• Aerodynamika $\text{II}$ i mechanika lotu - wstęp1Aerodynamika $\text{II}$ i mechanika lotu - wstęp

• Równanie Bernoulliego2Równanie Bernoulliego

• Siły aerodynamiczne3Siły aerodynamiczne

• Siła nośna4Siła nośna

• Siła oporu5Siła oporu

• Opór kształtu6Opór kształtu

• Opór indukowany7Opór indukowany

• Opór szkodliwy i opór interferencyjny8Opór szkodliwy i opór interferencyjny

• Opór szczelinowy9Opór szczelinowy

• Wpływ kąta natarcia na wartość siły nośnej10Wpływ kąta natarcia na wartość siły nośnej

• Charakterystyki aerodynamiczne profilu11Charakterystyki aerodynamiczne profilu

• Mechanizacja skrzydła12Mechanizacja skrzydła

• Zmiana toru lotu13Zmiana toru lotu

• Zmiana rozkładu sił aerodynamicznych na skrzydle w różnych fazach lotu14Zmiana rozkładu sił aerodynamicznych na skrzydle w różnych fazach lotu

• Wznoszenie pionowe15Wznoszenie pionowe

Aerodynamika $\text{II}$ i mechanika lotu — wstęp

W tej części materiału przyjrzymy się mechanizmom powstawania sił aerodynamicznych działających na statek powietrzny oraz elementów warunkujących opływ powietrza wokół statku powietrznego. Statki powietrzne to nie tylko samoloty, ale wszystkie urządzenia zdolne do unoszenia się (lotu) w atmosferze na skutek statycznego lub aerodynamicznego oddziaływania powietrza, np.: szybowce, latawce, sterowce, wiatrakowce, motoszybowce, śmigłowce, samoloty, balony czy drony. W tej części omówimy interesujące nas zagadnienia na przykładzie samolotu.

Jest wiele typów i rodzajów konstrukcji samolotów, ale co do zasady wszystkie one posiadają pewne wspólne elementy.

R1KesBcPQ4iQl

Ilustracja przedstawia różne rodzaje statków powietrznych. Są to szybowce, latawce, sterowce, wiatrakowce, motoszybowce, śmigłowce, samoloty, balony, drony.

Podstawowe założenia konstrukcyjne samolotów pozostają niezmienione od czasów braci Wright (pierwszy lot odbył się w $1903$ roku i trwał $3,5$ sekundy). Są to elementy, od których uzależnione są możliwości unoszenia się samolotu w powietrzu:

• skrzydła — na ich powierzchni wytwarzana jest siła nośna, dzięki której samolot unosi się w powietrzu;

• kadłub — zapewnia przestrzeń do bezpiecznego pomieszczenia pasażerów, ładunków i załogi;

• ogon (statecznik poziomy i pionowy) — pozwala na utrzymanie równowagi samolotu;

• usterzenie (lotki, usterzenie wysokości i kierunku) — pozwalają na zamianę kierunku lotu samolotu;

• silniki — wytwarzają siłę ciągu, aby przemieszczać samolot względem masy powietrza.

R1We2sg60McVz

Ilustracja przedstawia różne części budowy samolotu. Są to: ogon znajdujący się z tyłu, skrzydła znajdujące się po bokach, ustrzenie znajdujące się na skrzydłach przy ich tylnej krawędzi, kadłub, czyli główna część samolotu z kokpitem, częścią dla pasażerów, lukami bagażowymi, dziobem oraz ostatnia część składowa samolotu, czyli silniki, które zamontowane są pod skrzydłami i mają walcowatą obudowę.

Zachowanie się ciała w opływającym je powietrzu zależy przede wszystkim od kształtu tego ciała. Kształty zapewniające pożądane właściwości lotne nazywamy kształtami aerodynamicznymi. W przypadku skrzydeł i usterzeń o własnościach aerodynamicznych decyduje przede wszystkim kształt przekroju równoległego do kierunku lotu, zwany profilem. W zależności od przeznaczenia płata i pożądanych charakterystyk stosowane są różne profile lotnicze: wklęsłowypukłe, płaskowypukłe, dwuwypukłe niesymetryczne i symetryczne, laminarne itd.

Pewnie wydaje Ci się to wszystko bardzo skomplikowane. Zacznijmy zatem od początku.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Równanie Bernoulliego

Aby zrozumieć mechanizm powstawania siły nośnej, należy zapoznać się z równaniem Bernoulliego. Obrazuje ono wzajemną zależność między ciśnieniami: statycznym i dynamicznym, przy małej prędkości przepływu.

Równanie Bernoulliego mówi, że suma ciśnienia statycznego i dynamicznego wzdłuż strugi przepływającej cieczy jest stała.

Zależność ta wyrażana jest wzorem:

gdzie:
$p$ — ciśnienie zewnętrzne,
$\rho$ — gęstość płynu,
$v$ — prędkość przepływu,
$g$ — przyspieszenie ziemskie,
$h$ — wysokość na jakiej przepływa struga.

Stosując definicję ciśnienia statycznego $p_s=p+\rho\cdot g\cdot h$ oraz ciśnienia dynamicznego $p_d=\frac{1}{2}\rho v^2$, możemy zapisać:

gdzie:
$p_s$ — ciśnienie statyczne,
$p_d$ — ciśnienie dynamiczne.

Z równania Bernoulliego wynika, że jeżeli w jednym z punktów strugi powietrza prędkość wzrośnie, to w tym punkcie musi zmaleć ciśnienie statyczne i odwrotnie – kiedy prędkość maleje, to ciśnienie statyczne rośnie.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Siły aerodynamiczne

Zajmiemy się teraz kwestiami związanymi z powstawaniem sił aerodynamicznych na skrzydle.

Co do zasady stosujemy uproszczony zapis sił aerodynamicznych działających na samolot. Pamiętać należy, iż skrzydło nie jest jedyną powierzchnią nośną samolotu. Siłę nośną generuje również statecznik poziomy, a także część kadłuba między skrzydłami.

Dla jasności rozważań w dalszej części skoncentrujemy się jedynie na konstrukcji skrzydła i siłach aerodynamicznych powstających na nim.

RdGzWy3Eq5kDB

Rysunek przedstawia rozkład sił działających na skrzydło samolotu. Na rysunku widoczny jest przekrój poprzeczny skrzydła samolotu, który ma kształt wydłużonego migdału. Zaokrąglona część przekroju jest skierowana w lewo, jest to przednia część. Ostra część przekroju znajduje się w prawej części rysunku, jest to tylna część skrzydła. Poprowadzono cięciwę, czyli odcinek łączący środek krzywizny przedniej części przekroju z ostrym końcem po drugiej stronie przekroju. Przez środek cięciwy poprowadzono poziomą linię. Kąt ostry między cięciwą a poziomem opisano jako kąt natarcia. Siły działające na skrzydło to: siła nośna. Jej wektor jest pionowy i ma zwrot w górę. Siła ciężkości. Jej wektor jest pionowy i ma zwrot w dół. Siła ciągu. Jej wektor jest poziomy i ma zwrot w lewo, czyli zgodny z kierunkiem ruchu. Siła oporu. Jej wektor jest poziomy i ma zwrot w prawo, czyli przeciwny do kierunku ruchu.

Pod pojęciem sił aerodynamicznych rozumiemy siły i momenty sił spowodowane poruszaniem się ciała w powietrzu.

R6nwRZejMvTDO

Rysunek przedstawia rozkład sił działających na samolot lecący poziomo w prawo. Siły działające na skrzydło to: siła nośna. Jej wektor jest pionowy i ma zwrot w górę. Siła ciężkości. Jej wektor jest pionowy i ma zwrot w dół. Siła ciągu silnika. Jej wektor jest poziomy i ma zwrot w prawo, czyli zgodny z kierunkiem ruchu. Wypadkowa sił oporu ruchu. Jej wektor jest poziomy i ma zwrot w lewo, czyli przeciwny do kierunku ruchu.

Siły aerodynamiczne działające na ciała zależą od:

• kształtu ciała oraz jego ustawienia względem opływu powietrza,

• powierzchni ciała,

• gęstości powietrza,

• prędkości ruchu.

Zależność ta przedstawiana jest wzorem:

gdzie:
$P$ — siła aerodynamiczna,
$\rho$ — gęstość powietrza,
$v$ — względna prędkość ruchu ciała względem powietrza,
$C$ — bezwymiarowy współczynnik siły aerodynamicznej, którego wartość zależy od kształtu oraz ustawienia ciała względem kierunku opływu,
$S$ — powierzchnia opływanego ciała.

W mechanice lotu rozkładamy wypadkową siłę aerodynamiczną $P$ na dwie siły składowe:

$P_x$ — opór, czyli siłę równoległą do kierunku ruchu,
$P_z$ — siłę nośną, czyli siłę prostopadłą do kierunku ruchu.

RBsBxNkerfVnC

Rysunek przedstawia rozkład sił działających na skrzydło samolotu. Na rysunku widoczny jest przekrój poprzeczny skrzydła samolotu, który ma kształt wydłużonego migdału. Zaokrąglona część przekroju jest skierowana w lewo, jest to przednia część. Ostra część przekroju znajduje się w prawej części rysunku, jest to tylna część skrzydła. Poprowadzono cięciwę, czyli odcinek łączący środek krzywizny przedniej części przekroju z ostrym końcem po drugiej stronie przekroju. Na środku cięciwy zaznaczono punkt, z którego wyprowadzono wektory. Obok skrzydła po lewej stronie zaznaczono wektor siły oporu D, który jest poziomy i ma zwrot w prawo, czyli przeciwnie do kierunku ruchu. Wektor ten przedłużono poziomą linią do punktu na środku cięciwy. Z tego punktu poprowadzono krótki wektor P x. Jest on poziomy, ma zwrot w prawo, czyli przeciwnie do kierunku ruchu. Z punktu na środku cięciwy poprowadzono również długi pionowy wektor P z o zwrocie w górę. Wektory P x oraz P z dopełniono liniami poziomą i pionową, korzystając z metody równoległoboku i narysowano wektor wypadkowy tych dwóch sił. Jest to wektor siły P, który jest ukośny i ma punk zaczepienia w środku cięciwy i jest przekątną prostokąta o bokach P x i P z

Wielkość siły nośnej i oporu można obliczyć, używając odpowiednich współczynników:

gdzie $C_x$ to współczynnik oporu

oraz

gdzie $C_z$ to współczynnik siły nośnej.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Siła nośna

Z równania Bernoulliego wynika, że strugi powietrza na górnej powierzchni skrzydła poruszają się szybciej, niż te wzdłuż powierzchni dolnej, zatem na górnej powierzchni skrzydła panuje niższe ciśnienie niż na jego spodniej części.

Stąd na skrzydle występuje:

• podciśnienie na jego górnej powierzchni,

• nadciśnienie na jego dolnej powierzchni,

które powodują powstawanie siły nośnej.

R1Mssf8f57pC9

Ilustracja przedstawia wniosek wysnuty z prawa Bernouillego - strugi powietrza na górnej powierzchni skrzydła poruszają się szybciej niż te wzdłuż powierzchni dolnej, zatem na górnej powierzchni skrzydła panuje niższe ciśnienie niż na jego spodniej części.

Strumień powietrza opływający górną powierzchnię skrzydła ma do pokonania drogę dłuższą niż dolny, zaś zgodnie z zasadą ciągłości ruchu, oba strumienie muszą to zrobić w tym samym czasie. Wobec tego prędkość powietrza przemieszczającego się wzdłuż górnej powierzchni skrzydła musi być większa, niż prędkość strumienia opływającego jego dolną powierzchnię. Im większa prędkość przepływu, tym ciśnienie jest mniejsze i odwrotnie. Siła nośna rośnie wraz ze wzrostem kąta natarcia, ponieważ zwiększa się różnica prędkości przepływów pomiędzy dolną a górną powierzchnią skrzydła.

R1aukJPV8ImXU

Ilustracja przedstawia zależność na skrzydle samolotu - prędkość powietrza przemieszczającego się wzdłuż górnej powierzchni skrzydła musi być większa niż prędkość strumienia opływającego jego dolną powierzchnię. Im większa prędkość przepływu, tym ciśnienie jest mniejsze, i odwrotnie. Siła nośna rośnie wraz ze wzrostem kąta natarcia alfa, ponieważ zwiększa się różnica prędkości przepływów pomiędzy dolną a górną powierzchnią skrzydła.

Skrzydło samolotu jest bryłą wywołującą różnice prędkości strumieni powietrza je opływających, co z kolei powoduje różnicę ciśnień po obu stronach skrzydła. Im większy kąt natarcia, tym większa prędkość strug powietrza opływających skrzydło, gdyż zwiększa się wówczas różnica długości dróg, którą każdy strumień musi przebyć. Wraz ze wzrostem prędkości strug, wzrasta również różnica ciśnień po obu stronach skrzydła, co w efekcie powoduje zwiększenie siły nośnej.

Ustawiając odpowiednio profil skrzydła do kierunku napływu strug, można wpływać na wielkości poszczególnych składowych sił aerodynamicznych, o czym w dalszej części materiału.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Siła oporu

Wyróżniamy dwa typy przepływu cieczy: przepływ laminarny i przepływ turbulentny.

Przepływem laminarnym (lub inaczej ustalonym) nazywamy taki przepływ, przy którym poszczególne warstwy cieczy przesuwają się, ale nie mieszają się ze sobą. W dowolnym punkcie przepływu prędkość każdej przechodzącej przez ten punkt cząsteczki cieczy jest zawsze taka sama.

RXU4ar2Ef4afc

Ilustracja przedstawia przepływ laminarny. Przepływem laminarnym (lub inaczej – ustalonym) nazywamy taki przepływ, kiedy poszczególne warstwy cieczy przesuwają się, ale nie mieszają się ze sobą. W dowolnym punkcie przepływu prędkość każdej przechodzącej przez ten punkt cząsteczki cieczy jest zawsze taka sama.

Oczywiście prędkości cząsteczek w poszczególnych warstwach mogą różnić się od siebie, ale w danym punkcie danej warstwy prędkość różnych cząsteczek będzie taka sama.

R1dLSfsCX1bhm

Ilustracja przedstawia profil prędkości przepływu laminarnego. Jest to jajowaty łuk zawarty między dwiema poziomymi liniami. Łuk na rysunku jest wybrzuszony w prawo. Od lewej strony poprowadzono poziome strzałki kończące się na łuku. Strzałki mają zwrot w prawo zgodnie w wybrzuszeniem łuku.

Jeśli przyspieszymy prędkość przepływu, to w pewnym momencie przepływ laminarny stanie się turbulentny. Prędkość, powyżej której przepływ traci charakter laminarny, zwana jest prędkością krytyczną, a jej wartość określa liczba Reynoldsa.

Przepływ ten jest zwany również przepływem wirowym lub burzliwym; tory cząstek stają się chaotyczne, a poszczególne warstwy mieszają się ze sobą. Cząsteczki cieczy uzyskują dodatkową prędkość, która jest prostopadła do kierunku przepływu, natomiast nie jest ona stała dla danego punktu przestrzeni.

R1DMZjAKtOIwh

Ilustracja przedstawia profil prędkości przepływu turbulentnego. Ma on prostokątny kształt z zaokrągleniami na brzegach. Profil skierowany jest w prawo i znajduje się między dwiema poziomymi liniami. Poprowadzono linią przerywaną przekrój osiowy profilu. Z punktów łączenia łuku z poziomymi liniami poprowadzono pionowy odcinek. Z tego odcinka wewnątrz profilu poprowadzono poziome strzałki skierowane w prawo.

Przepływ laminarny i turbulentny cząsteczek powietrza możliwy jest do zaobserwowania w warunkach laboratoryjnych.

Skrzydło wraz ze wzrostem kąta natarcia staje się bryłą coraz mniej opływową. Zwiększając kąt natarcia powyżej jego wartości krytycznej, na górnej powierzchni skrzydła następuje oderwanie się strug. Równocześnie wzrasta opór skrzydła i maleje siła nośna.

Na opór skrzydła składają się poszczególne składniki:

• opór tarcia,

• opór kształtu,

• opór indukowany,

• opór interferencyjny,

• opór szczelinowy.

Procentowy udział poszczególnych składowych oporu skrzydła uzależniony jest od kształtu profilu, obrysu skrzydła i prędkości lotu.

Opór tarcia spowodowany jest lepkością opływającego skrzydło powietrza. Cząsteczki powietrza opływające skrzydło wskutek lepkości przylegają do niego, a więc mają względem niego prędkość równą zeru. Im dalej od powierzchni skrzydła, tym szybciej poruszają się cząsteczki powietrza, aż osiągną prędkość zbliżoną do prędkości przepływu niezakłóconego. Zatem w bezpośredniej bliskości powierzchni skrzydła znajduje się warstwa, w której prędkość powietrza rośnie od zera do prędkości przepływu. Jest to tzw. warstwa przyścienna.

RcGyrKH1jwDad

Ilustracja przedstawia zależność prędkości powietrza od warstwy przyściennej. Im dalej od warstwy przyściennej tym prędkość przepływu jest większa.

Cząsteczki powietrza poruszające się z większą prędkością w warstwie przyściennej trą o cząsteczki poruszające się wolniej, pociągając je w kierunku, w jakim same podążają. To pociąganie przenosi się na cząsteczki powietrza przylepione do powierzchni skrzydła, a te z kolei pociągają za sobą skrzydło. Zjawisko to zachodzi dzięki napięciu powierzchniowemu.

Grubość warstwy przyściennej jest najmniejsza na krawędzi natarcia i rośnie w kierunku krawędzi spływu, gdzie osiąga grubość kilku milimetrów. Ze względu na różnice prędkości, cząsteczki powietrza w warstwie przyściennej zderzają się ze sobą. Tak powstaje siła skierowana zgodnie z kierunkiem prędkości przepływu, nazywana siłą oporu.

R1LDiTFtLAHZ9

Ilustracja przedstawia poprzeczny przekrój skrzydła samolotu o kształcie wydłużonego migdału. Zaokrąglona część znajduje się w lewej części rysunku i jest to przód skrzydła, ostro zakończona część przekroju jest po prawej części rysunku i jest to tylna część skrzydła. Liniami zaznaczono strugi powietrza opływające skrzydło.

Siła tarcia uzależniona jest od rodzaju ruchu cząsteczek w warstwie przyściennej i może przybrać formę:

• przepływu laminarnego (strugowego) charakteryzującego się spokojnym i warstwowym przepływem cząsteczek, gdyż drogi poszczególnych cząsteczek powietrza nie przecinają się;

• przepływu turbulentnego charakteryzującego się burzliwym i pełnym zawirowań przepływem cząsteczek, gdyż drogi poszczególnych cząsteczek powietrza przecinają się.

R1XRyU3MONOQR

Ilustracja przedstawia poprzeczny przekrój skrzydła samolotu o kształcie wydłużonego migdału. Zaokrąglona część znajduje się w lewej części rysunku i jest to przód skrzydła, ostro zakończona część przekroju jest po prawej części rysunku i jest to tylna część skrzydła. Liniami zaznaczono strugi powietrza opływające skrzydło. Zaznaczono na nich kierunek przepływu powietrza w prawą stronę. Punktami wyróżniono kilka ważnych elementów. Jeden. Punkt natarcia strugi powietrza. Znajduje się on z przodu skrzydła na jego zaokrąglonej przedniej krawędzi. Im dalej od punktu natarcia, tym prędkość wiatru jest większa. Dwa. Punkt separacji. Znajduje się on na górnej powierzchni skrzydła w miejscu, w którym powietrze odbija się od niego. Trzy. Obszar separacji. Jest to obszar od punktu separacji ograniczony dalszą tylną częścią górnej powierzchni skrzydła. Z góry obszar separacji ogranicza struga powietrza biegnąca z punku separacji. Cztery. Przepływ laminarny. Tutaj struga biegnąca od punktu separacji zmienia kierunek, zakręca i drga. Pięć. Strefa turbulentna to obszar, w którym strugi powietrza tuż za skrzydłem zmieniają kierunek, zawijają i drgają.

Przepływ turbulentny skutkuje dużo większym oporem niż przepływ laminarny, zatem jest on mniej korzystny z punktu widzenia konstrukcji oraz właściwości lotnych samolotu.

W celu zminimalizowania siły tarcia, konstruuje się profile laminarne mające za zadanie ustabilizować laminarny ruch cząsteczek powietrza w warstwie przyściennej skrzydła samolotu.

Profile laminarne charakteryzują się tym, iż przy pewnym zakresie kątów natarcia na skrzydle występują długie odcinki laminarnej warstwy przyściennej, które rozpoczynają się na krawędzi natarcia i ciągną się aż do miejsca, gdzie profil osiąga swoją największą grubość.

Ponadto powierzchnia skrzydła musi być gładka, bez uszczerbków czy zabrudzeń, a szorstkość pokrycia lakierniczego minimalna.

Zazwyczaj profile laminarne charakteryzują się przesunięciem maksimum grubości skrzydła do około połowy długości cięciwy, natomiast w profilach klasycznych maksimum grubości profilu skrzydła występuje w okolicach $\frac14$ długości cięciwy.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Opór kształtu

Opór kształtu zależy od kształtu ciała, jego wielkości oraz położenia w stosunku do opływającego dane ciało powietrza.

Za ciałem opływanym przez strugi powietrza tworzą się wiry. Powstawanie wirów związane jest z lepkością powietrza. Im mniej opływowy kształt ma ciało, tym tworzące się za nim wiry są większe.

Aby zrozumieć mechanizm powstawania wirów, należy poznać opływy różnych kształtów ciał w tunelu dymowym.

RFSkGUicv67Sl

Ilustracja przedstawia deskę ustawioną prostopadle do poziomych strug powietrza. Za deską widoczne są liczne wiry i drgania powietrza.

R10Gv1VA32ipb

Ilustracja przedstawia półkulę ustawioną płaską częścią prostopadle do poziomych strug powietrza. Za półkulą widoczne są liczne wiry i drgania powietrza.

RcrWNCqyFU60w

Ilustracja przedstawia kulę, o którą rozbijają się poziome strugi powietrza. Za kulą widoczne są liczne wiry i drgania powietrza.

RoxUDV56wSOM4

Ilustracja przedstawia przekrój poprzeczny skrzydła ustawionego poziomo, czyli zgodnie z ruchem powietrza. Przekrój skrzydła ma kształt wydłużonego migdału z zaokrągloną przednią krawędzią ostrą tylną. Wokół skrzydła zaznaczono poziome linie reprezentujące strugi powietrza. Skrzydło łagodnie rozdziela strugi, które za nim wracają do poziomu. Brak tu wirów i drgań.

Im mniejszy wir powstający za ciałem, tym mniejszy opór kształtu. Aby zrozumieć mechanizm powstawania wirów, konieczne jest odwołanie się do prawa Bernoulliego.

RpUpPNm8KuH0p

Ilustracja przedstawia przekrój poprzeczny skrzydła ustawionego poziomo, czyli przeciwnie do ruchu powietrza. Przekrój skrzydła ma kształt wydłużonego migdału z zaokrągloną przednią krawędzią i ostrą tylną. Przekrój podzielono na rysunku na trzy części. Pierwsza od lewej to część od przedniej krawędzi do najszerszego miejsca w przekroju. Nieco za nim oddzielono ostrą końcówkę skrzydła. Nad skrzydłem i przez środek jego przekroju narysowano linie biegnące poziomo w prawo. Linie nad skrzydłem oznaczono literą V, przy czym przed skrzydłem mamy V jeden, nad pierwszą linią dzielącą skrzydło mamy V dwa, a nad drugą linią dzielącą skrzydło mamy V trzy. Linia przebiegająca przez środek przekroju podpisana jest wielką literą P. Przed skrzydłem mamy P jeden, w pierwszej linii dzielącej skrzydło mamy P dwa. Poniżej zapisano delta P dwa. Przy drugiej linii dzielącej skrzydło mamy P trzy, a poniżej podpisano delta P trzy, przy czym P dwa ma znacznie większą zmianę, niż P trzy. Linia reprezentująca ruch powietrza znajdująca się tuż nad skrzydłem zmienia się przy tylnym krańcu skrzydła. Z jednej strony zmienia kierunek na przeciwny, czyli zgodny z kierunkiem ruchu samolotu. Z drugiej strony tworzą się za skrzydłem wiry.

W miejscu, gdzie profil skrzydła jest najgrubszy, dochodzi do największego przewężenia strugi powietrza, zatem prędkość powietrza jest w tym miejscu największa ($v_2$) i panuje tam najniższe ciśnienie ($\text{Δ}{P}_2$). Zmiany ciśnienia przedstawiają manometry.
Po minięciu punktu, gdzie grubość profilu skrzydła osiąga maksimum, struga powietrza rozszerza się: zmniejsza swoją prędkość $v_3$, a ciśnienie rośnie ($\text{Δ}{P}_3$).

Nacierające na skrzydło cząsteczki powietrza poruszają się w kierunku malejącego ciśnienia (z $P_1$ do $P_2$). Po minięciu najgrubszego miejsca na profilu skrzydła, te same cząsteczki powietrza poruszają się w stronę rosnącego ciśnienia (z $P_2$ do $P_3$). Ruch ten jest możliwy dzięki energii kinetycznej cząsteczek. W warstwie przyściennej występuje opór tarcia, który pochłania energię kinetyczną cząsteczek, doprowadzając do ich zatrzymania. Wówczas, zgodnie z prawami fizyki, cząsteczki zaczynają poruszać się w kierunku obniżającego się ciśnienia, czyli poruszają się w przeciwnym kierunku do kierunku przepływu.

Poza warstwą przyścienną tarcie jest znikome, toteż cząsteczki powietrza poruszają się nadal w kierunku przepływu.

Cząsteczki w warstwie przyściennej oraz cząsteczki znajdujące się poza nią, poruszając się w przeciwnych kierunkach, wywołują zawirowanie, które odrywa strugi od powierzchni skrzydła, tworząc tzw. warkocz wirowy.

RanR3eekQuHlM

Ilustracja przedstawia widok na samolot z ziemi. Za nim znajdują się chmury kłębiaste.

W warkoczu wirowym panuje niskie ciśnienie, toteż poruszające się ciało jest niejako „odsysane” do tyłu, przez co ciało napotyka opór w ruchu do przodu.

Inną przyczyną powstawania wirów jest oderwanie się strug powietrza od ciała, gdy powietrze przepływa przez ostre krawędzie.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Opór indukowany

Kształt profilu lotniczego skrzydła samolotu zaprojektowany jest tak, aby powietrze płynące nad skrzydłem (większa prędkość przepływu strugi oraz niższe ciśnienie) przebywało dłuższą drogę niż pod skrzydłem (mniejsza prędkość przepływu strugi oraz wyższe ciśnienie) i wytwarzało siłę nośną utrzymującą w powietrzu samolot. Tworzące się nad- i podciśnienie na skrzydle samolotu są jednocześnie źródłem oporu indukowanego.

Rhn7hBorpCud6

Ilustracja przedstawia lecący samolot w perspektywie frontalnej. Lewe skrzydło obrysowane jest podłużnym łukiem wybrzuszonym w lewo. Narysowano w obrębie łuku strzałki nad i pod skrzydłem. Pod skrzydłem narysowano proste strzałki zaczepione na części łuku pod skrzydłem, a ich groty dotykają dolnej powierzchni skrzydła. Poniżej podpis: plus delta p. Nad skrzydłem narysowano proste strzałki zaczepione na górnej powierzchni skrzydła, skierowane do góry, a ich groty dotykają górnej części łuku. Górne strzałki są dłuższe, niż dolne. Nad górnymi strzałkami dodano podpis minus delta p. Tekst uzupełniający. Rozkład ciśnień wzdłuż rozpiętości skrzydła na górnej i dolnej powierzchni. Prawe skrzydło ma narysowane wokół siebie strzałki biegnące pod skrzydłem w prawo, na końcu skrzydła strzałki zakręcają w lewo w nad skrzydłem biegną w lewo w stronę kadłuba. Nad i pod skrzydłem dodano podpis V y. Tekst uzupełniający. Ruch cząsteczek powietrza wzdłuż rozpiętości skrzydła wywołany opływem końców skrzydła.

Cząsteczki powietrza niejako uciekają na brzegach skrzydła z obszaru o wyższym ciśnieniu na obszar, na którym panuje niższe ciśnienie. W praktyce wygląda to tak, jakby cząsteczki opływały brzegi skrzydła z dołu do góry ($V_y$).

Ponieważ powietrze jest lepkie, cząsteczki opływające końce skrzydła pociągają za sobą cząsteczki sąsiednie, tworząc dodatkowy ruch powietrza. Ten dodatkowy ruch cząsteczek powietrza $V_y$ zmienia wypadkowy kierunek opływu strug powietrza na profilu skrzydła. Kierunek przepływu powietrza na górnej powierzchni skrzydła skierowany jest w stronę kadłuba samolotu, natomiast na dolnej powierzchni – ku końcom skrzydła.

RAfTqKhKfLDCb

Ilustracja przedstawia lecący samolot w perspektywie z góry. Dziób samolotu znajduje się w górnej części ilustracji. Na rysunku naniesiono strzałki reprezentujące ruchy powietrza wokół skrzydeł. Pierwsza grupa strzałek to strzałki równoległe do skrzydeł. Znajdują się one przed skrzydłami, a ich groty dotykają przodu skrzydła. W tym miejscu strugi powietrza rozbijają się i tutaj reprezentuje je druga grupa strzałek zaczepionych na końcu strzałek grupy pierwszej. Jedne biegną po powierzchni skrzydeł samolotu nieco w dół, a drugie biegną nieco w górę. Oznaczono je wielką literą V.

W efekcie poza krawędzią spływu skrzydła spotykają się strugi powietrza o różnych kierunkach, tworząc tzw. wiry brzegowe. Wiry brzegowe są bezpośrednią przyczyną powstawania oporu indukowanego. Opór indukowany nie ma stałej wartości. Jego wielkość zależy od siły nośnej oraz od obrysu skrzydła. Im większa intensywność opływu powietrza wokół skrzydeł, tym większy opór indukowany. Im większa siła nośna wywołana różnicą ciśnień na górnej i dolnej powierzchni skrzydła, tym większe wiry brzegowe. Zatem – im większa siła nośna, tym większy opór indukowany.

R1V5hTGU7QlYJ

Ilustracja przedstawia różne rodzaje wirów znajdujące się za skrzydłami lecącego samolotu. Największe wiry występują na końcach.

RavuUdq3JC5lJ

Ilustracja przedstawia różne rodzaje wirów znajdujące się za skrzydłami lecącego samolotu. Największe wiry występują na końcach. Jedne z rodzajów wirów znajdują się w prostej linii za zewnętrznym krańcem skrzydła i wraz z rosnącą odległością od skrzydła, zwiększają swój zakres. Drugi rodzaj wirów zachodzi od spodu na powierzchnię skrzydeł od zewnętrznej części skrzydeł w stronę kadłuba.

R5DGm4KpcyOwI

Ilustracja przedstawia prostokątny element oraz prostopadłe do niego strumienie powietrza zaznaczone poziomymi liniami. Przy krawędziach bocznych, równoległych do strumieni powietrza, tworzą się wiry znajdujące się za prostokątem. Im dalej od prostokąta, tym szersze są wiry. W pewnej odległości nachodzą one na siebie. Tuż za prostokątem, za jego tylnym prostopadłym do strug powietrza bokiem, strugi powietrza nadal są proste. Dalej nachodzą na nie wiry.

Im większy kąt natarcia, tym większa siła nośna, zatem tym większe wiry brzegowe i opór indukowany. Kształt profilu lotniczego skrzydła samolotu ma wpływ na wielkość oporu indukowanego. Im smuklejsze skrzydło z mniejszą cięciwą na jego końcu, tym opływ powietrza jest mniej intensywny, a zatem mniejszy opór indukowany.

RCvjoT7LUu1es

Ilustracja przedstawia wiry powietrzne tworzące się zaraz za lecącym samolotem. Przy zewnętrznych krańcach skrzydeł strumienie powietrza tworzą mocno poskręcane fale, natomiast im bliżej kadłuba, tym fale bardziej się rozprostowują, a drgania powietrza wyciszają się.

Miarą smukłości skrzydła jest tzw. wydłużenie czyli stosunek średniej cięciwy aerodynamicznej ($\text{SCA}$) do długości skrzydła.

Stosowanymi w lotnictwie sposobami zmniejszania wielkości oporu indukowanego jest wydłużenie skrzydeł lub stosowanie urządzeń rozpraszających wiry brzegowe.

Najpopularniejszym rozpraszaczem wirów brzegowych stosowanym w konstrukcjach samolotów pasażerskich są tzw. winglety.

RL7HOjqWW723o

Ilustracja przedstawia skrzydło samolotu, którego koniec jest wygięty pod kątem nieco większym, niż 90m stopni. Ten zagięty element to winglet.

Winglety to inaczej skrzydełka aerodynamiczne – pionowe powierzchnie aerodynamiczne montowane na końcach skrzydeł. Głównym zadaniem wingletów jest rozpraszanie wirów brzegowych poprzez wytwarzanie różnicy ciśnień hamującej przepływ powietrza, czym poprawiają doskonałość aerodynamiczną skrzydła.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Opór szkodliwy i opór interferencyjny

Mechanizm powstawania siły oporu został omówiony na przykładzie skrzydła samolotu. Nie jest ono jednak jedynym elementem konstrukcji stawiającym opór. Poszczególne elementy samolotu takie jak: kadłub, śmigło, podwozie, usterzenie etc. również oddziałują na siebie niekorzystnie z punktu widzenia oporu. Suma oporu poszczególnych elementów, zwana oporem szkodliwym, jest mniejsza niż opór wypadkowy samolotu, zwany oporem interferencyjnym.

Opór interferencyjny nazywany jest inaczej oporem wzajemnego oddziaływania, gdyż wynika z wzajemnego zakłócania opływów przez łączące się ze sobą elementy. Najsilniejsza interferencja zachodzi pomiędzy skrzydłem i kadłubem.

RfAFM2ymfBlfT

Ilustracja przedstawia schemat pokazujący, że większa prędkość powietrza znajduje się na skrzydle samolotu aniżeli na przodzie przed dziobem.

Powstawanie mechanizmu oporu interferencyjnego również wyjaśnia równanie Bernoulliego. Prędkość napływającej strugi powietrza ($v$) jest mniejsza od prędkości strug opływających skrzydła w częściach przykadłubowych ($v_1$).

W efekcie tego zjawiska zakreślone na grafice części skrzydeł napotykają większy opór, niż gdyby mierzyć wielkość oporu na samym skrzydle w warunkach laboratoryjnych.

R1QjLZTly69Ek

Ilustracja przedstawia rozkład strumieni powietrznych w różnych częściach lecącego samolotu. Strumieni otaczają ściśle samolot.

Na wielkość oporu interferencyjnego wpływa również wzajemne usytuowanie skrzydła i kadłuba.

Górnopłaty charakteryzują się zazwyczaj mniejszym oporem interferencyjnym od średnio- i dolnopłatów.

Wielkość oporu wzajemnego oddziaływania zmienia się również w zależności od kąta zaklinowania skrzydła z kadłubem samolotu.

R1WhQ9RqDr3gY

Zdjęcie przedstawia wskazany kąt zaklinowania skrzydła z kadłubem samolotu.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Opór szczelinowy

Opór szczelinowy jest niekorzystnym zjawiskiem związanym z występowaniem szczelin na powierzchni skrzydła. Występowanie szczelin umożliwia przepływ powietrza pomiędzy dolną a górną powierzchnią skrzydła, co powoduje wyrównanie różnicy ciśnień po obydwu stronach skrzydła.

W następstwie występowania tego zjawiska dochodzi do utraty energii oraz zawirowań, co jest bezpośrednią przyczyną występowania oporu szczelinowego.

Wyeliminowanie wszelkich otworów w powierzchni skrzydła eliminuje ten opór całkowicie.

Siła ciągu powstaje zgodnie z $\text{III}$ zasadą dynamiki Newtona i jest wynikiem działania silników samolotów, które służą jedynie do nadania prędkości statkowi powietrznemu. Dzięki prędkości możliwe jest wytworzenie siły nośnej na powierzchniach nośnych samolotu, czyli na skrzydłach oraz stateczniku poziomym.

Natomiast siłę ciążenia działającą na samolot rozpatrzymy jako siłę przeciwstawną do siły nośnej.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Wpływ kąta natarcia na wartość siły nośnej

Wiemy już, jaką prawidłowość opisuje równanie Bernoulliego, znamy także mechanizm powstawania sił aerodynamicznych na skrzydle. Przechodzimy zatem do dalszych kwestii związanych z przepływem płynów.

Opływ cząsteczek powietrza wokół profilu skrzydła jest uzależniony w dużej mierze od kąta natarcia profilu.

Kątem natarcia nazywamy kąt zawarty pomiędzy kierunkiem napływającej strugi powietrza a cięciwą profilu skrzydła.

R9P00uYcf5w84

Ilustracja przedstawia kąt natarcia. Kątem natarcia nazywamy kąt zawarty pomiędzy kierunkiem napływającej strugi powietrza a cięciwą profilu skrzydła. Na rysunku kąt alfa jest kątem ostrym.

Zwiększając kąt natarcia, zwiększamy również siłę nośną samolotu, jednakże tylko do pewnego momentu. Po osiągnięciu krytycznego kąta natarcia i przekroczeniu go, wielkość siły nośnej maleje.

Popatrzmy na zmieniającą się siłę nośną wraz z rosnącym kątem natarcia oraz wykres współczynnika siły nośnej w zależności od kąta natarcia.

RDJqGso5lGAA6

Ilustracja przedstawia przekrój poprzeczny skrzydła ustawionego pod kątem alfa do poziomego wektora prędkości skrzydła, który ma zwrot w lewo. Przekrój skrzydła ma kształt wydłużonego migdału z zaokrągloną przednią krawędzią skierowaną w lewo i z ostrą tylną skierowaną w prawo na rysunku. Narysowano cięciwę i oznaczono kąt natarcia alfa. Zaznaczono kierunek strug powietrza za pomocą poziomych wektorów o zwrocie w prawo, czyli przeciwnym do kierunku ruchu. Zaznaczono wektor prędkości skrzydła. Jest on poziomy i ma zwrot w lewo. Na cięciwie zaznaczono punkt E i zaczepiono w nim wektor prędkości skrzydła. W punkcie E zaczepiono również pionowy wektor P z o zwrocie w górę i poziomy wektor P x o zwrocie w prawo. Z pomocą metody równoległoboku wyznaczono wektor wypadkowy sił Px oraz P z. Jest to ukośny wektor R będący przekątną prostokąta o bokach P x (krótszy) i P z (dłuższy). Wektor R jest ukośny i ma zwrot w prawo w górę. Między wektorami R oraz pionowym P z zaznaczono kąt alfa, który jest równy mierze kąta natarcia.

RQeaxvFb2Agx4

Na rysunku przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią alfa w stopniach od minus 25 do 25 z jednostką co pięć stopni oraz z pionową osią C z od minus 2 do 2 z podziałką co pół. Na płaszczyznę naniesiono krzywą biegnącą po linii prostej w trzeciej ćwiartce. Krzywa przecina oś poziomą dla alfa równego minus 2,5 i przecina oś pionową dla C z równego około 0,15; dalej krzywa biegnie w górę w pierwszej ćwiartce i w pewnym punkcie zagina się łukowato i biegnie dalej ukośnie w dół. Szczytowy punkt krzywej to przeciągnięcie. Współrzędne tego punktu oznaczają odpowiednio: krytyczny kąt natarcia alfa K R równy tutaj 18 stopni oraz druga współrzędna oznacza C Z max, czyli maksymalną wartość siły nośnej równą tutaj 1,6

Oznaczenia na powyższym wykresie:
$\alpha$ — kąt natarcia wyrażony w stopniach,
$\alpha_{\text{KR}}$ — krytyczny kąt natarcia,
$C_Z$ — wartość siły nośnej,
$C_{Z_{\text{max}}}$ — maksymalna wartość siły nośnej.
Uwaga! W literaturze światowej oznaczenie siły nośnej to $C_L$ (z ang. lift coefficient). W dalszej części materiału będziemy używać właśnie tego oznaczenia.

Przeciągnięcie następuje po przekroczeniu krytycznego kąta natarcia. W wyniku oderwania strug powietrza od powierzchni profilu samolot traci potrzebną siłę nośną i zaczyna opadać.

Czy kształt profilu lotniczego wpływa na jego charakterystyki aerodynamiczne?

Aby odpowiedzieć na to pytanie, w pierwszej kolejności musimy przyjrzeć się poszczególnym składowym profilu skrzydła oraz różnym typom profili lotniczych.

Na rysunku oznaczono kolejno:

• krawędź natarcia znajdująca się na nosku profilu,

• krawędź spływu znajdująca się na końcówce profilu,

• cięciwa profilu,

• szkieletowa profilu,

• grubość profilu,

• maksymalna strzałka ugięcia szkieletowej,

• położenie maksymalnej strzałki ugięcia szkieletowej,

• położenie maksymalnej grubości.

Elementy te wiążą się z pojęciem geometrii profilu i są niezbędne przy określaniu charakterystyki aerodynamicznej samolotu. Są one wspólne dla profili lotniczych, jednakże dla każdego rodzaju profilu będą osiągały różne wartości, w zależności od typu profilu lotniczego. Strugi powietrza opływające poszczególne profile lotnicze zachowują się odmiennie. Najczęściej używane są profile $\text{NACA}$ (ang. National Advisory Committee for Aeronautics – obecnie $\text{NASA}$ ang. National Aeronautics and Space Administration). Polskie profile oznaczone są jako $\text{IL}$ i zostały zaprojektowane w Instytucie Lotnictwa w Warszawie.

R19GaK30iPP6o

Geometria profilu

Geometria profilu — różne typy profili:

• Wright — ma kształt poziomo usytuowanego łuku wybrzuszonego w górę, największe wybrzuszenie ma w przedniej części,jest jednym z najwęższych profili,

• $\text{RAF}\ 15$ — spłaszczony profil o spiczastej krawędzi tylnej i nieco szerszej, zaokrąglonej krawędzi przedniej,jest jednym z najwęższych profili,

• $\text{GOE}\ 198$ — grubszy łuk u delikatnym wybrzuszeniu w górę w przedniej części, jego przednia krawędź jest zaokrąglona, a tylna szpiczasta, jest jednym z najwęższych profili,

• Curtis $\text{CR}-1$ — szerszy profil o łukowatej powierzchni górnej o wybrzuszeniu w górę i z płasko ściętą powierzchnią dolną, jego przednia krawędź jest zaokrąglona, a tylna jest szpiczasta,

• Clark $\text Y$ — jak poprzedni z tą różnicą, że Clark ma nieco łagodniejsze wybrzuszenie,

• $\text{IAW}\ 743$ — obustronnie wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jego przód jest zaokrąglony, tył szpiczasty, jest on symetryczny względem osi podłużnej,

• $\text{NACA}\ 0012$ — obustronnie lekko wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jego przód jest zaokrąglony, tył szpiczasty i lekko zakrzywiony w górę,

• $\text{NACA}\ 2412$ — obustronnie wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jego przód jest zaokrąglony i łukowaty, a od mniej więcej środka długości w tył powierzchnie górna i dolna są płaskie i zbiegają się w szpiczasty koniec czy też tył skrzydła,

• $\text{NACA}\ 6412$ — jednostronnie wybrzuszony profil, którego górna powierzchnia jest wręcz zaokrąglona, a dolna jest prosto ścięta; przód skrzydła jest lekko zaokrąglony, a tył szpiczasty,

• $\text{NACA}\ 23012$ — obustronnie wybrzuszony profil, dolna powierzchnia jest zaokrąglona, a górna ma wybrzuszenie w przedniej części, a w tylnej jest prosto ścięta, tył szpiczasty,

• $\text{NACA}\ 66-012$ — obustronnie wybrzuszony profil, jego górna powierzchnia jest lekko zaokrąglona i płytka, a dolna powierzchnia jest bardziej zaokrąglona i głębsza, przód ma niewielkie zaokrąglenie, tył szpiczasty,

• $\text{NACA}\ 66-312$ — obustronnie wybrzuszony profil, górna i dolna powierzchnia są lekko zaokrąglone, jego przód jest w niewielkim stopni zaokrąglony, tył szpiczasty, jest on symetryczny względem osi podłużnej,

• $\text{FX} 67-\text K-150-17$ — obustronnie wybrzuszony profil, jego powierzchnia górna jest mocno zaokrąglona, a dolna jest w niewielkim stopniu wybrzuszona w dół, jest niemal płaskim łukiem, jego przód jest zaokrąglony, tył szpiczasty, jest jednym z szerszych profili,

• $\text S 1223$ — dwustronnie wybrzuszony profil, przy czym wybrzuszenie górnej i dolnej powierzchni jest w górę, jego przód jest zaokrąglony, a przednia część jest szeroka, jego tył jest szpiczasty i cienki,

• $\text{NASA GA(W)}-1$ — obustronnie wybrzuszony profil, przy czym górna powierzchnia jest równomiernie zaokrąglona, a dolna jest łukiem wybrzuszonym w dół w przedniej części i lekko wklęsłym w tylnej, jego przód jest zaokrąglony, tył szpiczasty, jest jednym z szerszych profili,

• $\text{NASA SC(2)}-0714$ — obustronnie wybrzuszony profil, przy czym górna powierzchnia jest równomiernie zaokrąglona, a dolna jest łukiem wybrzuszonym w dół w przedniej części i wklęsłym w tylnej, jego przód jest zaokrąglony, tył szpiczasty, jest jednym z szerszych profili,

• $\text{LISSAMAN}\ 7769$ — jednostronnie wybrzuszony profil, przy czym górna powierzchnia jest łukiem wybrzuszonym w przedniej części i lekko wklęsłym w tylnej, dolna powierzchnia jest prosto ścięta, jego przód jest zaokrąglony, tył jest długi, wąski i szpiczasty, jest jednym z węższych profili,

• typ soczewkowy — obustronnie nieznacznie wybrzuszony profil, bardzo płaski, jego przód i tył są szpiczaste, jest jednym z najwęższych profili.

Jednym z podziałów profili lotniczych jest podział na profile symetryczne i niesymetryczne.

Do profili niesymetrycznych zalicza się profile: wklęsło‑wypukłe, płasko‑wypukłe oraz dwuwypukłe.

R4N8GUD1xep6p

Na ilustracji przedstawiono 4 typy profili lotniczych. Profil symetryczny ma kształt wydłużonego migdała usytuowanego poziomo o zaokrąglonym przodzie o szpiczastym tyle. Jest symetryczny względem poziomej osi przebiegającej wzdłuż profilu.Profil niesymetryczny ma zarówno dolną jak i górną powierzchnię wybrzuszoną w górę.Profil płasko wypukły ma górną powierzchnię wybrzuszoną ku górze, a dolna powierzchnia jest prosto ścięta.Profil dwuwypukły ma wybrzuszoną górną powierzchnię w górę, a dolną w dół, ale nie jest symetryczny względem poziomej osi go przecinającej.

• Profile wklęsło‑wypukłe — zarówno spodnia, jak i górna część profilu wygięte są w nich wygięte ku górze.

• Profile płasko‑wypukłe — spodnia część profilu jest płaska, zaś górna wygięta ku górze.

• Profile dwuwypukłe — dolna część profilu wygięta jest w nich ku dołowi, zaś górna — do góry.

Profile możemy również skategoryzować w oparciu o ich funkcjonalność. Zgodnie z taką klasyfikacją wyróżniamy profile: klasyczne, laminarne, naddźwiękowe oraz nadkrytyczne.

Profile klasyczne charakteryzują się położeniem maksymalnej grubości profilu w okolicy $25\%$ długości cięciwy, rozpoczynając pomiar od początku profilu czyli od krawędzi natarcia. Po przekroczeniu tego punktu następuje przejście warstwy laminarnej w turbulentną, powodując jednocześnie wzrost oporu tarcia. Profile te wykorzystywane są najczęściej w samolotach operujących na niskich prędkościach przelotowych z uwagi na osiągany wysoki współczynnik siły nośnej. Klasycznymi nazywa się co do zasady pierwsze profile wykorzystywane w lotnictwie.

RiI5nCBBkQETb

Profile klasyczne

Profile klasyczne, przykłady:

1. $\text{NACA}\ 0015$ — obustronnie wybrzuszony profil, przy czym górna powierzchnia jest równomiernie zaokrągolona, a dolna jest łukiem wybrzuszonym w dół w przedniej części i lekko wklęsłym w tylnej, jego przód jest zaokgląglony, tył szpiczasty, jest jednym z szerszych profili,

2. $\text{NACA}\ 4415$ — obustronnie wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jego przód jest zaokgląglony i łukowaty, jego górna powierzchnia jest mocno wybrzuszona w górę, a dolna jest spłaszczona, jego tył jest szpiczasty,

3. $\text{NACA}\ 2412$ airfoil — obustronnie wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jego przód jest zaokgląglony i łukowaty, a od mniej więcej środka długości w tył powierzchnie górna i dolna są płaskie i zbiegają się w szpiczasty koniec czy też tył skrzydła,

4. $\text{NACA}\ 0012$ airfoils $\text{(n0012-il)}$ — obustronnie lekko wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jego przód jest zaokgląglony, tył szpiczasty i lekko zakrzywiony w górę.

Profile laminarne charakteryzują się przesuniętą w kierunku krawędzi spływu maksymalną grubością w zakresie $35-70\%$ długości cięciwy, dzięki czemu na przeważającej długości profilu przepływ jest laminarny, a zatem występują mniejsze niż na profilach klasycznych siły oporu. Profile laminarne cechują się możliwością utrzymania laminarnej warstwy przyściennej tylko w niewielkim zakresie małych kątów natarcia i są wrażliwe na odkształcenia i zabrudzenia opływanej powierzchni. Przykłady: $\text{NACA 66(1)-212}$, Wortmann $\text{FX 67-K-150/17}$. Geometrycznie są one cieńsze od profili klasycznych. Profile laminarne mają gorsze własności nośne niż profile klasyczne przy dużych kątach natarcia z uwagi na mniejszy promień zaokrąglenia noska profilu, a ich górne i dolne powierzchnie są zazwyczaj symetryczne.

RqBEMozPIWiwI

Profile laminarne

Profile laminarne, przykłady:

1. $\text{NACA 66(1)-212(naca661212-il)}$ — obustronnie wybrzuszony profil, przy czym zarówno górna jak i dolna powierzchnia jest łukowato wybrzuszona, a przy tylnym szpiczastym końcu obie są lekko wklęsłe, jego przód jest lekko zaokgląglony,

2. $\text{NACA}\ 64_1212$ — obustronnie wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jest spłaszczony, jego przód jest zaokgląglony i łukowaty, jego górna powierzchnia jest mocno wybrzuszona w górę, a dolna jest spłaszczona, jego tył jest szpiczasty,

3. $\text{NACA 747A015}$ — obustronnie wybrzuszony profil w kształcie wydłużonego migdała, jest szeroki, jego przód jest zaokgląglony i łukowaty, jego górna powierzchnia jest mocno wybrzuszona w górę, a dolna jest spłaszczona, jego tył jest szpiczasty.

Profile nadkrytyczne nazywane są również transonicznymi. Przy określaniu ich parametrów używa się również liczby Macha, stosowanej przy bardzo dużych prędkościach przepływu. Projekty profili nadkrytycznych sprowadzają się do odpowiednio zaprojektowanych kształtów górnej jak i dolnej strony profilu, aby obszary przepływu naddźwiękowego kończyły się możliwie jak najsłabszą falą uderzeniową. Profile te posiadają stosunkowo płaską górną powierzchnię z dość mocno wybrzuszoną dolną częścią profilu. Maksymalna strzałka ugięcia szkieletowej przesunięta jest mocno do tyłu. Taka konstrukcja profilu pozwala na zwiększenie krytycznej liczby Macha poprzez opóźnienie powstawania fal uderzeniowych, co jest związane z lokalnym przekroczeniem prędkości dźwięku. Przykładowe profile to: $\text{RAE 5214}$, $\text{NASA/Langley SC(2)-0714}$.

RUiyzN4lBSsog

Profile nadkrytyczne

Profile nadkrytyczne, przykłady:

1. $\text{RAE 5214 AIRFOIL - RAE 5214 transonic airfoil}$ — obustronnie wybrzuszony profil, przy czym górna powierzchnia jest lekko zaokrąglona i dość płaska, a dolna jest mocno wybrzuszona w dół w dwóch trzecich długości od przodu patrząc, a w tylnej części jest lekko wklęsła, przód profilu jest lekko zaokgląglony, tył szpiczasty,

2. $\text{NASA SC(2)-0714 AIRFOIL}$ — obustronnie wybrzuszony profil, przy czym górna powierzchnia jest równomiernie zaokrągolona, a dolna jest łukiem wybrzuszonym w dół w przedniej części i wklęsłym w tylnej, jego przód jest zaokgląglony, tył szpiczasty, jest jednym z szerszych profili.

Profile naddźwiękowe są przeznaczone dla samolotów poruszających się z prędkościami naddźwiękowymi, dlatego też ich grubości są znacznie mniejsze. Profile te cechują się ostrą krawędzią spływu i natarcia, aby fala uderzeniowa stykała się z krawędzią natarcia. Względna grubość profili naddźwiękowych oscyluje w zakresie $4-7\%$. Do niższych prędkości naddźwiękowych zazwyczaj wykorzystuje się profile dwuwypukłe. Profile klinowe są stosowane do wyższych prędkości naddźwiękowych. W przypadku profili naddźwiękowych konieczne jest stosowanie urządzeń hipernośnych, które zwiększą siłę nośną przy małych prędkościach.

Kształt profilu lotniczego wpływa zatem na charakterystyki aerodynamiczne samolotu. Dopasowanie odpowiedniego profilu lotniczego do projektowanej funkcji oraz przeznaczenia wpływa na osiągi samolotu.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Charakterystyki aerodynamiczne profilu

Przyjrzyjmy się teraz wybranym charakterystykom aerodynamicznym statków powietrznych.

Do najważniejszych charakterystyk aerodynamicznych opisujących samolot zaliczamy zależności pomiędzy współczynnikiem siły nośnej i siły oporu od kąta natarcia.

Współczynnik siły nośnej i współczynnik siły oporu możemy obliczyć, przekształcając odpowiednio wzór na siłę nośną lub siłę oporu. Przy umiarkowanych kątach natarcia siła nośna jest liniową funkcją tego kąta.

Przy zwiększaniu wielkości kąta natarcia powyżej krytycznego kąta natarcia występuje oderwanie przepływu i siła nośna przestaje rosnąć pomimo dalszego zwiększania kąta natarcia. Jeśli kąt natarcia dalej będzie zwiększany, dojdzie do przeciągnięcia samolotu.

RPFCr1L1pl9uj

Na rysunku przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią alfa w stopniach od minus 20 do 20 z jednostką co 10 stopni oraz z pionową osią C bez podziałki i jednostki. Na płaszczyznę naniesiono krzywą biegnącą po linii prostej w trzeciej ćwiartce. Krzywa przecina ujemną półoś poziomą blisko zera i dodatnią półoś pionową blisko zera. Dalej krzywa biegnie w górę w pierwszej ćwiartce i w pewnym punkcie zagina się łukowato i biegnie dalej ukośnie w dół. Współrzędne odczytana z osi poziomej najwyższego punktu jest równa około 15 stopni.

Zatem współczynniki $C_x$ i $C_z$ dla danego profilu są funkcjami kąta natarcia. Dane te otrzymuje się na drodze doświadczalnej w ramach eksperymentów przeprowadzanych na konkretnych konstrukcjach.

RxTV4izwCaVPQ

Na rysunku przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią alfa w stopniach bez jednostki oraz z pionową osią C bez podziałki i jednostki. Na płaszczyznę naniesiono krzywą C L biegnącą po linii prostej w trzeciej ćwiartce. Krzywa przecina ujemną półoś poziomą blisko zera i dodatnią półoś pionową blisko zera. Dalej krzywa biegnie w górę w pierwszej ćwiartce i w pewnym punkcie zagina się łukowato i biegnie dalej ukośnie w dół. Najwyżej położony punkt krzywej zrzutowano na oś pionową C i podpisano C L max. Na płaszczyznę naniesiono również krzywą C D przypominającą poziomo usytuowany łuk z wybrzuszeniem w dół. Krzywa C D leży w drugiej i w pierwszej ćwiartce i ma jeden punkt wspólny z krzywą C L, który leży w pierwszej ćwiartce. Najniżej położony punkt krzywej C D zrzutowano na pionową oś C i opisano jako C D min

Oznaczenia:
$C_L$ — współczynnik siły nośnej,
$C_{L_{\text{max}}}$ — maksymalny współczynnik siły nośnej,
$C_D$ — współczynnik siły oporu,
$C_{D_{\text{max}}}$ — minimalny współczynnik siły oporu,
$\alpha$ — kąt natarcia w stopniach.

Dla samolotów operujących w zakresach prędkości transonicznych, a należeć będą do tej grupy w większości samoloty pasażerskie wyposażone w silniki turbinowe, do określenia prędkości używa się liczby Macha.

Maksymalny współczynnik siły nośnej $C_z$ osiąga większe wartości przy większych liczbach Reynoldsa, gdyż wtedy oderwanie strug od powierzchni profilu występuje przy większych kątach natarcia.

Rh5qYDsE9PTyC

Na rysunku przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią alfa w stopniach od minus 8 do 20 z jednostką co 4 stopnie oraz z pionową osią C Z od minus 0,2 do 1,4 z podziałką co 0,2 ; Na płaszczyznę naniesiono 3 krzywe częściowo nakładające się na siebie. Od lewej krzywe biegną po linii prostej w trzeciej ćwiartce w górę. Przecinają oś poziomą dla alfa równego minus 0,4 i przecinają oś pionową dla C z równego około 0,3 ; dalej krzywe biegną w górę w pierwszej ćwiartce i w pewnym punkcie każda z nich zagina się wklęsłym łukiem wybrzuszonym w dół. Łuki te mają nieco inną krzywiznę i pierwsza krzywa zagina się w dół najniżej, czyli na poziomie C Z równym 0,8 i jest opisana jako R e jeden, druga krzywa zagina się w dół na średnim poziomie C Z równym 1,2 i jest opisana jako R e dwa, a trzecie krzywa zagina się w dół najwyżej, czyli na poziomie C Z równym 1,5 i jest opisana jako R e trzy. Poniżej zapisano następującą nierówność: R e 1 mniejsze niż R e 2 mniejsze niż R e 3

Oznaczenia:
$C_L$ — współczynnik siły nośnej,
$\alpha$ — kąt natarcia w stopniach,
$Re_{i,\ i=1,\ 2,\ 3}$ — liczby Reynoldsa.

Wpływ liczby Macha zauważalny jest przy prędkości $Ma=0,8$ dla profili cienkich i $Ma=0,7$ dla profili grubszych. Przy tych wartościach mogą wystąpić lokalnie przekroczenia dźwięku oraz fale uderzeniowe, co powoduje zwiększenie siły oporu aerodynamicznego.

Na wykresach możecie dostrzec pewne prawidłowości zachodzące pomiędzy liczbą Macha, wielkością kąta natarcia oraz współczynnikiem siły nośnej. Im większy kąt natarcia, tym większy współczynnik siły nośnej oraz tym mniejsza prędkość wyrażona liczbą Macha, po przekroczeniu której siła nośna gwałtownie zacznie maleć. Im większy kąt natarcia, tym większy współczynnik oporu oraz tym mniejsza prędkość wyrażona liczbą Macha, po przekroczeniu której siła oporu gwałtowne zacznie rosnąć.

R17r12rmNUowa

Na rysunku przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią reprezentującą liczby Macha o symbolu M a od minus 0,2 do 1,0 z jednostką co 0,2 oraz z pionową osią C L od minus 0,6 do 1,0 z podziałką co 0,2 ; Na płaszczyznę naniesiono 3 rozłączne krzywe biegnące poziomo jedna pod drugą. Najniżej położona krzywa biegnie w w czwartej ćwiartce, zaczyna się w punkcie minus 0,1 a jej najniżej położony punkt leży na wysokości C L równej minus 0,4 krzywa ta biegnie nieco w dół i jest podpisana alfa równa się minus trzy stopnie. Nad tą krzywą w pierwszej ćwiartce leży krzywa podpisana jako alfa równa się jeden stopień. Krzywa zaczyna się na poziomie C L równa się 0,3 i biegnie nieco w górę, następnie ostro w dół. Najwyżej położona krzywa leży na również w pierwszej ćwiartce i ma punkt początkowy na poziomie 0,65, biegnie nieco w górę, po czym biegnie ostro w dół i jest podpisana jako alfa równa się pięć stopni.

Oznaczenia:
$C_L$ — współczynnik siły nośnej,
$\alpha$ — kąt natarcia w stopniach,
$Ma$ — liczby Macha.

R1ZTEXawYGN8T

Na rysunku przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią reprezentującą liczby Macha o symbolu M a od minus 0,2 do 1,0 z jednostką co 0,2 oraz z pionową osią C D od minus 0 do 0,12 z podziałką co 0,02 ; Na płaszczyznę naniesiono 3 rozłączne krzywe biegnące w pierwszej ćwiartce łukowato. Każda jest wybrzuszona w prawo w dół. Krzywe te leżą jedna nad drugą. Najniżej położona krzywa zaczyna się na wysokości C D równa się 0,01 i jest podpisana alfa równa się minus trzy stopnie. Nad tą krzywą leży krzywa podpisana jako alfa równa się jeden stopień, a jej początek znajduje się na wysokości C D równa się 0,015 ; najwyżej położona krzywa zaczyna się na poziomie C D równa się 0,03 i jest podpisana jako alfa równa się pięć stopni.

Oznaczenia:
$C_D$ — współczynnik siły oporu,
$\alpha$ — kąt natarcia w stopniach,
$Ma$ — liczby Macha.

Możemy również wskazać na współczynnik doskonałości profilu, który jest wartością stałą i zależy od kształtu profilu skrzydła, jego obrysu oraz ustawienia profilu skrzydła względem kierunku lotu.

Doskonałość aerodynamiczna to stosunek siły nośnej do siły oporu.

gdzie
$\varepsilon$ — doskonałość aerodynamiczna profilu,
$C_L$ — współczynnik siły nośnej,
$C_D$ — współczynnik siły oporu.

Dla każdego rodzaju profilu określana jest wartość kąta natarcia w trzech punktach. Z uwagi na charakterystyki aerodynamiczne płata koniecznym jest określenie ich wartości.

Kąt zerowej siły nośnej to taki kąt, kiedy prędkość przepływu strug powietrza na górnej i dolnej części płata jest taka sama, zatem zanika różnica ciśnień oraz siła nośna. Kąt zerowej siły nośnej jest proporcjonalny do względnego wygięcia linii szkieletowej profilu.

Kąt maksymalnej siły nośnej (inaczej krytyczny kąt natarcia) odpowiada wystąpieniu oderwania strug przepływu na górnej części czyli po stronie ssącej profilu. Podkreślmy raz jeszcze, iż w zależności od kształtu profilu, oderwanie strug może nastąpić stopniowo bądź też bardzo gwałtownie. Gwałtowne oderwanie strug jest właściwe dla profili laminarnych, wykorzystywanych w konstrukcjach szybowcowych.

Optymalny kąt natarcia odpowiada maksymalnej wartości współczynnika doskonałości profilu.

Reasumując, wartości charakterystyk aerodynamicznych są odzwierciedleniem zmieniających się warunków opływu profilu przy zmieniających się kątach natarcia. Ponadto zależy on od geometrii profilu, liczby Reynoldsa i liczby Macha.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Mechanizacja skrzydła

Wiemy już, że skrzydła samolotu odgrywają bardzo ważną rolę w powstawaniu siły nośnej. Wiemy też, że dobiera się różne profile lotnicze w zależności od projektowanej funkcjonalności samolotu.

Niemniej jednak, aby zoptymalizować osiągi samolotu dobrze byłoby móc zmieniać kształt profilu skrzydła w zależności od fazy lotu. W tym celu stosuje się różne urządzenia i rozwiązania techniczne na skrzydle, zwiększające siłę nośna lub siłę oporu.

Do najpopularniejszych urządzeń wpływających na wielkość siły nośnej i oporu montowanych na skrzydłach samolotu należą:

• lotki,

• klapy przednie i skrzela (sloty),

• klapy tylne,

• spojler,

• hamulce aerodynamiczne.

R2NA9EaKOebpR

Ilustracja przedstawia elementy konstrukcyjne skrzydła samolotu. Wśród nich zaznaczono skrzela, to jest sloty, lotki, spojler, klapy tylne, klapę przednią hamulce aerodynamiczne. Na rysunku znajduje się skrzydło samolotu po skosie u góry po prawej stronie część, która łączy się z kadłubem samolotu. W przedniej części skrzydła zamontowane są dwa silniki. Od wewnętrznej strony ku środkowej części skrzydła znajduje się klapa przednia. Z kolei w środkowej i zewnętrznej części zamontowane są skrzela, czyli sloty. Od wewnętrznej strony z tyłu zamontowane są kolejno hamulce aerodynamiczne i klapy tylne. Obok nich, idąc ku środkowi tylnej części skrzydła znajdują się lotki, dalej kolejno spojler, pod którym rozmieszczone są klapy tylne, zaś po zewnętrznej stronie z tyłu skrzydła lotki.

Usterzenie poprzeczne, czyli lotki, służą do obrotu samolotu wzdłuż osi podłużnej, a ruch ten nazywany jest przechyleniem. Są to elementy ruchome, montowane przy krawędzi spływu skrzydła.

Lotki są sprzężone ze sobą i poruszane poprzez ruchy drążka lub wolantu. Wychylają się różnicowo. Polega to na tym, że lotka wychyla się w dół zawsze o mniejszy kąt niż przeciwna lotka w górę, przez co na skrzydło z lotką wychyloną do góry działa większy opór niż na skrzydło z lotką wychyloną w dół.

Elementami zwiększającymi siłę nośną na skrzydle są: sloty, czyli skrzela, klapy oraz poszerzacze. Sloty, czyli skrzela i klapy przednie montowane są wzdłuż krawędzi natarcia skrzydła. Zespół takich urządzeń nazywany jest mechanizacją skrzydła. Nie każdy samolot będzie posiadał identyczną konfigurację urządzeń mechanizacji skrzydła. To, jakie urządzenia zostaną zamontowane na skrzydle, zależy od konstrukcji samolotu. Skrzela i klapy wykorzystywane są do zwiększenia siły nośnej, kiedy samolot leci z małą prędkością i na dużych kątach natarcia, czyli w fazie startu lub lądowania.

RaUH9CEqb5uYm

Na ilustracji zaznaczono kierunek wiatru przy otwartej i zamkniętej klapie skrzydła. Profil ma kształt migdałowaty. Klapa znajduje się na jego przedniej zaokrąglonej części. Ma ona kształt litery C z wydłużoną górną linią. Zamknięta klapa przylega ściśle do profilu. Otwarta klapa odsuwa się od niego równomiernie na całej swej długości. Przypadek pierwszy, klapa otwarta. Profil ustawiony jest pod kątem ostrym do poziomych strug powietrza. Przy zderzeniu ze skrzydłem, strumienie wiatru otaczają równomiernie profil. Na jego ostrym końcu strumień powietrza pod profilem biegnie dalej ukośnie, a strumień nad profilem wraca do poziomu. Przypadek drugi, klapa zamknięta. Profil ustawiony jest równolegle do poziomych strug powietrza. Przy zderzeniu ze skrzydłem, strumienie wiatru otaczają równomiernie profil i stykają się przy jego ostrym tylnym krańcu.

Strugi powietrza przepływające przez szczelinę zwiększają swoją prędkość, co przesuwa do tyłu punkt oderwania strug. Dzięki temu zachowany jest dłuższy przepływ laminarny, gdyż szybciej opływające powietrze dodaje energii warstwie przyściennej.

Elementy montowane na krawędzi natarcia skrzydła mają za zadanie zwiększanie siły nośnej oraz krytycznego kąta natarcia nawet o $15\%$.

R1Jt9MwwZtlDv

Ilustrację podzielono na dwie części. W pierwszej przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią alfa w stopniach bez jednostki oraz z pionową osią C L bez jednostki. Na płaszczyznę naniesiono dwie krzywe o podobnym kształcie, które częściowo się nachodzą. Niebieska krzywa biegnie ukośnie po linii prostej w górę w prawo przez trzecią i pierwszą ćwiartkę. W pewnym miejscu w pierwszej ćwiartce skręca w prawo w dół łagodnym łukiem. Analogicznie przedstawia się czerwona krzywa, przy czym w pierwszej ćwiartce biegnie ona nieco wyżej i dalej w prawo, niż niebieska i również na pewnej wysokości skręca w prawo i w dół łagodnym łukiem. Zrzutowano na osie oba najwyżej położone punktu krzywych. Najwyżej położony punkt pierwszej, niebieskiej krzywej, ma współrzędne nawias alfa K R przecinek C L max zamknięcie nawiasu. Współrzędne najwyższego punktu drugiej, czyli czerwonej krzywej to nawias alfa K R w nawias wewnętrzny k l zamknięcie nawiasu wewnętrznego przecinek C L max nawias wewnętrzny k l zamknięcie nawiasu wewnętrznego zamknięcie nawiasu. Współrzędne drugiego punktu mają większe wartości od współrzędnych pierwszego punktu. Druga część rysunku przedstawia dwa profile skrzydła ustawione pod kątem ostrym do poziomych strug powietrza. W pierwszym przypadku skrzydło posiada otwarty slot, który ma postać klapki przedniej skrzydła o trójkątnym przekroju. Otwarty slot jest po prostu odsunięty nieco od powierzchni skrzydła. W tej sytuacji powietrze przepływa wokół skrzydła oraz między skrzydłem a slotem. Powietrze biegnące pod powierzchnią skrzydła biegnie gładką strugą, a powietrze nad skrzydłem zaczyna tworzyć wiry za tylnym krańcem skrzydła. Przypadek drugi, slot zamknięty. Powietrze opływa skrzydło tak, że struga leci po dolnej powierzchni skrzydła oraz struga biegnie nad górną powierzchnią skrzydła, wyżej, niż w pierwszym przypadku. Dolna struga leci dalej za skrzydłem. Pomiędzy górną i dolną strugą wytwarzają się wiry.

R79xbJO7z78lc

Ilustracja przedstawia elementy mechanizacji skrzydła umieszczone wzdłuż krawędzi natarcia, to jest: slot stały, poruszający się slot ruchomy, klapa Kruegera, klapa przednia. Slot stały przedstawiono jako element o opływowym kształcie, zakończony nasadką, cały element przypomina skrzela. Slot ruchomy posiada z kolei ruchomą nasadkę. Klapa Krugera składa się z elementu o opływowym kształcie, do którego końca przymocowana jest ruchoma nasadka w kształcie małej litery el, która może wykonywać ruch w kierunku spodu opływowego elementu. Klapa przednia zbudowana jest również z elementu o opływowym kształcie, do którego u dołu i w środku końcowej części opływowego elementu zamocowana jest ruchoma nasadka, która może poruszać się ku dołowi i wracać do wyjściowego położenia.

Klapy są kolejnym elementem mechanizacji skrzydła.

Idealny profil lotniczy, który cechowałby się zarówno wysoką siłą nośną przy minimalnym oporze, nie istnieje. Istnieje jednak możliwość dostosowywania stopnia wysklepienia profilu w zależności od fazy lotu. W tym celu stosuje się klapy wysklepiające.

RAaqVpJwFxcJ1

Ilustrację podzielono na dwie części. W pierwszej przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią alfa w stopniach bez jednostki oraz z pionową osią C L bez jednostki. Na płaszczyznę naniesiono dwie krzywe o podobnym kształcie. Niebieska krzywa biegnie ukośnie po linii prostej w górę w prawo przez trzecią, drugą i pierwszą ćwiartkę. W pewnym miejscu w pierwszej ćwiartce skręca w prawo w dół łagodnym łukiem. Nad niebieską krzywą znajduje się czerwona krzywa, przy czym w pierwszej ćwiartce na pewnej wysokości skręca w prawo i w dół ostrzejszym łukiem. Zrzutowano na osie oba najwyżej położone punktu krzywych. Oba te punkty mają taką samą pierwszą współrzędną. Najwyżej położony punkt pierwszej, niebieskiej krzywej, ma współrzędne nawias alfa K R przecinek C L max zamknięcie nawiasu. Współrzędne najwyższego punktu drugiej, czyli czerwonej krzywej to nawias alfa K R w nawias wewnętrzny k l zamknięcie nawiasu wewnętrznego przecinek C L max nawias wewnętrzny k l zamknięcie nawiasu wewnętrznego zamknięcie nawiasu. Pierwsze współrzędne obu punktów są równe. Drugie współrzędne natomiast nie, ponieważ druga współrzędna krzywej niebieskiej jest mniejsza od drugiej współrzędnej krzywej czerwonej. Druga część rysunku przedstawia dwa profile skrzydła ustawione pod kątem ostrym do poziomych strug powietrza. W pierwszym przypadku skrzydło posiada otwartą tylną klapę, która ma migdałowaty kształt. Otwarta klapa jest po prostu odsunięta nieco od tylnej części skrzydła. W tej sytuacji powietrze przepływa wokół skrzydła oraz między skrzydłem a klapą, nad którą tworzą się wiry. Przypadek drugi, klapa zamknięta. Powietrze opływa skrzydło. Wiry tworzą się za klapą, czyli dalej, niż w pierwszym przypadku.

Wychylając klapę w dół, zwiększa się siłę oporu przy równoczesnym wzroście współczynnika siły nośnej. Krytyczny kąt natarcia zmienia się tylko nieznacznie.

RIWgGxhzxE0JO

Na ilustracji przedstawiono dwa układy współrzędnych. Układ pierwszy ma poziomą oś fi w stopniach od 0 do 15 oraz oś pionową C L bez jednostki. Na płaszczyznę naniesiono krzywą o parabolicznym kształcie. Jej początek znajduje się w początku układu współrzędnych, biegnie w górę w prawo. Tuż za wierzchołkiem parabola się urywa. Układ drugi ma poziomą oś fi w stopniach od 0 do 15 oraz oś pionową C D bez jednostki. Na płaszczyznę naniesiono krzywą o parabolicznym kształcie. Jej początek i jednocześnie wierzchołek znajduje się w początku układu współrzędnych, biegnie w górę w prawo.

Oznaczenia:
$C_L$ — współczynnik siły nośnej,
$C_D$ — współczynnik siły oporu,
$\psi$ — kąt wysunięcia klap.

Klapy mają za zadanie zwiększanie siły nośnej lub siły oporu. Stosuje się je w celu skrócenia drogi startu lub lądowania samolotu. Montowane na krawędzi spływu – w przeciwieństwie do skrzeli – nie zwiększają w wyczuwalnym stopniu krytycznego kąta natarcia.

Stosowane konstrukcje klap są bardzo różnorodne. Wyróżniamy dwie grupy klap: montowane na krawędzi natarcia i klapy montowane na krawędzi spływu.

Do najpopularniejszych rodzajów klap montowanych na krawędzi spływu należą:

• klapa zwykła czyli wysklepiająca,

• klapa Junkersa,

• klapy szczelinowe (dwuszczelinowe, trójszczelinowe),

• klapy krokodylowe,

• klapa Fowlera.

R1Ik8rIJw2Jn3

Ilustracja przedstawia elementy mechanizacji skrzydła umieszczone wzdłuż krawędzi spływu, do których należą klapa zwykła, klapa junkresa, klapa szczelinowa, klapa krokodylowa, klapa dwuszczelinowa, klapa Fowlera. Klapa zwykła składa się z dwóch elementów. Pierwszy z nich w przekroju ma kształt trójkąta równoramiennego o długich ramionach i podstawie znajdującej się po lewej stronie, zaś wierzchołek utworzony przez ramiona zlokalizowany jest po prawej. Do niego przymocowany jest element ruchomy o kształcie migdałowatym, którego zaokrąglony koniec zamocowany jest do trójkątnego przekroju, zaś ostry znajduje się po prawej stronie. Klapa junkresa składa się z trzech elementów. Pierwszy z nich w przekroju ma kształt trójkąta równoramiennego o długich ramionach i najkrótszej podstawie znajdującej się po lewej stronie, zaś wierzchołek utworzony przez ramiona zlokalizowany jest po prawej. Do niego przymocowana jest w około dwóch trzecich długości odchodząca do dołu część o przekroju trapezu, która podtrzymuje ruchomy element o kształcie migdałowatym odchodzący w prawą stronę po skosie dół, którego zaokrąglony koniec zamocowany jest do części trapezowatej, zaś ostry znajduje się po prawej stronie u dołu rysunku. Klapa szczelinowa składa się z kilku elementów. Pierwszy z nich w przekroju ma kształt trójkąta równoramiennego o długich ramionach i podstawie znajdującej się po lewej stronie, zaś wierzchołek utworzony przez ramiona zlokalizowany jest po prawej. U dołu zamocowane są dwa elementy o opływowym kształcie połączone w połowie długości przekroju trójkątnego i tworzące kąt rozwarty. Przypominają one dźwignię. Ostatni ruchomy element o migdałowatym kształcie łączy się z jedną z uprzednio opisanych części oraz częścią o przekroju trójkątnym. Zaokrąglony koniec migdałowatego elementu jest nieco spłaszczony, zaś ostry odchodzi w prawą stronę po skosie w dół. Klapa krokodylowa składa się z kilku elementów. Pierwszy z nich w przekroju ma kształt trójkąta równoramiennego o długich ramionach i podstawie znajdującej się po lewej stronie, zaś wierzchołku utworzonym przez ramiona - po prawej. Element ruchomy ma przekrój trójkąta rozwartego i zamocowany jest jednym z wierzchołków w jednej trzeciej długości ramienia dolnego od podstawy. Klapa dwuszczelinowa składa się z kilku elementów. Pierwszy z nich w przekroju ma kształt trójkąta równoramiennego o długich ramionach i podstawie znajdującej się po lewej stronie, zaś wierzchołek utworzony przez ramiona zlokalizowany jest po prawej. U dołu zamocowane są dwa elementy o opływowym kształcie połączone w połowie długości przekroju trójkątnego i tworzące kąt rozwarty. Przypominają one dźwignię. Klapa posiada dwa ruchome elementy. Pierwszy o migdałowatym kształcie z wywiniętym ku górze ostrym końcem jest nieduży i znajduje się tuż za zaokrąglonym końcem drugiego elementu o migdałowatym kształcie łączącym się z jedną ze znajdujących się po prawej stronie części przypominających dźwignię i przekrojem trójkątnym. Koniec zaokrąglony migdałowatego elementu jest nieco spłaszczony, zaś ostry odchodzi w prawą stronę po skosie w dół. Klapa Fowlera jest to rodzaj klapy wysklepiającej, która wysuwa się do tył o głębokość swej cięciwy przy równoczesnym odchyleniu pod pewnym kątem. Na rysunku przekrój klapy. Na górze część w kształcie trójkąta równoramiennego o długich ramionach, pomiędzy którymi znajduje się wierzchołek o najostrzejszym kącie znajdującym się po prawej stronie na rysunku. Przy wspomnianej części zamocowany element ruchomy klapy mający migdałowaty kształt, zaokrąglona część przylega do wierzchołka i łączy się z dolną częścią, do której jest przytwierdzony i która również wykazuje ruchomość. Z kolei ostra część skierowana po skosie w dół tworzy z trójkątnym elementem kąt rozwarty. Element, w którym osadzona jest część o migdałowatym kształcie, ma nieco bardziej opływowy kształt i łączy się po lewej stronie z elementem trójkątnym.

Szczególnym rodzajem klap są tzw. poszerzacze, natomiast najpopularniejszym przykładem poszerzaczy jest klapa Fowlera. Jest to rodzaj klapy wysklepiającej, która wysuwa się do tył o głębokość swej cięciwy przy równoczesnym odchyleniu pod pewnym kątem.

R17pb4QGSwST1

Ilustracja przedstawia klapę Fowlera, która jednym z elementów mechanizacji skrzydła i umieszczona jest wzdłuż krawędzi spływu. Jest to rodzaj klapy wysklepiającej, która wysuwa się do tył o głębokość swej cięciwy przy równoczesnym odchyleniu pod pewnym kątem. Na rysunku przekrój klapy. Na górze część w kształcie trójkąta równoramiennego o długich ramionach, pomiędzy którymi znajduje się wierzchołek o najostrzejszym kącie znajdującym się po prawej stronie na rysunku. Przy wspomnianej części zamocowany element ruchomy klapy mający migdałowaty kształt, zaokrąglona część przylega do wierzchołka i łączy się z dolną częścią, do której jest przytwierdzony i która również wykazuje ruchomość. Z kolei ostra część skierowana po skosie w dół tworzy z trójkątnym elementem kąt rozwarty. Element, w którym osadzona jest część o migdałowatym kształcie, ma nieco bardziej opływowy kształt i łączy się po lewej stronie z elementem trójkątnym.

Ze wszystkich urządzeń zaliczanych w skład elementów mechanizacji skrzydła, poszerzacze najskuteczniej zwiększają siłę nośną.

Przyjrzyj się rysunkowi, na którym zaprezentowano zależność pomiędzy zastosowanym urządzeniem hipernośnym a współczynnikiem siły nośnej.

Rro6i3dtHUcGI

Ilustrację podzielono na dwie części. W pierwszej przedstawiono układ współrzędnych z poziomą osią alfa w stopniach bez jednostki oraz z pionową osią C Z bez jednostki. Na płaszczyznę naniesiono dwie krzywe o podobnym kształcie. Czerwona krzywa biegnie ukośnie po linii prostej w górę w prawo przez trzecią, drugą i pierwszą ćwiartkę. W pewnym miejscu w pierwszej ćwiartce skręca w prawo w dół łagodnym łukiem. Najwyżej położony punkt krzywej zrzutowano na osie. Ma on współrzędne nawias alfa K R przecinek C Z max nawias wewnętrzny p zamknięcie nawiasu wewnętrznego zamknięcie nawiasu. Nad czerwoną krzywą znajduje się niebieska krzywa, która również w pierwszej ćwiartce na pewnej wysokości skręca w prawo i w dół łagodnym łukiem. Zrzutowano na osie najwyżej położony punkt niebieskiej krzywej. Ma on współrzędne nawias alfa K R nawias wewnętrzny k l zamknięcie nawiasu wewnętrznego przecinek C Z max nawias wewnętrzny k l zamknięcie nawiasu wewnętrznego zamknięcie nawiasu. Oba te punkty mają taką podobną pierwszą współrzędną. Najwyżej położony punkt pierwszej, czerwonej krzywej, jest mniejszy, niż drugiej. Druga część rysunku przedstawia dwa profile skrzydła ustawione pod kątem ostrym do poziomych strug powietrza. W pierwszym przypadku skrzydło posiada otwartą tylną klapę, która ma migdałowaty kształt. Otwarta klapa jest po prostu odsunięta nieco od tylnej części skrzydła. W tej sytuacji powietrze przepływa wokół skrzydła oraz między skrzydłem a klapą, nad którą tworzą się wiry. Klapa wysunięta jest całkowicie poza skrzydło, zatem wiry wytwarzające się nad klapą, wytwarzają się za skrzydłem. Przypadek drugi, klapa zamknięta. Powietrze opływa skrzydło. Wiry tworzą się za klapą i za skrzydłem, czyli niemal tak samo jak w pierwszym przypadku.

Najmniejszy współczynnik siły nośnej ma skrzydło w tzw. czystej konfiguracji.

Największy współczynnik siły nośnej daje połączenie klapy wysklepiającej z wdmuchiwaczem strumienia powietrza na grzbiet skrzydła, czyli tzw. klapy strumieniowe.

Na skrzydle samolotu dostrzeżesz również spojlery oraz hamulce aerodynamiczne. Z pozoru mogłoby się wydawać, iż jest to jedno i to samo urządzenie, ale tak nie jest. Hamulce aerodynamiczne wykorzystywane są w trakcie lotu i ich zadaniem jest zwiększenie oporu aerodynamicznego nie wpływając na siłę nośną. Spojlery powodują zmniejszenie siły nośnej na skrzydle i znaczne zwiększenie oporu. Wykorzystywane są na ziemi, w celu skrócenia dobiegu w trakcie lądowania. Ponadto, pomagają zwiększyć prędkość opadania lub ją zmniejszyć, gdy są wysuwane symetrycznie na obydwu skrzydłach. Podczas wprowadzania lub wyprowadzania samolotu z zakrętu pozwalają utrzymać odpowiednią koordynację zakrętu przez zwiększenie oporów na tym skrzydle, którego lotka idzie w górę.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Zmiana toru lotu

Każdy ruch, jaki może wykonać samolot, odbywa się wzdłuż jednej z trzech osi.

RUzBm3gApeYBC

Ilustracja przedstawia możliwe ruchy wykonywane przez samolot zorientowane względem wybranych osi. Na rysunku schematycznie zaprezentowano samolot i naniesiono osie: pionową, poprzeczną i podłużną. Oś pionowa przechodzi przez środek ciężkości samolotu i zorientowana jest pionowo. Wokół niej możliwy jest ruch nosa samolotu w prawo lub w lewo. Oś podłużna przechodzi przez środek ciężkości samolotu, wzdłuż kadłuba, to jest przez jego przód i tył. Wokół niej ma miejsce przechylanie się samolotu. Oś poprzeczna zorientowana jest wzdłuż skrzydeł samolotu i przechodzi przez środek ciężkości przecinając pozostałe osie pod kątem prostym. Ruch wokół osi poprzecznej umożliwia pochylenie samolotu, to znaczy ruch nosa w górę lub w dół. Oprócz ruchów względem wymienionych osi możliwy jest również ruch skrzydeł samolotu w górę lub w dół.

Do zmiany położenia samolotu w przestrzeni służy usterzenie.

Pochylenie samolotu odbywa się wokół osi poprzecznej samolotu.

R5bKusToo2Ci8

Ilustracja przedstawia pochylenie, to jest ruch samolotu wokół osi poprzecznej. Oś zaznaczono wzdłuż skrzydeł. Wokół samolotu w płaszczyźnie pionowej zakreślono obręcz, której środek znajduje się w środku ciężkości samolotu. Obręcz ta obejmuje przód oraz tył samolotu. Na jej obwodzie naniesiono strzałki. Lotki zlokalizowane na ogonie poruszają się w górę i w dół, powodując wychylenie się samolotu odpowiednio jego przodu w górę, a tyłu w dół względem osi poprzecznej lub przodu w dół, a tyłu w górę.

Przyciągając drążek lub wolant do siebie (nos w górę) lub odpychając go od siebie (nos w dół), zmieniamy położenie steru wysokości, którego wychylenie generuje siłę skierowaną w górę lub w dół na stateczniku poziomym.

Przechylenie samolotu odbywa się wokół osi podłużnej samolotu.

RgAZ1481RoSbS

Ilustracja przedstawia przechylenie samolotu, to jest ruch wokół osi podłużnej. Oś zaznaczono wzdłuż osi kadłuba. Wokół samolotu w płaszczyźnie pionowej zakreślono obręcz, której środek znajduje się w środku ciężkości samolotu. Lotki rozmieszczone na skrzydłach poruszają się w górę i w dół, powodując wychylenie się samolotu z osi podłużnej, a zatem na boki.

Przechylając drążek lub skręcając wolant w prawo albo w lewo, przechylamy samolot w tę samą stronę. Lotki na każdym skrzydle wychylają się w przeciwną stronę, czyli gdy jedna wychyla się do góry, druga wychyla się ku dołowi.

Różnicowe wychylenie lotek powoduje zmniejszenie i zwiększenie siły nośnej na skrzydłach (lotka w górę — zmniejszenie, w dół — zwiększenie). Nierównowaga sił powoduje obrót samolotu.

Odchyleniem nazywamy ruch samolotu wokół jego osi pionowej. Ruch ten kontrolowany jest przez pedały lub orczyk, wprawiające w ruch ster kierunku. Naciśnięcie prawego pedału do przodu powoduje wychylenie steru kierunku w prawo. Nos samolotu odchyli się w konsekwencji w prawo.

R4lu0ehJUBJo3

Ilustracja przedstawia odchylenie, to jest ruch samolotu wokół osi pionowej. Schematycznie przedstawiono samolot zorientowany poziomo, przez jego środek ciężkości poprowadzono pionową linię reprezentującą oś pionową. Ster kierunku lotu zaznaczono na ogonie, jedna z lotek (po lewej stronie samolotu) wyszczególniona została kolorem czerwonym. Wokół samolotu, na płaszczyźnie poziomej zakreślona jest obręcz, na której znajdują się strzałki wskazujące na ruch wokół osi, odpowiednio w prawo lub w lewo.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Zmiana rozkładu sił aerodynamicznych na skrzydle w różnych fazach lotu

W locie poziomym, nazywanym również ustalonym, ciężar jest równoważony przez siłę nośną, co wyraża zapis $L=Q$.

R10YyK2fAx4JQ

Ilustracja przedstawia lot poziomy samolotu. Schematycznie ukazano samolot, którego przód znajduje się po lewej stronie, zaś tył po prawej stronie. W kierunku obserwatora skierowane jest lewe skrzydło. Zaznaczono wektory opisane jako kierunek lotu, co reprezentuje pozioma strzałka skierowana w lewą stronę poprowadzona od środka ciężkości samolotu, częściowo pokrywająca się z nią strzałka odpowiadająca ciągowi samolotu T. Dalej reprezentowany przez poziomą strzałkę skierowaną w prawą stronę opór samolotu D oraz ciężar Q, któremu odpowiada strzałka skierowana w dół. Ponadto na rysunku zaznaczono wektor reprezentowany przez strzałkę wychodzącą ze środka ciężkości i skierowaną do góry, prostopadle, między innymi do wektorów T i D, co odpowiada sile nośnej L. Siła nośna równoważona jest przez siłę ciężkości.

Opór samolotu pokonywany jest przez ciąg silników bądź śmigła, czyli $T=D$. Zatem, aby siła ciągu równała się sile oporu, każda konfiguracja samolotu musi zostać zrównoważona poprzez odpowiednie ustawienie przepustnicy.

Obydwie zależności muszą być spełnione równocześnie.

Lotem poziomym samolot leci w trakcie przelotu na ustalonej wysokości i ze stałą prędkością.

W locie ślizgowym nie obserwujemy działania siły ciągu, gdyż odbywa się on z przymkniętą przepustnicą z tzw. prędkością biegu jałowego. Zatem ciąg ma wartość zerową $T=0$.

R1P5zRoPcY2iq

Ilustracja przedstawia lot ślizgowy samolotu. Schematycznie ukazano samolot, którego przód znajduje się po lewej stronie, zaś tył po prawej stronie. W kierunku obserwatora skierowane jest lewe skrzydło. Zaznaczono wektory opisane jako kierunek lotu, co reprezentuje pozioma strzałka skierowana w lewą stronę poprowadzona od środka ciężkości samolotu, częściowo pokrywająca się z nią strzałka odpowiadająca ciągowi samolotu T. Dalej reprezentowany przez poziomą strzałkę skierowaną prawą stronę opór samolotu D oraz ciężar Q, któremu odpowiada strzałka skierowana w dół. Ponadto na rysunku zaznaczono wektor reprezentowany przez strzałkę wychodzącą ze środka ciężkości i skierowaną do góry, prostopadle, między innymi do wektorów T i D, co odpowiada sile nośnej L. Siła nośna równoważona jest przez siłę ciężkości.

Lot ślizgowy nachylony jest ku ziemi pod kątem gamma $\gamma$.

Schematyczne przedstawienie działania sił aerodynamicznych przypomina układ współrzędnych, których osie przecinają się ze sobą pod kątem prostym. Dzięki temu łatwiej jest zrozumieć zachodzące zależności, zapisywane w postaci funkcji trygonometrycznych.

Zniżanie się samolotu jest celowym manewrem, w efekcie którego następuje zmiana wysokości do żądanego poziomu, charakteryzująca się zmniejszaniem odległości pomiędzy statkiem powietrznym a ziemią w konkretnym czasie. Jest to manewr spokojny i kontrolowany o stałej wartości opadania, wyrażonej zazwyczaj w stopach na minutę. Zniżanie od lotu ślizgowego odróżnia wartość siły ciągu; w przypadku zniżania ciąg jest większy od zera.

RKBTvxfbPfrZv

Ilustracja przedstawia zniżanie samolotu. Schematycznie ukazano samolot, którego przód znajduje się po lewej stronie na dole na rysunku, zaś tył u góry po prawej stronie. W kierunku obserwatora skierowane jest lewe skrzydło. Zaznaczono wektory opisane jako kierunek lotu, co reprezentuje ukośna strzałka skierowana do dołu w lewą stronę poprowadzona od środka ciężkości samolotu, częściowo pokrywająca się z nią strzałka odpowiadająca ciągowi samolotu. Dalej reprezentowany przez ukośną strzałkę skierowaną w górę w prawą stronę opór samolotu D oraz ciężar Q, któremu odpowiada strzałka skierowana w dół. Ponadto na rysunku zaznaczono wektor reprezentowany przez strzałkę wychodzącą ze środka ciężkości i skierowaną po skosie do góry w lewo, co odpowiada sile nośnej. Zaznaczono również kąt gamma znajdujący się pomiędzy wektorem wyznaczającym kierunek lotu oraz poziomą linią przechodzącą przez środek ciężkości samolotu.

Przeciwieństwem zniżania jest wznoszenie, czyli lot wznoszący.

RzGSMBql8CweM

Ilustracja przedstawia lot wznoszący samolotu. Schematycznie ukazano samolot, którego przód znajduje się po lewej stronie u góry na rysunku, zaś tył u dołu po prawej stronie. W kierunku obserwatora skierowane jest lewe skrzydło. Zaznaczono wektory opisane jako kierunek lotu, co reprezentuje ukośna strzałka skierowana do góry w lewą stronę od środka ciężkości samolotu, częściowo pokrywająca się z nią strzałka odpowiadająca ciągowi samolotu. Dalej reprezentowany przez ukośną strzałkę skierowaną w dół w prawą stronę opór samolotu D oraz ciężar Q, któremu odpowiada strzałka skierowana w dół. Ponadto na rysunku zaznaczono wektor reprezentowany przez strzałkę wychodzącą ze środka ciężkości i skierowaną po skosie do góry w prawo, to jest prostopadle, między innymi do ciągu i oporu. Zaznaczono również kąt gamma znajdujący się pomiędzy wektorem wyznaczającym kierunek lotu oraz poziomą linią przechodzącą przez środek ciężkości samolotu. W tym przypadku opór jest mniejszy niż ciąg.

Ciąg oraz opór są równoległe do toru lotu samolotu nachylonego pod kątem gamma do ziemi. Siła nośna jest prostopadła do toru lotu, natomiast ciężar samolotu działa prostopadle ku ziemi.

Siła nośna nie równoważy w całości siły ciężaru, ale jego składową, opisaną jako $W\cdot\cos\gamma$, która jest prostopadła do toru lotu.

Siła ciągu pokonuje opór samolotu oraz drugą składową siły ciężaru, opisaną jako $W\cdot\sin\gamma$, która jest równoległa do toru lotu.

Kąt wznoszenia samolotu będzie tym większy, im większa będzie nadwyżka ciągu nad oporem oraz mniejszy ciężar samolotu. Im większy kąt wznoszenia, tym większa siła ciągu jest potrzebna, aby utrzymać dany kąt.

Wartość kąta wznoszenia gamma możemy obliczyć ze wzoru:

Zatem, aby otrzymać jak największą wartość kąta wznoszenia, opór i ciężar powinny zostać zminimalizowane.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Wznoszenie pionowe

Przy okazji omawiania $\text{III}$ zasady dynamiki Newtona, rozważaliśmy przypadek startującej rakiety kosmicznej.

RnipGkbdGnNj0

Ilustracja przedstawia pionowe wznoszenie samolotu. Schematycznie ukazano samolot, którego przód znajduje się u góry na rysunku, zaś tył u dołu. W kierunku obserwatora skierowane jest lewe skrzydło. Zaznaczono wektory opisane jako kierunek lotu, co reprezentuje pionowa strzałka skierowana do góry. Dalej reprezentowany przez pionową strzałkę w górę ciąg T, przez pionową strzałkę w dół opór samolotu D oraz ciężar Q również przez strzałkę skierowaną w dół. W tym przypadku opór jest znacznie mniejszy niż ciąg.

Siła ciągu równoważy siłę oporu i ciężaru. W tym przypadku powierzchnie aerodynamiczne statku powietrznego nie wytwarzają siły nośnej, toteż ma ona wartość zero.

Sprawdźmy, jak samolot skręca.

Ten rodzaj manewru związany jest z występowaniem siły odśrodkowej. Samolot wykonuje prawidłowy zakręt przez przechylenie.

R1DaW72P3qyfX

Ilustracja przedstawia schemat zakrętu prawidłowego samolotu. Na rysunku znajduje się samolot ustawiony kabiną pilota do obserwatora. Jego skrzydła są zorientowane po skosie od lewej do prawej, od dołu do góry. W takiej sytuacji siła odśrodkowa jest równa składowej bocznej. Od środka samolotu poprowadzono wektor skierowany w lewo i opisany składowa boczna, reprezentująca go strzałka równa długości strzałki skierowanej w prawo opisanej jako siła odśrodkowa. W lewą po skosie do góry poprowadzono wektor reprezentujący siłę nośną, a do góry pionowo wektor odpowiadający składowej pionowej. Ponadto pionowo w dół zorientowany jest wektor reprezentujący ciężar, a po skosie w dół w prawą stronę wektor wypadkowej obciążenia.

W zakręcie prawidłowym siła odśrodkowa równa się wartości składowej bocznej. Ciężar samolotu skierowany jest prostopadle do ziemi, a siła odśrodkowa działa na zewnątrz toru lotu. Siła oporu i ciąg działają stycznie do toru lotu, a siła nośna działa w płaszczyźnie symetrii samolotu. Opór jest pokonywany przez ciąg, natomiast siła nośna musi zrównoważyć ciężar samolotu oraz siłę odśrodkową.

Przyrządem do koordynowania zakrętów jest chyłomierz połączony z zakrętomierzem poprzecznym lub bardziej współczesny koordynator zakrętów, który jest urządzeniem żyroskopowym. Wskaźnik ma postać sylwetki samolotu widzianego od tyłu.

R1BtihgnkFiMX

Ilustracja przedstawia tarczę chyłomierza połączonego z zakrętomierzem poprzecznym lub bardziej współczesny koordynator zakrętów - urządzenie żyroskopowe. Jest na nim napis turn coordinatior oraz kierunki left i right. Wskaźnik na postać samolotu obserwowanego od tyłu. Poniżej znajduje się kulka w poziomej skali. Znajduje się na jej środku. Co reprezentuje zakręt prawidłowy.

Jeżeli zakręt jest skoordynowany, to kulka jest „w środku”, ponieważ siła odśrodkowa oraz składowa boczna równoważą się.

Zakręt nieprawidłowy z wyślizgiem charakteryzuje się znoszeniem samolotu w stronę zewnętrzną zakrętu. Zwiększenie promienia w zakręcie będzie związane z naborem wysokości. Wyślizg spowodowany jest brakiem zrównoważenia siły odśrodkowej przez składową siły nośnej. Przy wyślizgu oderwanie strugi następuje na skrzydle wewnątrz zakrętu, co powoduje wzrost przechylenia i powstaje ryzyko wejścia w korkociąg.

R1NXrwDvC48r4

Ilustracja przedstawia schemat wślizgu samolotu. Na rysunku znajduje się samolot ustawiony kabiną pilota do obserwatora. Jego skrzydła są zorientowane po skosie od lewej do prawej, od dołu do góry. W takiej sytuacji siła odśrodkowa jest większa od składowej bocznej. Od środka samolotu poprowadzono wektor skierowany w lewo i opisany składowa boczna, reprezentująca go strzałka jest krótsza od strzałki skierowanej w prawo opisanej siła odśrodkowa. W lewą po skosie do góry poprowadzono wektor reprezentujący siłę nośną, a do góry pionowo wektor odpowiadający składowej pionowej. Ponadto pionowo w dół zorientowany jest wektor reprezentujący ciężar, a po skosie w dół w prawą stronę wektor wypadkowej obciążenia.

RIMIFCw2mzK0A

Ilustracja przedstawia tarczę chyłomierza połączonego z zakrętomierzem poprzecznym lub bardziej współczesny koordynator zakrętów - urządzenie żyroskopowe. Jest na nim napis turn coordinatior oraz kierunki left i right. Wskaźnik na postać samolotu obserwowanego od tyłu. Poniżej znajduje się kulka w poziomej skali. Jest przesunięta jest na lewą stronę. Co reprezentuje znoszenie samolotu w stronę wewnętrzną zakrętu.

Zakręt nieprawidłowy z ześlizgiem cechuje się znoszeniem samolotu w stronę zewnętrzną zakrętu. Powodem ześlizgu jest zazwyczaj niedostateczne użycie siły na sterze kierunku przy dużym przechyleniu (lotki).

RfFSFYmHsufvW

Ilustracja przedstawia schemat ześlizgu samolotu. Na rysunku znajduje się samolot ustawiony kabiną pilota do obserwatora. Jego skrzydła są zorientowane po skosie od lewej do prawej, od dołu do góry. W takiej sytuacji siła odśrodkowa jest mniejsza od składowej bocznej. Od środka samolotu poprowadzono wektor skierowany w lewo i opisany składowa boczna, reprezentująca go strzałka jest dłuższa od strzałki skierowanej w prawo opisanej siła odśrodkowa. W lewą po skosie do góry poprowadzono wektor reprezentujący siłę nośną, a do góry pionowo wektor odpowiadający składowej pionowej. Ponadto pionowo w dół zorientowany jest wektor reprezentujący ciężar, a po skosie w dół w prawą stronę wektor wypadkowej obciążenia.

Rj5kd9aBzAQgo

Ilustracja przedstawia tarczę chyłomierza połączonego z zakrętomierzem poprzecznym lub bardziej współczesny koordynator zakrętów - urządzenie żyroskopowe. Jest na nim napis turn coordinatior oraz kierunki left i right. Wskaźnik na postać samolotu obserwowanego od tyłu. Poniżej znajduje się kulka w poziomej skali. Jest przesunięta jest na prawą stronę. Co reprezentuje znoszenie samolotu w stronę zewnętrzną zakrętu.

Zarówno przy ześlizgu, jak i wyślizgu, zaburzony zostaje przepływ powietrza wokół skrzydeł i następuje utrata siły nośnej na jednym ze skrzydeł.

Głównym zagrożeniem w ześlizgu jest związana z nim utrata wysokości. Oderwanie strugi następuje w ześlizgu nad skrzydłem zewnętrznym, co powoduje wyrównanie przechylenia i wzrost stabilności.

Omawiając zjawiska związane z zakrętami samolotu, nie można pominąć kwestii związanych ze współczynnikiem przeciążenia.

Miarą obciążenia konstrukcji skrzydła samolotu siłami aerodynamicznymi, wynikającymi z rozkładu ciśnień, jest współczynnik przeciążenia.

Współczynnik ten jest stosunkiem siły nośnej do ciężaru samolotu.

gdzie:
$n$ — współczynnik przeciążenia,
$P_z$ — siła nośna,
$Q$ — siła ciężaru.

W locie poziomym współczynnik przeciążenia wynosi jeden.

Z kolei w prawidłowym zakręcie współczynnik przeciążenia osiąga wartość mniejszą od $1$:

gdzie $\varphi$ jest wielkością kąta przechylenia.

Im większy kąt przechylenia w prawidłowym zakręcie, tym większy współczynnik przeciążenia, który działa zarówno na konstrukcję samolotu, jak i organizm pilota.

Wielkość współczynnika przeciążenia uzależniona jest od wielkości kąta przechylenia w zakręcie, prędkości lotu oraz promienia zakrętu.

Im mniejszy promień zakrętu oraz większa prędkość w zakręcie, tym większy współczynnik przeciążenia.

Z możliwością manewrowania samolotem i wpływaniem na tor jego lotu wiążą się pojęcia stateczności i sterowności. Statecznością statku powietrznego nazywamy jego zdolność do powrotu do stanu równowagi po jej utracie. Sterownością nazywamy jego zdolność do zmiany stanu ustalonego lotu pod wpływem wychylenia odpowiedniego steru.

Co to oznacza?

Decydujący wpływ na stateczność i sterowność statku powietrznego mają kąt wzniosu, skosu, zaklinowania oraz zwichrzenia skrzydła. Kątem wzniosu skrzydła nazywamy kąt pomiędzy płaszczyzną prostopadłą do osi symetrii płata i płaszczyzną cięciw. Wznios może być dodatni albo ujemny. Wznios dodatni poprawia stateczność kierunkową statku powietrznego, natomiast ujemny poprawia jego sterowność. Stąd też samoloty pasażerskie posiadają zazwyczaj dodatni kąt wzniosu, natomiast samoloty myśliwskie charakteryzują się kątem ujemnym.

R11saDbGGvr6m

Ilustracja przedstawia dwa rodzaje wzniosów skrzydeł samolotu. Schematycznie ukazano tyły dwóch samolotów, jeden nad drugim. Od ich środków poprowadzono strzałki w dół opisane literą zet. Na wysokości, na której skrzydła odchodzą od kadłuba poprowadzono poziomą przerywaną linię. Na górze skrzydła są odchylone ku górze od osi poziomej i jest to wznios dodatni, a poniżej ku dołowi, co reprezentuje wznios ujemny. Na ilustracji pomiędzy poziomymi liniami a odchyleniem skrzydeł zaznaczono również kąty.

Dla skrzydła o stałej szerokości płata kąt skosu skrzydła zawarty jest między krawędzią natarcia skrzydła a płaszczyzną prostopadłą do cięciwy środkowego profilu.

Dla skrzydła o zmiennej szerokości płata jest nim kąt pomiędzy prostą łączącą punkty na skrzydle leżące w odległości $0,25$ cięciwy od krawędzi natarcia skrzydła, a tą samą płaszczyzną prostopadłą do cięciwy środkowego profilu.

Skos skrzydła ku tylnej części kadłuba (w stronę ogona samolotu) określany jest jako dodatni kąt skosu lub po prostu kąt skosu, w przeciwnym przypadku mówimy o ujemnym skosie skrzydła.

R1THvmCsury47

Ilustracja przedstawia pięć możliwych skosów skrzydeł, co zaprezentowano z wykorzystaniem układów współrzędnych. Oś pionową oznaczono iksem, zaś oś poziomą igrekiem. Pierwsze skrzydło bez skosu reprezentowane przez prostokąt, którego jeden z dłuższych boków pokrywa się z osią igrek, a jeden z krótszych z osią iks poniżej osi igrek. Następnie skrzydło ze skosem krawędzi natarcia przedstawione jako trapez prostokątny, którego dłuższa podstawa znajduje się na osi iks poniżej osi igrek, jedno z ramion wychodzi z początku układu współrzędnych, zaś drugie jest równoległe do osi igrek. Zaznaczono kąt pomiędzy osią igrek oraz ramieniem wychodzącym z początku układu współrzędnych. Dalej skos zdefiniowany na pięćdziesiąt procent cięciwy skrzydła. Ponowie reprezentowany jest on przez trapez prostokątny, którego dłuższa podstawa znajduje się na osi iks, a jej środek stanowi punkt przecięcia osi iks i igrek. Jedno z ramion trapezu znajduje się nad osią igrek i jest do niej równoległe, zaś drugie przecina oś igrek. Krótsza postawa, prostopadła do osi igrek znajduje się nad nią. zaznaczono kąt pomiędzy osią igrek oraz odcinkiem poprowadzonym od początku układu współrzędnych i przecinającym w połowie krótszą podstawę. Następnie przedstawiono skos zdefiniowany na dwadzieścia pięć procent cięciwy skrzydła. Ponownie jest on reprezentowany przez trapez, którego dłuższa podstawa pokrywa się z osią iks, a punkt przecięcia osi dzieli ją w stosunku jeden do trzech tak, że krótsza część znajduje się nad osia igrek. Krótsza podstawa trapezu znajduje się pod osią igrek, a na rysunku zaznaczono kąt znajdujący się pomiędzy osią igrek i odcinkiem poprowadzonym od początku układu współrzędnych i przecinającym, licząc od góry w jednej czwartej krótszą podstawę trapezu. Ostatnie skrzydło ze skosem krawędzi spływu reprezentowane jest przez trapez, którego dłuższa podstawa znajduje się na osi iks, nad osią igrek i wychodzi z punktu przecięcia osi. krótsza podstawa znajduje się pod osią igrek. Na rysunku zaznaczono kąt znajdujący się pomiędzy osią igrek i ramieniem trapezu wychodzącym z początku układu współrzędnych i znajdującym się pod osią igrek.

Kąt zaklinowania skrzydła to stały kąt pomiędzy cięciwą profilu a osią podłużną kadłuba.

R9iWxqW9lUiT9

Ilustracja przedstawia różne kąty charakterystyczne, wpływające na stateczność samolotu. Po lewej stronie znajduje się samolot skierowany po skosem ku górze w lewą stronę. Od jego lewego skrzydła poprowadzono linie tworzące kąty. Pierwszy od góry znajduje się kąt zaklinowania równy trzem stopniom. Z kolei pierwszy od dołu przedstawiono kąt wznoszenia wynoszący minus pięć stopni. Dalej zaznaczono pochylenie obejmujące kąt wznoszenia i przylegający u góry do kąta zaklinowania wynoszący czternaście stopni. Ostatni zaznaczony kąt to kąt natarcie, który to pokrywa się z kątem zaklinowania wynoszącym trzy stopnia i przylega do górnego ramienia kąta wznoszenia wynoszącego pięć stopni. Zatem kąt natarcia wynosi dwanaście stopni, ponieważ kąt natarcie równa się pochylenie, dodać kąt zaklinowania, dodać kąt wznoszenia. Zatem dwanaście stopni równa się czternaście stopni, dodać trzy stopnie, dodać nawias minus pięć stopni zamknięcie nawiasu.

Zwichrzenie skrzydła charakteryzuje się tym, że cięciwy profili w kolejnych przekrojach nie leżą w jednej płaszczyźnie, tworząc kąt zwany kątem zwichrzenia skrzydła.

Istnieją dwa sposoby zwichrzenia skrzydła: geometryczne i aerodynamiczne. Zwichrzenie geometryczne polega na skręceniu profili wzdłuż rozpiętości. Zwichrzenie aerodynamiczne powstaje wskutek zastosowania różnych profili wzdłuż rozpiętości, które mają odpowiednio inne kąty odpowiadające zerowej sile nośnej.

R17KUfJovBi8v

Ilustracja przedstawia dwa rodzaje zwichrzenia skrzydła samolotu. Zwichrzenie geometryczne występuje, kiedy podstawa skrzydła odegnie się o większy kąt od poziomu niż końcówka skrzydła. Zwichrzenie aerodynamiczne występuje gdy końcówka i podstawa skrzydła zostają w jednej płaszczyźnie.

Zwichrzenie skrzydła jest stosowane po to, aby ujednorodnić dystrybucję oderwania strug powietrza wzdłuż rozpiętości oraz aby zminimalizować opór indukowany; wiąże się to w ogólnym przypadku z obniżeniem całkowitej siły nośnej.

Stateczność i sterowność samolotu są wypadkową zamontowanych elementów konstrukcyjnych samolotu, przez co kształtują właściwości lotne samolotu. Stateczność dzielimy na statyczną i dynamiczną.

R2nHAcrhdMI2X

Ilustracja przedstawia trzy rodzaje stateczności. Stateczność statyczna dodatnia została ukazana w sposób umieszczenia kuli w półokrągłym zagłębieniu. Przy ruchu kulka nie wypada tylko wraca z powrotem na środek zagłębienia. Stateczność statyczna neutralna ukazana jako położenie kulki na równi, przy ruchu kulka przesuwa się na płaskim podłożu i zostaje tam gdzie się przesunęła. Stateczność statyczna ujemna ukazana została jako kula na wypukłym podłożu, przy ruchu spada ona w dół.

Stateczność statyczna to pierwotna tendencja samolotu do powrotu do początkowego położenia po wytrąceniu z tego stanu. Aby samolot mógł być stateczny dynamicznie, musi być również stateczny statycznie. Stateczność dynamiczna ocenia, w jaki sposób samolot będzie powracał do początkowego położenia. Jeżeli samolot nie wykazuje tendencji do powrotu do pierwotnego położenia, to mówimy, iż jest niestateczny statecznie, a o wielkości jego niestateczność decyduje stopień wygłuszenia. Stateczność dynamiczna może być obojętna, dodatnia bądź ujemna. O jej rodzaju decyduje typ oscylacji amplitudy.

W celu ugruntowania wiedzy nabytej w tym materiale, można przejść do gry edukacyjnej Aerodynamika i mechanika lotu — zrozumieć podstawyDJoPPgll3gry edukacyjnej Aerodynamika i mechanika lotu — zrozumieć podstawy.

Powrót na górę strony16Powrót na górę strony

Powrót do spisu treściD1FfEi7LjPowrót do spisu treści

Materiały multimedialne spójne tematycznie

• Prawa i zjawiska opisujące powstawanie siły nośnej, rozkład sił na płacie, zasady mechaniki lotuDIiTRhMlHPrawa i zjawiska opisujące powstawanie siły nośnej, rozkład sił na płacie, zasady mechaniki lotu

• Aerodynamika i mechanika lotu - zrozumieć podstawyDJoPPgll3Aerodynamika i mechanika lotu - zrozumieć podstawy

• Wizualizacja opływuD1BZ7kIOyWizualizacja opływu