumia pirmyn maždaug 40 daN jėga,kai lėktuvo greitis sumažėja ir artėja prie smukos pradžios greičio.Kai lėktuvas apledėja, pasidengia šerkšnu arba sniegu, pasikečiajo aptekėjimo sąlygos. Susilpnėja arba visai išnyksta įspėjimo apieartėjimo prie smukos sistemos darbas.Lėktuvui apledėjus gali nebeveikti dirbtinė įspėjimo apie artėjimąprie smukos sistema. Smuka gali prasidėti greičiui esant iki 30 %didesniam už neapledėjusio lėktuvo smuką. Pablogėja skersinis lėktuvopavaldumas ir gali prasidėti posvyrio svyravimai.Horizontali uodegos plokštuma veikia kaip sparnas, jos keliamojijėga dažniausiai būna nukreipta žemyn. Apledėjus stabilizatoriui,gali prasidėti jo smuka. Žemyn nukreipta keliamoji jėga sumažės irlėktuvas ims leisti nosį žemyn.Lėktuvas skrydžio metu gali apledėti, kai skrenda debesyse, kur yraperšalusių vandens lašelių, kai oro temperatūra yra nuo 0 °C iki –20 °C.Pagrindinė suktuko atsiradimo priežastis – virškritinis atakoskampas (74 pav.). Slydimo kampas padidina tikimybę prasidėti suktukui.Kai nuo vieno sparno srauto atitrūkimas yra didesnis, to sparnokeliamoji jėga sumažėja, padidėja pasipriešinimas ir jis pradeda leistis.Prasideda autorotacija.C L ,C D α krKylantissparnasSmunkantissparnas74 pav. Keliamoji jėga ir pasipriešinimas, kai atakoskampas virškritinisα72

Yra trys suktuko etapai:• suktuko pradžia;• nusistovėjęs suktukas;• išėjimas iš suktuko.Išeinant iš suktuko svarbios yra konkrečios lėktuvo ypatybės.Didelės įtakos suktuko charakteristikoms turi svorio centro padėtis.Lėktuvas su priekine centruote sunkiau įeina į suktuką ir lengviau išeinaiš jo. Lėktuvas su galine centruote lengviau įeina į suktuką ir netgali pereiti į plokščiąjį suktuką su labai dideliu atakos kampu, iš kurioišeiti sunkiau. Bendrieji išėjimo iš suktuko principai yra tokie:1) Sumažinti variklių galingumą iki minimumo. Taip sumažinamanepalankių variklio momentų ir giroskopinių efektųtikimybė vienmotoriuose lėktuvuose ir nesimetrinės traukostikimybė daugiamotoriuose lėktuvuose.2) Nustatyti eleronus į neutralią padėtį. Eleronų atlenkimas galibūti plokščiojo suktuko priežastis arba didesnio kampiniogreičio esant normaliam suktukui priežastis.3) Krypties vairą visiškai atlenkti prieš suktuką.4) Energingai nustumti vairalazdę arba šturvalą pirmyn. Kiekreikia nustumti šturvalą pirmyn, priklauso nuo konkretauslėktuvo ypatybių.Pirmieji keturi veiksmai atliekami vienu metu, nors, valdant kaikuriuos lėktuvus, po krypties vairo atlenkimo iki aukščio vairo atlenkimoreikia palaukti trumpą pauzę.5) Laikyti vairus rekomenduojamoje padėtyje, kol lėktuvasliausis suktis.6) Kai lėktuvas nustoja suktis, vairus grąžinti į neutralią padėtį.Jeigu krypties vairas negrąžinamas į neutralią padėtį, lėktuvasgali pereiti į priešingos krypties suktuką.7) Išvesti lėktuvą iš smigimo laipsniškai traukiant vairalazdęarba šturvalą į save:a) traukiant per stipriai, lėktuvas gali pakartotinai patekti įsuktuką arba viršyti leistiną perkrovos ribą;73

) išeinant iš smigimo per lėtai, gali būti viršytas leistinasismaksimalus greitis. Leistinojo greičio viršijimo pavojusyra dar viena variklių galingumo sumažinimo priežastisišeinant iš suktuko;c) perėjus į normalų skrydžio režimą, padidinti variklių galingumąiki reikiamo.1.9. Keliamosios jėgos didinimas1.9.1. Užsparniai ir jų naudojimo tikslai kilimo irtūpimo metu (75–79 pav.)75 pav. Skeltas užsparnis (skydelis)76 pav. Paprastasis užsparnis77 pav. Plyšinis užsparnis (su dviem plyšiais)74

78 pav. Faulerio užsparnis79 pav. Faulerio užsparnis su trimis plyšiaisAtlenkus užsparnį, pasikeičia sparno gaubtumas ir efektyvusatakos kampas, kaip parodyta 80 pav.Profilio momentas aerodinaminio centro atžvilgiu priklauso nuoprofilio gaubtumo. Kuo didesnis profilio gaubtumas, tuo didesnisneigiamas momentas (neigiamas momentas atakos kampo mažėjimokryptimi). Kai užsparnis atlenkiamas žemyn, padidėja profilio gaubtumas,o kartu padidėja neigiamas profilio momentas aerodinaminiocentro atžvilgiu.Efektyvus αMažaspradinis α80 pav. Užsparnio įtaka profilio gaubtumui ir efektyviamatakos kampui81 pav. parodyta užsparnių įtaka keliamosios jėgos koeficientopriklausomybei nuo atakos kampo. Atlenkus užsparnį žemyn, kreivėpasislenka aukštyn ir truputį mažesnių atakos kampų krypimi. Kolatakos kampas neviršija kritinio, keliamosios jėgos koeficientas esant75

C L81 pav. Užsparnių įtaka keliamosios jėgos kreiveivisiems atakos kampams padidėja vienodai. Maksimalus keliamosiosjėgos koeficientas padidėja. Kritinis atakos kampas sumažėja.Skelto užsparnio (skydelio) ir paprastojo užsparnio efektyvumaskeliamosios jėgos atžvilgiu yra panašus. Plyšinis užsparnis yra efektyvesnis.Faulerio užsparnio efektyvumas yra dar didesnis.Kai lėktuvui skrendant pastoviu greičiu išleidžiami užsparniai,atakos kampas turi būti sumažintas, kad keliamosios jėgos koeficientasir skrydžio greitis išliktų nepakitę.Lėktuvo smukos greitis apskaičiuojamas pagal (38) formulę.Vienas iš pagrindinių parametrų, nuo kurių priklauso smukos greitis,yra maksimalus keliamosios jėgos koeficientas. Pagrindinė užsparniųpaskirtis ir yra maksimalaus keliamosios jėgos koeficiento didinimas.82 pav. parodyta įvairių užsparnių tipų įtaka poliarei. Pasipriešinimąlabiausiai padidina skeltas užsparnis (skydelis). Paprastojo užα76

C L82 pav. Užsparnių įtaka poliareisparnio pasipriešinimas yra mažesnis, plyšinio užsparnio – dar mažesnis.Aerodinamikai efektyviausias yra Faulerio užsparnis.Aerodinaminė kokybė yra keliamosios ir pasipriešinimo jėgossantykis. Išleidus užsparnius padidėja ir keliamoji jėga bei pasipriešinimas,bet pasipriešinimas padidėja santykinai daugiau. Todėl išleidusužsparnius aerodinaminė kokybė tampa prastesnė. Aerodinaminėkokybė yra atvirkščiai proporcinga sklendimo kampui. Kadangiišleidus užsparnius aerodinaminė kokybė tampa prastesnė, tai sklendimokampas pasidaro statesnis.Užsparniai kiekvienoje lėktuvo sparno pusėje valdomi atskiromispavaromis. Atsiradus defektui užsparnių išleidimo metu, abiejų sparnųužsparniai gali būti išleisti nevienodu kampu. Susidarytų didelis momentasišilginės ašies atžvilgiu. Šis momentas gali būti toks didelis,kad priklausomai nuo skrydžio režimo gali nepakakti eleronų efektyvumošiam momentui kompensuoti. Todėl transporto lėktuvuose yrapapildomos sistemos, kontroliuojančios užsparnių padėtį skirtinguoseα77

sparnuose. Jeigu keičiant užsparnių padėtį pastebimas skirtumas sparnuose,užsparniai užfiksuojami ir lėktuvas tupia avariniu būdu.Pagrindinė užsparnių paskirtis – sumažinti kilimo ir tūpimo greitį.Kai lėktuvo kilimo ir tūpimo greitis mažesnis, sumažėja įsibėgėjimodistancija kylant ir stabdymo distancija nutūpus.Užsparniai turi dar vieną privalumą. Išleidus užsparnius lėktuvasskrenda mažesniu atakos kampu ir mažesniu polinkio kampu. Todėlnereikia labai aukštos važiuoklės.1.9.2. Priešsparniai ir jų naudojimo tikslai kilimo irtūpimo metuSkirtingi keliamąją jėgą didinantys priešsparnių tipai ir jų eskizai(83–85 pav.):83 pav. Plyšinis priešsparnis84 pav. Atlenkiama noselė85 pav. Kriugerio priešsparnis78

Plyšinis priešsparnis truputį padidina sparno stygą, sumažinasparno viršutinės priekinės dalies kreivumą ir leidžia srautui, kuriodidesnė kinetinė energija, pro plyšį tekėti į viršų. Taip sumažinamasrauto atitrūkimo tikimybė iki didesnių atakos kampų.Atlenkiama noselė ir Kriugerio priešsparnis sumažina sparnoviršutinės priekinės dalies kreivumą. Taip sumažinama srauto atitrūkimotikimybė iki didesnių atakos kampų.Atlenkiama noselė ir Kriugerio priešsparnis sumažina sparnoviršutinės priekinės dalies kreivumą. Taip sumažinama srauto atitrūkimotikimybė iki didesnių atakos kampų.Priešsparnių įtaka pasireiškia tuo, kad jie pristabdo srauto atitrūkimąiki didesnių atakos kampų. 86 pav. parodyta priešsparnių įtakasparnui be užsparnio ir sparnui su užsparniu. Su priešsparniu keliamosiosjėgos koeficiento kreivė prasitęsia didesnių keliamosios jėgoskoeficiento reikšmių ir didesnių atakos kampų link. Priešsparnis padidinamaksimalų keliamosios jėgos koeficientą ir kritinį atakos kampą.C Lα86 pav. Priešsparnių įtaka keliamosios jėgos kreivei79

Kadangi priešsparniai padidina maksimalų keliamosios jėgoskoeficientą, tai smukos greitį jie sumažina. Mažesnis smukos greitisbūna esant didesniam atakos kampui. Užsparniai taip pat sumažinasmukos greitį, bet mažesnis smukos greitis išleidus užsparnius būnaesant mažesniam atakos kampui.Priešsparniai kiekvienoje lėktuvo sparno pusėje valdomi atskiromispavaromis. Atsiradus defektui priešsparnių išleidimo metu,abiejų sparnų priešsparniai gali būti išleisti nevienodai. Susidarytųpapildomas momentas išilginės ašies atžvilgiu. Todėl transporto lėktuvuoseyra papildomos sistemos, kontroliuojančios priešsparnių padėtįskirtinguose sparnuose. Jeigu keičiant priešsparnių padėtį pastebimasskirtumas sparnuose, priešsparniai užfiksuojami ir lėktuvas tupiaavariniu būdu.Kai kuriuose lėktuvuose priešsparniai nevaldomi iš piloto kabinos,jie veikia automatiškai. Automatinių priešsparnių tvirtinimo mechanizmaspadaromas taip, kad esant mažiems atakos kampams slėgisjuos prispaudžia prie pagrindinio sparno, o esant dideliems atakoskampams slėgio sumažėjimas priekinėje briaunoje priešsparnį atitraukianuo sparno.Automatiniai užsparniai naudojami tik nedideliuose lėktuvuose(pvz., An-2). Dideliuose transporto lėktuvuose priešsparniai visadavaldomi iš piloto kabinos.Priešsparnis padidina maksimalų keliamosios jėgos koeficientąir kritinį atakos kampą. Naudoti vien tik priešsparnį be užsparnio būtųnepatogu, nes kai atakos kampas didelis, reikia aukštos važiuoklės.Pagrindinė priešsparnių paskirtis – padidinti maksimalų keliamosiosjėgos koeficientą ir sumažinti kilimo ir tūpimo greitį. Kai lėktuvokilimo ir tūpimo greitis mažesnis, sumažėja įsibėgėjimo distancijakylant ir stabdymo distancija nutūpus.80

1.9.3. Sūkurių generatoriaiSūkurių generatoriai yra miniatiūriniai vertikalūs sparneliai antsparno, liemens ar variklių gondolų paviršiaus (87 pav.). Nuo jų pasroviuitęsiasi sūkuriai. Todėl jie ir vadinami sūkurių generatoriais.87 pav. Sūkurių generatoriaiNuo sūkurių generatorių pasroviui nueinantys sūkuriai sumaišoišorinį srautą, kurio kinetinė energija yra didelė, su pasienio sluoksniu,kuriame srautas jau praradęs kinetinę energiją. Srautas neatitrūksta ikididesnių atakos kampų. Efektas panašus į priešsparnio įtaką.Sūkurių generatorių privalumas: padidėja kritinis atakos kampasir maksimalus keliamosios jėgos koeficientas.Sūkurių generatorių trūkumas: esant skrydžio režimams, kai nėrasrauto atitrūkimo pavojaus, sūkurių generatoriai sudaro papildomąpasipriešinimą.1.10. Pasipriešinimo didinimas1.10.1. Spoileriai ir jų naudojimo priežastys įvairiaisskrydžio etapaisSpoileriai yra plokštelės sparno viršuje (88 pav.). Jų paskirtis –mažinti keliamąją jėgą ir (arba) didinti pasipriešinimą.Transporto lėktuvuose esant kreiserinio skrydžio režimui spoileriainaudojami kaip pagalba eleronams posvyriui valdyti.Transporto lėktuvams tūpimo metu palietus žemę spoileriai naudojamikaip keliamosios jėgos slopintuvai ir oro stabdžiai.81

88 pav. Spoileris1.10.2. Oro stabdžiai pasipriešinimui didintiOro stabdžių paskirtis – padidinti lėktuvo žalingą pasipriešinimą.Jie lėktuvo poliarę perslenka didesnio pasipriešinimo kryptimi,pablogina aerodinaminę kokybę. Išleidus oro stabdžius minimalauspasipriešinimo greitis yra mažesnis. Oro stabdžiais gali būti spoileriaiarba specialūs oro stabdžių įrenginiai.1.11. Pasienio sluoksnisTrinties pasipriešinimas yra oro klampumo pasekmė. Kadangioro klampumas yra labai mažas, tai jis pasireiškia tik labai plonamesluoksnyje prie aptekamo kūno paviršiaus. Pasienio sluoksnio schemaparodyta 89 pav.Pasienio sluoksnis būna dviejų tipų: laminarinis (sluoksniuotas)ir turbulentinis.Kai srautas apteka kūną, pradžioje nuo sąstingio taško susidarolaminarinis pasienio sluoksnis. Jame oras teka sluoksniais. Tačiaulaminarinis pasienio sluoksnis paprastai greitai tampa nestabilus irvirsta turbulentiniu.Turbulentiniame pasienio sluoksnyje vyksta maišymasis tarp atskirųsrauto sluoksnių. Greitis pulsuoja dideliu dažniu.Vieta, kurioje laminarinis pasienio sluoksnis tampa turbulentiniu,vadinama laminarinio-turbulentinio virsmo vieta. 90 pav. parodytaspasienio sluoksnio kitimas pasroviui.82

8VPasieniosluoksnis89 pav. Pasienio sluoksnio greičių epiūraLaminarinis Virsmas Turbulentinis90 pav. Laminarinio pasienio sluoksnio virsmas turbulentiniuLaminarinio ir turbulentinio pasienio sluoksnio greičių kitimasprie paviršiaus yra skirtingas. 91 pav. parodytos laminarinio ir turbulentiniopasienio sluoksnio greičių epiūros. Nuo to, kaip sparčiai didėjagreitis prie pat paviršiaus, priklauso trinties pasipriešinimas.Kuo sparčiau didėja greitis, tuo didesnis pasipriešinimas. Iš epiūrųmatome, kad turbulentinio pasienio sluoksnio pasipriešinimas yra didesnis.Todėl projektuojant lėktuvus dažnai stengiamasi, kad kuo didesnėjepaviršiaus dalyje būtų laminarinis pasienio sluoksnis.Srauto greitis arti kūno paviršiaus lemia pasienio sluoksnio kinetinęenergiją. Laminariniame pasienio sluoksnyje tolstant nuo kūnopaviršiaus greitis didėja lėtai. Srauto kinetinė energija nedidelė. Todėllaminarinis pasienio sluoksnis negali nugalėti stipresnio slėgiodidėjimo srauto kryptimi ir turi gerokai didesnę tendenciją atitrūktinuo paviršiaus negu turbulentinis pasienio sluoksnis.83

yLaminarinisTurbulentinis91 pav. Laminarinio ir turbulentinio pasienio sluoksnio epiūrosV1.12. Ypatingos sąlygos1.12.1. Apledėjimas ir kitoks užterštumasApledėjimas, šerkšnas, sniegas ir lietus pablogina lėktuvo skrydžiocharakteristikas.Sąstingio taške susikaupęs net ir nedidelis ledo kiekis pakeičiaprofilio priekinės dalies formą. Paviršius tampa gruoblėtas. Nuo patpriekinės briaunos pasienio sluoksnis tampa turbulentiniu.Apledėjimas, šerkšnas, sniegas ir lietus pakeičia lėktuvo paviršių.Pasikeičia paviršiaus geometrija, jis pasidaro šiurkštus.Lietus ir kiti skysčiai, susikaupę lėktuvo paviršiuje, padidina jomasę. Skysčio įtaka aerodinaminei kokybei priklauso nuo to, ar paviršiusyra drėkinantis, ar ne. Jeigu paviršius yra nedrėkinantis, vanduoant jo pasiskirsto plėvele ir jo įtaka srautui yra mažesnė.Priekinė briauna apledėja, kai lėktuvas skrenda debesyse, kuriuoseyra peršalusių vandens lašelių ir aplinkos temperatūra yra nuo0 iki –20°. Peršalę vandens lašeliai, atsitrenkę į priekinę sparno dalį,iš karto prišąla.Sparno, kurio priekinė briauna apledėjusi, pasienio sluoksnisnuo pat priekinės briaunos yra turbulentinis, srautas atitrūksta nuo84

sparno nepasiekęs galinės briaunos. Keliamoji jėga mažėja, pasipriešinimasdidėja, vairų efektyvumas ir lėktuvo valdumas mažėja.Apledėjusio lėktuvo kritinis atakos kampas sumažėja, smukosgreitis padidėja, aerodinaminiai įspėjimo apie artėjimą prie smukospožymiai susilpnėja arba visai išnyksta.Kai apledėja horizontalioji uodegos plokštuma, sumažėja aukščiovairo efektyvumas. Jeigu esant pradiniam skrydžio režimui uodegoskeliamoji jėga veikė žemyn, tai, apledėjus stabilizatoriui ir prasidėjusjo smukai, žemyn veikiančios jėgos gali nepakakti, ir lėktuvasgali pradėti leisti nosį žemyn.Pagrindiniai apledėjimo efektai, turintys įtakos lėktuvo kilimui irnusileidimui, yra padidėjęs smukos greitis, padidėjęs pasipriešinimas,pablogėjęs lėktuvo valdumas. Lėktuvo kilimo ir tūpimo greitisturi būti didesnis. Kilimo distancija bus ilgesnė.Užterštas lėktuvo paviršius turbulizuoja pasienio sluoksnį nuopat priekinės briaunos. Turbulentinis pasienio sluoksnis, prasidėjęsnuo priekinės briaunos, atitrūksta nuo sparno paviršiaus, nepasiekęsgalinės briaunos. Todėl padidėja pasipriešinimas, sumažėja aerodinaminėkokybė ir maksimalus keliamosios jėgos koeficientas. Dėlmažesnio maksimalaus keliamosios jėgos koeficiento padidėja lėktuvosmukos greitis, o kartu kilimo ir tūpimo greitis. Kylant dėl padidėjusiopasipriešinimo traukos perteklius yra mažesnis. Esant mažesniamtraukos pertekliui ir didesniam kilimo greičiui reikia ilgesnėskilimo distancijos. Esant didesniam tūpimo greičiui, reikia ilgesnėstūpimo distancijos.1.12.2. Sklandmens deformacija ir modifikacija,lėktuvo senėjimasLėktuvas nėra absoliučiai standus kūnas. Veikiamas aerodinaminiųjėgų skrydžio metu lėktuvas deformuojasi. Anksčiau sukurtų irdabar dar naudojamų lėktuvų deformacijos nebūdavo įvertinamosprojektavimo metu. Todėl dėl deformacijų lėktuvo aerodinaminėscharakteristikos truputį pablogėja. Dabar jau lėktuvo projektavimo85

etape įvertinamos būsimos jo deformacijos skrydžio metu. Lėktuvasgaminamas taip, kad jo forma būtų optimali, kai jis deformuojasiskrydžio metu.Eksploatavimo metu lėktuvo paviršiaus kokybė prastėja dėlatmosferinių poveikių. Paviršius darosi šiurkštesnis, atsiranda vietiniųnelygumų. Todėl laminarinis pasienio sluoksnis anksčiau virstaturbulentiniu, padidėja ir turbulentinio pasienio sluoksnio pasipriešinimas.86

2. TRANSGARSINĖ AERODINAMIKA2.1. Macho skaičiusMacho skaičius yra srauto greičio arba skrydžio greičio ir garsogreičio santykis. Lėktuvo skrydžiui svarbus laisvojo srauto (freestream) Macho skaičius, kuris žymimas M arba M FS . Jis yra lygustikrojo skrydžio greičio VTASir garso greičio lėktuvo aplinkojea santykiui:MVaTAS MFS . (42)2.1.1. Garso greitisGarso greitis ore (m/s) priklauso tik nuo oro temperatūros:a 20 T (m/s);(43)čia T – absoliučioji oro temperatūra pagal Kelvino skalę.2.1.2. Temperatūros ir aukščio įtaka Macho skaičiuiIš (43) formulės matome, kad garso greitis ore priklauso tik nuooro temperatūros.Didėjant aukščiui troposferoje, oro temperatūra mažėja, ir garsogreitis mažėja. Stratosferoje, kur oro temperatūra nepriklauso nuoaukščio, garso greitis taip pat nepriklauso nuo aukščio. Garso greičioreikšmės įvairiuose aukščiuose pateiktos 1 lentelėje (žr. p. 12).Kai lėktuvas skrenda esant pastoviam slėgio aukščiui (p = 0)pastoviu kalibruotu greičiu ( V CAS = const), jo Macho skaičius M nepriklauso nuo oro temperatūros kitimo esant šiam slėgio aukščiui.Išsiaiškinkime, kodėl taip yra. Macho skaičius apskaičiuojamas pagalformulę (42), garso greitis – pagal formulę (43). Kai žinomas kalibruotasgreitis V CAS , tikrąjį greitį galima apskaičiuoti pagal formulę:87

VTASVCAS ; (44)čia σ – vietinio oro tankio ρ ir standartinio oro tankio ρ 0 santykis σ =ρ/ρ 0 . Vietinį oro tankį galima apskaičiuoti iš dujų būvio lygties (5):p . (45)RTJei gautas formules įrašysime į Macho skaičiaus formulę (42),gausime:VTAS VCAS VCAS VCASM a a p . (46)p20 T 20 RT R0 0Iš gauto rezultato matome, kad šiomis skrydžio sąlygomis M nepriklauso nuo temperatūros.Troposferoje didėjant aukščiui, temperatūra krinta (standartinėsatmosferos sąlygomis) po 6,5° kas 1 000 m. Vadinasi, didėjant aukščiuigarso greitis mažėja. Jeigu lėktuvas aukštėja troposferoje, kaiMacho skaičius pastovus, tikrasis lėktuvo greitis mažės, nes tikrasisgreitis iš (42) formulės yra lygus VTAS Ma.Stratosferoje temperatūra pastovi, o kartu ir garso greitis pastovus.Lėktuvui aukštėjant stratosferoje, kai Macho skaičius pastovus,tikrasis greitis bus pastovus.Macho skaičius yra tikrojo greičio ir garso greičio santykis. Jeigulėktuvas aukštėja, kai kalibruotas greitis pastovus, tikrasis lėktuvogreitis didės, nes tankis didėjant aukščiui mažėja. Oro temperatūra troposferojemažėja, kai aukštis didėja, vadinasi, ir garso greitis mažėja.Kai lėktuvas aukštėja troposferoje pastoviu kalibruotu greičiu,tikrasis greitis didėja, o garso greitis mažėja. Vadinasi, jų santykis,t. y. Macho skaičius, didėja.Kai lėktuvas aukštėja stratosferoje pastoviu kalibruotu greičiu,tikrasis greitis didėja, o garso greitis nesikeičia, nes temperatūra nesikeičia.Vadinasi, jų santykis, t. y. Macho skaičius, didėja.88

Kai lėktuvas aukštėja troposferoje pastoviu tikruoju greičiu, garsogreitis mažėja. Vadinasi, jų santykis, t. y. Macho skaičius, didėja.Kai lėktuvas aukštėja stratosferoje pastoviu tikruoju greičiu, garsogreitis nesikeičia, nes temperatūra nesikeičia. Vadinasi, jų santykis,t. y. Macho skaičius, yra pastovus.2.1.3. Oro spūdumasOras yra dujos. Keičiant slėgį, keičiasi ir oro tankis. Kai srautogreitis yra gerokai mažesnis už garso greitį, tankio pokyčiai sklinda įvisas puses garso greičiu. Tankis visoje srauto erdvėje išlieka pastovus.Kai srauto greitis yra artimas garso greičiui, tankis nespėja išsilyginti.Keičiantis slėgiui išilgai su srovės linija keičiasi ir tankis.Todėl Macho skaičius yra oro srauto spūdumo matas.2.2. Statmenos smūgio bangosPagal Macho skaičių visus oro srautus galima suskirstyti į keletądiapazonų. Toliau nurodytos Macho skaičiaus reikšmės yra tik orientacinės.Šios reikšmės įvairiems kūnams ir skirtingiems atakos kampamsyra kitokios.Jeigu visuose srauto erdvės taškuose greitis yra mažesnis už garsogreitį, srautas vadinamas ikigarsiniu. Ikigarsiniame sraute galimaišskirti dvi sritis.Kai laisvojo srauto Macho skaičius yra nedidelis ( M < 0,4),tankis visoje srauto erdvėje spėja išsilyginti. Spūdumo įtaka tokiamesraute nejaučiama.Kai laisvojo srauto Macho skaičius yra didesnis (0,4 < M

Kai laisvojo srauto greitis yra gerokai didesnis už garso greitį(1,2 < M∞< 5), visoje srauto erdvėje greičiai yra viršgarsiniai.Kai laisvojo srauto Macho skaičius yra didesnis už 5 ( M > 5),tokiuose srautuose svarbią reikšmę įgyja šilumos mainai.Transgarsiniai ir viršgarsiniai srautai iš esmės skiriasi nuo ikigarsiniųtuo, kad juose susidaro smūgio bangos. Smūgio bangos būnadviejų tipų: stačiosios ir įstrižosios. Stačiosios smūgio bangos susidarotose vietoje, kur srautas iš viršgarsinio sulėtėja ir tampa ikigarsiniu.Srautas iš ikigarsinio į viršgarsinį gali greitėti laipsniškai, bet išviršgarsinio į ikigarsinį jis sulėtėti gali tiktai šuoliškai, sudarydamassmūgio bangą. Smūgio bangoje dalis mechaninės energijos virsta įšilumą. Už smūgio bangos srauto mechaninė energija mažesnė.92 pav. parodyta, kaip pasikeičia pagrindiniai srauto parametraistačiojoje smūgio bangoje: Macho skaičius M, greitis V, statinis slėgisp, tankis ρ, temperatūra T ir visuminis slėgis p 0 . Indeksu (1) pažymėtisrauto parametrai prieš smūgio bangą, indeksu (2) pažymėtisrauto parametrai už smūgio bangos.93 pav. parodyta stačioji smūgio banga profilio paviršiuje. Stačiojismūgio banga yra statmena profilio paviršiui. Nuo profilio paviršiausji tęsiasi tiek, kiek yra išsiplėtusi viršgarsinio srauto sritis.∞12M 1 > 1 M 2 < 1V 1p 1ρ 1T 1p 0,1V 2 < V 1p 2 > p 1ρ 1 > ρ 2T 2 > T 1p 0,2 < p 0,192 pav. Srauto parametrų pokytis stačiojoje smūgio bangoje90

V > aStačioji smūgio bangaV < aV < a93 pav. Stačioji smūgio banga2.2.1. MKRir jo viršijimas94 pav. parodytos srovės linijos prieš profilį, esant dviem srautogreičiams. Kuo srauto greitis artimesnis garso greičiui, tuo arčiau aptekamokūno srovės linijos nukrypsta nuo pradinės krypties, prisitaikydamosprie kūno formos. Pasikečia ir priekinio sąstingio taško vieta.Didėjant Macho skaičiui, kai atakos kampas pastovus, sąstingiotaškas apatiniu paviršiumi juda atgal. Vadinasi, didėjant Macho skaičiui,kai atakos kampas pastovus, keliamosios jėgos koeficientas didėsir keliamosios jėgos kreivės nuolydis bus statesnis.Mažas greitis94 pav. Spūdumo įtaka srovės linijomsDidelis greitisKai srautas apteka kūną, kūno paviršiuje yra vietų, kuriose srautogreitis yra didesnis už laisvojo srauto greitį. Laisvojo srauto Machoskaičius, kuriam esant maksimalus vietinis greitis kūno paviršiujepasiekia garso greitį, vadinamas kritiniu Macho skaičiumi M .Kritinis Macho skaičius priklauso nuo kūno formos ir nuo padėtiessraute. Sparno kritinis Macho skaičius priklauso nuo profilio formosir nuo atakos kampo. Didėjant atakos kampui, maksimalus vietinisKR91

greitis profilio paviršiuje didėja, todėl kritinis Macho skaičius mažėja.Jeigu du vienodi, bet skirtingo svorio lėktuvai skrenda vienoduprietaisiniu greičiu, sunkesnio lėktuvo atakos kampas yra didesnis.Todėl sunkesnio lėktuvo kritinis Macho skaičius bus mažesnis.2.2.2. Įvairių faktorių įtaka95 pav. parodytos smūgio bangos profilio paviršiuje esant skirtingiemsMacho skaičiams.M = 0,75M = 0,81ACACM = 0,89M = 0,98ACACM = 1,4AC95 pav. Macho skaičiaus įtaka smūgio bangomsprofilio paviršiujeMacho skaičius 0,75 yra šio profilio kritinis Macho skaičius. Toliaudidėjant Macho skaičiui, viršutiniame paviršiuje susidaro viršgarsiniosrauto zona, kuri baigiasi stačiąja smūgio banga. DidėjantMacho skaičiui, viršgarsinio srauto zona plečiasi, smūgio bangos intensyvumasdidėja. Kai Macho skaičius pasiekia reikšmę 0,81, apatiniamepaviršiuje maksimalus vietinis greitis pasiekia garso greitį.Didėjant Macho skaičiui viršgarsinio srauto zona apačioje plečiasi92

greičiau ir apatinė smūgio banga juda greičiau galinės briaunos link.Kai M = 0,89, apatinė smūgio banga priartėja prie galinės briaunos.Toliau didėjant Macho skaičiui, viršutinė smūgio banga juda galinėsbriaunos link greičiau už apatinę. Kai M = 0,98, viršutinė ir apatinėsmūgio banga pasiekia galinę profilio briauną, beveik visame profiliopaviršiuje greitis yra viršgarsinis. Kai Macho skaičius viršija vienetą,prieš profilio priekinę briauną susiformuoja lenkta smūgio banga, onuo galinės briaunos nueina dvi smūgio bangos.Toks srauto struktūros kitimas profilio aplinkoje turi įtakos keliamosiosjėgos koeficiento priklausomybei nuo Macho skaičiaus, kaiatakos kampas yra pastovus. Ši priklausomybė parodyta 96 pav.C LM = 0,81M = 0,75M = 0,98M = 1,2M = 0,89M krM896 pav. Spūdumo įtaka keliamosios jėgos koeficientui, kai atakoskampas pastovusKai viršijamas kritinis Macho skaičius, pradžioje susidaro viršgarsiniosrauto sritis tik sparno viršutinėje dalyje, kuri užsibaigia stačiąjasmūgio banga, kaip parodyta 97 pav. kairėje. Už smūgio bangosslėgis staigiai padidėja ir dėl to pasienio sluoksnis dažniausiai atitrūksta.Atitrūkus pasienio sluoksniui vairo efektyvumas sumažėja.Kai Macho skaičius labai viršija kritinį, viršgarsinio srauto zonasusiformuoja ir apatiniame paviršiuje. Smūgio bangos viršutiniame irapatiniame paviršiuje pasislenka ant vairo. Už smūgio bangos ati-93

97 pav. Smūgio bangos įtaka vairuitrūkęs pasienio sluoksnis labai sumažina vairo efektyvumą ir sukeliavibraciją.Didėjant atakos kampui, maksimalus vietinis greitis profilio paviršiujedidėja, todėl kritinis Macho skaičius mažėja.Stačiosios smūgio bangos intensyvumas priklauso nuo Machoskaičiaus skirtumo prieš bangą ir už jos. Kuo didesnis skirtumas, tuointensyvesnė smūgio banga ir didesni mechaniniai srauto nuostoliaismūgio bangoje. Didėjant atakos kampui, smūgio bangos intensyvumasdidėja.Sparno strėliškumas padidina kritinį Macho skaičių. Šį efektągalima aiškinti dviem aspektais.Strėliškumas sumažina efektyvų sparno aptekėjimo greitį(98 pav.). Strėlinį sparną aptekantį srautą galima išskaidyti į dvi projekcijas.Sparno aptekėjimui lemiamos įtakos turi tik sparnui statmenagreičio projekcija, kuri yra mažesnė už laisvojo srauto greitį. Todėlkritinis strėlinio sparno Macho skaičius yra didesnis.Strėlinio sparno kritinio Macho skaičiaus didėjimą galima nagrinėtiir kitaip, bet rezultatą gausime tokį pat. Kritinis Macho skaičiuspriklauso nuo profilio santykinio storio. Kuo plonesnis profilis, tuo didesniskritinis Macho skaičius. 99 pav. parodytos dviejų sparnų atkarpos.Abiejų sparnų profiliai statmenai priekinei briaunai yra vienodi. Išbrėžinio matyti, kad strėlinio sparno styga srauto kryptimi yra didesnė.Vadinasi, strėlinio sparno santykinis profilio storis srauto kryptimi yramažesnis. Todėl jo kritinis Macho skaičius yra didesnis.94

8VΛ98 pav. Sparno strėliškumo įtaka efektyviam srauto greičiui99 pav. Sparno strėliškumo įtaka profilio storiuiTransporto lėktuvų sparnai daromi strėliški, norint padidinti kritinįMacho skaičių ir kreiserinį greitį. Tačiau esant mažiems greičiamsstrėliniai sparnai turi trūkumų. Iš 98 pav. matome, kad strėliniųsparnų keliamąją jėgą lemia greičio projekcija, statmena sparnui.Todėl strėlinio sparno maksimali keliamoji jėga yra mažesnė. Atitinkamaimažiau efektyvi yra strėlinio sparno mechanizacija.95

Kitas strėlinių sparnų trūkumas – srauto atitrūkimo pradžia nuosparno galų. Šiuo atveju slėgio centras pasislenka pirmyn ir lėktuvas savaimedidina atakos kampą. Skrendant mažu greičiu tai yrapavojinga.Transgarsiniams ir viršgarsiniams srautams egzistuoja plotų taisyklė.Jos esmė yra tokia: lėktuvo pasipriešinimas būna mažesnis, jei visolėktuvo skerspjūvio plotų kitimas išilgai su liemeniu būna tolygus.2.2.3. M KR įtaka įvairiems faktoriams100 pav. parodyta keliamosios jėgos koeficiento priklausomybėnuo atakos kampo esant dviem skrydžio greičiams. Kai greitis toksdidelis, kad pasireiškia spūdumo įtaka, kreivės nuolydis yra statesnis,bet maksimalus keliamosios jėgos koeficientas mažesnis.C L21100 pav. Spūdumo įtaka keliamosios jėgos kreivei: 1) didelisgreitis; 2) mažas greitisαMaksimalus keliamosios jėgos koeficientas priklauso nuo Machoskaičiaus. Ši priklausomybė parodyta 101 pav. Iki Macho skaičiausmaždaug 0,4, kol nepasireiškia spūdumas, maksimalus kelia-96

C Lmax0,4 1,0M FS101 pav. Spūdumo įtaka CL maxmosios jėgos koeficientas yra pastovus. Toliau didėjant Macho skaičiui,kai spūdumo įtaka vis didesnė, maksimalus keliamosios jėgoskoeficientas mažėja iki pat Macho skaičiaus, lygaus vienetui. KaiMacho skaičius viršija vienetą, maksimalus keliamosios jėgos koeficientasvėl pradeda didėti.Kadangi didėjant Macho skaičiui nuo 0,4 maksimalus keliamosiosjėgos koeficientas mažėja, o lėktuvui aukštėjant pastoviu prietaisiniugreičiu Macho skaičius didėja, tai rodo, kad didėjant skrydžioaukščiui prietaisinis smukos greitis pradžioje bus pastovus, o vėliauims didėti.102 pav. parodyta profilio pasipriešinimo priklausomybė nuoMacho skaičiaus, kai atakos kampas pastovus. Grafike pažymėti atskiritaškai, atitinkantys tuos režimus, kurie parodyti 95 pav. Iki kritinioMacho skaičiaus pasipriešinimo koeficientas yra beveik pastovus.Viršijus kritinį Macho skaičių ant profilio susidaro smūgio bangosir pasipriešinimas pradeda didėti. Šis papildomas pasipriešinimasvadinamas banginiu pasipriešinimu. Viršijus garso greitį pasipriešinimokoeficientas vėl pradeda mažėti.97

C DM = 0,98M = 0,89M = 1,2M = 0,75M = 0,81M krM FS102 pav. Spūdumo įtaka pasipriešinimo koeficientui, kai atakoskampas pastovusC LE max12C D103 pav. Spūdumo įtaka poliarei: 1) mažas greitis;2) didelis greitis98

Didėjant Macho skaičiui truputį didėja keliamosios jėgos koeficientasesant pastoviam atakos kampui ir mažėja maksimalus keliamosiosjėgos koeficientas. Viršijus kritinį Macho skaičių, pasipriešinimaslabai padidėja. Šių pokyčių bendra įtaka profilio poliarei parodyta103 pav.2.2.4. Aerodinaminis kaitimasOras įkaista nuo trinties ir nuo suspaudimo. Trintis pasireiškiapasienio sluoksnyje. Slėgis padidėja priekiniame sąstingio taške ir užsmūgio bangos. Kol Macho skaičius neviršija 0,4, oro temperatūrospokyčiai yra nepastebimi. Esant didesniems Macho skaičiams orotemperatūra ir aptekamo paviršiaus temperatūra didėja. 104 pav. pa-t4003002001000- 40-1000 1 2 3 4104 pav. Paviršiaus temperatūros priklausomybėnuo Macho skaičiausM99

odyta paviršiaus temperatūros priklausomybė nuo Macho skaičiaus.Kol Macho skaičius neviršija 2, paviršiaus temperatūros padidėjimasyra nepavojingas įprastiniam duraliuminiui, iš kurio dažniausiai daromilėktuvai. Esant didesnei temperatūrai reikia specialių medžiagų.2.2.5. Smuka dėl smūgio bangos, baftingas dėl MUž smūgio bangos slėgis staigiai padidėja. Slėgio padidėjimassukelia pasienio sluoksnio atitrūkimą. Šis procesas vadinamas smūgiosmuka.Macho baftingas yra lėktuvo drebėjimas, kurį sukelia smūgiobanga. Yra dvi Macho baftingo priežastys.Kai dėl smūgio smukos nuo sparno atitrūkęs srautas patenka antuodegos, jis smarkiai drebina uodegą.Kita priežastis yra smūgio bangos nestabilumas. Kai Machoskaičius didesnis už kritinį, viršijus tam tikrą keliamosios jėgos koeficientoreikšmę, smūgio banga dideliu dažnumu ima šokinėti pirmyn– atgal. Kadangi už smūgio bangos slėgis staigiai padidėja, pasireiškiadaužymo į sparną efektas.2.2.6. Smukos dėl smūgio bangos įtakaUž smūgio bangos atitrūkęs srautas padidina pasipriešinimą. Šispasipriešinimo padidėjimas vadinamas banginiu pasipriešinimu.Lėktuvo sparno santykinis storis prie liemens paprastai būna didesnisnegu gale. Didėjant Macho skaičiui smūgio smuka pirmiausiaprasidės storiausioje sparno vietoje prie liemens. Jeigu sparnas strėlinis,tai, atitrūkus srautui prie liemens, slėgio centras juda atgal. Susidaromomentas, kuris mažina atakos kampą ir polinkio kampą.Sumažėjus srauto atitrūkimui prie liemens, sumažėja ir srautonulenkimas prie uodegos. Tai irgi mažina atakos kampą ir polinkiokampą. Susidaro tokia situacija, kad, norint padidinti greitį, pilotuinereikia stumti šturvalo arba vairalazdės, lėktuvas pats stengiasi didintigreitį. Lėktuvo greitis tampa nestabilus.100

Kai viršijamas kritinis Macho skaičius, ant strėlinio sparno artiliemens susiformuoja smūgio bangos. Dėl šios smūgio bangos sumažėjakeliamoji jėga prieš svorio centrą ir sumažėja srauto nulenkimasprie uodegos. Abu šie efektai sukuria polinkio žemyn efektą. Norintpadidinti skrydžio greitį, jau nebereikia šturvalo stumti pirmyn, bet jįreikia net prilaikyti traukiant į save. Lėktuvo greitis tampa nestabilus.Kad lėktuvas būtų stabilus viršijus kritinį Macho skaičių, aukščiovaldymo sistemoje įjungiamas Macho balansavimo mechanizmas.105 pav. 1 kreivė rodo šturvalo arba vairalazdės valdymo jėgos priklausomybęnuo Macho skaičiaus. Iki kritinio Macho skaičiaus ši priklausomybėyra tiesinė. Norint padidinti skrydžio greitį, šturvalą reikiastumti pirmyn. Esant didesniems Macho skaičiams kreivė nulinkstažemyn. Nuo tam tikro Macho skaičiaus, norint padidinti greitį, šturvaląreikėtų traukti atgal. Antroji 105 pav. kreivė rodo Macho balansavimomechanizmo įtaką. Trečioji kreivė rodo galutinį rezultatą.245031M kr105 pav. Macho balansavimo efektas: 1 – traukti; 2 – stumti;3 – pradinė kreivė; 4 – Macho balansavimo efektas;5 – galutinis rezultatasM101

2.2.7. Baftingo riba, aerodinaminės lubosMacho baftingo pradžia priklauso nuo dviejų pagrindinių parametrų:Macho skaičiaus ir atakos kampo. Macho skaičius priklausonuo skrydžio greičio ir aukščio. Reikiamas atakos kampas priklausonuo lėktuvo svorio, skrydžio greičio, skrydžio aukščio, perkrovoskoeficiento ir truputį priklauso nuo centruotės. Baftingo pradžios sąlygosnustatomos iš diagramos. 106 pav. parodytas baftingo diagramospavyzdys. Tokia diagrama kiekvieno tipo lėktuvui yra kitokia.Lėktuvo aerodinaminės lubos – tai maksimalus aukštis, kuriame galiskristi lėktuvas. Šiame aukštyje lėktuvas gali skristi tik tam tikru greičiuir neturi jokios greičio ir perkrovos atsargos manevrui. Toks skrydisyra nesaugus, todėl transporto lėktuvams leidžiamas maksimalus skrydžioaukštis, kuriame jie gali skristi perkrovos koeficientui esant 1,3.Iš baftingo pradžios diagramos nustatykime lėktuvo maksimalųskrydžio aukštį esant perkrovai 1,3, kai lėktuvo masė 110 t, centruotė30 %, Macho skaičius 0,8. Iš perkrovos koeficiento reikšmės 1,3 išvedamevertikalią liniją iki susikirtimo su 110 t linija, toliau išveda-1201101009080FLW(t)33035037039030 45 50 55 60 6541050 55 60 65 70 75 80 85 15 20 25 30 35 40 1,0 1,2 1,4 1,6 1,8 2,0 2,2 2,4M M MO CG %n106 pav. Macho baftingo diagramaΦ°102

me horizontalią liniją iki 30 % centruotės ribos, toliau – lygiagrečiaiiki centruotės atskaitos linijos ir vėl lygiagrečiai iki Macho skaičiaus0,8 vertikaliosios linijos. Gauname skrydžio lygį 405. maksimalusskrydžio aukštis esant 1,3 perkrovos koeficientui yra 40 500 pėdų.Analogiškai kaip ir ankstesniame skyriuje galima nustatyti greitį,kurį riboja baftingas konkrečiame slėgio aukštyje; aerodinamines lubas,esant konkrečiai masei; perkrovos koeficientą ir posvyrio kampą,kai prasideda baftingas, esant žinomai masei ir Macho skaičiui.2.2.8. Sąvokos karsto kampas (coffin corner) reikšmėTransporto lėktuvams pagal EASA CS25 maksimalų leistinąjį skrydžiogreitį riboja V MO (maximum operating speed) ir M MO (maximumoperating Mach number). Vienas iš parametrų, pagal kuriuos nustatomosšios ribos, yra baftingo pradžia. Kai lėktuvas aukštėja pastoviu prietaisiniugreičiu, yra pavojus viršyti M . Kai jis žemėja pastoviu Machoskaičiumi, yra pavojus viršyti V MO . Viršijus V MO arba M MO , galiprasidėti baftingas, kuris yra pavojingas lėktuvo konstrukcijai.Minimalų lėktuvo greitį riboja smukos greitis. Lėktuvo maksimalausir minimalaus greičio ribas galima nagrinėti manevrinėjegaubiamojoje, kuri braižoma koordinačių ašių sistemoje V – n. Tokiadiagrama parodyta 107 pav.Diagramoje 107 pav. yra dvi kreivės. Viena iš jų atitinka skrydžioaukštį prie žemės, kita – didelį skrydžio aukštį. Mažo aukščiokreivė sudaryta iš trijų atkarpų. Viena atkarpa atitinka smukos greitįesant įvairiems keliamosios jėgos koeficientams, antroji riboja maksimalųleistiną perkrovos koeficientą esant vidutiniams greičiams,trečioji yra Macho baftingo pradžios riba.Didėjant skrydžio aukščiui, smukos greitis didėja, o baftingo pradžiosriba slenka mažesnių greičių kryptimi. Tam tikrame aukštyješios dvi kreivės susikerta ir nebelieka vidurinės atkarpos. Taškas, kuriamesusikerta smukos kreivė ir baftingo pradžios kreivė, vadinamaskarsto kampu (coffin corner). Esant šiam režimui greičio diapazonaslygus nuliui: minimalus greitis lygus maksimaliam greičiui.MO103

n35412610 V SV EAS107 pav. Manevrinė gaubiamoji:1 – smukos riba (prie žemės); 2 – smukos riba (dideliameaukštyje); 3 – maksimalus leidžiamas perkrovos koeficientas;4 – karsto kampas (coffin corner);5 – baftingo riba; 6 – manevrinė gaubiamoji prie žemėsPadidėjus lėktuvo svoriui, smukos greitis padidėja, o baftingo ribapasislenka mažesnių greičių kryptimi, nes tuo pačiu greičiu lėktuvasturi skristi didesniu atakos kampu. Kai lėktuvas sunkesnis, jo maksimalusleistinas perkrovos koeficientas yra mažesnis. Taigi, padidėjuslėktuvo svoriui, jo manevrinė gaubiamoji susitraukia iš visų pusių.2.3. M KR viršijimo efektų išvengimo priemonėsKuo didesnis lėktuvo kreiserinis greitis, tuo efektyvesnis yratransporto lėktuvas. Maksimalų lėktuvo kreiserinį greitį riboja kritinisMacho skaičius. Norint padidinti maksimalų kreiserinį greitį, naudojamosįvairios priemonės, kurios sumažina M viršijimo efektus.KR2.3.1. Sūkurių generatoriai1.9.3 poskyryje buvo aptartas sūkurių generatorių panaudojimasmaksimaliam keliamosios jėgos koeficientui ir kritiniam atakoskampui padidinti. Sūkurių generatoriai yra efektyvi ir dažnai naudo-104

jama priemonė panaikinti arba susilpninti pasienio sluoksnio atitrūkimąuž smūgio bangos.2.3.2. Superkritinis profilisKai Macho skaičius viršija kritinį, banginis pasipriešinimas imadidėti ne iš karto, iki tam tikro virškritinio Macho skaičiaus banginispasipriešinimas beveik nedidėja. Įprastinių profilių tarpas nuo kritinioMacho skaičiaus iki Macho skaičiaus, nuo kurio pradeda didėti pasipriešinimas,yra nedidelis. Dabartiniuose transporto lėktuvuose naudojamisuperkritiniai profiliai, kurių Macho skaičiaus, nuo kurio pradedadidėti pasipriešinimas, yra gerokai didesnis už kritinį Macho skaičių.108 pav. parodytas superkritinis profilis. Pagrindiniai jo požymiai:buka noselė, S formos vidurinė linija, plokščias viršutinis paviršius.Čia parodytas vienas iš pirmųjų superkritinių profilių. Jo kūrėjasyra superkritinių profilių idėjos autorius R.T. Whitcomb. Dabartiniaisuperkritiniai profiliai turi dar vieną požymį: jų uodegėlėyra buka. Buka noselė dar labiau pagerina profilio savybes.108 pav. Superkritinis R. T. Whitcomb profilis ir jo vidurinė linijaViršijus kritinį Macho skaičių, superkritinio profilio paviršiujesusidaro ne viena, bet kelios silpnesnės smūgio bangos. Todėl kritinioMacho skaičiaus viršijimo poveikis yra gerokai silpnesnis.Superkritinio profilio galinė dalis yra apkrauta daug stipriau neguįprastinių profilių.Naudodamas superkritinį profilį lėktuvo konstruktorius gali pasirinktivieną arba kelias iš šių alternatyvų, gerinančių lėktuvo charakteristikas,tai: mažesnis strėliškumo kampas, didesnis proilgis,storesnis ir lengvesnis sparnas, daugiau vietos kurui.105

3. VIRŠGARSINĖ AERODINAMIKA3.1. Įstrižosios smūgio bangosKai kūnas juda ore greičiau už garsą, nuo jo nueina įstrižosiossmūgio bangos, kurios sudaro Macho kūgį. Srauto, praėjusio proįstrižąją smūgio bangą, parametrų kitimas parodytas 109 pav.12M 1 > 1 M 2 < M 1V 1p 1ρ 1T 1p 0,1V 2 < V 1p 2 > p 1ρ 2 > ρ 1T 2 > T 1p 0,2 < p 0,1109 pav. Įstrižųjų smūgio bangų charakteristikos3.1.1. Macho kūgisKaip susidaro Macho kūgis, parodyta 110 pav. Lėktuvas skrendagreičiau už garsą. Paviršius, kuris skiria nesutrikdytojo srauto sritįnuo srities, kurioje sklinda trikdžiai dėl lėktuvo skrydžio, vadinamasMacho kūgiu.Kampas, kurį sudaro kūgio sudaromoji su skrydžio kryptimi,vadinamas Macho kampu ir žymimas μ . Iš stačiojo trikampio galimaapskaičiuoti Macho kampo sinusą:a 1sin V M. (47)106

1EμaDCBVA110 pav. Macho linijos ir Macho kampas, 1 – Macho linijaIš (47) formulės matome, kad didėjant Macho skaičiui Machokampas mažėja.Kai viršgarsiniu greičiu juda bukas kūnas, prieš jį susidaro stačiojismūgio banga, kuri laipsniškai pereina į įstrižąją smūgio bangą.Tokia smūgio banga vadinama lenktąja smūgio banga.Macho kūgio viduje jaučiami lėktuvo trikdžiai, pvz., girdėti variklioūžimas. Macho kūgio išorėje yra „tylos“ zona.3.1.2. Lėktuvo masės (sparno apkrovos) įtakaKuo lėktuvas sunkesnis, tuo didesnę keliamąją jėgą jis sukuria irtuo intensyvesnė įstrižoji smūgio banga.3.1.3. Išsiplėtimo bangosKai viršgarsinis srautas apteka išgaubtą paviršių, nuo jo nueinaišsiplėtimo bangos, kaip parodyta 111 pav.107

M 1> 1M 2> M 1p 1p 2< p 1ρ 1T 1AΦρ 2< ρ 1T 2< T 1111 pav. Išsiplėtimo bangos112 pav. Aerodinaminio centro padėties priklausomybė nuoMacho skaičiaus108

3.1.4. Slėgio centrasDidėjant Macho skaičiui, keičiasi slėgio pasiskirstymas profiliopaviršiuje. Todėl keičiasi ir aerodinaminio centro padėtis. Iki kritinioMacho skaičiaus aerodinaminis centras yra stygos ketvirčio atstumunuo priekinės briaunos. Virš kritinio Macho skaičiaus susiformavussmūgio bangoms, aerodinaminio centro vieta keičiasi. Viršgarsiniamesraute aerodinaminis centras yra stygos viduryje (112 pav.).Viršgarsiniame sraute slėgio kitimas profilio paviršiuje yra kitoksnegu ikigarsiniame sraute. 113 pav. parodytas slėgio pasiskirstymasplono profilio paviršiuje, kai jis yra atakos kampu viršgarsiniamesraute. Susidaro trys sritys. Pirmoji – laisvojo viršgarsiniosrauto sritis, antroji – sumažėjusio slėgio sritis virš profilio ir trečioji– padidėjusio slėgio sritis žemiau profilio.1M 1>1 αp 12p 2< p 13p 3< p 1c113 pav. Plonas profilis viršgarsiniame sraute109

3.2. Banginis pasipriešinimas114 pav. parodytas slėgio pasiskirstymas, kai atlenktas vairasviršgarsiniame sraute. Susidaro pastovus slėgio skirtumas visoje vairostygoje. Atstojamoji jėga yra vairo stygos viduryje, t. y. toli nuovairo sukimo ašies. Todėl varo atlenkimui reikia didelio lankstiniomomento.114 pav. Vairas viršgarsiniame srauteKaip matyti iš 114 pav., atlenkus vairą, slėgis pasikeičia tik antvairo. Todėl viršgarsiniuose srautuose aerodinaminių vairų efektyvumasyra mažas. Viršgarsiniuose lėktuvuose dažniausiai naudojamine aukščio vairai, bet taikomas viso stabilizatoriaus pasukimas.Kai lėktuvas skrenda viršgarsiniu greičiu, jis paskui save tempiasmūgio bangos kūgį, kuris plečiasi į visas puses ir iki žemės. Smūgiobangos judėjimo greitis žemės atžvilgiu yra toks pat kaip ir lėktuvogreitis žemės atžvilgiu.110

4. ORLAIVIO STABILUMAS4.1. Pusiausvyros sąlyga horizontaliojo skrydžio metuKad lėktuvas galėtų skristi pastoviu greičiu, turi būti jėgų irmomentų pusiausvyra. Kad jis skristų stabiliai, jėgų ir momentų pusiausvyraturi būti stabili. Kad lėktuvo skrydis būtų stabilus, turi būtiįvykdytos dvi sąlygos: lėktuvas turi būti statiškai stabilus ir turi būtipakankamas svyravimų slopinimas. Statinis stabilumas – tai jėgos irmomentai, kurie atsiranda iš karto po trikdžio. Jeigu jėgos ir momentaiiš karto po trikdžio stengiasi grąžinti lėktuvą į pradinę pusiausvyrą,lėktuvas yra statiškai stabilus (teigiamas stabilumas). Jeigu potrikdžio nesusidaro papildomų jėgų ar momentų, statinis stabilumasyra neutralus. Jeigu jėgos ir momentai iš karto po trikdžio stengiasidar labiau nutolinti lėktuvą nuo pradinės pusiausvyros, lėktuvas yrastatiškai nestabilus (neigiamas stabilumas).1M4LN2115 pav. Lėktuvo ašys: 1 – skersinė ašis; 2 – išilginė ašis;3 – vertikalioji ašis; M – polinkio momentas; L – posvyriomomentas; N – krypties momentas3111

Momentus ir stabilumą patogu nagrinėti lėktuvo ašių atžvilgiu.115 pav. parodytos lėktuvo ašys (išilginė, skersinė ir vertikalioji) irtų ašių atžvilgiu veikiantys momentai. Statinį lėktuvo stabilumą galimanagrinėti visų trijų ašių atžvilgiu.Išilginis stabilumas – skersinės ašies atžvilgiu;Skersinis stabilumas – išilginės ašies atžvilgiu;Krypties stabilumas – vertikaliosios ašies atžvilgiu.4.1.2. Momentų sumaKad lėktuvo skrydis būtų nusistovėjęs, momentų suma visų trijųašių atžvilgiu turi būti lygi nuliui:L 0; M 0; N 0 . (48)M4.1.3. Jėgų sumaLėktuvo stabilumas yra svarbus visų trijų ašių atžvilgiu, tačiaulemiamos reikšmės lėktuvo skrydžio stabilumui turi išilginis stabilumas,t. y. stabilumas skersinės ašies atžvilgiu. Išilginiam stabilumuisvarbios šios jėgos: svorio jėga, keliamoji jėga ir uodegos horizontaliojojeplokštumoje veikianti jėga.4.2. Pusiausvyros užtikrinimo metodai4.2.1. Sparnas ir horizontalioji plokštuma (uodega irpriekinė plokštuma)Daugumos lėktuvų horizontalioji plokštuma yra uodegoje (klasikinėschema). Pagrindinė jos paskirtis yra suteikti lėktuvui stabilumoskersinės ašies atžvilgiu ir atsverti momentą skersinės ašies atžvilgiu.Yra lėktuvų su priekine horizontaliąja plokštuma. Esant ikigarsiniamsgreičiams tokie lėktuvai turi daugiau trūkumų negu privalumų.Viršgarsiniai lėktuvai neretai daromi be uodegos (skraidantyssparnai). Kuo mažiau yra išsikišusių dalių, tuo mažesnis banginis pasipriešinimasesant viršgarsiniams greičiams. Esant ikigarsiniams112

greičiams beuodegiai lėktuvai turi daugiau trūkumų negu privalumų.Yra tik viena ikigarsinių beuodegių orlaivių klasė, kai tinka beuodegėschema, – tai skraidyklės.Skersinės ašies atžvilgiu momentą sudaro trys pagrindinės jėgos:svorio jėga, veikianti svorio centre, sparno keliamoji jėga, veikiantislėgio centre ir horizontaliosios plokštumos jėga. Jeigu slėgio centrasyra prieš svorio centrą, svorio ir keliamosios jėgos pora sudaro momentą,kuris veikia atakos kampo didėjimo kryptimi. Šiam momentuikompensuoti uodegos horizontaliojoje plokštumoje veikia jėga, nukreiptaaukštyn.Jeigu slėgio centras yra už svorio centro, svorio ir keliamosiosjėgos pora sudaro momentą, kuris veikia atakos kampo mažėjimokryptimi. Šiam momentui kompensuoti uodegos horizontaliojojeplokštumoje veikia jėga, nukreipta žemyn.Kai uodegos horizontaliojoje plokštumoje jėga veikia žemyn,keliamoji jėga turi būti didesnė, nes ji turi atsverti ir lėktuvo svorį, iruodegos jėgą.4.2.2. Aerodinaminiai vairaiAtsveriančią jėgą horizontaliojoje plokštumoje galima gautidviem būdais: atlenkti aukščio vairą arba pasukti visą stabilizatorių.4.2.3. Balastas, arba svorio balansavimasIšilginis momentas skersinės ašies atžvilgiu labai priklauso nuosvorio centro padėties.Kai svorio centras yra prieš sparno slėgio centrą, uodegos keliamojijėga veikia žemyn. Susidaro uodegos trinties ir indukcinis pasipriešinimas,be to, sparno keliamoji jėga turi būti didesnė, kad atsvertųir uodegos jėgą. Jeigu svorio centras būtų truputį už slėgiocentro, tai uodegos keliamoji jėga prisidėtų prie sparno keliamosiosjėgos, o indukcinis pasipriešinimas būtų labai mažas. Esant bet kuriamskrydžio greičiui, egzistuoja palankiausia svorio centro padėtis,kuriai esant uodegos pasipriešinimas yra minimalus.113

Tinkamai išdėsčius krovinius lėktuve ir paskirsčius kurą bakuose,skrydžio metu galima užtikrinti optimalią svorio centro padėtį.4.3. Išilginis stabilumas4.3.1. Pagrindai ir apibrėžimaiSistemos statinį stabilumą galima iliustruoti pavyzdžiu, kaip parodyta116 pav. Kairėje pusėje parodyta statiškai stabili pusiausvyra,viduryje – neutrali, o dešinėje – statiškai nestabili pusiausvyra.116 pav. Statinio stabilumo pavyzdžiaiJudesys yra dinamiškai stabilus, jei po trikdžio laiko judesio parametraigrįžta į pradinį režimą. Jei po trikdžio judesys išlieka naujamerežime, tai sistema yra dinamiškai neutrali. Jei po trikdžio laikuibėgant judesys vis labiau nutolsta nuo pradinio režimo, tai sistemayra dinamiškai nestabili.Viena iš dinaminio stabilumo sąlygų yra statinis stabilumas. Statiškainestabilus judesys bus ir dinamiškai nestabilus. Bet vien tik statinisstabilumas dar neužtikrina dinaminio stabilumo. Kad statiškai stabilusjudesys būtų ir dinamiškai stabilus, reikia pakankamo slopinimo.4.3.2. Statinis stabilumasLėktuvo išilginį statinį stabilumą apibūdina išilginio momento(skersinės ašies atžvilgiu), vairalazdės arba šturvalo padėties, valdymojėgos kitimas priklausomai nuo atakos kampo, keliamosios jėgoskoeficiento, skrydžio greičio.114

4.3.3. Neutralusis taškas ir jo vietaPanagrinėkime, ar stabilus būtų lėktuvas, neturintis uodegos.Sakykime, kad, norėdami skristi konkrečiu atakos kampu, mes lėktuvosvorio centrą nustatome toje vietoje, kur yra slėgio centras, kaipparodyta 117 pav. Jeigu lėktuvo greitis yra toks, kad keliamoji jėgalygi svorio jėgai, tai jėgų ir momentų suma svorio centro atžvilgiuyra lygi nuliui. Kai lėktuvas įskrenda į vertikalų oro gūsį, atakoskampas padidėja dydžiu Δ . Aerodinaminiame centre atsiranda keliamosiosjėgos prieaugis ΔL . Šis keliamosios jėgos prieaugis svoriocentro atžvilgiu sudaro momentą M ΔL x. Šis momentas toliaudidina atakos kampą. Vadinasi, toks sparnas yra statiškai nestabilus.Kad sparnas būtų stabilus, reikia svorio centrą perkelti prieš aerodinaminįcentrą, bet tada momentas svorio centro atžvilgiu būtųneatsvertas.LΔLxΔαW117 pav. Sparno statinis stabilumas115

Panagrinėkime aerodinamines jėgas ir momentus sistemos, kurisudaryta iš sparno ir uodegos horizontaliosios plokštumos, kaip parodyta118 pav. Skrendant tokiai sistemai, sparną veikia keliamojijėga L ir uodegos horizontaliąją plokštumą keliamoji jėga L T (sparnomomentas čia neparodytas). Kai tokia sistema patenka į vertikalųoro gūsį, padidėja sparno ir uodegos atakos kampas. Sparno aerodinaminiamecentre susidaro keliamosios jėgos prieaugis ΔL ir uodegosaerodinaminiame centre susidaro uodegos keliamosios jėgosprieaugis ΔL T . Šių abiejų prieaugių atstojamoji jėga veiks taške tarpsparno ir uodegos aerodinaminių centrų. Šis taškas būtų sparno iruodegos bendras aerodinaminis centras, bet, kad nebūtų painiavos,jis vadinamas lėktuvo neutraliuoju tašku.ΔLLxxΔLLΔα1Δα118 pav. Lėktuvo neutralusis taškas (1)4.3.4. Įvairių faktorių įtaka neutraliajam taškuiNeutraliojo taško vieta priklauso tik nuo uodegos dydžio ir josatstumo iki sparno aerodinaminio centro, bet nepriklauso nuo uodegostvirtinimo kampo.Nagrinėdami neutralųjį tašką (118 pav.) neįvertinome srauto nulenkimokampo prie uodegos, kurį indukuoja sparno sūkurių sistema.Srauto nulenkimo kampas yra proporcingas sparno keliamajai jėgai.Didėjant atakos kampui, srauto nulenkimo kampas didėja. Padidėjuslėktuvo atakos kampui, dėl srauto nulenkimo uodegos atakos kampas116

padidės mažiau už sparno atakos kampą. Srauto nulenkimo kampasmažina uodegos efektyvumą.4.3.5. Svorio centro padėtis, centruotėKad lėktuvas būtų statiškai stabilus, svorio centras turi būti priešneutralųjį tašką.Gamintojas nustato kiekvieno lėktuvo leistinas svorio centro ribas.Galinė leistina centruotė nustatoma iš stabilumo sąlygų. Priekinėleistina centruotė nustatoma pagal aukščio vairo efektyvumą ir maksimaliasvaldymo jėgas. Viršijus galinę centruotės ribą, lėktuvas būtųnestabilus ir labai pavojingas. Viršijus priekinę leistiną centruotės ribą,lėktuvas turėtų kilti ir leistis didesniu greičiu negu paprastai, irtoks skrydis būtų nesaugus.Nuo galinės leistinos centruotės iki neutraliojo taško yra minimalistabilumo atsarga.4.3.6. Grafikas C Analizuojant momentus, paprasčiau nagrinėti ne absoliučiusmomentus, bet momento koeficientus.Momentas skersinės ašies atžvilgiu yra žymimas M ir vadinamasišilginiu momentu arba polinkio momentu. Išilginio momento koeficientasC apskaičiuojamas pagal formulę:mCmamM ; (49)qScčia q – dinaminis slėgis; S – sparno plotas; ca– sparno vidutinė aerodinaminėstyga.119 pav. parodyta statiškai stabilaus lėktuvo momento koeficientopriklausomybė nuo atakos kampo ir keliamosios jėgos koeficiento.Esant vidutiniam atakos kampų diapazonui ši priklausomybėyra tiesinė. Grafiko susikirtimas su horizontaliąja ašimi rodo, kokiamatakos kampui esant (arba kokiam keliamosios jėgos koeficientui117

C mC Lα1119 pav. Momento koeficiento priklausomybė nuo atakoskampo (arba nuo keliamosios jėgos koeficiento;1 – pusiausvyros režimasesant) yra momentų pusiausvyra (momento koeficientas yra lygusnuliui). Tai atakos kampas, kuriam esant lėktuvas yra pusiausvirasskersinės ašies atžvilgiu. Momento koeficientas (vadinasi, ir patsmomentas) yra lygus nuliui.Analizuojant šį grafiką galima nustatyti, ar lėktuvo pusiausvyrayra stabili. Jeigu lėktuvas įskrenda į aukštyneigį oro gūsį, jo atakoskampas padidėja, momento koeficientas tampa neigiamas, t. y. atsirandamomentas, kuris mažina atakos kampą pradinės reikšmės link.Jeigu lėktuvas įskrenda į žemyneigį oro gūsį, jo atakos kampas sumažėja,momento koeficientas tampa teigiamas, t. y. atsiranda momentas,kuris didina atakos kampą pradinės reikšmės link. Vadinasi,neigiamas priklausomybėsCm arba m LC C nuolydis yra lėktuvostatinio stabilumo skersinės ašies atžvilgiu sąlyga.118

4.3.7. Įvairių faktorių įtaka išilginio momentokoeficiento grafikui120 pav. parodytos trijų lėktuvų, kurių centruotės skirtingos,momento koeficiento kreivės. Taškas, kuriame 1-oji ir 2-oji kreivėskerta horizontaliąją ašį, yra pusiausvyros režimas. Pirmojo lėktuvokreivės nuolydis yra neigiamas, vadinasi, šis lėktuvas yra statiškaistabilus, jo svorio centras yra prieš aerodinaminį centrą. Antrojo lėktuvokreivės nuolydis yra teigiamas, jis yra statiškai nestabilus skersinėsašies atžvilgiu, jo svorio centras yra už aerodinaminio centro.Trečiojo lėktuvo kreivės nuolydis yra lygus nuliui. Šio lėktuvo statinisstabilumas skersinės ašies atžvilgiu yra neutralus, jo svorio centrassutampa su aerodinaminiu centru.C m12 3C L120 pav. Centruotės įtaka išilginio momento koeficiento grafikui:1 – statiškai stabilus; 2 – statiškai nestabilus;3 – statiškai neutralus121 pav. parodyta aukščio vairo atlenkimo įtaka lėktuvo momentokoeficiento kreivei. Aukščio vairo atlenkimas neturi įtakoskreivės nuolydžiui ir statiniam stabilumui. Grafikas pasislenka lygiagrečiai.Kiekvieną vairo atlenkimo kampą atitinka skirtinga keliamosiosjėgos koeficiento reikšmė, kuriai esant momento koeficientasyra lygus nuliui.119

C m10°↑C L20°↑010°↓20°↓121 pav. Aukščio vairo atlenkimo įtaka išilginio momentokoeficiento grafikui (rodyklėmis parodyta aukščio vairoatlenkimo kryptis)4.3.3 poskyryje buvo nagrinėjamas sparno statinis stabilumas.Lemiamos įtakos sparno įtakai išilginiam statiniam stabilumui turisvorio centro padėtis. Dažniausiai lėktuvo svorio centras yra už sparnoaerodinaminio centro. Kai svorio centras yra už aerodinaminiocentro, sparnas yra nestabilus.Sparno profilio gaubtumas neturi įtakos išilginiam stabilumui.Keičiantis sparno gaubtumui, momento koeficiento kreivė pasislinktųaukštyn arba žemyn, bet jos nuolydis nepasikeistų.Liemens ir variklių gondolų įtaka išilginiam stabilumui paprastaiyra destabilizuojanti.Didžiausios įtakos lėktuvo išilginiam stabilumui turi uodegoshorizontalioji plokštuma.122 pav. parodyta kai kurių lėktuvo dalių įtaka išilginio momentokoeficiento priklausomybei nuo keliamosios jėgos koeficiento.Vienas sparnas yra nestabilus. Liemuo dar truputį padidina nestabilumą.Didžiausios įtakos lėktuvo stabilumui turi uodegos horizontaliojiplokštuma. Galutinės lėktuvo kreivės nuolydis yra neigiamas.Lėktuvas statiškai stabilus.120

C m21C L43122 pav. Lėktuvo dalių įtaka išilginio momento koeficientokreivei: 1 – sparnas; 2 – sparnas + liemuo; 3 – horizontali uodega;4 – visas lėktuvas4.3.8. Aukščio vairo kampo priklausomybė nuo V IASIš 121 pav. matyti, kad, norint padidinti statiškai stabilaus lėktuvoskrydžio greitį (t. y. sumažinti keliamosios jėgos koeficientą), reikiaaukščio vairą atlenkti žemyn (šturvalą arba vairalazdę pastumtiδ12V EAS123 pav. Aukščio vairo balansinio kampo priklausomybė nuogreičio: + – aukščio vairas aukštyn; – δ – aukščio vairas žemyn;1 – statiškai stabilus lėktuvas; 2 – statiškai nestabilus lėktuvas121

pirmyn). 123 pav. parodyta aukščio vairo balansinio kampo priklausomybėnuo skrydžio greičio. Kai lėktuvas yra statiškai stabilus,greičiui padidinti reikia aukščio vairą atlenkti žemyn. Iš grafiko matyti,kad, norint vienodai padidinti greitį, esant mažiems greičiams,vairą reikia atlenkti didesniu kampu, negu esant dideliems greičiams.Kuo labiau centruotė yra priekinė, tuo didesnių aukščio vairo atlenkimųreikia greičiui pakeisti.4.3.9. Valdymo jėgos priklausomybės nuo greičio(V IAS ) grafikasStumdamas šturvalą arba vairalazdę keisdamas lėktuvo skrydžiogreitį, pilotas valdymo svertą turi paveikti tam tikra jėga. 124 pav. parodytastatiškai stabilaus lėktuvo valdymo jėgos priklausomybė nuogreičio, esant trims skirtingoms aukščio vairo trimerio padėtims. Kadlėktuvas būtų statiškai stabilus, šios kreivės nuolydis turi būti neigiamas.Valdymo jėgos priklausomybė nuo greičio yra labai svarbi skrydžiosaugumui. Ją reglamentuoja lėktuvų sertifikavimo specifikacijos.10V EAS2124 pav. Valdymo jėgos priklausomybė nuo greičio:1 – traukti; 2 – stumtiBendros paskirties lėktuvams pagal CS-23 reikalaujama, kad šipriklausomybė per visą greičių diapazoną turėtų stabilų gradientą.Skaitinė šio gradiento reikšmė nereglamentuojama, bet reikalaujama,122

kad, pasikeitus skrydžio greičiui, pilotas aiškiai jaustų valdymo jėgospasikeitimą.Transporto lėktuvams pagal CS-25 reikalaujama, kad ši priklausomybėper visą greičių diapazoną turėtų stabilų gradientą. Esantkreiserinei konfigūracijai, valdymo jėga turi padidėti ne mažiau kaip4 N, kai skrydžio greitis pasikeičia 11,2 km/h.4.3.10. Įvairių faktorių įtaka valdymo jėgaiSkrendant pastoviu greičiu ilgą laiką būtų labai nepatogu visąlaiką stumti arba traukti vairalazdę. Todėl visi lėktuvai turi aukščiovairo valdymo jėgų balansavimo sistemą. Bendrosios paskirties lėktuvuosedažniausiai naudojamas aukščio vairo trimeris. Dideliuosetransporto lėktuvuose šalia trimerio taikomas ir viso stabilizatoriauspasukimas.124 pav. parodytos trys kreivės esant skirtingoms aukščio trimeriopadėtims. Norint aukščio vairo valdymo jėgą sumažinti iki nulio,kai skrydžio greitis yra mažas ir aukščio vairas atlenktas aukštyn,reikia aukščio vairo trimerį atlenkti žemyn. Norint aukščio vairo valdymojėgą sumažinti iki nulio, kai skrydžio greitis yra didelis iraukščio vairas atlenktas žemyn arba neutralioje padėtyje, reikiaaukščio vairo trimerį atlenkti aukštyn.125 pav. parodytos lėktuvo valdymo jėgos priklausomybės nuogreičio esant skirtingoms svorio centro padėtims. Kuo labiau priekinėyra centruotė, tuo stabilesnis yra lėktuvas ir tuo didesnės jėgosreikia, norint pakeisti skrydžio greitį. Kai svorio centras sutampa suneutraliuoju tašku (40 % VAS), lėktuvo statinis stabilumas yra neutralusir, esant bet kokiam skrydžio greičiui, valdymo jėga lygi nuliui.Jeigu svorio centras yra už neutraliojo taško, lėktuvas yra statiškainestabilus; norint padidinti skrydžio greitį, reikėtų vairalazdę arbašturvalą traukti į save.123

F10 %20 %30 %40 %50 %1V EAS125 pav. Centruotės įtaka valdymo jėgoms: procentais nurodytacentruotė VAS atžvilgiu; 1 – balansavimo režimasMažuose ir lėtuose lėktuvuose kartais trimeriui padėti arba vietojjo valdymo sistemoje naudojamos spyruoklės (126 pav.). Jos pagerinalėktuvo statinį stabilumą greičio atžvilgiu. Spyruoklių įtaka didesnėesant mažiems greičiams, kai vairų atsilenkimai didesni.127 pav. parodyta valdymo sistemos trinties įtaka valdymo jautrumui.Kuo didesnė trintis valdymo sistemoje, tuo didesnio greičio pokyčionepajus pilotas valdydamas šturvalą arba vairalazdę.1126 pav. Spyruoklė valdymo sistemoje:1 – vairalazdę fiksuojanti spyruoklė124

F0V EAS127 pav. Trintis valdymo sistemoje4.3.11. Valdymo jėga perkrovai sudarytiManevro metu lėktuvo stabilumą lemia valdymo jėga perkrovaisudaryti. 128 pav. parodyta lėktuvo valdymo jėgos priklausomybėnuo perkrovos koeficiento manevro metu. Kaip matyti iš grafiko, šipriklausomybe yra tiesinė.Jeigu valdymo jėga perkrovai sudaryti yra labai didelė, lėktuvąsunku valdyti. Jeigu jėga perkrovai sudaryti yra labai maža, kyla pavojussulaužyti lėktuvą ore.F(N) F 1510511 2 3 4 5 6 7 8 n128 pav. Jėga perkrovai sudaryti manevro metu: 1 – manevrinėsjėgos gradientas125

Skrendant dideliame aukštyje lėktuvo tikrasis greitis yra didesnis,srauto nulenkimo kampas prie uodegos tampa mažesnis, todėljėga perkrovai sudaryti manevro metu dideliame aukštyje yra mažesnė.Tai parodyta 129 pav. dešinėje.F10 %20 %F130 %40 %n2n129 pav. Manevrinės jėgos priklausomybė nuo centruotės iraukščio: procentais nurodyta centruotė VAS atžvilgiu;1 – mažas aukštis; 2 – didelis aukštis4.3.12. Įvairių faktorių įtaka valdymo jėgaiperkrovai sudarytiLėktuvo centruotė turi didelės įtakos valdymo jėgai manevrometu. Kuo labiau centruotė yra priekinė, tuo stabilesnis yra lėktuvasir tuo didesnių jėgų reikia manevre, kaip parodyta 129 pav. kairėje.Kai kurių lėktuvų priekinė centruotė ribojama ne dėl aukščio vairoefektyvumo, o dėl didelių valdymo jėgų manevre.Aukščio vairo trimeris neturi beveik jokios įtakos valdymo jėgomsmanevro metu.Spyruoklių, esančių valdymo sistemoje (žr. 126 pav.), įtaka valdymojėgoms manevro metu yra nedidelė ir pasireiškia tik esant mažiemsgreičiams, kai vairų atsilenkimai didesni.Efektyvus manevrinių valdymo jėgų koregavimo būdas yra balansyraivaldymo sistemoje. Kai lėktuvas atlieka manevrą, balansyro jėga126

valdymo sistemoje yra proporcinga perkrovos koeficientui. Todėl balansyrasyra vienodai efektyvus esant bet kokiems greičiams (130 pav.).1130 pav. Balansyras valdymo sistemoje4.3.13. Valdymo jėga perkrovai sudaryti ir ribinisperkrovos koeficientasKuo didesnis leistinas lėktuvo perkrovos koeficientas, tuo mažesnėpaprastai būna manevrinė valdymo jėga.4.3.14. Išilginis dinaminis stabilumasStatinis stabilumas rodo tik pirmąją tendenciją po trikdžio. Dinaminisstabilumas yra realus judesys laikui bėgant. Dinaminio stabilumovariantai parodyti 131 pav.A–C – aperiodinis judesys; D–F – periodinis judesys; A – statiškaistabilus ir dinamiškai stabilus judesys; B – statiškai neutralus irdinamiškai neutralus judesys; C – statiškai nestabilus ir dinamiškainestabilus judesys; D – statiškai stabilus ir dinamiškai stabilus judesys;E – statiškai stabilus ir dinamiškai neutralus judesys; F – statiškaistabilus ir dinamiškai nestabilus judesys.Lėktuvas, darydamas išilginį judesį, turi tris laisvės laipsnius:sukamąjį skersinės ašies atžvilgiu ir du slenkamuosius išilginės irvertikaliosios ašies atžvilgiu. Lėktuvo inercija darant slenkamąjį judesįyra gerokai didesnė už inerciją darant sukamąjį judesį. Todėllėktuvo išilginio judesio dinamikoje išsiskiria du svyravimų tipai.127

ΔAΔBΔCtttΔDΔEΔFttt131 pav. Dinaminio stabilumo variantaiΔαt1132 pav. Trumpo periodo svyravimasΔα 1t133 pav. Ilgo periodo svyravimas128

Momentų pusiausvyros stabilumas pasireiškia esant trumpo periodosvyravimui, kurio amplitudės priklausomybė nuo laiko parodyta132 pav.Jėgų pusiausvyros stabilumas pasireiškia ilgo periodo esant (fugoidiniam)svyravimui, kurio amplitudės priklausomybė nuo laikoparodyta 133 pav.Greito svyravimo periodas yra kelių sekundžių eilės. Tokį svyravimąpilotui suvaldyti būtų sunku. Todėl visi lėktuvai esant trumpo periodosvyravimams turi būti stabilūs. Lėto svyravimo periodas yra minutėseilės. Tokio lėto svyravimo nestabilumo pilotas net nepastebi.Jeigu trumpo periodo svyravimai yra silpnai slopinami ir pilotasbando juos suvaldyti, jo reakcija vėluoja ir vietoj slopinimo gaunamasamplitudės didėjimas, parodytas 131 pav. (variantas F).Didėjant skrydžio aukščiui, oro tankis mažėja, todėl mažėja irsvyravimų slopinimas.4.4. Statinis krypties stabilumas4.4.1. Slydimo kampas βKai lėktuvo skrydžio kryptis nesutampa su jo simetrijos plokštuma,tarp srauto krypties ir simetrijos plokštumos susidaręs kampasvadinamas slydimo kampu ir žymimas . Slydimo kampas yra teigiamas,kai oro srautas lėktuvą apteka iš dešinės (134 pav.).4.4.2. Krypties momento koeficientasKai oro srautas lėktuvą apteka slysdamas, atsiranda kryptiesmomentas vertikaliosios ašies atžvilgiu N (134 pav.). Šis momentasyra teigiamas, kai stengiamasi lėktuvo nosį pasukti dešinėn. Kryptiesmomento koeficientas apskaičiuojamas pagal formulę:CnN ; (50)qSbčia q – dinaminis slėgis; S – sparno plotas; b – sparno mostas.129

β+N134 pav. Lėktuvo slydimas+C n1–β+β3–C n2135 pav. Krypties momento koeficiento priklausomybė nuoslydimo kampo: 1 – stabilus; 2 – neutralus; 3 – nestabilus130

135 pav. parodytas teigiamas slydimo kampas ir teigiamas kryptiesmomentas. Jeigu veikiamas momento lėktuvas pasisuks dešinėn,slydimo kampas sumažės. Vadinasi, kad lėktuvas būtų stabilus pagalkryptį, reikia, kad, atsiradus teigiamam slydimo kampui, susidarytųteigiamas krypties momento koeficientas ir kad, atsiradus neigiamamslydimo kampui, susidarytų neigiamas krypties momento koeficientas.4.4.3. Grafikas C n (β )135 pav. parodyti trys krypties momento koeficiento priklausomybėsnuo slydimo kampo variantai.Lėktuvo statinį krypties stabilumą lemia kreivės Cn( β)polinkis.Kai polinkis teigiamas, t. y. kai, didėjant slydimo kampui, didėja irkrypties momento koeficientas, lėktuvas yra statiškai stabilus kryptiesatžvilgiu.4.4.4. Įvairių faktorių įtaka statiniam krypties stabilumuiSparno įtaka krypties stabilumui yra nedidelė.Lemiamos įtakos lėktuvo krypties stabilumui suteikia uodegosvertikalioji plokštuma, kuri veikia kaip vėjarodė.Kad vertikaliosios plokštumos efektyvumas išliktų ir esant dideliemsslydimo kampams, kai kuriuose lėktuvuose naudojami papildomiviršutiniai kiliai (136 pav.).Kad vertikaliosios plokštumos efektyvumas išliktų ir esant dideliemsatakos kampams, kai kuriuose lėktuvuose naudojami papildomiapatiniai kiliai (136 pav.).Sparno strėliškumas padidina lėktuvo krypties stabilumą. Kailėktuvas slysta, tos pusės sparno, į kurią lėktuvas slysta, pasipriešinimasyra didesnis. Sparnų pasipriešinimų skirtumas sudaro momentąvertikaliosios ašies atžvilgiu, kuris suka lėktuvą taip, kad sumažėtųslydimo kampas.Kilio strėliškumo kampas mažina krypties stabilumą. Strėliniokilio šoninė jėga yra mažesnė už tiesaus kilio šoninę jėgą esant tam131

136 pav. Papildomas viršutinis ir apatinis kilispačiam slydimo kampui. Todėl strėlinio kilio atkuriantis momentasyra mažesnis.Svorio centro padėtis beveik neturi įtakos krypties stabilumui,nes centruotės diapazonas yra gerokai mažesnis už atstumą nuo svoriocentro iki kilio.137 pav. parodyta pagrindinių lėktuvo dalių įtaka krypties momentokoeficiento priklausomybei nuo slydimo kampo ir visų daliųveikimo bendras efektas. Vienas liemuo yra nestabilus. Kilis suteikiastabilumo, o papildomas kilis viršuje išlaiko stabilumą iki didesniųslydimo kampų.C n2143β137 pav. Lėktuvo dalių įtaka krypties momentui:1 – liemuo; 2 – vertikali uodega; 3 – visas lėktuvas;4 – lėktuvas su papildomu viršutiniu kiliu132

4.5. Skersinis statinis stabilumas4.5.1. Posvyrio kampas ФSkersinis statinis stabilumas – tai stabilumas išilginės ašies atžvilgiu.Kai lėktuvas pasisuka išilginės ašies atžvilgiu, susidaro kampastarp lėktuvo simetrijos plokštumos ir vertikaliosios plokštumos.Šis kampas vadinamas posvyrio kampu ir žymimas Ф.Esant slydimui, atsiranda momentas išilginės ašies atžvilgiu. Jisvadinamas posvyrio momentu ir žymimas L M . Lėktuvo slydimokampas ir teigiama posvyrio momento kryptis parodyta 138 pav.+β+L138 pav. Lėktuvo momentas išilginės ašies atžvilgiuesant slydimui4.5.2. Posvyrio momento koeficientas C lKrypties momento koeficientas apskaičiuojamas pagal formulę:CLqSbMl ; (51)čia q – dinaminis slėgis; S – sparno plotas; b – sparno mostas.133

4.5.3. Slydimo kampo β įtakaJeigu lėktuvas pasvyra, susidaro jo keliamosios jėgos horizontaliojiprojekcija. Veikiamas horizontaliosios jėgos projekcijos, lėktuvaspradeda judėti į šoną, atsiranda slydimo kampas.4.5.4. Grafikas C ( β)138 pav. parodytas teigiamas posvyrio momentas ir teigiamasposvyrio momentas. Tokio momento veikiamas lėktuvas pasvirs dešinėnir slydimo kampas toliau didės. Vadinasi, kad lėktuvas būtųstabilus išilginės ašies atžvilgiu, reikia, kad, atsiradus teigiamam slydimokampui, susidarytų neigiamas posvyrio momento koeficientas.139 pav. parodyti trys posvyrio momento koeficiento priklausomybėsvariantai nuo slydimo kampo. Lėktuvo statinį krypties stabilumąlemia kreivės C polinkis. Kai polinkis neigiamas, t. y.,l kai, didėjant slydimo kampui, krypties momento koeficientas mažėja,lėktuvas yra statiškai stabilus išilginės ašies atžvilgiu.l+C l1–β2 +β3–C l139 pav. Posvyrio momento priklausomybė nuo slydimo kampo:1 – nestabilus; 2 – neutralus; 3 – stabilus134

4.5.5. Įvairių faktorių įtaka skersiniam statiniamstabilumui140 pav. parodytas keliamosios jėgos pokytis ant abiejų teigiamąskersinį „V“ kampą turinčių sparnų esant slydimui. Keliamosios jėgospokytis sudaro momentą, kuris mažina slydimo kampą.141 pav. parodyta, kaip skersinė greičio dedamoji esant slydimuiapteka liemenį. Aukštasparnis sudaro teigiamo skersinio „V“ kampoefektą, žemasparnis sudaro neigiamo skersinio „V“ kampo efektą.140 pav. Teigiamo skersinio „V“ kampo įtaka posvyrio momentui141 pav. Sparno padėties įtaka posvyrio momentuiSparno strėliškumas padidina lėktuvo stabilumą išilginės ašiesatžvilgiu. Kai lėktuvas slysta, tos pusės sparno, į kurią lėktuvas slysta,keliamoji jėga yra didesnė. Sparnų keliamosios jėgos skirtumassudaro momentą išilginės ašies atžvilgiu, kuris suka lėktuvą taip, kadsumažėtų slydimo kampas. Strėlinio sparno skersinio „V“ efektaspriklauso nuo skrydžio greičio. Skrendant dideliu greičiu, kai atakoskampas mažas, skersinio „V“ efektas irgi mažas. Kai atakos kampasdidelis, šis efektas irgi sustiprėja.135

Papildomas apatinis kilis yra žemiau svorio centro. Esant slydimuipapildomo apatinio kilio šoninė jėga sudaro momentą, kuris didinaslydimo kampą.Vertikali uodega yra aukščiau svorio centro. Esant slydimui vertikaliosuodegos šoninė jėga sudaro momentą, kuris mažina slydimokampą.4.6. Dinaminis skersinis ir krypties stabilumas4.6.1. Tendencija pikiruoti spiraleAtsiradus slydimo kampui, susidaro momentai išilginės ir vertikaliosiosašies atžvilgiu. Todėl dinaminį stabilumą išilginės ir vertikaliosiosašies atžvilgiu reikia nagrinėti bendrai. Jis vadinamas šoniniustabilumu. 142 pav. parodytos šoninio judesio charakteristikos.Koordinačių ašių sistemoje Cn Clparodytos sritis, kuriose lėktuvošoninis judesys yra stabilus. Taip pat parodytos sritys, kuriose yraspiralinis nestabilumas ir olandiškojo žingsnio nestabilumas.3–C l(β)2142 pav. Olandiškojo žingsnio ir spiralės sąlygos:1+C n(β)1 – spiralinis nestabilumas; 2 – šoninis stabilumas;3 – olandiškojo žingsnio nestabilumas136

Kai krypties statinis stabilumas yra gerokai didesnis už skersinįstatinį stabilumą, lėktuvas gauna spiralinį nestabilumą. 142 pav. parodyta1-oji sritis, kurioje lėktuvo nestabilumas yra spiralinis. Taippat parodyta 2-oji sritis, kurioje lėktuvo šoninis judesys yra stabilus.Tarp stabilios srities ir spiralinio nestabilumo srities lėktuvo spiralinisstabilumas yra neutralus.Nedidelis spiralinis stabilumas yra toleruojama lėktuvo savybė.Lėktuvo, kurio nestabilumas yra spiralinis, posvyrio kampas didėjalėtai. Pilotas lengvai jį pastebi ir gali ištaisyti.4.6.2. Olandiškasis žingsnisKai skersinis statinis stabilumas (skersinio „V“ efektas) yra gerokaididesnis už krypties statinį stabilumą, lėktuvas vienu metu svyruojaapie vertikaliąją ir išilginę ašis. Kai yra didelis skersinio „V“efektas, esant slydimui prieš srautą atsukto sparno atakos kampas irkeliamoji jėga padidėja. Padidėja ir indukcinis pasipriešinimas. Taipprasideda svyravimai vertikaliosios ir išilginės ašies atžvilgiu. Toksjudėjimas vadinamas olandiškuoju žingsniu.142 pav. parodyta sritis, kurioje lėktuvo nestabilumas yra olandiškojožingsnio tipo. Taip pat parodyta sritis, kurioje lėktuvo šoninisjudesys yra stabilus. Tarp stabilios srities ir olandiškojo žingsnio nestabilumosrities lėktuvas svyruos pastovia amplitude. Kai lėktuvosparnas strėlinis, šoninio judesio charakteristikos priklauso nuo greičio.Skrendant dideliu greičiu, kai strėlinio sparno skersinio „V“efektas yra mažas, lėktuvo nestabilumas gali būti spiralinis. Skrendantmažu greičiu ir dideliu atakos kampu, kai strėlinio sparno skersinio„V“ efektas yra didelis, lėktuvo nestabilumas gali būti olandiškojožingsnio tipo.Olandiškasis žingsnis yra nepageidaujama lėktuvo savybė. Lėktuvuose,kurių nestabilumas yra olandiškojo žingsnio tipo, įmontuojamaskrypties slopintuvas. Krypties slopintuvas atlenkia krypties vairąir slopina krypties svyravimus. Krypties vairo atlenkimo kampas yraproporcingas kampiniam greičiui vertikaliosios ašies atžvilgiu.137

Jeigu prasideda olandiškojo žingsnio svyravimai, o krypties slopintuvonėra arba jis neveikia, svyravimus reikia slopinti eleronais.Bandymas olandiškojo žingsnio svyravimus slopinti krypties vairugali sudaryti piloto indukuojamus svyravimus.4.6.3. Aukščio įtaka dinaminiam stabilumuiSkrendant dideliame aukštyje tikrasis greitis yra gerokai didesnisuž prietaisinį. Atakos kampų pokyčiai, susiję su kampiniais greičiais,pasidaro mažesni. Aerodinaminis slopinimas sumažėja. Aerodinaminisslopinimas sumažėja maždaug tiek kartų, kiek kartų prietaisinisgreitis yra mažesnis už tikrąjį greitį.138

5. ORLAIVIO VALDYMAS5.1. Bendrosios žinios5.1.1. Pagrindai, trys plokštumos ir trys ašysPagrindinės lėktuvo ašys yra: išilginė, skersinė ir vertikalioji. Josparodytos 115 pav.Kampas, kuriuo lėktuvas pasisuka apie išilginę ašį, vadinamasposvyrio kampu; apie skersinę ašį – polinkio kampu; apie vertikaliąjąašį – krypties kampu.Lėktuvo kampinis greitis išilginės ašies atžvilgiu vadinamas posvyriokampiniu greičiu; skersinės ašies atžvilgiu – polinkio kampiniugreičiu; vertikaliosios ašies atžvilgiu – krypties kampiniu greičiu.5.1.2. Gaubtumo keitimasAerodinamines valdymo jėgas galima sukurti keliais būdais.Dažniausiai taikomas būdas – aerodinaminio paviršiaus gaubtumokeitimas atlenkiant vairą. Jo principas parodytas 143 pav. kairėje. Atlenkusvairą, pasikeičia aerodinaminio paviršiaus efektyvi styga, efektyvusatakos kampas ir aerodinaminį paviršių veikianti aerodinaminė jėga.143 pav. Valdymo jėgų sukūrimas5.1.3. Atakos kampo keitimasKitas aerodinaminių valdymo jėgų sukūrimo būdas yra aerodinaminiopaviršiaus atakos kampo keitimas, pasukant aerodinaminį paviršių.Šis būdas parodytas 143 pav. dešinėje. Pasukus aerodinaminį pa-139

viršių, pasikeičia atakos kampas ir paviršių veikianti aerodinaminė jėga.Šis būdas dažniausiai naudojamas viršgarsiniuose lėktuvuose, nesesant viršgarsiniams greičiams aerodinaminiai vairai neefektyvūs.5.2. Polinkio valdymasKlasikinės schemos lėktuvuose polinkis valdomas keičiant uodegoshorizontaliosios plokštumos aerodinaminę jėgą.5.2.1. Aukščio vairas, pasukama horizontali uodega144 pav. parodytas polinkio valdymo principas. Norint sukurtipolinkio momentą, kuris didintų atakos kampą, reikia uodegos horizontaliojeplokštumoje sukurti papildomą jėgą, nukreiptą žemyn.Valdymo jėga gali būti sukuriama arba atlenkiant aukščio vairą, arbapasukant horizontaliąją uodegos plokštumą, kaip parodyta 143 pav.12140144 pav. Polinkio valdymas: 1 – polinkio momentas; 2 – aukščiovairas, atlenktas aukštyn; 3 – jėga, nukreipta žemynKai horizontalioji plokštuma pritvirtinta ant vertikaliosios plokštumosviršaus, tai vadinama T formos uodega. T formos uodegosprivalumai:• Horizontalioji uodegos plokštuma yra laisvajame oro sraute.Ant jos nepatenka sparno aerodinaminis pėdsakas ir pasieniosluoksnis nuo liemens. Ši ypatybė ypač svarbi skrendantmažu greičiu, kai reikia efektyvaus aukščio vairo.3

• Esant tokiai schemai nesunkiai galima padidinti horizontaliosuodegos atstumą nuo liemens.• Turboreaktyviniuose lėktuvuose atsilaisvina vieta varikliamstvirtinti uodegoje.T formos uodegos trūkumai:• Padidėja tikimybė, kad pasireikš gilios smukos tendencija,nes nuo lėktuvo sparno atitrūkęs srautas gali patekti ant horizontaliosuodegos. Dėl tos pačios priežasties lėktuvas galibūti sunkiau išvedamas iš suktuko.• Vertikali uodega turi būti stipresnė ir standesnė. Todėl jossvoris padidėja.• Mechaninė valdymo sistema sudėtingesnė.• Sunkesnė nuolatinė apžiūra žemėje.Aukščio vairo veikimo principas parodytas 143 ir 144 pav.Aukščio vairo atlenkimo įtaka momento kreivei parodyta121 pav.Uodegos horizontalios plokštumos apkrova, t. y. nuo lėktuvokonfigūracijos ir skrydžio greičio priklauso tai, kokios krypties(aukštyn ar žemyn) ir kokio dydžio aerodinaminė jėga veikia horizontaliąuodegą, nes nuo šių parametrų priklauso slėgio centro padėtis.Kai slėgio centras sutampa su sparno aerodinaminiu centru, horizontaliosuodegos keliamoji jėga yra lygi nuliui. Kai sparno slėgiocentras yra prieš svorio centrą, uodegos keliamoji jėga nukreiptaaukštyn. Kai sparno slėgio centras yra už svorio centro, uodegos keliamojijėga nukreipta žemyn. Šis atvejis pasitaiko dažniau.5.2.2. Srauto nulenkimo efektaiSparno sūkurių sistema oro srautą nulenkia žemyn, todėl uodegosatakos kampas yra mažesnis už sparno atakos kampą. Tai mažinahorizontalios uodegos efektyvumą. Srauto nulenkimo įtaka horizontaliaiuodegai sumažėja, kai uodega yra T formos. Kad horizontaliosuodegos atakos kampas galėtų kisti optimaliu diapazonu, naudojamaspasukamas stabilizatorius.141

5.2.3. Uodegos apledėjimasHorizontalios uodegos keliamoji jėga dažniausiai veikia žemyn.Jeigu skrydžio metu uodega apledėja, gali prasidėti uodegos smuka,sumažės jėga, veikianti žemyn, lėktuvas nuleis nosį ir pradės žemėti.5.3. Krypties valdymasVertikaliosios ašies atžvilgiu lėktuvas valdomas krypties vairu(145 pav.). Krypties vairo valdymo principas toks pat kaip ir aukščiovairo. Atlenkus krypties vairą, pasikeičia vertikalios uodegos kreivumasir efektyvus slydimo kampas. Krypties vairo paskirtis: kompensuotinesimetrinį traukos momentą, koreguoti kryptį tupiant arbakylant su šoniniu vėju, kompensuoti nepalankų krypties momentą dėleleronų atlenkimo, išvesti iš suktuko, kompensuoti propelerio efektąvienmotoriuose lėktuvuose.12145 pav. Krypties valdymas: 1 – krypties momentas;2 – vertikalios uodegos šoninė jėga; 3 – krypties vairas3142

Lėktuvuose, kurie skraido dideliais greičiais, visiškas kryptiesvairo atlenkimas skrendant dideliu greičiu labai apkrautų liemenskonstrukciją. Be to, skrendant dideliu greičiu, nereikia maksimaliaiatlenkti krypties vairo. Todėl kai kuriuose lėktuvuose keičiamaskrypties vairo valdymo santykis priklausomai nuo skrydžio greičio.Toks keitimas gali būti dviejų tipų. Nuo tam tikro greičio gali būtipakeistas valdymo santykis, kuris, greičiui toliau didėjant, gali išliktipastovus. Kitu atveju valdymo santykis nuo tam tikro greičio gali būtikeičiamas laipsniškai.5.4. Posvyrio valdymasPosvyris paprastai valdomas eleronais arba spoileriais, arba vienumetu ir eleronais, ir spoileriais. Posvyrio valdymo paskirtis: sukurtireikiamą posvyrio kampinį greitį ir kompensuoti posvyrio momentusnesimetrinių režimų metu.5.4.1. EleronaiEleronų paskirtis: sumažinti keliamąją jėgą viename sparne irpadidinti keliamąją jėgą kitame sparne, taip sudant momentą išilginėsašies atžvilgiu, kaip parodyta 146 pav. Eleronai dažniausiai būnasparnų gale, kad jų efekto petys išilginės ašies atžvilgiu būtų didžiausias(146 pav.).Eleronai paprastai reguliuojami taip, kad lėktuvui stovint antžemės jie abu būtų truputį nuleisti žemyn. Kai lėktuvas skrenda, dėlslėgio skirtumo viršuje ir apačioje eleronai pakyla į neutralią padėtį.Eleronai ne tik sukuria posvyrio momentą, bet ir apkrauna sparnąsukimo momentu. Sukimo momentas nuo eleronų atlenkimo proporcingasskrydžio greičio kvadratui. Skrendant dideliu greičiu ir atlenkuseleronus, sparnas susisuka, sumažindamas eleronų efektyvumą.O nuo tam tikro greičio sparno susisukimo efektas viršija eleronųatlenkimo efektą. Šis reiškinys vadinamas eleronų reversavimuesant dideliems greičiams.143

1423146 pav. Posvyrio valdymas: 1 – posvyrio momentas;2 – eleronas, pakeltas aukštyn; 3 – sumažėjusi keliamoji jėga;4 – padidėjusi keliamoji jėga; 5 – eleronas, nuleistas žemynKad nereiktų standinti, o kartu ir sunkinti sparno, transporto lėktuvuose,be įprastinių eleronų, sparno gale montuojami vidiniai eleronai.Kai lėktuvas skrenda mažu greičiu su išleistais užsparniais,veikia ir vidiniai, ir išoriniai eleronai. Kai lėktuvas skrenda dideliugreičiu įtraukęs užsparnius, veikia tik vidiniai eleronai.5.4.2. Flaperonai, eleronų nulinkimasKai eleronai atlieka papildomai ir užsparnių vaidmenį, jie vadinamiflaperonais.5.4.3. SpoileriaiKai spoileriai naudojami kartu su eleronais arba vietoj eleronų,tai spoileris arba spoileriai atlenkiami tik ant vieno sparno, kurio keliamąjąjėgą reikia sumažinti.5.4.4. Nepalankus krypties momentasKai atlenkiami eleronai, susidaro ne tik posvyrio momentas, betir krypties momentas. Krypties momentas susidaro todėl, kad tuosepjūviuose, kur eleronas atlenktas žemyn, padidėja profilinis ir indukcinispasipriešinimas. Tuose pjūviuose, kuriuose eleronas atlenktas5144

aukštyn, sumažėja profilinis ir indukcinis pasipriešinimas. Kryptiesmomentas veikia nepalankiai. Kai eleronai atlenkiami taip, kad lėktuvassvirtų kairėn, krypties momentas lėktuvo nosį suka dešinėn.Todėl krypties momentas dėl eleronų atlenkimo vadinamas nepalankiukrypties momentu.5.4.5. Nepalankaus krypties momento išvengimo būdaiVienas iš būdų sumažinti nepalankų krypties momentą yra Friesereleronai, kurie parodyti 147 pav. Priekinė apatinė elerono dalissudaro kampą. Kai eleronas atlenkiamas aukštyn, kampas apačiojeišlenda į srautą ir padidina pasipriešinimą. Taip iš dalies kompensuojamasmomentas, kurį sukuria kito sparno žemyn atlenktas eleronas.147 pav. Frieser eleronaiEleronai, kurie žemyn atsilenkia gerokai mažiau negu aukštyn,vadinami diferencialiniais. Diferencialiniai eleronai sumažina nepalankųkrypties momentą.Kai posvyris valdomas eleronais, nesusidaro nepalankaus kryptiesmomento, nes atlenkiamas spoileris tik ant to sparno, kurio keliamąjąjėgą reikia sumažinti.145

5.5. Kryžminiai ryšiai (kryptis ir posvyris)Atlenkus eleronus, šalia pagrindinio efekto – posvyrio momentosusidaro ir šalutinis efektas – nepalankus krypties momentas.Kadangi uodegos vertikalioji plokštuma dažniausiai yra virš svoriocentro, atlenkus krypties vairą, susidaro ne tik pagrindinis efektas– krypties momentas, bet ir šalutinis efektas – posvyrio momentas,kuris nėra labai didelis.5.6. Valdymo jėgų mažinimo būdaiJeigu lėktuvo aerodinaminiai vairai yra dideli arba lėktuvasskraido dideliais greičiais, susidaro didelės valdymo jėgos. Todėl taikomiįvairūs būdai valdymo jėgoms sumažinti.5.6.1. Aerodinaminė kompensacijaAerodinaminis pasipriešinimas valdymo jėgoms susidaro dėl to,kad vairą veikiančių slėgio jėgų atstojamoji nesutampa su vairo ašimi.Vairo atstojamosios jėgos ir jos atstumo iki sukimosi ašies sandaugayra lankstinis momentas, kuris priešinasi vairo atlenkimui.Jeigu sukimosi ašis perkeliama toliau nuo vairo priekinės briaunos irarčiau vairo atstojamosios jėgos, lankstinis momentas sumažėja, kaipparodyta 148 pav.x241148 pav. Ašinė kompensacija: 1 – lanksto padėtis; 2 – vairąveikianti jėga; 3 – vairo slėgio centras; 4 – lankstinis momentas3146

Lankstinį momentą galima sumažinti nekeičiant ašies padėties,bet padidinant vairo plotą prieš ašį. Plotas taip padidinamas paprastaine visame vairo ilgyje, bet jo gale. Toks ploto padidinimas vairo galeatrodo kaip ragas. Todėl šis lankstinio metodo mažinimo būdas vadinamasragine kompensacija, ji parodyta 149 pav.Vidinė kompensacija veikia panašiai kaip ir ašinė, tik ji sumontuotasparno viduje (150 pav.).12149 pav. Raginė kompensacija: 1 – aerodinaminė raginėkompensacija; 2 – vairo ašis1 26 5150 pav. Vidinė kompensacija: 1 – padidėjęs slėgis; 2 – sparnodanga; 3 – vairo ašis; 4 – sumažėjęs plyšys; 5 – membrana;6 – lankstasIki šiol aptartos aerodinaminės lankstinių momentų mažinimopriemonės, susijusios su aerodinaminėmis jėgomis prieš vairo ašį.Povairiai pakeičia lankstinius momentus keisdami aerodinamines jėgasuž vairo ašies. Kai vairas pasisuka į vieną pusę, balansinis povairis(parodytas 151 pav.) pasisuka į kitą pusę. Jis sumažina valdymojėgas, bet sumažina ir vairo efektyvumą.43147

151 pav. Balansinis povairis152 pav. Antibalansinis povairisAntibalansinis povairis atsilenkia į tą pačią pusę kaip ir vairas.Jis parodytas 152 pav. Vairo efektyvumas padidėja, bet padidėja irvaldymo jėgos.153 pav. parodytas servopovairis. Jo valdymas sujungtas tiesiogiaisu šturvalu. Pats vairas neturi jokio tiesioginio ryšio su šturvalu.Atlenkus povairį, susidaro momentas vairo ašies atžvilgiu ir atsilenkiapats vairas. Tokio povairio trūkumas – mažas efektyvumasskrendant mažais greičiais. Šis valdymo metodas pasižymi dar vienaypatybe. Jeigu lėktuvui stovint žemėje vairai užfiksuoti, pilotų kabinojeto nesijaus, nes šturvalas judės laisvai.154 pav. parodytas spyruoklinis povairis. Jis yra servopovairiomodifikacija. Jame povairio valdymo svirtis spyruoklėmis yra sujungtasu pagrindiniu vairu. Esant mažiems greičiams, kai lankstiniaimomentai nedideli, svirtis spyruoklėmis tiesiogiai valdo vairą. Esantdideliems greičiams, spyruoklė susispaudžia ir atsilenkia povairis.148

153 pav. Servopovairis154 pav. Spyruoklinis povairis5.6.2. Dirbtinės priemonėsSkrendant viršgarsiniais greičiais valdymo jėgos būna tokios didelės,kad aerodinaminio kompensavimo nebepakanka. Be to, esanttransgarsiniams greičiams, jėgos labai greitai keičiasi. Todėl tokiuoselėktuvuose valdymo sistemose naudojamos dirbtinės priemonės: hidraulinėspavaros ir elektrinės pavaros.Dirbtinės priemonės – hidraulinės pavaros ir elektrinės pavaros –valdymo sistemose būna su grįžtamuoju ryšiu ir be grįžtamojo ryšio.Valdymo sistemose, be grįžtamojo ryšio, naudojami mechanizmai,imituojantys valdymo jėgas ant šturvalo ar vairalazdės, kad pilotuisukeltų valdymo jausmą.5.7. Valdymo jėgų balansavimas5.7.1. Balansavimo priežastysValdymo jėgų balansavimas – tai jų sumažinimas iki nulio esantkonkrečiam skrydžio režimui. Skrendant įvairiuose aukščiuose ir įvairiaisgreičiais pilotas turi laikyti aerodinaminius vairus, atlenktus reikiamukampu. Norėdamas vairus išlaikyti reikiamoje padėtyje pilotas149

turės stipriai laikyti valdymo svertus. Naudojant valdymo jėgų balansavimopriemones, šias valdymo jėgas galima sumažinti iki nulio.Aukščio vairo balansavimo reikia, kai keičiamas skrydžio greitis, varikliųgalia, svorio centro padėtis. Krypties vairo balansavimo reikia,kai pakeičiamas propelerio sukimo momentas arba kai susidaro nesimetrinėtrauka. Eleronų balansavimo reikia rečiau, pvz., kai lėktuvo konfigūracijanesimetrinė arba svorio centras nėra simetrijos plokštumoje.Balansavimui gali būti taikomi įvairūs būdai: povairis, stabilizatoriauspasukimas, spyruoklės paslinkimas, centruotės pakeitimas.Trimerio ir povairio veikimo principas yra labai panašus, pagrindinisskirtumas tas, kad trimerio padėtis mechaniškai nesusijusisu vairo atlenkimo kampu. Trimerio kampas vairo atžvilgiu tiesiogiaivaldomas iš piloto kabinos.5.7.2. TrimeriaiTrimerio veikimo principas parodytas 155 pav. Atlenkus vairą,atstojamoji jėga F sudaro lankstinį momentą sukimosi ašies atžvilgiu.Atsverdamas šį momentą, pilotas traukia arba stumia valdymosvertą kabinoje. Vairo gale esantį trimerį galima atlenkti vairo atžvilgiutiek, kad jį veikianti jėga f sudarytų priešingos krypties, bet tokiopat dydžio momentą, kaip ir jėgos F momentas.Dfd155 pav. Trimerio veikimo principasF150

Trimeris valdomas iš piloto kabinos trimerio ratu arba elektrosjungikliu. Trimerio ratą sukant pirmyn, trimeris turi atsilenkti aukštynir aukščio vairą spausti žemyn.5.7.3. Balansavimas stabilizatoriumiTaikant šį metodą sukant balansavimo ratą keičiasi stabilizatoriauskampas. Stabilizatorius sukamas tiek, kad aukščio vairo valdymojėga sumažėtų iki nulio. Taikant stabilizatoriaus pasukimą, horizontaliosiosplokštumos pasipriešinimas būna mažesnis, efektyvumas didesnis.Lėktuvas gali skraidyti esant didesniam centruočių diapazonui.151

6. APRIBOJIMAI6.1. Eksploataciniai apribojimai6.1.1. Flaterio fenomenas ir jį veikiantys faktoriaiLėktuvo dalių masių ir standumo pasiskirstymas lemia jų svyravimotipus ir natūralų dažnį. Jei skrydžio metu susidaro žadinančiosjėgos, kurių dažnis artimas natūraliam lėktuvo dalių dažniui, gali susidarytirezonansas. Didėjant svyravimų amplitudei, lėktuvas gali sulūžtiore. Šis reiškinys vadinamas flateriu. Egzistuoja kritinis kiekvienolėktuvo flaterio greitis, kurį viršijus gali prasidėti flateris. Flaterioatsiradimo tikimybė priklauso nuo daugelio faktorių.Lėktuvo kritinis flaterio greitis priklauso nuo nuosavų svyravimųdažnio. Kuo didesnis nuosavų svyravimų dažnis, tuo didesnis kritinisflaterio greitis.Aerodinaminių vairų laisvumas ir laisvumai valdymo sistemosesumažina kritinį flaterio greitį.Flateris gali atsirasti tada, kai lėktuvo dalis turi du laisvės laipsnius(pvz., sparno lenkimas ir sukimas) ir tarp šių laisvės laipsnių yraaerodinaminis-elastinis ryšys. Pavyzdžiui, kai atsiranda sparno sukamojideformacija, pasikeičia atakos kampas ir keliamoji jėga. Pasikeituskeliamajai jėgai, keičiasi lenkiamoji deformacija. Jeigu lenkiamojideformacija keičiasi su pagreičiu, o atskirų sparno pjūviųmasės centrai nesutampa su standumo ašimi, keičiasi sparno sukamojideformacija. Prasideda periodinis procesas.Kritiniam flaterio greičiui turi įtakos atskirų sparno pjūvių svoriocentro padėtis standumo ašies atžvilgiu. Paprastai sparno pjūviosvorio centras yra nuo standumo ašies galinės briaunos link. Kuo didesnisšis atstumas, tuo didesnė tikimybė atsirasti flateriui.Pilotas lėktuvą pilotuoja pagal prietaisinį greitį V IAS , o flaterį lemiatikrasis greitis. Aukštėjant pastoviu prietaisiniu greičiu, tikrasisgreitis didėja didėjant aukščiui.152

6.1.2. Lėktuvo flaterio tipaiPagrindinė sparno flaterio forma yra lenkimo ir sukimo flateris.Sparnas taip pat gali dalyvauti svyravimuose kartu su liemeniu irvairais.Horizontalios uodegos flaterio formos gali būti tokios pačios, kaipir sparno. Papildomai horizontali uodega gali dalyvauti svyravimuosekartu su liemeniu, pvz., uodegos sukimas ir liemens lenkimas.Kilio flaterio formos gali būti panašios kaip ir horizontalios uodegos.Papildomai kilis gali dalyvauti svyravimuose kartu su liemenssukimu.Vairo atsilenkimas gali būti vienas iš laisvės laipsnių esant flateriosvyravimams. Egzistuoja simetrinės ir antisimetrinės eleroninioflaterio formos. Aukščio ir krypties vairas taip pat gali dalyvauti flateriosvyravimuose.6.1.3. Masės paskirstymo reguliavimas balansyrais,siekiant sumažint flaterio problemasReaktyviniai varikliai ant sparnų montuojami naudojant pilonusesant perstūmimui pirmyn, kad jų svorio centras būtų prieš standumoašį. Tada varikliai veikia kaip balansyrai, mažinantys flaterio tikimybę.Kai vairo svorio centras yra toli nuo sukimosi ašies, vairo svyravimaigali sukelti flaterį. Todėl projektuojant ir gaminant lėktuvųvairus stengiamasi svorį koncentruoti arčiau ašies. Kai to nepakanka,prieš sukimosi ašį įvairiais būdais tvirtinami balansyrai.6.1.4. Galimi veiksmai prasidėjus flateriui skrydžio metuFlaterio pavojingumas yra tai, kad kiekvieno svyravimo cikloamplitudė didėja. Lėktuvo deformacijos gali viršyti elastingumo ribąir suirti. Prasidėjus flateriui, vienintelis gelbėjimosi būdas yra mažintigreitį.153

6.1.5. Eleronų reverso fenomenasKai lėktuvas skrenda mažu greičiu, jo atakos kampas yra artimaskritiniam atakos kampui. Jeigu esant tokiam skrydžio režimui atlenkiamieleronai, tai tuose sparno pjūviuose, kuriuose eleronas atlenktasžemyn, kritinis atakos kampas sumažėja. Efektyvus atakos kampasgali viršyti kritinį, keliamoji jėga gali sumažėti. Vietoj pageidaujamoposvyrio į vieną pusę lėktuvas gali pasvirti į kitą pusę. Šis reiškinysvadinamas eleronų reversu esant mažiems greičiams.Eleronai ne tik sukuria posvyrio momentą, bet ir apkrauna sparnąsukimo momentu. Sukimo momentas nuo eleronų atlenkimo proporcingasskrydžio greičio kvadratui. Skrendant dideliu greičiu ir atlenkuseleronus, sparnas susisuka sumažindamas eleronų efektyvumą,o, viršijus tam tikrą greitį, sparno susisukimo efektas viršija eleronųatlenkimo efektą. Šis reiškinys vadinamas eleronų reversu esantdideliems greičiams.6.1.6. Užsparnių ir (arba) važiuoklės apribojimųpriežastisV LO – maksimalus greitis, kuriuo skrendant galima išleisti irįtraukti važiuoklę.V LE – maksimalus greitis, kuriuo galima skristi su išleista važiuokle.Išleidžiant arba įtraukiant važiuoklę, pirmiausia atidaromi važiuoklėsgaubtai. Šių gaubtų paskirtis – uždengti važiuoklės nišas. Jieprojektuojami nedidelėms aerodinaminėms apkrovoms. Todėl didžiausiasisleistinasis greitis, kuriuo galima skristi išleidžiant irįtraukiant važiuoklę, yra mažesnis.V FE – didžiausiasis greitis, kuriuo galima skristi su išleistais užsparniais.Užsparnių tikslas – padidinti sparno maksimalų keliamosios jėgoskoeficientą, kad lėktuvas galėtų skristi mažu greičiu kilimo ir tūpimometu. Užsparnių ir jų mechanizmo konstrukcija projektuojamamažiems greičiams. Skrendant su išleistais užsparniais leidžiamas154

mažesnis maksimalus perkrovos koeficientas n max = 2,0 (su įtrauktaisužsparniais nmax= 2,5).6.1.7. Didžiausieji leistinieji greičiai VMO, VNO, VNEV MO yra greitis, kurio negalima viršyti skrydžio metu (transportolėktuvams pagal CS-25). Kai lėktuvas žemėja, išlaikydamas pastovųMacho skaičių, jo prietaisinis greitis didėja. Tokiu atveju iškylapavojus viršyti VMO.V NE yra greitis, kurio negalima viršyti skrydžio metu (bendrospaskirties lėktuvams pagal CS-23). Viršijus V NE , gali prasidėti aerotamprumoreiškiniai.Pagal CS-25. 1505 V MOturi neviršyti projektinio kreiseriniogreičio VC.V NO – didžiausiasis konstrukcinis kreiserinis greitis (bendros paskirtieslėktuvams pagal CS-23).6.1.8. M MO apibrėžimas ir jį ribojantys faktoriaiM MO yra Macho skaičius, kurio negalima viršyti skrydžio metu(transporto lėktuvams pagal CS-25).Kai lėktuvas aukštėja, išlaikydamas pastovų prietaisinį greitį, joMacho skaičius didėja. Tuomet iškyla pavojus viršyti M .6.2. Manevrinė gaubiamoji6.2.1. Manevrinių apkrovų diagramaManevrinių apkrovų diagrama parodyta 156 pav. Ši diagramarodo ribas, kurių laikantis projektuojamas lėktuvas.Vienas iš svarbiausių manevro parametrų yra perkrovos koeficientasn, kuris yra lygus lėktuvo keliamosios jėgos ir svorio santykiui.MO155

Manevrinė diagrama braižoma koordinačių ašių sistemoje, kaiekvivalentinis greitis V EAS atidedamas horizontaliojoje ašyje ir perkrovoskoeficientas n – vertikaliojoje. Parametrai, kurie apibūdinamanevrinę diagramą, yra: C L max – riba; V A – projektinis manevrinisgreitis; V C – projektinis kreiserinis greitis ir V D – projektinis pikiravimogreitis. Projektinis pikiravimo greitis turi būti didesnis už projektinįkreiserinį greitį, kad būtų pakankama konstrukcijos suirimoatsarga.Transporto lėktuvams pagal CS-25 maksimalus perkrovos koeficientasnmax 2,5 , minimalus perkrovos koeficientas nmin 1, 0 .Bendrosios paskirties lėktuvams pagal CS-23 maksimalus perkrovoskoeficientas n max 4,4 normalios kategorijos lėktuvams irnmax 6,0 akrobatinės kategorijos lėktuvams. Minimalus neigiamasperkrovos koeficientas pagal absoliutųjį dydį turi būti ne mažesniskaip 0,4 n maz , normalios kategorijos lėktuvams ir ne mažesnis kaip0,5 n maz akrobatinės kategorijos lėktuvams.Manevrinis greitis apskaičiuojamas pagal formulęV V n .ASmax3n2SCD1S0V SEV EAS-1H–1V AFV CV D156 pav. Manevrinių apkrovų diagrama156

6.3. Gūsių gaubiamojiJeigu lėktuvas įskrenda į aukštyneigį oro gūsį, jo atakos kampasstaigiai padidėja, keliamoji jėga viršija lėktuvo svorį, susidaro perkrovoskoeficientas n.Lėktuvo stiprumas turi būti pakankamas skristi greičiuV D, kaivertikaliųjų gūsių greitis yra 7,5 m/s, skristi greičiu V C , kai vertikaliųjųgūsių greitis yra 15 m/s ir skristi greičiu V B , kai vertikaliųjųgūsių greitis yra 20 m/s. Projektinis lėktuvo greitis skrydžiui esantturbulencijai skaičiuojamas esant maksimalaus greičio oro gūsiams.Gūsių diagrama braižoma koordinačių ašių sistemoje, kai ekvivalentinisgreitis V EAS atidedamas horizontaliojoje ašyje ir perkrovoskoeficientas n – vertikaliojoje. Šios diagramos pavyzdys parodytas157 pav.VRA– didžiausiasis greitis, kuriuo leidžiama skristi esant turbulencijai.VRAturi būti ne didesnis už VB.n+20 m/s+15 m/s+7,5 m/s10–20 m/s –15 m/sV BV C V DV EAS–7,5 m/s157 pav. Gūsių apkrovų diagrama157

Lėktuvui skrendant esant turbulencijai iškyla du pavojai: 1) lėktuvostiprumo atsarga turi būti pakankama, kad patekęs į vertikalųjįoro gūsį jis išlaikytų padidėjusias apkrovas, 2) skrydžio greitis turibūti pakankamas, kad, patekus į vertikalųjį oro gūsį, nebūtų viršytaskritinis atakos kampas.Įvairių faktorių įtaka gūsių perkrovos koeficientuiPerkrovos koeficiento pokytis ir atakos kampo pokytis gūsingameore būna mažesnis, kai keliamosios jėgos kreivės nuolydis mažesnis.Šios kreivės nuolydis yra mažesnis, kai sparno proilgis mažesnisir strėliškumas didesnis.Skrendant dideliame aukštyje, tikrasis greitis yra didesnis, todėlatakos kampo pokytis gūsingame ore būna mažesnis.158

7. PROPELERIAIPropelerio paskirtis – variklio veleno galingumą paversti trauka.Propeleris pagreitina pro jį praeinantį orą. Propelerio trauka yra lygipro jį praėjusio oro masei per laiko vienetą, padaugintai iš greičiopadidėjimo.Propelerio mentė yra besisukantis sparnas. Didžiausias greitisoro atžvilgiu yra mentės gale. Mentės galo greitis riboja propelerioskersmenį ir kampinį greitį. Jeigu mentės galo greitis viršija kritinįMacho skaičių, mažėja propelerio trauka, didėja reikiamas sukimomomentas ir propelerio triukšmas.7.1. Propelerio charakteristikos7.1.1. Propelerio žingsnis158 pav. parodytas propelerio mentės pjūvis ir su juo susijękampai. Punktyrine linija parodyta mentės pjūvio stygos linija. Vektoriusωr yra apskritiminio greičio vektorius. Jis lygus propeleriokampinio greičio ω ir atstumo nuo sukimosi ašies iki pjūvio – spindulior sandaugai. Vektorius V ∞yra lėktuvo skrydžio greitis. Šiųdviejų vektorių suma yra atstojamasis vektorius – mentės greičiovektorius oro atžvilgiu V. Atstojamojo greičio vektorius V su propeleriosukimosi plokštuma sudaro kampą φ . Kampas tarp atstojamojogreičio ir profilio stygos yra atakos kampas šiame pjūvyje.Atstumas, kurį propeleris nueina skrydžio kryptimi per vieną apsisukimą,vadinamas propelerio eiga arba veiksminguoju žingsniu.Atstumas, kurį propeleris nueitų, jeigu atakos kampas būtų lygus nuliui,vadinamas geometriniu žingsniu. Skirtumas tarp geometriniožingsnio ir veiksmingojo žingsnio vadinamas propelerio slydimu.159

VααβV ∞φΦωr158 pav. Propelerio mentės pjūvio kampai7.1.2. Mentės susukimasKadangi visi mentės pjūviai skrydžio kryptimi juda vienodugreičiu V , o apskritiminis greitis priklauso nuo pjūvio spindulio,∞tai, kad atakos kampas išilgai su mente būtų pastovus, ji turi būti susukta.Mentės pjūvių kampas β prie sukimosi ašies turi būti didesnis,o mentės gale – mažesnis.7.1.3. Pastovus žingsnis, keičiamas žingsnis irpastovus greitisPropeleriai būna kelių tipų: fiksuoto žingsnio, perstatomo žingsnioir keičiamo žingsnio. Fiksuoto žingsnio propelerio menčių tvirtinimokampas skrydžio metu nesikeičia.Perstatomo žingsnio propelerių žingsnį skrydžio metu galimakeisti esant kelioms fiksuotoms padėtims.160

Keičiamo žingsnio propeleriai būna su automatiniais reguliatoriais,kurie skrydžio metu reguliuoja propelerio žingsnį, kad visą laikąbūtų pastovus variklio sukimosi greitis.Mentės atakos kampas priklauso nuo skrydžio greičio, sukimosigreičio ir žingsnio.7.1.4. Propelerio efektyvumo priklausomybė nuo greičioNe visą variklio veleno galingumą propeleris paverčia trauka.Propelerio trauką T padauginus iš skrydžio greičio V, gaunamas efektyvuspropelerio traukos galingumas. Propelerio efektyvumą apibūdinajo naudingumo koeficientas. Variklio veleno galingumo ir propeleriotraukos galingumo santykis vadinamas propelerio naudingumokoeficientu:P . (52)TV 159 pav. parodyta propelerio naudingumo koeficiento priklausomybėnuo propelerio žingsnio ir skrydžio greičio. Kai skrydžiogreitis mažas, efektyvesnis yra mažas propelerio žingsnis. Kai skrydžiogreitis didelis, efektyvesnis yra didelis propelerio žingsnis.159 pav. Propelerio naudingumo koeficiento priklausomybė nuogreičio: 1 – mažas žingsnis; 2 – didelis žingsnis161

Jeigu propelerio žingsnis fiksuotas, jis yra efektyvus esant siauramgreičio diapazonui. Perstatomo žingsnio propeleris yra efektyvusesant keliems greičio diapazonams. Keičiamo žingsnio propeleris visiškaiišnaudoja propelerio ir variklio galimybes skrendant bet kokiugreičiu.7.1.5. Apledėjimo įtaka propeleriuiPropelerio apledėjimas yra labai pavojingas dėl labai dideliųtraukos nuostolių ir vibracijos. Propelerio apledėjimas kinta išilgai sumente dėl skirtingo greičio. Šiuolaikiniai transporto lėktuvai turipropelerių apsaugos nuo apledėjimo priemonių. Jos tik sumažina pavojų,bet jo nepašalina.7.2. Variklio gedimas arba išjungimasKai variklis sugenda arba yra išjungiamas, propeleris arba sukasi,arba nejuda. 160 pav. parodytas propelerio pasipriešinimas, kaineveikia variklis.D14230 15 30 4560 90β160 pav. Propelerio pasipriešinimas: 1 – vėjo malūno režimas;2 – stovintis propeleris; 3 – fliugerinė padėtis; 4 – mažo žingsnioriba162

7.2.1. Vėjo malūno režimo pasipriešinimasIš 160 pav. matyti, kad didžiausią pasipriešinimą sudaro propeleris,kuris sukasi kaip vėjo malūnas.Jeigu dvimotoriame lėktuve neveikia vienas variklis, sumažėjatrauka ir padidėja neveikiančio variklio pasipriešinimas, sumažėjalėktuvo aukštėjimo galimybės. Variklių traukos ir pasipriešinimoskirtumas sudaro didelį krypties momentą, kurį būtina kompensuoti.7.2.2. FliugiravimasIš 160 pav. matyti, kad neveikiančio variklio propelerio pasipriešinimasmažiausias tada, kai mentės pasuktos 90° kampu sukimosiplokštumos atžvilgiu (t. y. fliugerinė padėtis).Kai neveikiančio variklio propeleris perstatomas į fliugerinę padėtį,jis sudaro mažiausią pasipriešinimą. Tokiu atveju skrydis su neveikiančiuvarikliu yra saugiausias.7.3. Momentai ir jėgų dvejetai dėl propelerio veikimo7.3.1. Momento reakcijaKai variklis lėktuvą suka į vieną pusę, visam lėktuvui perduodamasreakcijos momentas į kitą pusę. Vieno sparno keliamoji jėgayra šiek tiek didesnė. Jeigu lėktuvas rieda žeme, vienos pusės ratasstipriau spaudžia žemę.Šie variklio ir (arba) propelerio efektai nepasireiškia, kai dvimotoriamelėktuve propeleriai sukasi į priešingas puses, arba jei ant vienosašies du propeleriai sukasi į priešingas puses.7.3.2. Giroskopinė precesijaBesisukantis propeleris turi giroskopo savybių: pastovi ašieskryptis erdvėje ir precesija. Precesija pasireiškia tuo, kad, bandantpasukti ašį viena kryptimi, atsiranda momento reakcija statmenakryptimi. Jeigu jėga pridedama prie propelerio apvado lygiagrečiai163

su ašimi, reakcija atsiranda tos pačios krypties, bet už 90° pagal sukimosikryptį. Giroskopinė precesija pasireiškia tada, kai lėktuvaskeičia polinkį arba kryptį.Kai lėktuvas su pagal laikrodžio rodyklę besisukančiu propeleriuima leisti nosį žemyn, atsiranda momentas, kuris lėktuvo nosį sukakairėn.Kai lėktuvas su pagal laikrodžio rodyklę besisukančiu propeleriuima sukti nosį kairėn, atsiranda momentas, kuris lėktuvo nosį keliaaukštyn.7.3.3. Asimetrinio aerodinaminio pėdsako efektasKai vienmotoriame lėktuve propeleris yra liemens priekyje, propeleriosrautas liemenį apipučia spiraliniu srautu. Lėktuvui skrendanttiesiai be slydimo, vertikalią uodegą aptekantis srautas yra nesimetrinis,bet kampu pučia iš vienos pusės.7.3.4. Asimetriniai menčių efektaiJeigu skrydyje propelerio ašis nesutampa su skrydžio kryptimi, osudaro atakos kampą, tai kylančios ir besileidžiančios mentės atakoskampai yra nevienodi. Šiuo atveju propelerio atstojamoji traukos jėganesutampa su propelerio ašimi, bet yra pasislinkusi į besileidžiančiųmenčių pusę. Jeigu lėktuvas yra dvimotoris ir abu varikliai sukasita pačia kryptimi, tai, veikiant tik vienam varikliui, vienas variklissudarys didesnį krypties momentą negu kitas. Jeigu abu propeleriaisukasi pagal laikrodžio rodyklę, tai abiejų variklių traukos jėga būnapasislinkusi į dešinę nuo ašies. Neveikiant kairiajam varikliui, likusiodešinio variklio traukos vektorius bus toliau nuo simetrijos plokštumosir sudarys didesnį krypties momentą, negu sudarytų veikiantiskairysis variklis. Vadinasi, kairysis variklis yra kritinis, nes, jam sugedus,susidarys pavojingesnė situacija.164

8. SKRYDŽIO MECHANIKA8.1. Lėktuvą veikiančios jėgos8.1.1. Nusistovėjęs tiesiaeigis horizontalusis skrydisHorizontaliojo skrydžio metu lėktuvą veikia keturios pagrindinėsjėgos: svorio jėga, keliamoji jėga, pasipriešinimo jėga ir traukosjėga. Šios jėgos parodytos 161 pav.LDTVW161 pav. Keturios lėktuvo jėgos horizontaliojo skrydžio metuKai lėktuvas skrenda horizontaliai pastoviu greičiu, jį veikiančiųjėgų suma yra lygi nuliui. Keliamoji jėga atsveria svorio jėgą, traukosjėga atsveria pasipriešinimo jėgą.Lėktuvo keliamoji jėga yra sparno keliamosios jėgos ir horizontaliosuodegos atstojamoji. Horizontalios uodegos paskirtis – suba-165

lansuoti momentus skersinės ašies atžvilgiu ir suteikti lėktuvui stabilumąskersinės ašies atžvilgiu.8.1.2. Nusistovėjęs tiesiaeigis aukštėjimasKampas, kurį sudaro lėktuvo skrydžio trajektorija su horizontaliąjaplokštuma, vadinamas trajektorijos polinkio kampu ir žymimas γ .Esant nusistovėjusiam tiesiaeigiam aukštėjimui lėktuvą veikiančiosketurios jėgos parodytos 162 pav.: svorio jėga, keliamoji jėga,pasipriešinimo jėga ir traukos jėga.LDTVW162 pav. Lėktuvą veikiančios jėgos aukštėjimo metuLėktuvo svorio jėga veikia vertikaliai žemyn Žemės centro kryptimi.Keliamoji jėga veikia statmenai skrydžio trajektorijai. Lėktuvoaukštėjant keliamoji jėga turi atsverti ne lėktuvo svorį, bet lėktuvoWW166

svorio projekciją, statmeną skrydžio trajektorijai. Iš jėgų pusiausvyrossąlygos statmenai skrydžio trajektorijai gauname:LWcos . (53)Iš jėgų pusiausvyros skrydžio trajektorijos kryptimi gauname,kad lėktuvo variklių traukos jėga turi atsverti lėktuvo aerodinaminiopasipriešinimo jėgą ir svorio jėgos projekciją į skrydžio trajektoriją:T DWsin . (54)Iš (54) lygties ir 162 pav. matome, kad aukštėjimo metu lėktuvovariklių trauka turi būti didesnė už lėktuvo aerodinaminį pasipriešinimą,nes ji turi atsverti ir svorio jėgos projekciją trajektorijos kryptimi.Iš (53) lygties ir 162 pav. matome, kad aukštėjimo metu lėktuvokeliamoji jėga yra mažesnė už lėktuvo svorį, nes ji turi atsverti tiksvorio jėgos projekciją, statmeną trajektorijai.Iš (54) formulės galima išreikšti trajektorijos kampo sinusą:T Dsin . (55)WTraukos ir pasipriešinimo skirtumas vadinamas traukos pertekliumi.Jo ir svorio santykis yra santykinis traukos perteklius. Jeigu trajektorijospolinkio kampas yra mažas, tai cos 1 ir LW . Tada trajektorijoskampo sinusą galima išreikšti lėktuvo aerodinamine kokybe:T D T 1sin . (56)W W W E41 ir 42 pav. parodytas ryšys tarp atakos kampo, trajektorijoskampo ir lėktuvo polinkio kampo. Lėktuvo polinkio kampas yra lygustrajektorijos kampo ir atakos kampo sumai.Jeigu lėktuvas aukštėtų esant pastoviam polinkio kampui, tai,didėjant aukščiui ir mažėjant variklio traukai, trajektorijos kampasmažėtų, o atakos kampas didėtų ir VIASmažėtų.167

8.1.3. Nusistovėjęs tiesiaeigis žemėjimasEsant nusistovėjusiam tiesiaeigiam žemėjimui lėktuvą veikiančiosketurios jėgos yra: svorio jėga, keliamoji jėga, pasipriešinimojėga ir traukos jėga.Lėktuvo svorio jėga veikia vertikaliai žemyn Žemės centro kryptimi.Keliamoji jėga veikia statmenai skrydžio trajektorijai. Lėktuvuižemėjant keliamoji jėga turi atsverti ne lėktuvo svorį, bet lėktuvosvorio projekciją, statmeną skrydžio trajektorijai. Iš jėgų pusiausvyrossąlygos statmenai skrydžio trajektorijai gauname:LWcos . (57)Iš jėgų pusiausvyros skrydžio trajektorijos kryptimi gauname, kadlėktuvo variklių traukos jėga turi atsverti lėktuvo aerodinaminio pasipriešinimojėgą minus svorio jėgos projekciją į skrydžio trajektoriją:DT Wsin . (58)V TAS∞Iš (58) lygties matome, kad žemėjančio lėktuvo variklių traukaturi būti mažesnė už lėktuvo aerodinaminį pasipriešinimą, nes aerodinaminįpasipriešinimą atsveria trauka ir svorio jėgos projekcija trajektorijoskryptimi.Iš (57) lygties matome, kad aukštėjančio lėktuvo keliamoji jėgayra mažesnė už lėktuvo svorį, nes ji turi atsverti tik svorio jėgos projekciją,statmeną trajektorijai.Stratosferoje temperatūra yra pastovi, o kartu pastovus ir garsogreitis. Lėktuvui aukštėjant stratosferoje, kai Macho skaičius pastovus,tikrasis greitis bus pastovus, nes tikrasis greitis iš (42) formulėsyra lygus = M a . Mažėjant aukščiui, oro tankis didėja. Lėktuvuižemėjant pastoviu tikruoju greičiu, prietaisinis greitis didės, o keliamosiosjėgos koeficientas mažės.Troposferoje mažėjant aukščiui, temperatūra didėja (standartinėsatmosferos sąlygomis) po 6,5° kas 1 000 m. Vadinasi, mažėjantaukščiui, garso greitis didėja. Jeigu lėktuvas žemėja troposferoje, kai168

Macho skaičius pastovus, tikrasis lėktuvo greitis didės. Didės ir prietaisinislėktuvo greitis, o keliamosios jėgos koeficientas mažės.8.1.4. Nusistovėjęs tiesiaeigis sklendimasLėktuvo žemėjimas, kai trauka lygi nuliui, vadinamas sklendimu.Esant nusistovėjusiam sklendimui, lėktuvą veikia trys jėgos, parodytos163 pav.: svorio jėga, keliamoji jėga ir pasipriešinimas.LDWTVWW163 pav. Sklendžiantį lėktuvą veikiančios jėgosLėktuvo svorio jėga veikia vertikaliai žemyn Žemės centro kryptimi.Keliamoji jėga veikia statmenai skrydžio trajektorijai. Lėktuvuisklendžiant keliamoji jėga turi atsverti ne lėktuvo svorį, bet lėktuvo169

svorio projekciją, statmeną skrydžio trajektorijai. Iš jėgų pusiausvyrossąlygos statmenai skrydžio trajektorijai gauname:LWcos . (59)Iš jėgų pusiausvyros skrydžio trajektorijos kryptimi gauname,kad lėktuvo aerodinaminio pasipriešinimo jėgą atsveria svorio jėgosprojekcija į skrydžio trajektoriją:DWsin . (60)Aerodinaminė kokybė E yra keliamosios jėgos ir pasipriešinimojėgos santykis. Iš (59) ir (60) gauname:E E 1L tan . (61)Kai kampas nedidelis, tai jis, išreikštas radianais, yra apytiksliailygus tangentui. Tai įvertindami, iš (61) lygties galime gauti sklendimokampo priklausomybę nuo lėktuvo aerodinaminės kokybės:1 . (62)EVėjas neturi įtakos sklendimo kampui oro atžvilgiu ir žemėjimogreičiui oro atžvilgiu. Priešinis vėjas sumažina sklendimo nuotolį,nugarinis vėjas padidina sklendimo nuotolį.Lėktuvo aerodinaminė kokybė nepriklauso nuo jo svorio. Vadinasi,ir sklendimo kampas nesikeičia. Kai du skirtingo svorio lėktuvaisklendžia vienodu atakos kampu, jų aerodinaminė kokybė yravienoda, vadinasi, ir sklendimo kampas bei sklendimo nuotolis ramiameore yra vienodi. Tačiau sunkesnio lėktuvo greitis yra didesnis,todėl jis tą patį atstumą nusklęs greičiau.Maksimali lėktuvo aerodinaminė kokybė yra didžiausia esantkreiserinei konfigūracijai. Pakeitus konfigūraciją (užsparniai, važiuoklė,spoileriai), maksimali lėktuvo aerodinaminė kokybė sumažėja.Vadinasi, sklendimo kampas didėja, žemėjimo greitis didėja,sklendimo nuotolis mažėja.170

Lėktuvo sklendimo charakteristikas apibūdina greičių poliarė,kuri rodo lėktuvo žemėjimo greičio priklausomybę nuo tikrojo greičio.Greičių poliarės pavyzdys parodytas 164 pav. Poliarėje yra keletascharakteringų sklendimo režimų: smukos greitis VS, minimalausžemėjimo, arba minimalios reikiamos galios greitis VMPir maksimaliosaerodinaminės kokybės, arba minimalios reikiamos traukos greitisV . Šiame grafike taip pat parodyta aerodinaminės kokybės pri-MDklausomybė nuo skrydžio greičio.V TASE γ minV S V MP V MD-V ZV Z (V)E(V)164 pav. Lėktuvo sklendimo greičių poliarė8.1.5. Nusistovėjęs koordinuotas viražasKad lėktuvas skrydžio metu galėtų pasukti, reikia jėgos, veikiančiosposūkio centro link – įcentrinės jėgos. Koordinuotas lėktuvoviražas yra posūkis horizontaliojoje plokštumoje su posvyriu ir beslydimo. Jėgos, veikiančios lėktuvą viražo metu, parodytos 165 pav.Viražo metu lėktuvo keliamoji jėga yra didesnė už jo svorį. Išjėgų pusiausvyros vertikaliojoje plokštumoje gaunama:LcosΦ W . (63)171

LW165 pav. Jėgos, veikiančios lėktuvą viražo metuKeliamoji jėga viražo metu yra didesnė už lėktuvo svorį. Horizontaliojojeplokštumoje statmenai skrydžio krypčiai veikia keliamosiosjėgos horizontalioji projekcija – tai įcentrinė jėga. Įcentrinis pa-V 2 r .greitis yra lygus greičio kvadratui, padalytam iš spindulio ( )Pagal antrąjį Niutono dėsnį masės ir pagreičio sandauga lygi veikiančiaijėgai:2Lsin Φ WV . (64)grAr viražas yra koordinuotas, rodo posūkio ir posvyrio prietaisorutuliukas. Kai viražas yra koordinuotas, rutuliukas yra centre. Jeiguviražas yra nekoordinuotas, rutuliukas pasislenka į tą pusę, į kuriąslysta lėktuvas.Jeigu (64) lygtį padalysime iš (63) lygties, gausime viražo spindulio,posvyrio kampo ir greičio viražo metu tarpusavio ryšį:172

2tan Φ V . (65)grIš (65) formulės galima gauti viražo spindulio išraišką:2Vr . (66)g tan ΦViražo spindulys priklauso tik nuo skrydžio greičio ir posvyriokampo. Jis nepriklauso nei nuo lėktuvo tipo, nei nuo jo masės.Iš (65) formulės matyti, kad reikiamas viražo posvyris priklausonuo spindulio ir greičio viraže.Viražo metu keliamoji jėga yra didesnė už lėktuvo svorį. Keliamosiosjėgos ir lėktuvo svorio santykis yra perkrovos koeficientas. Iš(63) formulės galima gauti perkrovos koeficiento išraišką:1n . (67)cosΦGrafinė perkrovos koeficiento priklausomybė nuo posvyriokampo parodyta 166 pav. Perkrovos koeficientas viražo metu priklausotik nuo posvyrio kampo. Jis nepriklauso nei nuo lėktuvo masės,nei nuo skrydžio greičio.Keliamoji jėga viražo metu turi būti didesnė už lėktuvo svorį.Keliamosios jėgos padidėjimą galima gauti dviem būdais: padidintiatakos kampą arba padidinti greitį.Kadangi keliamoji jėga viražo metu yra didesnė už lėktuvo svorį,tai indukcinis pasipriešinimas yra didesnis, negu jis būtų horizontaliojotiesiaeigio skrydžio metu. Vadinasi, viražo metu reikia didesnėstraukos.Apskritimu judančio kūno kampinis greitis apskaičiuojamas pagalformulę:V . (68)rĮrašę viražo spindulio išraišką pagal (66) formulę, gauname:173

g tan Φ . (69)VKampinis greitis matuojamas radianais per sekundę arba laipsniaisper sekundę.4L=3W 3L=2W 2L=W 10 10°20° 30° 40° 50° 60° 70° 80°Φ166 pav. Perkrovos koeficiento priklausomybė nuo posvyrio kampo viražeAviacijoje viražo kampinis greitis matuojamas tempo vienetais.Vienas tempo vienetas yra lygus 1 π per minutę arba tai lygu 180°per minutę, arba 3° per sekundę.Iš (69) formulės matyti, kad kampinis viražo greitis priklausonuo posvyrio kampo ir skrydžio greičio. Kai posvyrio kampas pastovus,kampinis greitis yra atvirkščiai proporcingas skrydžio greičiui.8.2. Asimetrinė traukaJeigu dvimotoriame lėktuve sugenda arba išjungiamas vienas variklis,lėktuvo trauka tampa nesimetrinė. Susidaro krypties momentasį neveikiančio variklio pusę.Jeigu lėktuvo propeleriai sukasi į vieną pusę, vienas iš varikliųyra kritinis (žr. 7.3.4 poskyrį). Kritinis variklis yra tas, kuriam neveikiantsusidaro didžiausias krypties momentas.174

8.2.1. Momentai vertikaliosios ašies atžvilgiuJeigu dvimotoriame lėktuve neveikia kairysis variklis, kaip parodyta167 pav., neveikiantis variklis vietoj traukos duoda papildomąpasipriešinimą. Veikiantis variklis duoda trauką. Papildomas neveikiančiovariklio pasipriešinimas ir veikiančio variklio trauka svoriocentro atžvilgiu sudaro krypties momentą M , kuris suka lėktuvą įneveikiančio variklio pusę. Šio momento dydis priklauso nuo varikliotraukos, jo atstumo iki simetrijos plokštumos. Didėjant skrydžioaukščiui, variklio trauka mažėja, mažėja ir traukos momentas.1T235467167 pav. Nesimetrinė trauka: 1 – traukos momentas;2 – veikiančio variklio trauka; 3 – neveikiančio varikliopasipriešinimas; 4 – variklio traukos petys; 5 – šoninės jėgospetys; 6 – šoninė jėga; vertikalios uodegos momentas175

8.2.2. Jėgos, veikiančios vertikalią uodegąTraukos momentą būtina kompensuoti atlenkiant krypties vairą įveikiančio variklio pusę. Jėga, veikianti vertikalioje uodegoje, svoriocentro atžvilgiu sudaro momentą M , kuris kompensuoja traukosmomentąM T .8.2.3. Vertikaliosios plokštumos šoninės jėgoskompensavimasAtsvėrus krypties momentus, lieka neatsverta vertikalios uodegosšoninė jėga. Šią šoninę jėgą galima atsverti dviem būdais.Šoninę jėgą galima atsverti slydimu, kaip parodyta 168 pav.Lėktuvui slystant į neveikiančio variklio pusę, šoninė liemens jėgaV12431765168 pav. Skrydis esant slydimui be posvyrio: 1 – veikiančiovariklio momentas; 2 – veikiančio variklio trauka; 3 – šoninė jėgadėl slydimo; 4 – vertikalios uodegos šoninė jėga; 5 – vertikaliosuodegos momentas

atsveria krypties vairo šoninę jėgą. Tokio skrydžio režimo privalumasyra tas, kad lėktuvas skrenda be posvyrio. Šio režimo trūkumaiyra: esant slydimui reikia didesnio krypties vairo atlenkimo kampo,srautas nuo vertikaliosios plokštumos gali atitrūkti. Be to, esant slydimui,padidėja lėktuvo pasipriešinimas ir sumažėja aukštėjimo galimybės.Esant šiam režimui posūkio ir posvyrio prietaiso rutuliukasbus centre, nors lėktuvas skris esant slydimui.Šoninę jėgą galima atsverti posvyriu, kaip parodyta 169 pav.Šiuo atveju krypties vairo šoninę jėgą atsveria keliamosios jėgoshorizontalioji projekcija.L12169 pav. Skrydis esant posvyriui be slydimoW8.2.4. Lėktuvo masės įtakaPadidėjus lėktuvo masei, bendrosios skrydžio charakteristikos,pvz., aukštėjimo galimybės, sumažėja, bet pavaldumas sugedus vienamvarikliui pagerėja. Sunkesnis lėktuvas skrenda didesniu greičiu.Didėjant greičiui, propelerio trauka mažėja. Todėl sugedus varikliuisusidaro mažesnis veikiančio variklio krypties momentas. Skrendantdidesniu greičiu slydimas yra efektyvesnis, reikia mažesnio slydimokampo šoninei jėgai sudaryti. Skrendant didesniu greičiu kryptiesvairas taip pat yra efektyvesnis.177

8.2.5. Eleronų įtakaKai lėktuvas skrenda su vienu neveikiančiu varikliu, veikiančiopropelerio srautas apipučia sparną ir jo keliamoji jėga yra didesnė.Vairalazdė ar šturvalas turi būti palenkti veikiančio variklio pusėn.Todėl eleronų efektyvumas, ypač į veikiančio variklio pusę, yra sumažėjęs.V (minimum control speed) – minimalus valdymo greitis pa-MCgal CS-23/25 yra kalibruotasis greitis, kuriuo skrendant ir staiga nustojusveikti kritiniam varikliui lėktuvas gali tęsti tiesiaeigį skrydį tuopačiu greičiu posvyriui esant ne didesniam kaip 5°. Lemiamosreikšmės šiam greičiui turi krypties vairo veiksmingumas. Kryptiesvairo veiksmingumas šiek tiek priklauso nuo lėktuvo centruotės.Esant priekinei centruotei, krypties vairo petys yra truputį didesnis.V – mažiausiasis valdymo greitis kilimo ir aukštėjimo metu.MCAV MCL – mažiausiasis valdymo greitis tūptinės ir tūpimo metu.V – mažiausiasis valdymo greitis prie žemės ir riedant žeme.MCG8.2.6. Aukščio įtakaDidėjant aukščiui, variklio trauka mažėja. Vadinasi, neveikiantkritiniam varikliui, likusio veikiančio variklio krypties momentas busmažesnis negu skrendant dideliame aukštyje. Didėjant aukščiui kalibruotasisgreitis nesikeičia ir krypties vairo veiksmingumas išliekatoks pat, kaip ir skrendant mažame aukštyje. Vadinasi, didėjant aukščiuimažiausiasis valdymo greitis mažėja.8.3. Avarinis žemėjimasAvarinio žemėjimo būtinumas atsiranda, kai išsihermetina lėktuvokabina. Avarinio žemėjimo tikslas – kuo greičiau nusileisti iki3 000 m aukščio.178

8.3.1. Konfigūracijos įtaka avariniam žemėjimuiAvarinio žemėjimo metu iki minimumo sumažinama trauka, išleidžiamioro stabdžiai. Ar tikslinga išleisti važiuoklę, priklauso nuoto, koks yra skirtumas tarp kreiserinio greičio ir važiuoklės išleidimogreičio. Jeigu skirtumas yra didelis, tai, mažinant greitį iki važiuoklėsišleidimo greičio, bus prarasta daug laiko.M8.3.2. Macho skaičiaus ir V IAS pasirinkimo įtakaDideliame aukštyje didžiausiąjį leistinąjį skrydžio greitį riboja, nes dideliame aukštyje garso greitis yra mažesnis ir skrendantMOleistinuoju V IAS yra pavojus viršyti leistinąjį M MO .Mažame aukštyje kritinis yra V MO , nes tokiame aukštyje garsogreitis yra didesnis ir skrendant leistinuoju M MO yra pavojus viršytileistinąjį VMO.8.4. Vėjo poslinkisVėjo poslinkis yra vėjo greičio ir (arba) krypties pokytis pertrumpą laiką arba atstumą. Lėktuvui vėjo poslinkis yra pavojingas kilimoir tūpimo metu, kai lėktuvo manevravimo galimybės yra ribotos.Vėjo poslinkis pasireiškia tuo, kad pasikeičia lėktuvo pilnutinėenergija oro atžvilgiu. Lėktuvo energija gali padidėti arba sumažėti.Lėktuvo energija oro atžvilgiu padidėja tais atvejais, kai lėktuvasįskrenda į stipresnio priešinio vėjo sritį, silpnesnio nugarinio vėjo sritįarba aukštyneigio oro sritį.Lėktuvo energija oro atžvilgiu sumažėja, kai lėktuvas įskrenda įsilpnesnio priešinio vėjo sritį, stipresnio nugarinio vėjo sritį arba žemyneigiooro sritį.Didžiausią pavojų transporto lėktuvams kilimo ir tūpimo metusukelia mikrogūsiai, kurie išeina iš vietinės audros debesies jo baigiamojojevystymosi stadijoje. Mikrogūsis – tai žemyneigis srautas,kuris, pasiekęs žemę, išsiskirsto į visas puses. Mikrogūsis iš debesies179

žemyn eina iki maždaug 300–1 000 m aukščio. Tokio žemyneigiosrauto skersmuo retai viršija 1 500 m. Oro smukimo greitis gali siekti30 m/s. Pereinamojoje zonoje prie žemės srautas iš vertikaliojo pereinaį horizontalųjį srautą, besiplečiantį į visas puses, kurio skersmuogali būti iki 4 km. Horizontalaus vėjo greitis prie žemės gali būtiiki 80 km/h. Todėl vėjo poslinkis skersai mikrogūsio gali būti160 km/h. Mikrogūsis gali trukti iki 15 min nuo to momento, kai jispasiekia žemę.Saugiausia yra vengti mikrogūsių. Šiuolaikiniuose transportolėktuvuose yra įranga, kuri įspėja pilotus apie mikrogūsio pavojų.Jeigu kilimo arba tūpimo metu vis dėlto pasireiškia pirmieji mikrogūsiopožymiai (netikėtas greičio padidėjimas), nedelsiant reikia imtisgelbėjimo veiksmų: maksimaliai padidinti variklių galią, padidintipolinkio kampą, kol pradės veikti šturvalo purtiklis, ir tuomet jį truputįatleisti.8.5. VandenslydaKrituliai kilimo ir tūpimo tako paviršiuje labai apsunkina lėktuvųkilimą ir tūpimą. Kai kilimo ir tūpimo takas yra šlapias, t. y. kaivandens sluoksnis yra storesnis už kilimo ir tūpimo tako mikronelygumųaukštį, lėktuvui riedant dideliu greičiu gali susidaryti reiškinys,vadinamas vandenslyda.Įsivaizduokime, kad lėktuvas rieda greitėdamas šlapiu kilimo irtūpimo taku. Kol greitis yra mažas, ratai išspaudžia vandenį ir padangosliečiasi su kilimo ir tūpimo taku. Prieš kiekvieną ratą susidarovandens pleištas.Didėjant riedėjimo greičiui, didėja slėgis vandens pleište, deformuojasipadanga ir mažėja plotas, kuriuo ratas liečiasi su kilimo irtūpimo taku.Pasiekus riedėjimo greitį, kuris vadinamas to lėktuvo vandenslydospradžios greičiu, slėgis vandens pleište padidėja tiek, kad rataspakyla nuo kilimo ir tūpimo tako. Ratas iš riedėjimo pereina į slydi-180

mą vandeniu. Rato sukibimo trintis su kilimo ir tūpimo taku staigiaisumažėja.Vandenslydos pradžios greitis priklauso nuo daugelio faktorių.Jeigu ratas pristabdomas, vandenslyda prasideda esant mažesniamgreičiui. Vandenslydos pradžios greitis mažėja, kai ratas platesnis arbayra mažas slėgis padangoje. Šiam greičiui įtakos turi kilimo ir tūpimotako šiurkštumas, padangos protektoriaus raštas.Prasidėjus vandenslydai labai sumažėja šoninės ratų jėgos. Rataigerokai mažiau stabilizuoja lėktuvo riedėjimą. Esant tokiam režimuididesnės reikšmės turi lėktuvo aerodinaminiai vairai.181

LITERATŪRA1. AKULAVIČIUS, P.; SKURDENIS, A. Aerodinamika ir skrydžių dinamika.Vilnius: Rosma, 2000.2. ANDERSON, J. D. Introduction to flight. New York: McGraw-Hill,2005. 814 p.3. ANDERSON, J. D. Fundamentals of Aerodynamics. New York:McGraw-Hill, 2003. 892 p.4. DRELA, M. Fluid mechanics. Lecture notes. MIT, 2005.5. Guidelines for Common Core Content and Training Objectives for AirTraffic Controllers Training. Eurocontrol, 2001.6. Learning objectives. JAA FCL 1. CJAA Licensing Division, 2005.7. Principles of Flight. Theoretical knowledge manual. Jeppesen, 2001.8. Principles of Flight. Jeppesen, 2004.9. TALAY, T. A. Introduction to the Aerodynamics of Flight. NASA SP-367, 1975.10. НИКОЛАЕВ, Л. Ф. Аэродинамика и динамика полета транспортныхсамолетов. Москва: Транспорт, 1990.182