На лётно-методических конференциях у членов экипажей самолётов Як-40 часто возникают вопросы, связанные с пилотированием этих машин в условиях полётов на углах атаки, близких к критическим. Как показывает опыт, практика пилотирования этих воздушных судов в различных полётных конфигурациях, экипажи, попадая в такую обстановку, иной раз не всегда могут найти оптимальные решения. Особенно реален выход самолёта Як-40 на критические углы атаки во время предпосадочного снижения. А как известно, этот участок полёта является наиболее ответственным. Поэтому в условиях острого дефицита времени на посадке от лётного состава требуется максимум внимания и осторожности, чтобы суметь своевременно и грамотно парировать любые, даже малейшие отклонения от нормальных параметров полёта.

Выход самолёта Як-40 на большие углы атаки происходит чаще всего при посадке. После выравнивания с целью уменьшения скорости до посадочной выполняется этап выдерживания. В процессе его пилот, соразмерно уменьшению скорости, движением колонки штурвала "на себя" увеличивает угол атаки самолёта вплоть до посадочного, что составляет примерно 8 - 14 градусов. Если посмотреть на зависимость коэффициента подъёмной силы C_y от угла атаки a (рис. 1), то увидим, что примерно на a = 15 градусов нарушается линейность зависимости C_y(a). Это свидетельствует о начале срыва потока с крыла на этом унгле атаки. При дальнейшем увеличении a зона срыва расширяется. Коэффициент C_y достигает максимального значения и начинает резко уменьшаться. Угол атаки, при котором C_y достигает максимального значения, называется критическим (a_кр). При неотклонённых закрылках (d_з = 0) a_кр = 17,5 градусов. Для самолёта Як-40 с закрылками, отклонёнными на d_з = 15, 20 и 35 градусов, a_кр соответственно равен 18, 19 и 18 градусам. Таким образом, на этапе выдерживания появляется реальная опасность выхода самолёта на углы атаки, большие критических.

Остановимся более подробно на физической сущности уменньшения коэффициента подъёмной силы после a_кр.

Для лучшего понимания этого явления рассмотрим обтекание на больших углах атаки профиля, аналогичного профилю крыла самолёта Як-40 (рис. 2). Это крыло набрано ламинаризованными профилями с различной относительной толщиной ( = 13,9 - 15 процентов) и различной относительной кривизной ( = 1,1 - 1,5). Профиль, как видим, достаточно толстый и несколько искривлённый. У таких профилей на верхней поверхности реализуется картина давления со сглаженным пиком разрежения и умеренным положительным градиентом давления в хвостовой части профиля. Толщина пограничного слоя по мере приближения к задней кромке увеличивается. Затем под действием положительного градиента давления он отрывается вначале у задней кромки.

Физическая картина этого явления в следующем. При определённой величине градиента давления силы его достигают такой величины, которой оказывается достаточно, чтобы заставить частицы воздуха в пристеночной области пограничного слоя двигаться против основного течения. Вначале за счёт этого противодействия частицы воздуха останавливаются в некотором сечении и вскоре начинают двигаться навстречу основному потоку (см. эпюру скоростей, рис. 2). Происходит перераспределение скоростей течения воздуха в пограничном слое, приводящее к отрыву потока от поверхности профиля. С ростом угла атаки положительный градиент давления увеличивается, точка отрыва потока сдвигается к передней кромке, и зона срыва расширяется. Таким образом, на крыле самолёта Як-40 срыв потока начинается на задней кромке крыла, а затем, по мере увеличения угла атаки, перемещается к передней.

Теперь рассмотрим обтекание крыла самолёта Як-40 в целом. Опять же для лучшего понимания физики явлений, происходящих на этом крыле, рассмотрим вначале обтекание прямоугольного крыла (рис. 3). Такое крыло обтекается, как правило, плоскопараллельным потоком. В концевых же сечениях, вследствие его перетекания, давления на нижних и верхних поверхностях крыла стремятся выравняться. Это приводит к уменьшению аэродинамической нагрузки этих сечений. В результате наибольшее своё значение коэффициент подъёмной силы сечений для прямоугольного крыла имеет в корневых сечениях, а при приближении к торцам крыла уменьшается (рис. 3). С увеличением угла атаки (a₂ > a₁) кривая (Z) практически эквидистантно смещается вверх. На рис. 3 и на всех последующих через Z обозначена координата размаха крыла l, а через l/2 - конец крыла. Отрыв потока на крыле происходит при достижении некоторого значения коэффициента , который называется коэффициентом подъёмной силы сечений начала срыва потока и обозначается через _нс. Для прямоугольного крыла из-за плоскопараллельного потока коэффициент _нс имеет постоянное значение вдоль всего размаха крыла. В итоге на прямоугольном крыле, с увеличением угла атаки, достигает значений _нс впервые в корневых сечениях, а значит, в этих сечениях впервые появится

срыв потока. Зона срыва потока определяется так, как это показано на рис. 3.

У стреловидного крыла, вследствие пространственного характера обтекания, картина совершенно иная (рис. 4). На конце крыла за счёт поджатия струек коэффициент подъёмной силы сечений возрастает. А так как за счёт перетеканий воздуха к торцам крыла происходит набухание пограничного слоя в концевых сечениях, а зона срыва потока на данном определяется аналогично, как и для прямоугольного крыла.

Крыло самолёта Як-40 имеет, как отмечалось выше, трапециевидную форму и обтекается с рядом особенностей. Прежде всего это совмещение особенностей обтекания прямоугольного и стреловижного крыльев. На трапециевидном крыле так же, как и на прямоугольном, за счёт концевых перетеканий, давления на нижней и верхней поверхностях крыла стремятся выравняться. Коэффициент за счёт этого стремится к уменьшению в концевых сечениях. Одновременно, так же, как и на стреловидном крыле, происходит поджатие струек, обтекающих трапециевидное крыло, и коэффициент будет стремиться возрасти в концевых сечениях.

Таким образом, на крыле самолёта Як-40 коэффициент , с одной стороны, стремится к уменьшению своих значений в концевых сечениях, а с другой - к их увеличению. Суммарный эффект приводит к распределению по размаху Z трапециевидного крыла, как это показано на рис. 5. С увеличением угла атаки срыв потока с крыла самолёта Як-40 впервые наступает не в корневых сечениях, как это имеет место на прямоугольном крыле, и не в концевых, как на стреловидном, а в некоторой зоне, которая на рис. 5 заштрихована.

Как видим, эта зона частично захватывает элероны, а значит, эффективность их в этом случае снижается. Это обстоятельство экипажу необходимо учитывать. С увеличением угла атаки зона срыва потока расширяется, и при a = a_кр коэффициент C_y достигает своего максимального значения. Дальнейшее увеличение a вызывает уже полный срыв потока со всего крыла, и коэффициент C_y резко падает (рис. 1). Экипаж воздушного судна ощущает срыв потока с крыла по вибрации самолёта, которая усиливается по мере приближения к a_кр.

Вывод такой: если при посадке на этапе выдерживания пилот, увеличивая угол атаки соразмерно уменьшению скорости полёта, по каким-либо причинам превысит критический угол атаки, то вместо ожидаемого роста подъёмной силы произойдёт её резкое падение. В этом случае самолёт может спарашютировать к земле с большой вертикальной скоростью. А если при этом выравнивание произошло на повышенной высоте, возможна поломка шасси или грубое приземление с последующим отделением от земли и повторением этого цикла.

Особенно большая вероятность выхода самолёта Як-40 на a > a_кр, когда при посадке пилотом допускаются ошибки в пилотировании такие, как высокое выравнивание или взмывание. Если командиром экипажа неправильно определена высота начала выравнивания или он резко отклонил колонку штурвала на себя в начале выравнивания, то именно в этом случае оно будет закончено на повышенной высоте. Остаётся добавить, что теперь, если не зафиксировать колонку штурвала в данном положении, как того требует руководство по лётной эксплуатации, а продолжать отклонять на себя, то при достижении угла атаки, большего критического, самолёт как раз и спарашютирует с повышенной вертикальной скоростью. К чему это может привести, мы уже говорили.

Аналогичная ситуация может создаться также при взмывании, когда на этапе выдерживания пилот несоразмерно уменьшению скорости резко отклонит колонку штурвала на себя. В этом случае угол атаки также резко увеличится. Вначале при a < a_кр подъёмная сила самолёта возрастёт, а при достижении a > a_кр резко уменьшится.

Таким образом, именно при посадке сохраняется реальная угроза выхода самолёта Як-40 на большие углы атаки, превышающие критические. Понимая физический смысл возникновления срыва потока с крыла на данном этапе полёта, экипаж сможет действовать более грамотно в создавшейся сложной обстановке и выйти из неё победителем. В этом залог безопасности и высокой эффективности каждого рейса.