Configuratii de zbor - aerodinamica

Configuratii de zbor - aerodinamica

Decolarea

se defineste ca fiind o miscare accelerata a aeronavei de la inceputul rulajului (V=0), pana la desprinderea si atingerea inaltimii de 25 m - aici pot incepe alte manevre si operatiuni specifice fiecarei aeronave.

Acest material este destinat in principal avioanelor monomotor, care pot fi dotate cu elice tractiva sau propulsiva.

Etapele decolarii cuprinde:

rulajul pentru decolare - forta de tractiune maxima;

desprinderea aeronavei de sol/apa;

palierul si urcarea pana la inaltimea de 25 m.

Fig. 57

A ↔ B - rulajul pentru decolare;

B - desprinderea aeronavei;

B ↔ C - palierul;

C ↔ D - urcarea

A ↔ D - distanta de decolare.

In general, avioanele monomotor, nereactive, au tendinta de a "fura" intr-o parte sau alta la decolare, datorita a trei cauze principale.

1.     Cuplul reactiv al elicei, care poate face ca roata opusa sensului de rotire al elicei sa preseze mai mult pe sol, ceea ce va duce la cresterea fortei de frecare.

De regula sensul de rotire al elicei este spre stanga, privind din cabina, iar cuplul reactiv va avea tendinta sa deplaseze aeronave spre dreapta, pe parcursul rulajului.

Fig. 58

Ffr = forta de frecare

P = forta de apasare a rotii

μ = coeficientul de frecare al rotii pe sol (este diferit pentru decolarile de pe piste cu iarba sau piste betonate - mai mic pe iarba, mai mare pe beton)

Ffr = P x μ

2. Efectul giroscopic al elicei; acesta face ac atunci cand aeronava ajunge in pozitia "orizontala" - cu coada ridicata, pentru cresterea de viteza inaintea desprinderii - aeronava va "fura" stanga sau dreapta, in functie de sensul de rotatie al elicei.

In cazul majoritar, de rotire spre stanga, la aceasta pozitie ia nastere o miscare de precesie a elicei, care va rasuci planul aeronavei (botul avionului) spre dreapta - efectul giroscopic.

Aceasta tendinta este cu atat mai pronuntata, cu cat rotatia elicei este mai mare, iar punerea pe pozitie orizontala se face in mod rapid - in special aeronavele al carui tren de aterizare este cu bechie. Pentru aeronavele al caror tren de aterizare au roata de bot, efectul giroscopic apare odata cu cresterea de viteza a elicei, ele avand deja pozitia "orizontala" la stationarea pe trei puncte.

In concluzie, maneta de gaze va trebui sa fie actionata progresiv spre "in plin", iar coada avioanelor cu bechie va trebui ridicata deasemenea, printr-o miscare lina de mansa, inainte. Aceasta miscare va fi foarte importanta in cazul decolarilor pe distante scurte, cind se porneste de pe loc cu motorul in plin.

De asemenea botul aeronavei va urca sau va cobori, daca se preseaza palonierul drept, respectiv stang pentru anularea efectului. De acest lucru (precesia) trebuie sa se tina cont si la executarea figurilor acrobatice, pentru o iesire corecta in plan, din evolutie.

Sunt cunoscute cazurile produse de vechile avioane Messerschmitt sau IAR-80, care la decolare, din cauza efectului foarte mare giroscopic, au produs distrugeri la sol.

3. Actiunea fileurilor de aer, de la elice; datorita rotatiei elicei, fileurile de aer sunt orientate spre inapoi, oblic. Daca elicea are sensul de rotatie spre stanga, fileurile de aer de sub fuselaj vor fi orientate spre dreapta, iar fileurile de aer de deasupra spre stanga.

Actiunea fileurilor de aer de sub fuselaj se consodera a fi neglijabila, din cauza majoritatea corpului aeronavei se afla in partea de deasupra planului orizontal, mai ales la cele cu aripa joasa si medie.

Fileurile de aer de deasupra, ataca oblic fuselajul si vor genera fortele F1 si F2 (F2 pe ampenajul vertical) care, in raport cu centrul de greutate vor crea momentele care vor tinde sa roteasca aeronava.

M1 = F1 x d1;

M2 = F2 x d2.

Fig. 59

Manevrele necesare anularii acestor efecte vor fi prezentate la Metodologia executarii turului de pista.

Urcarea

este miscarea uniforma si rectilinie ce o executa o aeronava pe o traiectorie ascendenta.

Conditii:

G₁ = G x cos θ_u;

G₂ = G x sin θ_u.

Fig. 60

unde:

G = greutatea aeronavei;

Fz = forta portanta;

Fx = forta de rezistenta la inaintare;

Ft_u = forta de tractiune (urcare);

θ = unghiul de urcare; - unghiul format de directia avionului cu directia vitezei pe traiectorie.

Ft_u = Fz + G₂ = Fz + G x sinθ = (ρ x V² / 2) SCx + G x sinθ;

Fz = G x cosθ = (ρ x V² / 2) SCz;

S = suprafata aripii;

ρ = densitatea aerului;

Cz = coeficientul de rezistenta la inaintare;

Cx = coeficientul de portanta.

Pentru mentinerea vitezei de urcare constanta este necesar sa se realizeze Ft_u = Fz + G₂; unde G₂ este completat de suplimentul de tractiune ΔFt, necesar pentru a mentine aeronava pe panta.

Avem trei viteze pe panta de urcare:

V_u = viteza indicata de aparat pe traiectoria de urcare (vitezometru - km/h);

V = componenta orizontala a lui Vu (viteza fata de sol - km/h);

w_u = viteza ascensionala, citita la variometru (m/s).

Factori de influenta:

Greutatea; daca greutatea creste rezulta ca si viteza de urcare (V_u) va creste.

Inaltimea; daca inaltimea (H) creste, ρ va scade de unde rezulta ca viteza de urcare (V_u) va creste.

Incidenta; daca unghiul de incidenta (α) creste, Cz va creste, de unde rezulta ca viteza de urcare (V_u) va scade.

Unghiul de panta (θ); daca unghiul de panta creste va rezulta o scadere a vitezei de urcare (V_u).

Unghiul de panta depinde numai de valoarea excedentului de tractiune (Δ Ft), la o anumita greutate (G) de zbor. Valoarea acestuia la diferite viteze de zbor se pune in evidenta prin suprapunerea curbelor de variatie a tractiunii necesare pentru o greutate (G) si o inaltime (H) constante si a tractiunii disponibile pentru toata gama unghiurilor de incidenta (α).

Fig. 61

 

Din acest grafic se observa ca excedentul maxim de tractiune (Δ Ft_max.), se obtine la zborul cu incidenta economica, daca se executa urcarea cu motorul la regim maximal, tinand din mansa viteza de urcare dupa vitezometru, se va realiza unghiul de panta maxim

Daca greutatea creste va creste (G ↑), va creste si forta de tractiune de urcare (Ft_urc.↑) si excedentul de putere.

Plafoanele aeronavelor

Plafonul static - este inaltimea (H) maxima pe care o poate atinge o aeronava, inaltime la care nu se poate mentine aeronava la zbor orizontal.

Plafonul dinamic - este inaltimea (H) maxima pe care o poate atinge o aeronava folosind toata energia pe care o poseda, ramanand comandabila, dar la care nu se mai poate zbura orizontal.

Plafon balistic - este inaltimea maxima pe care o poate atinge o aeronava folosind intreaga energie pe care o poseda, inaltime la care viteza de zbor = 0.

Plafon toeretic - este inaltimea maxima pe care o poate atinge o aeronava si la care viteza ascensionala este 0 (V_asc = 0), si aeronava poate zbura orizontal, vu o singura viteza (viteza economica); cind se atinge acest plafon, ecartul de viteza este egal cu 0.

Plafon practic - este inaltimea maxima pe care o poate atinge aeronava, la care viteza ascensionala este de 0,5 m/s (w_u = 0,5 m/s), inaltime la care aeronava mai poate executa manevre. Aceasta se stabileste in functie de destinatia aeronavei.

Virajul

este un caz concret de marire comandata a unghiului de incidenta, pornind de la cel necesar la zborul orizontal initial, combinat cu schimbarea necomandata a unghiului de incidenta (in timpul inscrierii si scoaterii din viraj).

Fortele in viraj:

Intr-un viraj oarecare apare forta centrifuga (ca raspuns la o forta centripeta "de comanda"), orientata pe directie si in sensul prelungirii razei virajului, a carei valoare rezulta din relatia:

Unde,

G = greutatea avionului (kgf);

R_v = raza virajului (m);

V_v = viteza de viraj (m/s);

g = acceleratia gravitationala (9,81 m/s²)

Fc = forta centripeta "de comanda"; aceasta forta se compune geometric cu greutatea avionului (G) si da o forta rezultanta FR care este in orice caz mai mare decat greutatea (G) si care este inclinata cu un unghi (β) fata de directia fortei G.

Fig. 62

Factori de influenta:

greutatea;

forta centripeta;

forta portanta;

forta de tractiune.

Parametrii virajului:

viteza de viraj;

unghiul de inclinare (β);

raza de viraj;

tractiunea necesara virajului (Ft _viraj);

puterea necesara virajului (P _viraj);

timp de viraj.

Virajul corect

Virajul uniform - este virajul la care viteza aeronavei pe traiectorie este constanta in modul, inaltimea (H) si unghiul de inclinare. Traiectoria unui astfel de zbor va fi o circumferinta.

Conditiile virajului corect (uniform).

Practic inscrierea intr-un viraj corect se face intr-un plan orizontal (w = 0), cu viteza anterioara virajului si care tot timpul virajelor uzuale ramane constanta (V_v = ct.), datorita inertiei si finetei aerodinamice a aeronevei (corect se va mari si tractiunea); de asemenea raza virajului este constanta (R_v = ct.).

Ecuatiile de echilibru sunt:

Fc = G;

Fxy = Fc;

Ft = Fx.

Factorul de suprasarcina

este factorul adimensional care ia in consideratie factorul de inertie care solicita aeronava in zbor.

Se defineste ca fiind raportul dintre portanta aeronavei corespunzator unei evolutii si greutati la acelasi unghi de atac.

Se noteaza cu (ή), iar la zborul orizontal este egal cu unu.

Factorul de sarcina se descompune dupa cele trei axe, iar in considerare se ia cel care se descompune dupa axa z - z₁.

ή = Fz / G

acest factor de suprasarcina poate influenta comportamentul pilotului in zbor, astfel:

daca este pozitiv (+) poate apare "valul negru";

daca este negativ (-) poate apare "valul rosu".

Pilotul poate rezista cateva secunde la un factor de sarcina cuprins intre 3 si 5 G.

Factorul de suprasarcina in viraj

este tot timpul mai mare de unu.

Daca se executa virajul cu un factor de suprasarcina 2, se va mari forta de tractiune de 2 ori, prin actionarea manetei de gaze.

Daca forta de tractiune in viraj trebuie sa creasca de doua ori la un factor de suprasarcina 2, P_viraj va fi egala cu √ 2³.

Virajul incorect

Un viraj poate fi incorect din punct de vedere al inclinarii, astfel:

daca inclinarea este mai mica decat unghiul β necesar, aeronava va "derapa" iar bila de la giroclinimetru se va deplasa spre exteriorul virajului;

daca inclinarea este mai mare decat β necesar, aeronava va "glisa", iar bila de la giroclinometru se va deplasa spre exteriorul virajului.

Corectia, in ambele cazuri se face prin schimbarea inclinarii aeronavei cu mansa, pana cand bila va fi in pozitia mijloc (intre cele doua indicatoare) - "mansa atrage bila".

Daca se pastreaza inclinarea (β) constanta, pot apare urmatoarele situaii:

daqca raza de viraj (R) devine mai mica decit cea necesara, forta Fc va creste si aeronava va "derapa", iar bila de la girolcinometru se va deplasa spre exterioerul virajului;

daca raza de viraj devine mai mare decat cea necesara forta Fc va fi mai mica, aeronava va "glisa", iar bila se va deplasa spre interiorul virajului.

In ambele cazuri corectia se va face cu ajutorul palonierului (restabilirea fortei Fc), pana cand bila va ajunge la mijloc - "piciorul respinge bila".

In mod practic, corectarea unui viraj se realizeaza urmarindu-se atat cu mansa cat si cu palonierul, mentinerea pe prelungirea directiei.

Raza de viraj

R = V²_viraj / g x tg β

Timpul de viraj

Efectele virajului la viteze de zbor mici

In cazul unui zbor la care se efectueaza virajul imediat dupa decolare se poate produce depasirea unghiului critic si vor apare urmatoarele efecte:

imediat dupa decolare, aripa se afla la un unghi de inclinatie mare, apropiat de cel critic. Efectuind virajul, este necesar sa se mareasca unghiul de incidenta si se poate depasi relativ usor unghiul de incidenta critica.

Pe timpul inclinarii se produce curent vertical care mareste unghiul critic pe aripa care coboara.

Rotirea aeronavei in jurul axei z-z₁; provoaca viteze diferite intre cele doua aripi (mai mare pe aripa exterioara virajului) ceea ce produce o nesumetrie de portasa insemnata, ducand la o autorotatie, cu atat mai puternica cu cat viteza de rotatie va fi mai mare.

Pentru aceste autoinclinari este necesara actionarea mansei in partea opusa virajului (pentru mentinerea virajului), fapt care va produce coborarea aripioarei din interiorul virajului si odata cu ea aparitia prematura a desprinderilor straturilor limita, la unghiuri de incidenta mari pe zona respectiva.

La toate acestea se adauga urmatoarea situatie: sesizand momentul aparitiei unghiului critic in viraj, pilotul va urmari sa reduca virajul si daca va actiona initial mansa in partea laterala opusa, va cobori si mai mult aripioara din interior, precipitand angajarea - aeronava se "angajeaza" in viraj.

Deasemenea aeronava poate "sari" in viraj daca la viteze mici (unghiuri de incidenta mari) se da o comanda brusca si ampla de viraj, obtinandu-se in acest mod un efect contrar: vrand sa se vireze intr-o parte se produce angajarea aeronavei in partea opusa.

Angajarea in viraj

- se poate face si la viteze mai mari decat viteza limita orizontala.

Din nevoia de a echilibra o forta rezutanta (F_R) se poate ajunge la o depasire a unghiului critic chiar zburand la viteze mai mari decat cele limita. Acest caz este tipic pentru angajari la viteze mari cu inclinari mari - situatie periculoasa pentru zbor.

Atentie! - o sursa considerabila de risc in executarea virajelor la analtimi mici cu inclinare mare, consta in reducerea necontrolata a vitezei, ceea ce de multe ori duce la angajari in viraj, angajare de multe ori nerecuperabila. Reducerea vitezei necontrolate se poate produce prin insuficienta unui excedent de tractiune disponibila sau prin marirea unghiului de viraj la valori mai mari decat incidenta economica se intra in "zona a doua" de viteze, desi viteza de zbor indicata la bordul aeronavei, arata "zona unu".

Masuri si manevre de evitare a incidentei critice

Simptomele caracteristice sau semnalele de aparitie a unghiului de incidenta critic sunt in concordanta cu marimea incidentei critice si avertizeaza aparitia acestuia indiferent de situatia concreta de zbor, ca un parametru constant care caracterizeaza nemijlocit siguranta zborului.

Despre masuri constructive am mai discutat (curse diferite ale eleroanelor (aripioarelor), fante la bordul lor de atac, etc.

1.     Manevre inainte de angajare:

In cazul producerii simptomelor de "unghi critic", se va reduce incidenta imediat prin comanda in profunzime (fata) a mansei.

In cazul atingerii in viraj a inclinarii maxim posibile, se vor manifesta aceleasi simptome ca si la atingerea vitezei limita in zbor orizontal. Pentru a nu ajunge la "angajarea in viraj" se vor executa, in ordine, urmatoarele:

se va micsora unghiul de incidenta prin slabirea mansei;

se va mari raza virajului prin slabirea palonierului;

se va reduce inclinarea laterala cu mansa, numai dupa ce s-a produs efectul primelor doua comenzi. Se interzice total si categoric scoaterea din inclinare imediat dupa producerea simptomelor inclinarii maxime.

2.     Manevre dupa angajare:

In cazul producerii unei angajari comandate sau intamplatoare se va schimba imediat maniera de pilotaj de la cea "in mod reflex" la cea in mod "cerebral". In principiu, iesirea din acesta evolutie se face prin marirea vitezei peste "viteza limita", folosind in acest scop pierderea involuntara de inaltime.

Pentru ca pierderea de inaltime sa fie cat mai mica posibil, se "lasa" aeronava in "cadere libera", pilotul urmarind cu comenzile (ca si cum el ar fi comandat aceasta evolutie pe care a luat-o aeronava in cadere), iar la aparitia vitezei normale de zbor se vor da comenzile de reintrare in zbor dirijat.

Comenzile date in "mod reflex", de parare a tendintelor aeronavei "angajate", vor produce bracarea eleroanelor sau a profundorului tocmai in sensul agravarii desprinderilor straturilor limita, ceea ce va provoca intarzierea "iesirii" sau chiar trecerea in alta evolutie - vria.

Unghiul critic negativ al ampenajului orizontal

la toate aeronavele, unghiul de incidenta geometric al ampenajului orizontal este negativ fata de linia conventionala a profilului de referinta al aripii.

Din punct de vedere aerodinamic, unghiul de incidenta al ampenajului orizontal devine cu atat mai mare in valoare negativa cu cat unghiul de incidenta pozitiv al aripii se apropie de valoarea critica.

In anumite situatii, de regula foarte periculoase pentru siguranta zborului, se atinge unghiul critic negativ pe ampenaj inainte de atingerea unghiului critic pe aripa. Aeronava va fi "scapata" prematur de sub control, ajungand intr-o pozitie aproape de verticala, cu botul in jos, pozitie din care este dificil de revenit fara o pierdere substantiala de inaltime.

Factori de influenta:

Este de remarcat faptul ca variatia acestuia depinde de viteza de zbor, devenind maxim la viteza minima, deci in procedura de aterizare in momentul redresarii aeronavei inaintea contactului cu solul.

"Ridicarea" axei de portanta nula prin bracarea flapsului cu valori indicate de regula de fabricant.

"Coborarea" axei de portanta nula a ampenajului orizontal cu un unghi produs de bracarea profundorului.

Variatia unghiului de incidenta este data si de momentul de tangaj - cu cat centrajul aeronavei va fi mai mic si flapsul bracat, cu atat unghiul de bracaj al profundorului va fi mai mare - aceasta crestere suplimentata printr-o tragere ampla de mansa la o redresare precipitata.

Masuri de prevenire:

limitarea utilizarii centrajelor minime si realizarea centrajelor spre limita maxim admisa;

comandarea bracarii flapsurilor in trepte si numai pe traiectoria de coborare stabilizata sau a palierului, pentru sesizarea, chiar pe timpul bracarii daca apare necesitatea unui bracaj mai mare, favorizat de regula de un centraj corespunzator. In cazul unei situatii anormale, flapsul se reduce la o treapta inferioara si se aterizeaza cu el in aceasta pozitie (la nevoie nu se bracheaza).

Limitarea vitezei minime fara flaps.

Givrarea ampenajului orizontal reduce in mod substantial unghiul critic al ampenajului orizontal, grabind pierderea controlului aeronavei.

Zborul orizontal

Conditiile zborului orizontal:

Inltimea constanta (H = ct.), deci densitatea aerului =ct. (ρ = ct.);

Viteza constanta (V = ct.).

Echilibrul fortelor la zborul orizontal:

Fig. 63

Pentru H=ct.: portanta (Fz) trebuie sa fie egala cu greutatea (G).

Pentru V =ct.: forta de tractiune (Ft) trebuie sa fie egala cu rezistenta la inaintare (Fx).

In aceste relatii, greutatea (G) este cunoscuta iar densitatea (ρ) depinde de presiunea atmosferica (p_a in mmHg) si temperatura absoluta (T⁰_k =t⁰ ÷ 273⁰).

Dependenta caracteristicilor de zbor in functie de unghiul de incidenta.

caracteristicile de zbor ale unei aeronave sunt determinate de valorile unghiului de incidenta (α) la care se executa zborul respectiv.

El defineste valorile coeficientilor Cz si Cx pentru un anumit profil aerodinamic.

Caracteristicile de zbor ale unui anumite aeronave depind si de raportul dintre Cz si Cx, numita si finete aerodinamica (K).

K = Cz / Cx.

Aceasta variaza in functie de unghiul de incidenta, dupa o curba, functie de unghiul de incidenta.

Fig. 64

Unghiul pentru care finetea este maxima, se numeste "unghi de incidenta optim" (α_optim).

Coeficintii aerodinamici Cz si Cx se pot reprezenta inglobati in diagrama polara a avionului, formata de fapt din valorile comune fiecarui unghi de incidenta scoase din curbele polare.

Zburand cu anumite unghiuri de incidenta pe o traiectorie data, aeronava realizeaza performante proprii posibile - performante care nu se pot repeta la alte unghiuri de incidenta.

Din context se poate numi ca viteza de zbor (Vzb.) este un "traductor" al unghiului de incidenta a zborului orizontal.

Unghiul de incidenta prestabilit pentru un zbor orizontal, se reatizeaza zburand cu viteza necesara (Vn) realizarii unghiului respectiv (α_optim

Unghiul de calaj al aripii pe fuselaj

necesitatea reducerii la maxim a rezistentei la inaintare (Fx) parazitare a fuselajului, impune ca la regimul de zbor cel mai utilizat (functie de destinatia aeronavei) axul aerodinamic al fuselajului sa ramana paralel cu traiectoria de zbor.

Pentru indeplinirea acestui lucru se "caleaza" aripa pe fuselaj, la un unghi corespunzator unghiului de incidenta pentru asigurarea zborului orizontal, functie de destinatia aleasa.

Este evident ca dupa fixare, utilizarea aeronavei pentru alte configuratii de zbor se impune a fi facuta cu inrautatirea substantiala a caracteristicilor de zbor - un nou regim de zbor va deveni "permanent"! - uneori pentru ameliorarea acestor situatii se poate utiliza bracarea flapsurilor, pentru a reduce unghiul de incidenta pe traiectorie.

Coborarea

pentru cazurile de zbor planat, zbor cu forta de tractiune (Ft = 0) - coborarea cu motor redus, sau oprit cu elicea in pas drapel.

Conditiile de zbor:

panta de coborare contanta (ungh. θ⁰ = ct.)

viteza de planare constanta (V_pl. = ct.)

Echilibrul fortelor.

Fig. 65

Pentru unghiul de coborare (de panta), (θ = ct., avem Fz = G₁ = G x cosθ ) 

Pentru viteza de coborare (pe panta), (Vc = ct., avem Fx = G₂ x sinθ )

Vitezele pe timpul coborarii:

viteza de planare (V_p) - citita la vitezometru;

viteza componenta orizontala (Vn) - fata de sol;

viteza descendenta (w) - citita pe variometru.

Viteza necesara indicata pentru un anumit unghi de incidenta, pe traiectoria de coborare, se poate calcula astfel:

In mod practic va rezulta ca viteza de planare va fi aproximativ egala cu viteza componenta fata de sol, deci vitezele indicate necesare pentru realizarea unghiurilor de incidenta critic, economic si optim pe o panta in coborare fara forta de tractiune, sunt tot vitezele V_limita, V_economica si V_optima de la zborul orizontal, corectate cu greutatea de zbor G.

Din figura anterioara prin deplasarea centrului de greutate pe axa pantei de coborare, coroborata cu polara, se va putea deduc ca unghiul de panta pentru o anumita inaltime consumata depind in exclusivitate de finetea aerodinamica (K), corespunzatoare unghiului de incidenta pe traiectoria de coborare, ales de pilot prin intermediul vitezei de zbor.

Greutatea aeronavei nu are influenta asupra unghiului de panta (θ) si a distantei parcurse. Unghiul de panta va fi minim iar distanta parcursa in zbor planat va fi maxima la un unghi de incidenta optim, adica la viteza de zbor optima, corectata cu greutatea de zbor, pentru care se va obtine finetea aerodinamica maxima. La oricare alte unghiuri, repsectiv viteze de zbor, valoarea unghiului de panta (θ) se va mari iar distanta parcursa se va micsora.

Influenta vintului

vantul de fata va micsora distanta de planare, marind unghiul de planare (θ), iar vantul de spate va mari distanta de planare, micsorand unghiul de planare.

Se poate calcula cu relatia:

D _{(la Vn)} = H x Kn ± v x t (exprimata in metrii);

Unde t = timpul de planare cu valoarea egala cu raportul dintre inaltime (H) si viteza descendenta (w), ambele utilizand acelasi sistem de unitati (m sau km).

Influenta greutatii

diferentele de greutate ale aceleasi aeronave nu modifica finetea aeronavei (K) si deci nici unghiul de planare sau distanta de planare pentru vant nul.

Marimea greutatii va influenta viteza descendenta (w), prin marirea vitezei de planare la acelasi unghi de incidenta si in final timpul de planare.

Si acici se face prezenta influenta vantului, astfel distanta de planare cu vant la marirea greutatii (timpul va scade), factorul (± v x t) se va micsora, iar distanta de planare se va apropia de cea fara vant; daca greutatea se micsoreaza, distanta de planare va fi influentata in mai mare masura de vant.

Nota autorului: - Aceste subiecte, precum si altele vor fi studiate mai pe larg in faza a doua de pregatire a unui pilot, ele fiind de mare necesitate pentru pegatirea personala a unui pilot. Aceste influente vor trebui stiute pentru a face fata la rezolvarea unor situatii speciale, cum ar fi alegerea unui teren pentru aterizare fortata (pana de motor) sau pentru planoristi pentru executarea ultimului salt spre locul de aterizare.

Vria

o evolutie care apare datorita unei erori de pilotaj sau la comanda pilotului.

In timpul vriei, aeronava executa simultan doua rotatii:

O rotatie in jurul axei longitudinale a aeronavei;

O rotatie in jurul axei verticale.

Traiectoria descrisa pe timpul vriei, este o spirala verticala .

Fig. 66

Cauza care duce la angajarea aeronavei in vrie este pierderea stabilitatii transversale datorita depasirii incidentei critice (α._cob. > α _urc.); in acest mod se modifica rezistenta la inaintare pe cele doua aripi, astfel Fx_cob. > Fx_urc. Apare moment de rotatie pe axul vertical, aeronava se inclina pe dreapta si face viraj tot pe dreapta.

Clasificarea vriei:

1. Dupa pozitia initiala a aeronavei:

vrie normala;

vrie rasturnata.

2. Dupa pozitia axului longitudinal al aeronavei fata de orizontala:

vrie verticala;

vrie plata.

Caracteristisile vriei verticale:

raza spiralei este de ½ din anvergura;

unghiul de incidenta α ≈ 25⁰;

viteza de rotatie este mai mica fata de viteza de rotatie la vrie plata;

pierderea de inaltime la un tur complet de vrie este de aproximativ 100 m;

tendinta mansei - are tendinta sa se deplaseze catre in fata sau chiar poate ramane pe punctul neutru.

Caracteristisile vriei plate:

raza spiralei este mult mai mica;

unghiul de incidenta este mai mare de 25⁰;

viteza de rotatie este mare;

pierderea de inaltime la un tur complet este mai mare, putand ajunge la cca. 1000 m;

tendinta mansei - apasa puternic asupra pilotului.

Angajarea aeronavei in vrie

pentru angajarea in vrie, se trage de mansa pana cind aeronava depaseste unghiul de incidenta critic, apoi se strica echilibrul transversal actionand palonierul in directia in care se doreste sa se faca vria si datorita actiunilor, aeronava se va inclina in partea in care sa actionat palonierul, intrand in vrie pe stanga sau dreapta.

Scoaterea aeronavei din vrie

pentru scoaterea din vrie, este necesar sa se opreasca mai intii miscarea de rotatie in jurul axului vertical si numai dupa aceea profundorul va avea eficacitate, putand sa oprim si miscarea de rotatie in jurul axului longitudinal.

Fortele mari de inertie care apar datorate rotatiei in jurul axei verticale, dau un moment de "cabraj" mare care nu poate fi anulat prin actiunea profundorului. Intii se va actiona palonierul in partea opusa rotatiei, mansa va ramane pe loc sau se va impinge foarte usor in fata. Dupa incetarea rotatiei in jurul axei verticale (y-y₁), se elibereaza palonierul si se impinge energic de mansa pana cand incidenta devine mai mica decat valoarea incidentei critice. Aici aeronava fiind stabila transversal, rotatia in plan orizontal (axa x-x₁) va inceta de la sine, aeronava revenind intr-un picaj pronuntat.

Factori de influenta:

scoaterea aeronavei din vrie, este influentata de:

1. Tractiunea elicei - cind elicea este deplasata superior fata de axul longitudinal al avionului, pentru scoaterea din vrie se "baga" motorul in plin. Ca urmare va apare un moment de picaj si avionul iese din vrie.

M_picaj = Fz x a; unde a este distanta dintre axul elicei si axul longitudinal al avionului.

2. Momentul giroscopic al alicei; la vria care se executa pe acelasi sens de rotatie cu cel al elicei, momentul giroscopic al elicei va ajuata la scoaterea avionului din vrie; la vria care se executa cu rotirea in sensul invers al sensului de rotire al elicei, momentul giroscopic al acesteia va ridica avionul de bot si va duce la ingreunarea scoaterii din vrie a avionului.
3. "Umbrirea" suprafetelor de comanda (functie de forma ampenajului); la aceasta evolutie, viteza avionului este apropiata de viteza verticala, iar in spatele ampenajului orizontal va apare un curent turbionar si ca urmare a acsiunii acestuia directia nu va mai lucra.

Spirala

este evolutia care se face in scopul de a castiga sau pierde inaltime utilizand in acest scop o arie degajata.

se deosebeste de vrie prin faptul ca incidenta este mai mica decat incidenta critica, fiind o combinatie intre zborul planat si viraj.

Fortele care actioneaza asupra aeronavei in spirala:

Fig. 67

Ecuatii de echilibru:

Fz₂ = G₁;

Fz₁ = Fc;

Fx = G₂ + Ft;

Fz₂ = Fz cosβ;

Fz₁ = Fz sinβ;

G₁ = G cosθ;

G₂ = G sinθ.

Fz cosβ = G cosθ

Ft sinβ = Fc

G sinθ + Ft = Fx

Vv = V_spirala x sinθ;

Voriz. = V_spirala x cosθ.

Concluzie: cu cat unghiul de planare este mai mare, cu atat raza spiralei va fi mai mica.

Nota autorului: Factorul de suprasarcina, viteza in spirala, raza spiralei si pierderea de inaltime la o spirala completa - faza a doua de pregatire.

Aterizarea

este evolutia prin care o aeronava ia contact cu suprafata de aterizare si ruleaza sau aluneca pana la oprire.

Profilul aterizarii este dat de traiectoria descrisa de C.G. al aeronavei in evolutie.

Fig. 68

Redresarea este portiunea curbilinie pa care traiectoria aeronavei trece de la cea inclinata pe orizontala in vederea planarii in palier deasupra solului sau apei.

Filarea (franare in zbor orizontal) sau palierul aeronavei deasupra solului sau apei necesara pentru reducerea vitezei inaintea contactului cu solul sau apa.

Rularea aeronavei (alunecarea) - deplasarea aeronavei pana in momentul opririi.

Fortele care actioneaza asupra aeronavei si ecuatia de echilibru.

Planarea

tren scos;

flapas scos.

Ecuatia de echilibru: Fx = G₁ si Fz = G₂

G₁ = G sinθ _planare

G₂ = G cosθ _planare

Finetea trebuie sa fie minima

Cz _planare aproximativ egal cu 50 - 70% din Cz _maxim.

Fig. 69

Redresarea

este necesar ca aeronava sa aiba o anumita rezerva de vant si de inaltime, care va varia in functie de unghiul de planare.

Ecuatia de echilibru:

Fz = G₂ + Fc

Fx = G₁

G₁ = G sinθ

G₂ = G cosθ

In cazul redresarii aeronava franeaza sub actiunea fortei de rezistenta aerodinamica egala cu greutatea impartita la  finete. De aceea se va mari unghiul de atac pentru ca portanta sa ramana egala cu greutatea. Aceasta crestere are loc pana cand se atinge valoarea maxima a coeficientului de portanta; ca urmare a acestei actiuni, aeronava "cade" pe sol. Viteza corespunzatoare acestei "caderi" va fi chiar viteza de aterizare.

Cz _redresare = (0,7 ÷ 0,9) x Cz _maxim

Fig. 70

Filarea

Ecuatia de echilibru

Fz = G

Fx = Fi

In timpul filarii viteza scade, cand aeronava ia contact cu solul sau apa botul este foarte ridicat.

Fig. 71

Rulajul

Ecuatia de echilibru:

G = Fz + N unde N = N₁ + N₂

Fx = Fi + Ff  unde Ff = Ff₁ + Ff₂

Viteza de aterizare

valoarea vitezei in momentul initial al "caderii" pe sol difera de cea din momentul in care aeronava ia contact cu suprafata de aterizare. Pentru momentul initial al "caderii" pe suprafata se mentine inca egalitatea intre portanta si greutatea aeronavei.

In mod aproximativ se poate arata ca viteza aeronavei in momentul atingerii suprafetei de aterizare de la H = 0,3 m, reprezinta circa 0,94% din valoarea Vitezei de aterizare.

Pentru calculul vitezei de aterizare, se pot folosi formulele simplificate:

Si

Incarcarea pe aripa influenteaza direct viteza de aterizare. Daca G/S creste va rezulta si o crestere a Vitezei de aterizare.

Dupa aterizare, se poate micsora distanta de rulare prin folosirea parasutelor de franare, sau a franelor pentru roti, etc.