Lot poziomy
Przez większą część każdego lotu (ponad 50%) mamy do czynienia z lotem poziomym. Lot poziomy zachodzi wtedy, gdy moc rozporządzalna równa jest mocy potrzebnej, czyli gdy ciąg równoważy opór, a siła nośna ciężar samolotu. Moc potrzebna lotu może być większa lub mniejsza w zależności od prędkości lotu. Prędkość zależy od kąta natarcia, czyli od ustawienia samolotu względem strug powietrza. Gdy lecimy na minimalnej mocy, przy minimalnym jednostkowym zużyciu paliwa osiągamy prędkość największej długotrwałości lotu. Gdy na przykład samolot musi czekać na poprawę pogody do lądowania lub wykonać długotrwałe oczekiwania, wtedy mamy do czynienia z prędkością największej długotrwałości lotu.
Prędkość największego zasięgu jest bardzo ważna dla osiągów samolotu, pozwala osiągać znaczne odległości przelotu przy wykorzystywaniu posiadanego zapasu paliwa. Dla tej prędkości przelotu właściwym jest najmniejszy wskaźnik zużytego paliwa do przelecianej odległości, co osiąga się zwykle poniżej 75% mocy maksymalnej przy odpowiednim „zubożeniu” mieszanki paliwowo-powietrznej.
Dla zwiększenia prędkości w locie poziomym należy:
– zwiększyć moc utrzymując sterem kierunku kulkę chyłomierza w środku,
– w miarę wzrostu prędkości stopniowo obniżać położenie nosa samolotu na horyzoncie utrzymując lot poziomy (wariometr wskazuje 0),
– dostosować moc do osiągniętej – żądanej prędkości,
– wytrymerować samolot trymerem steru wysokości („ciężki na nos”),
– skorygować moc, projekcję na horyzoncie, użyć trymerów wg potrzeb.
Przy zmniejszaniu prędkości lotu poziomego, ogólnie czynności będą odwrotne. Przy zmianie parametrów lotu poziomego każdorazowo kolejność czynności pilota powinna być następująca: MOC -> PROJEKCJA -> TRYMER.
Siła nośna
Siła nośna zależy od kształtu profilu skrzydła, kąta natarcia, pod którym skrzydło jest ustawione do napływających strug powietrza, ciśnienia dynamicznego przepływu (a więc gęstości i prędkości przepływającego powietrza) oraz od powierzchni skrzydła.
Środek parcia przy zmianie kąta natarcia przemieszcza się wzdłuż cięciwy w sposób zależny od kształtu profilu.
Dla profili symetrycznych środek parcia, prawie w całym użytkowym zakresie kątów natarcia, nie zmienia swego położenia i nie daje w związku z tym dodatkowego momentu.
Dla profili w kształcie litery „S” tzw. samostatecznych, z podgiętą do góry krawędzią spływu, przy wzroście kątów natarcia środek parcia przesuwa się do tyłu, co określamy jako odwrotną wędrówkę środka parcia, a powstający moment jest zadzierający.
Dla profili niesymetrycznych, ze wzrostem kątów natarcia, środek parcia przesuwa się do przodu, co określamy jako normalną wędrówkę środka parcia. Ze zmianą położenia środka parcia zmienia się także wielkość i kierunek siły aerodynamicznej. Zmiany te głównie powodują powstanie momentu pochylającego krawędź natarcia ku dołowi. Na profilu można wyznaczyć jeden taki punkt, względem którego momenty sił aerodynamicznych są wielkością stałą, przy stałej prędkości lotu w dużym zakresie kątów natarcia. Punkt ten nazywamy punktem neutralnym skrzydła.
Punkt neutralny skrzydła może być traktowany także jako punkt przyłożenia tylko samych przyrostów siły nośnej skrzydła, powstałych w wyniku zmiany kątów natarcia. Analogicznie rzecz ma się z usterzeniem poziomym, które również ma swój punkt neutralny.
Punkt przyłożenia wypadkowej przyrostu siły nośnej skrzydła i usterzenia poziomego przy zmianie kąta natarcia nazywa się punktem neutralnym samolotu. Ze względu na różnice powierzchni, przyrost siły nośnej na skrzydle jest zawsze większy niż na usterzeniu poziomym i z tego powodu punkt neutralny samolotu znajduje się w większości na cięciwie skrzydła. Zakres i charakter zmian położenia punktu neutralnego ma decydujące znaczenie przy określaniu stateczności podłużnej samolotu.
Klapy tylne
Klapy tylne są to urządzenia powszechnie stosowane, które zwiększają wysklepienie profilu oraz przesuwają siłę nośną w stronę krawędzi spływu. Są użyteczne ponieważ pozwalają zwiększyć stopień zniżania bez przyrostu prędkości lotu, zwiększają współczynnik siły nośnej oraz zmniejszają prędkość minimalną, ale niestety także zmniejszają krytyczny kąt natarcia o około 3-5 stopni.
Klapy zwykłe – najprostsze spośród wymienionych. Powodują przyrost współczynnika siły nośnej oraz znaczny wzrost oporu, przesuwają siłę nośną do tyłu, przez co powodują powstanie momentu nurkującego.
Klapy krokodylowe – odchylają dolną powierzchnię w pobliżu krawędzi spływu. Powodują nieznacznie większy przyrost współczynnika siły nośnej, niż klapy zwykłe. Przyrost oporu jest również znaczny, powodowany dużą turbulencją powstającą za krawędzią spływu.
Klapy szczelinowe – powodują również znaczny przyrost siły nośnej jak poprzednie. Poprzez przepływ strumienia, z dolnej części skrzydła nad górną klapy, opóźniony zostaje moment oderwania strugi, a bardziej odchylona w dół struga dodatkowo zwiększa współczynnik siły nośnej. Ten typ klap zastosowano między innymi na An-2.
Klapy Fowlera – spośród wymienionych są najbardziej efektywne. Oprócz wysklepienia profilu, poprzez wysunięcie klapy do tyłu zwiększają także powierzchnię skrzydła. Kombinacja tych dwóch czynników daje znaczny przyrost siły nośnej, przy porównywalnie niewielkim wzroście oporu.
Urządzenia supernośne na krawędzi natarcia skrzydła
Na krawędzi natarcia umieszcza się zwykle skrzela lub klapy przednie. Na samolotach General Aviation, klap przednich już się raczej nie stosuje. Są one stosowane zazwyczaj w dużych samolotach pasażerskich i wojskowych. Skrzela pozwalają zwiększyć w mniejszym stopniu współczynnik siły nośnej (średnio o około 30%), a w większym krytyczny kąt natarcia – o około 10-15 stopni.
Skrzela stałe – poprzez dodatkowy opływ górnej powierzchni skrzydła – szczególnie na dużych kątach natarcia – zapobiegają przedwczesnemu oderwaniu strugi. Na małych kątach natarcia są nieprzydatne. Ten typ skrzeli zastosowano na samolocie „Wilga”.
Skrzela ruchome – działają tak samo jak stałe, ale na małych kątach natarcia są w położeniu zamkniętym, przylegając do skrzydła, przez co nie powodują dodatkowego oporu. Otwarcie skrzeli może następować automatycznie – pod działaniem sił aerodynamicznych (tak jak AN-2) lub ręcznie – według woli pilota. W praktyce w poszczególnych konstrukcjach samolotów łączone są różne rozwiązania konstrukcyjne, dla osiągnięcia celu jaki zakłada konstruktor.
Opór
Całkowity opór skrzydła składa się z:
- oporu indukowanego
- oporu tarcia
- oporu kształtu
- oporu interferencyjnego
- oporu szczelinowego
- oporu falowego (na prędkościach większych od prędkości dźwięku).
Procentowy udział poszczególnych oporów zależy od:
- kształtu profilu
- kształtu skrzydła (obrysu)
- prędkości lotu
Opór indukowany
Opór indukowany jest to jedyny rodzaj oporu, który powstaje razem z powstaniem siły nośnej, a więc wiąże się także ściśle z jej wielkością oraz z obrysem skrzydła. Opór indukowany rośnie, gdy rośnie siła nośna, a więc wzrastają kąty natarcia, powiększa się wówczas różnica ciśnień nad i pod skrzydłem, co powoduje bardziej intensywne wyrównywanie tych ciśnień poprzez opływ końcówek skrzydła, oraz wzrost zawirowań za skrzydłem. A więc, im skrzydło jest o większym wydłużeniu i ma mniejszą cięciwę na końcu, tym opływ końcowy jest mniej intensywny i mniejszy jest opór indukowany. Czyli przy małym wydłużeniu i dużych kątach natarcia, a więc i małych prędkościach opór indukowany jest duży. Dlatego szybowce latające ze stosunkowo małymi prędkościami przy dużych współczynnikach siły nośnej, a więc przy dużym udziale oporu indukowanego, dla jego zmniejszenia mają znacznie zwiększone wydłużenia skrzydeł. I odwrotnie, szybkie samoloty latające na małych kątach natarcia mają mały współczynnik oporu indukowanego, a więc mogą mieć skrzydła o mniejszym wydłużeniu.
Opór tarcia
Opór tarcia zależy od charakteru opływu w warstwie przyściennej. Jeśli opływ w warstwie przyściennej ma charakter laminarny – opór jest mały, jeśli turbulentny, to opór tarcia jest duży. W celu zmniejszenia tego oporu stosuje się profile laminarne oraz dużą gładkość powierzchni.
Opór kształtu
Opór kształtu jest wynikiem wirów powstających za opływanym ciałem, które powodują dodatkowy opór. Minimalizować ten opór można przez stosowanie, tam gdzie jest to możliwe, kształtów opływowych zbliżonych do kształtu kropli lub osłon niektórych elementów na samolocie jak: podwozia, anten, piasty śmigła.
Opór interferencyjny
Opór interferencyjny jest wynikiem oddziaływania na siebie poszczególnych elementów samolotu. Okazuje się, że suma oporów wszystkich części samolotu daje mniejszą wartość oporu niż samolot jako całość. Ten dodatkowy opór nazywa się interferencyjnym. Najsilniej interferencja występuje pomiędzy kadłubem, a skrzydłem, a na samolotach wielosilnikowych także pomiędzy osłonami silników, a skrzydłem. Opór ten można zredukować poprzez odpowiednie wyprofilowanie stykających się elementów lub przez właściwy układ i ich usytuowanie.
Opór szczelinowy
Opór szczelinowy wynika z zawirowań powstałych na skrzydle z powodu istniejących szczelin, przez które może dodatkowo następować wyrównywanie ciśnień. Może być usunięty poprzez eliminację szczelin na skrzydle.
Tekst w oparciu o literaturę „Podręcznik pilota samolotowego” – Jerzy Domicz, Lech Szutowski.
