Opher Ben Peretz

לצופה בחצי הכדור הצפוני, השמש תהיה בין מזרח ומערב בצד הדרומי של השמיים ולא בצידו הצפוני כפי שכתבת. רצוי לצייר על תצ"א בכדי שאנשים יוכלו להבין היטב.

לא קיים מטוס FS שתומך ב-ACARS של מפתח זה שגם מחזיק את השרת המבצע את התקשורת. נתתי שירותי CPDLC בפיקוח ת"א לפני כ-5 שנים אך לא היה שיתוף של ממש מצד הקהל הרחב.

לעידו ויתר המעוניינים, העיקרון: א. מתקינים מספר תוכנות קטנות, אחת מתווכת בין כולן, שניה היא FMC (כל עוד אין למטוס מערכת כזו), והנותרות הן אחת במטוס ואחת משתיים בתחנות קרקעיות כמו משגרה/ מבצעים בחברת תעופה, השניה עמדת פיקוח. ב. מתחברים למשל לעמדת הבקרה מה-FMC במטוס, ואז קיים תפריט הודעות מוכנות מראש ומובנות, או הודעה חופשית בטקסט. אתה כטייס בעמדה מבקש קלירנס ומקבל מהבקר, ואם יש צורך עם תיקונים והערות. היופי הוא שאין טעויות ולכן אין רידבק ויש עותק בלי שימוש בנייר ועט. כך הלאה, מתחברים לעמדה הבאה עם הוראת מעבר ערוץ/ הגעה לנקודה רלבנטית במהלך הטיסה גם ב-FMC. מכיוון שהכל כתוב ועובר בשבר שניה, אין המתנות לגמר קשקושים ברדיו, אלא רק לחלק שנשאר טכנולוגית מאחור. אם רוצים להכניס את השימוש במערכת בהדרגה בחטיבה, שתי הצעות: א. לבחור שתי עמדות, הראשונה תתן קלירנס, השניה תהיה פיקוח ת"א. אל על יכולה להחליט על יום בשבוע בו בשני התחומים הנ"ל טייסיה יעשו שימוש במערכת. מי שכבד לו, שיטוס ביום אחר. ת"א יתן שירותי CPDLC רק לתוכניות IFR בתחומו, לא מתחת (למעט קלירנס), בכדי שלא יקרוס מעומס אם פתאום מתחילה תעבורה צפופה. אני אף הייתי מוסיף שמאותה סיבה לא יהיה חייב באותה עת לתת שירותי תקשורת טקסט. זאת עד שיתרגלו וייקח פחות זמן לבקר. בכדי לאכוף באל על, ניתן לקבוע שאת הקלירנס/ הקשר עם מבצעים חברה כחובה באותו יום גם יבצעו ב-ACARS. מריצים לניסיון, אני מעריך כי כשיתרגלו זה עשוי לתפוס כמה טייסים ובקרים ומשם הדרך רק קדימה.

גם אני חושב שכמות הצילומים בפורומים כאן כבדה מדי. מכיוון שכולם בפורום אחד, אפשר לא לעיין בו אלא ברבים האחרים ובכך לא לסבול מהתופעה.

א. לגבי עצם קיום דיון וויכוח: אצלנו לכל אחד הזכות להתבטא, ואין זה בלתי תרבותי לחלוק על דעת אחרים, כל עוד נשמר היחס החברי ההדדי. גם בין אחים קיימים חילוקי דיעות, סימן לזהות ואישיות מגובשות, וכן היוזמה להביעה. מותר גם להדגיש את ההבדל בין פורומים אלה לאחרים, בכדי שנדע להבדיל ביניהם ונשמור על הייחוד והרמה שלנו. ב. ספוטינג ושדה תעופה: לשדה תעופה במיוחד בישראל ולהבדיל מהמציאות במערב, יש היבטי ביטחון ייחודיים שיש לשמור עליהם. בנוסף, כל מתקן כגון אתר לספוטרים מחייב תקצוב להקמה ואחזקה. אם הרשות עצמה לא מבצעת זאת, יכולים החובבים ליזום זאת, אם במציאת מקום מתאים כפי שהוא, ואם בהקמת מתקן ייעודי לכך. עדיף כמובן ששניהם יתקיימו אולם סדר העדיפות ברור.

אחרי קריאה מעמיקה, ניתן לגלות כי המונח הינו VISCOSITY,[ שנית, כל אשר כתבתי בעניין צמיגות ומספר רינולדס בתחילה הוא, שאת חברי חטיבה ופורום לא צריך לעניין שינוי בצמיגות האוויר באטמוספירה. לא בתורת הזרימה, תיאוריה טהורה שאינה ישימה כפי שהיא, בה עוסקים בהיפותיזות שאינן קיימות במציאות התעופה. לא פעם, ויכוחים נוצרים עקב חוסר יכולת מספקת לקרוא ולהבין את הכתוב או נאמר. נ.ב. נדבקה הזרימה לכנף?

1004-1150 יורו עם אל על ואיירולינאס ארחנטינס דרך ברסלונה.

מסקנות שפירסמתי לאחר שיחרור דו"ח הביניים של ועדת החקירה של תאונת AF447 מעל לאטלנטי: Having read today's BEA accident findings, to me it looks like the pilots flew the aircraft into a stall, recovered then renetered a deep stall. Due to wrong, pro-stall control inputs they rapidly descended in a deep stall, For 3:30 minutes, from FL380 to hit the water. No further stall recovery control input was recorded. Further I believe pilot actions to have been only minimally affected during the stall by airspeed and AOA errors. My summary: Main cause: Poor pilot flying technique- inability to recover a stall with ample time, altitude and largely- functional aircraft. Secondary, contributing factors: Short term erroneous airspeed measurement discrepancy (disappeard after a minute), saturation of the crew by a multitude of warnings, sounds and messages, complex control laws, the captain not being at the controls.

אתה גם לא צריך. במכונית שלך אתה יודע איפה המחוג צריך להיות ב-90 ומספיקה הצצה, או כמו שחכם ציון אמר- ראיה פריפריאלית, בכדי לדעת מה המהירות. לא אם הוא 93 אלא אם היא מעל או מתחת 90 ובערך בכמה. בעיה מרכזית של הצגת תמונה אווירית מלאה בשני מסכים היא היכולת האנושית לתרגם במהירות מספקת את המידע לקבלת הערכה של מצב אווירי. הוכח פעמים לא מעטות ובמחיר כבד של חיי בני אדם ורכוש, כי טייסים לא מעטים לא מזהים בגישה סופית מצב של מתחת קו הגישה (18 מ-19 לא זיהו מצב כזה או תקלת אוטומציה עיקרית בניסוי בנושא ב-B744). ראיה חדה של ממש יש רק בשתי מעלות משדה הראיה. בתאורת תא בהירה הראויה לטיסת מכשירים, לא כמו שאתם רואים ביו-טיוב, הצמצם של העין סגור והתמונה חדה מספיק לקריאת מכשירים. המבט אינו קבוע אלא סורק ומתמקד לקטע זמן קצר בנתון הדרוש. המכשירים וההודעות מקודדים בצבעים, לא רק בספרות, וכשאתה משווה 4 מחוגים ואחד לא דומה לאחרים, אתה עוסק בכך כשאפשר תוך מיקוד הראיה באיזור הדרוש. מצב זה שונה כשמנמיכים כי צריך ליצור ראיית לילה בעין, תהליך שאורך 20 -25 דקות, לצורך זיהוי ראשוני של תאורת גישה ומסלול כשהמטוס עדיין בענן. לצורך כך מכבים תאורה לבנה לחלוטין ומעמעמים קמעה את האדומה שמאפשרת יצירת החומר בתאי הרשתית לראיית לילה גם כשהיא בעוצמה. ממילא אורות נחיתה דולקים ובטיסה בענן הטייס מסונוור מהם ושורף את מה שנוצר בעין בתהליך. אח"כ תאורת הגישה חזקה ופוגעת בראיית הלילה, וכאשר תאורת התא מעומעמת לא ממש רואים קריאות מכשירים. טייס שרואה שדה ראיה פריפריאלי בן 25 מעלות כמוצג על גבי מסך 3D בזום כפול אחד, אין לו סיכוי לבנות תמונה אווירית כלשהי מלבד המוצג בשני הצגים שלפניו שכבר אמרנו שהם קשים לפיענוח גם בהיותם במוקד שדה הראיה. לא נכנסים לוורטיגו מהרמת ראש בתא למעלה. ורטיגו הוא שילוב מצב פיזיולוגי ופסיכולוגי. טייס שיכול מיד להוריד ראש לאופק אמיתי או מלאכותי, לא מסוגל כך להיכנס לוורטיגו. טייסים שטסים IFR מלא מניתוק עד שבירת גלישה אלפי פעמים בחייהם המקצועיים לא נוטים להיכנס לורטיגו. הם יודעים לנתק לחלוטין את הנתונים ממרכז שיווי המשקל ומאמינים למכשירים. אם לא יאמינו, יגמרו את הטיסה מוקדם בהרבה מהמתוכנן. בתחילה צברתי עשרות שעות טיסה בוורטיגו, אחריהן אני לא נוטה יותר להיכנס למצב. בח"א של עת המיראז', טייסי קרב טסו גיחה קצרה בשבוע בלילה, בדרך כלל בליל ירח. בהיותי טייס צעיר נהרג מבכירי מובילי החיל עקב וורטיגו בניווט בגובה 25 מעל עזוז. ח"א אסר אז על מטוסי קרב לטוס דרומית לקו מצפה רמון בלילה עם פחות מחצי ירח 45 מעלות מעל לאופק. באותה עת הייתי מבצע כטייס זוטרצ'יק עשרות שעות בלילה חשוך דרומה למיצפה בתוך האובך ללא כל בעיה, כי זה לא היה מטוס קרב. חברי הטוב, כסמ"ט א' עיט נהג ביום של מזג אוויר גרוע בו לא טסו בבסיס, להוציא רביעיה אחר רביעיה בהובלתו בכדי שיקלטו את הרעיון שאת הגנת שמי המדינה ויתר המשימות יש לבצע בכל מזג אוויר, וגם ידעו לטוס מכשירים.

כדאי לשמוע בנושא את איתי. יש כיום תצוגת תע"ל בכוונת קסדה המשעבדת ראשי הטילים אליה. ביחד עם מקלדות הפסנתר שבשתי ידיו, הטייס לא צריך להכניס ראש לתא הרבה. לאתראות שהוא צריך לקבל יש אודיו מתאים. תמיד בריא ברגע של ירידת כמות המטלות להציץ פנימה עבור מצב דלק, מנוע וכו'. אלה העוסקים בכך גם מרגישים את המטוס ויכולים למשל באמצעות רעשי הזרימה בחופה להעריך מהירות אם יש צורך. חשובה לא פחות במצבים מסוימים היא מהירות סגירה למטרה. קרב אוויר נמוך ומרובה משתתפים מחייב ראש בחוץ בטווחי מגע קרוב. אתה לעתים עוקב חוץ מבן הזוג או השלישיה שאתך גם אחרי המטרות מעבר לזו שבעדיפות, למשל לא להיכנס למצב נחות אתן. נמנעים במטוסים אלה מכניסה לטיסה בלתי נשלטת כמו מאש, ראשית כי הם לא תמיד יוצאים מכך, ושנית כי אתה הופך מטרה די נוחה (עד הפגיעה בשטח).

שדה הראיה של עין אנושית הינו בן 95 מעלות רוחב, 75 מעלות מטה, 60 מעלות מעלה. שתי עיניים ביחד מקנות שדה ראיה נטול השטח המת שמסתיר האף, ברוחב רגעי (FIELD OF REGARD) בן כ-120 מעלות, וברוחב מירבי של כ-180 מעלות באמצעות הזזת גלגל העין (FIELD OF VIEW). במחשב שלי, תא טייס PMDG MD-11 FSX ממקום ישיבת הטייס בזום כפול אחד מקנה אצלי: א. שדה ראיה בן 25 מעלות רוחב לערך ב-VC, הכולל לדוגמא- PFD, ND, חצי רוחב EFIS. ב. שדה ראיה ברוחב כמעט כפול ב-2D, כולל לדוגמא ארבעה רוחבי MFD. בהרחבת שדה הראיה ל-0.30 זום, ניתן לראות: א. שדה ראיה ברוחב של כ-60 מעלות, למשל את כל לוח המכשירים הראשי של הטייסים. ב. לשינוי זום ב-2D אין השפעה על תצוגת פנים המטוס אלא על העולם שבחוץ. לצורך הפקת מירב המידע מהתצוגה הנ"ל לטייס, יש צורך בהגדרת משימת המטוס ומטלות הטייס (למשל לבד או בצוות): א. בטיסת IFR אוטומאטית, עדיף לקבוע את התצוגה כך שתאפשר ראייה ברורה של העזרים העיקריים (לדוגמא PFD+ND+1 X EFIS+FCP), אך לכלול גם עזרים משניים בהם הטייס עושה שימוש. ב. בקרב אוויר הדוק במטוס בו הטייס מרגיש את המטוס טוב, רצוי שדה ראייה הרחב ביותר שניתן החוצה, על חשבון קריאת מכשירים. אם עומדות לרשותו גם אתראות קוליות כגון סיווג איומים אלקטרוניים וזווית התקפה, מהווה הדבר עזרה משמעותית. רצויה מאוד כוונת קסדה משולבת תע"ל, ולהפעילה עם עזרי הסטת שדה הראיה במסך כפי שהוזכר בשרשור. ניתן לפתח את הנושא הלאה, למשימות, מטוסים ומצבים נוספים כרצונכם.

התשובה הכוללת נעוצה בשיטת עבודת הטייס בתא. אזכיר כאן בנוסף כי קיימים לא מעט כלי טיס בעלי רישוי IFR עם טייס בודד, והסיבה שאני מזכיר זאת היא כי השני נחוץ במצבים מסוימים קשים בלבד (CAT II ואילך), אך נמצא שם תמיד עקב תקנות הקשורות בכמות נוסעים מצד אחד (עד 10 מושבי נוסע לא חלה חובת טייס שני אלא אם המבקש רוצה כך), והיות והאדם בן-מוות, השני הוא קודם כל ומעל לכל, חלופי למקרה שהראשון אינו מסוגל לטוס. צבי טוהר שהיה הטייס הראשי הראשון של אל על, מת מהתקף לב בדרך למטוס הבריטניה שלו מהמלון בלונדון. התורה קובעת כי בטיסת ראיה הטייס מסתמך על הסתכלות החוצה, ונעזר באמצעות הצצה קצרצרה למכשיר ידוע פה ושם. בטיסה לפי מכשירים, ההתייחסות הינה למכשירים. כפי שכבוד הרב אמר, המעבר הינו בעייתי ביניהם, בעיקר בסוף גישת מכשירים בתנאי מינימה מצומצמים. לצורך כך יש אוטומציה ואמינות מוגברים, והצוות עובר הכשרה יעודית והסמכה לנושא מ-CAT II ואילך. בגישות מגבלתיות כאלה, יש שתי תפיסות מנוגדות אך מקובלות: חלק מהחברות מבצעות גישה כזו כשהטייס הטס הוא הקברניט, עם הראש בתא עד שהטייס השני דיווח על קשר עין מספיק לנחיתה בחוץ. בחברות אחרות הקצין הראשון ליד ההגאים ובמכשירים והקברניט עם הראש בחוץ, שומר התמצאות מרחבית וממתין ליצירת קשר חזותי עם המסלול. תפיסה זו מונעת על-ידי הגישה כי כל קצין ראשון יודע ללכת סביב ולנחות, אך לקבוע אם רואים את המסלול לצורך כך מספיק טוב ובזמן, דורשת בראות קשה ניסיון רב יותר. כאן גם אזכיר כי CIRCLING ודומותיה הן שעטנז, זו טיסה לפי כללי IFR עם הטסת המטוס לפי ראיה ולכן הראש בחוץ. לסיום: א. אוטומציה מאפשרת ביצועי מזג אוויר מגבלתיים יותר, המטוס בימינו יודע לשמור מהירות, להקריא גבהים, לבצע גישה, לנחות, לבלום, ולשמור ציר מסלול בעצמו. ב. בכדי להתגבר על הבעיות בהן נתקלת ונתקלים כולם, קיימות תצוגות עיליות המלכדות את המידע עם ההתייחסות החוצה. לא רק במטוסי קרב, אלא גם במטוסי נוסעים בעלי רישוי ל- CAT III ולבעלי ממון. בפעם הבאה קח לניסוי את ה- ב.מ.וו של אשתך, יש גם לאלה אופציית תצוגת עלית, ולא רק להם.

אין בדברי ביקורת על דבריך אלא התייחסות לטובת האחרים בעיקר. מכיוון שאיני חוקר תאונה זו, אם אפרסם כבר כעת דו"ח לא יקרה כלום, אז מבלי לקרוא מחדש את רשימת הודעות ACARS שכללה אם איני טועה 26 הודעות ב-4 דקות שקדמו לאירוע, אני לוקח סיכון שחסר לי חלק מהמידע. הנה: גורם ראשי: אובדן שליטה של הטייס במטוס גורמים מסייעים (לא לפי סדר חשיבות): א. תקלה במדי מהירות ובמספר מערכות תלויות ב. כמות האזהרות וההודעות שנדלקו בטווח זמן קצר בתא לא איפשרה לטייס לקבל תמונה אווירית ראויה כך שיוכל לפעול ביעילות ג. אי היחלצות תכליתית מהזדקרות, שהחלה עקב הרמת אף משמעותית של הטייס האוטומאטי כתגובה לחתחות ואובדן גובה, עד פגיעה במים ד. היעדר הקברניט מהתא ה. מערכת היגוי מורכבת ומסורבלת שבעת תקלה קשורה מקשה מאוד על זיהוי בעיות וביצוע הטסה יעילה לפתרונן, ומגבילה את יכולת הטייס להטיס את המטוס כרצונו אם הדבר מנוגד ללוגיקת המערכת. ו. אי נכונות חברות התעופה עקב המשבר הכלכלי לשמור על השקעה מספקת בהדרכת טייסים שתאפשר רמת טיסה נאותה. ז. המטוס בעל מערכות אוטומאטיות שמעמידות את הטייס בצל, מחליטות בשבילו ומגבילות את כושר החלטתו ואף סמכותו. ח. הקשר הנוח בכל מהלך הטיסה עם אגף מבצעים של החברה, מעמיד בספק מוגבר את סמכות הטייס ומעביר ולו למראית עין את משקל היתר ואף האחריות לצוות המומחים שעל הקרקע, אם לא כמחליטים אזי לפחות כיועצים. גורם זה גם מגביר את עומס עבודת הטייס בעת מצוקה. איתי, דעתך? תוספת: רן, עיון קצר בנושא פעולות חירום ליציאה מהזדקרות מגלה כי הטכניקה הקלאסית במטוסים לא תמיד ישימה במטוסי איירבאס. בעיקר בנושא מנועים, בד"כ מומלץ לפתוח מיידית למכס'. ב- FCOM מדובר על סגירה לסרק. השוני כאן הנובע מטכניקה מקובלת בעבר של אובדן גובה מזערי, מוחלפת ע"י איירבאס בטכניקה של שיפור תגובת המטוס להגאי היחלצות, שהרי מדובר בהזדקרות ברום ולא באמצע גישה. דורש תירגול חוזר מרוכז, כי למדו להיחלץ על מטוסי אימון וטכניקה אחרת. AF לא מתרגלים זאת. עוד תוספת- צי ארה"ב הכניס בשעה שטסתי בו קורס חובה- היחלצות מטיסה בלתי נשלטת עבור כלל טייסי הקרב. סוף כל סוף אלה קיבלו הרחבה מעמיקה של הנושא שהינו קריטי לטייסי קרב, ולא נגעו בו כראוי קודם לכן. ביצעתי למשל במטוס מהיר הזדקרות עמוקה (שמירת זווית התקפה קרובה ל-90 מעלות), ביצוע מתמשך עם אובדן גובה כולל טרם ניסיון ההיחלצות של 10,000 רגל. במהלך נפילה אנכית זו מציגים לטייסים ומתרגלים השפעת כל הגה ומספר שילובי הגאים. נושא שלדעתי לא מספיק מוכר הוא זיהוי ויציאה מסחרור הפוך, קורסים כאלה מסייעים. בוגר קורס כזה מסוגל להטיס את מטוסו בביטחון רב יותר וטוב יותר קרוב למיגבלות המעטפת. כשטסתי במהלך הקורס בחא"א בהרקולס, הודעתי בתדריך לטייס הביטחון שאני עומד לבצע הזדקרות כזו (אסור במטוסי תובלה ובטיפוס זה). הנושא שבדקתי הוא האם המהירות המוכתבת לתדלוק באוויר אינה בעלת מקדם ביטחון גבוה, שביסעור מקשה על תדלוק מלוא המיכלים בעת נשיאת מטען במסוק, חשוב מבצעית. אם אותו אדם היה קברניט הרקולס ולא טייס ניסוי היה מעיף אותי מהתא, אך הוא ישב בשקט.

א. חיישני מהירות יכולים להיות גורם שמתחיל אירוע, עליו הטייס אמור להתגבר. ב. מקובל שמתחלפים בצוות בטיסות ממושכות ולצורך כך הצוות מתוגבר. הקברניט יצא מהתא לנוח אחרי 3.5 שעות שיוט, חזר לתא כשהאירוע התחיל ונתן הוראות לטייסים ללא הצלחה. ג. שאלות שמתעוררות על בסיס המידע ששוחרר ע"י הרשויות: 1. מדוע נכנסו ל-CB 2. האם מערכת אוטומציית בקרת הטיסה בהגנותיה הרבות וסטיק שלא זז כמעט עוזרים או מפריעים לטייס במצבי חירום. 3. האם הכשרת הטייסים לאור ב' מספקת. דו"ח חלקי שיכלול ממצאים אך לא מסקנות יפורסם ע"י BEA מחרתיים. כטייס שטרם טס במשפחת מטוסי איירבאס קשה למתוח ביקורת ברת תוקף, אולם המציאות חוזרת על עצמה. בפעם הקודמת ההכשרה היתה כנראה טובה יותר (חברה אחרת) כי אירוע כמעט זהה ב- A320 הסתיים בהיחלצות מיגבלתית אך מוצלחת.

21.12.2011 http://forum.avsim.net/topic/336359-the ... e-for-ngx/

אופיר, FT היא חברה לפיתוח מוצרי תוכנה WILCOPUB לא מייצרת דבר, היא מפיצה.

ההסבר מורכב, הנה תחילתו ואני מקווה שיספק. לצערי השרטוטים החיוניים להבנת ההסבר לא עוברים בהעתקת המסמך. בתמצית עברית, בזרימה במהירות נמוכה עם ערכי מספר רינולדס בינוניים, זרימת שכבת הגבול מעל למשטח מערבולית בתחילתה, מכאן אנרגטית ולכן ממשיכה לעקוב אחרי פני המשטח בעובי בן כמה סנטימטרים עד כמה עשרות. בהמשך כשהקימור יורד כלפי מטה, היא מתחילה להינתק. זרימה בערכי רינולדס נמוכים הינה שכבתית, לכן לא אנרגטית ולא תעקוב אחרי פני המשטח. מקווה שחלק זה ברור. 3.5 The boundary layer Reynolds number The question arises under which circumstances a flow is laminar or turbulent, in other words: when does flow transition occur? This question was first studied successfully by the Englishman Osborne Reynolds (1842–1912), who in 1883 described a series of experiments in which he ran water with different velocities through a narrow glass tube. By introducing a thin filament of dye, he discovered that at low velocities the dye passed through the tube as 106 3 Low-Speed Aerodynamics a continuous filament, indicating that the flow stayed laminar over the whole length of the tube. When the water velocity was increased, the dye was broken up at an increasingly shorter distance from the entrance of the tube by eddies in the flow, indicating that it became turbulent. What determined the change from laminar to turbulent appeared to be the characteristic (dimensionless) Reynolds number Re l ∧= ρV l μ = V l ν , (3.35) where l is a reference length referred to by the index l. In his experiments, Reynolds used the diameter d of the tube as the reference length and he found that the flow changed at Red = 2, 300, independent of the individual values of ρ, V , μ and the size of the tube. The Reynolds number is also used in the aerodynamics of aircraft. In this case the characteristic length depends on whether the flow around, for example, an aerofoil or a body is considered. For a wing section with a chord c, the Reynolds number is defined as Rec = ρV c μ = V c ν , (3.36) where V is used as a global characteristic number for the surrounding flow. The Reynolds number may also pertain to (varying) local conditions, with the local velocity and distance behind the aerofoil nose as references. The interpretation of the Reynolds number can be clarified by comparing the flow around two similar bodies. These flows will be alike when the ratio between viscous and inertia forces is equal for both.5 A length l and the flow velocity V are the characteristic properties used. The mass of a flow element is taken as m ∝ ρ l3. The acceleration is proportional to V/t and, since t ∝ V/l, the force of inertia is proportional to ρ l3 × V 2/l = ρ V2 l2. The friction force on the element per unit of area is proportional to μ V/l and therefore the force itself is proportional to μ (V/l) l2 = μ V l. The ratio between the forces of inertia and the viscosity on the element then is ρ V2 l2/(μ V l) = ρ V l/μ = V l/ν. By definition, this is the Reynolds number, so that we have shown its relevance as a characteristic number for the similarity of flows. In flows with a low Reynolds number (Re < 1) the inertial forces are small and the viscous forces are dominant. An example is the flow around a sinking 5 Since in a steady flow the pressure, friction and inertia forces are in equilibrium with each other, it is then sufficient to pose that the ratio of two of these forces is equal, to ensure the flows are similar. Flight Physics 107 steel pellet in a tank filled with silicone oil. Another example are descending mist drops in air demonstrating laminar flow at low Reynolds numbers due to their small size and low velocity. Contrary to this, the flow around an aircraft wing or fuselage is in the very high Reynolds number range, due to the (mostly) high flight speed, the large dimensions and the low viscosity of air. For a civil aircraft wing at cruising speed the mean Reynolds number is, according to Equation (3.36), Re = 107 to 108, for a glider the order of magnitude is closer to 106. An ideal flow can be seen as a hypothetical flow where μ→ 0, and thus Re→∞. Pressure gradient and roughness Besides the value of the Reynolds number, several other factors influence the transition from laminar to turbulent flow, such as a pressure gradient dp/dx in the stream direction due to the shape of the body or roughness of the aircraft surface. • When the pressure increases downstream – this is the case of a retarded flow – there is a positive pressure gradient (dp/dx > 0). Small disturbances in the flow will then be amplified, causing transition. On the other hand, a negative pressure gradient (dp/dx < 0) stabilizes the laminar flow because disturbances are dampened. An aerofoil section can be designed so that the first part of the pressure gradient is negative. The region of laminar flow from this design gives a much lower drag compared to turbulent flow. • When the external surface of the aircraft has an equally distributed surface roughness, such as paint, the flow becomes turbulent shortly behind the nose. Also irregularities like waviness, rivets, plate overlaps, slits, etc., often cause flow transition. Along a smoothly polished surface the flow is laminar over a longer distance. Laminar and turbulent boundary layers The velocity profiles of laminar and turbulent flows are very different, as is the frictional force on the aircraft skin. As an example, we will use the uniform flow past a smooth flat plate, an important reference case in aerodynamics. In an inviscid flow with a velocity V , the air slides along the plate 108 3 Low-Speed Aerodynamics (a) Development and transition of the boundary layer ( Boundary layer velocity profiles Figure 3.11 Velocity profiles of the boundary layer in a uniform flow next to a smooth, flat plate. undisturbed by the presence of the surface, the flow stays uniform and keeps its momentum and the plate does not experience a force due to friction. In a viscous flow the air is, however, slowed down by the plate because of the no-slip condition, as shown in Figure 3.11(a) and in an arbitrary point A on the surface, the flow velocity is zero. At point B, a small distance above A, the velocity has increased to almost the velocity of the undisturbed flow. The layer AB is the transition region between the plate and the outer flow and is called the boundary layer. Within this (usually very thin) layer there is a great change in velocity and a considerable shear force between the air layers and between the air and the plate. The velocity profile as depicted shows that the velocity increases with the distance from the plate and therefore according to Equation (3.34) the air exerts a (tangential) shear force on the plate: the plate experiences friction drag. A thin laminar boundary layer originates just at the edge of the plate and its thickness increases downstream. At point C the Reynolds number, based on the distance to the front edge, has increased to the point where the boundary layer changes into a rapidly growing turbulent boundary layer.6 Figure 3.11( depicts the velocity profiles for both types of boundary layer. For the turbulent layer, the average velocities – without the irregular eddying motions normal to it – are shown along the plate. Due to the inflow of momentum from the external flow, this profile is more convex compared to the laminar layer. The velocity gradient at the wall and the friction drag are, however, considerably larger. 6 As a boundary layer is relatively thin, the vertical scale in Figure 3.11 has been chosen much larger than the horizontal scale for clarity. Flight Physics 109 Equations for the boundary layer The concept of the boundary layer initiated a fast development of applied aerodynamics. It was proposed in 1904 by Ludwig Prandtl, one of the founders of aerodynamics. He proposed an iterative computational scheme by first computing the inviscid outer flow around a body using potential flow theory. This solution is then used as input for solving the viscous flow equations, applying to the thin layer next to the body surface. The outer flow solution is subsequently modified to account for the presence of the boundary layer, resulting in a matching global flow field. It should be mentioned that Euler’s equation and Bernoulli’s equation cannot be used in the boundary layer because the frictional forces are not negligible compared to the variations in the pressure forces. The equations to be used instead are the much more complex Navier–Stokes equations. These equations contain pressure as well as friction terms and were derived independently by the French physicist C.L.M.H. Navier (1785–1836) and the Irish physicist G.G. Stokes (1819–1903). They can only be solved analytically for simple cases, such as laminar flow through a cylindrical tube (Poiseuille flow). In combination with a generic model for turbulent flows they are the foundation of computational fluid dynamics (CFD). 3.6 Flow separation and drag Flow past a cylinder We will now look again at the flow around a circular cylinder, as in Figure 3.7 and this time we will examine more closely the differences between the inviscid and real flow. Figure 3.12 shows only the upper half of the flow, although the wake is generally asymmetric with respect to the axis AC. A flow element that moves along the dividing streamline OA is slowed down from velocity V far upstream to zero velocity at the stagnation point, where the pressure has increased to the total pressure pt = p∞ + 12 ρV 2. Because of symmetry dv/dy = 0 and viscosity has no role in this region, resulting in the pressure development being the same as in the inviscid flow. We will now follow an element that passes at a small distance above OA and then flows over the top of the cylinder. It accelerates past the surface between points A and B, where the pressure decreases. It can be shown that in inviscid flow the velocity at B has increased to 2V and after this point 110 3 Low-Speed Aerodynamics Figure 3.12 Flow and pressure distribution around an infinitely long stationary cylinder. the flow is slowed down until it passes the rear stagnation point C. The real flow shows the same initial pressure development between A and B, but now a boundary layer is formed along the cylinder surface. After point B, the boundary layer has to work against the rapidly increasing pressure, which slows it down and brings it to a complete stop at point S. Part of the flow adheres to the surface, the outer flow leaves the cylinder at S and continues its own trajectory. This often occurring phenomenon, called flow separation, must not be confused with transition since the two are in fact quite different in character and in the effects they produce. Flow separation creates a large dead air region of slowly moving eddying flow – in the present example, behind segment SC – where streamlines are broken up. Also reverse flow is observed, where the local direction of flow is opposite to that of the outer flow.7 Since in a dead air region the pressure does not differ much from the ambient value, the pressure at the leeward side of the cylinder in Figure 3.12 does not reach as high a level as in the stagnation point A. In contrast to inviscid flow, the high pressure at the front is not compensated by an equally high pressure at the back. Therefore, the cylinder experiences a pressure force in the flow direction. Hence, viscosity causes two drag components: 7 At Reynolds numbers between approximately 50 and (1 to 4)×105 there is a regularly alternating vortex pattern in the dead air region called a von Kármán vortex street. The strings of an aeolian harp in the wind come into resonance through this phenomenon that also used to cause the “singing” of telephone wires in the wind. Flight Physics 111 Figure 3.13 Schematic view of laminar boundary layer separation at a curved surface. 1. friction drag as a resultant of shear stress due to skin friction and 2. pressure drag caused by flow separation. The friction drag depends primarily on the wetted area of the body, whereas the pressure drag is determined by the variation in flow direction of the crosssectional area and shape and is called form drag. In the example of cylinder flow, the form drag is much larger than the friction drag. A schematic view of the area where the boundary layer separates is depicted in Figure 3.13, showing the effect of the adverse pressure gradient on the velocity profiles. The velocity gradient is zero at the separation point – this implies that there is no skin friction –, while downstream of it there is a rapidly growing region of reverse flow into the dead air region. The boundary layer transforms into a wake at the edge of the separated outer flow. Many elements of the aforementioned cylinder flow can also be found in the flow past aircraft parts. The shape of major aircraft components (fuselage, wing, empennage, nacelles) is usually chosen so that in most flight conditions the adverse pressure gradient is gradual, the flow separates in a thin dead air region or wake and the associated drag is small. This design technique is called streamlining, which means that the drag is mainly frictional and thus much lower than that of a blunt body such as a cylinder or a sphere. Drag coefficient In the 17th and 18th centuries, the physicists were mostly interested in the effect of flows in relation to the water drag of ships. Also, the air drag of bullets was of interest since it strongly affected the shot distance. Because 112 3 Low-Speed Aerodynamics there were no useful theoretical methods, they had to rely on experiments. In 1687, Isaac Newton conducted drop tests with spheres of different size, from which he derived the following relation for air drag: D = factor × V 2d2, (3.37) with d denoting the diameter of the sphere. The English researcher Benjamin Robins (1707–1751) experimented with bullets, reaching high speeds – probably even above sonic velocity. From this he correctly concluded that Newton’s equation does not hold unrestrictedly. G.G. Stokes, on the other hand, found that at very low Reynolds numbers the fluid drag of a sphere equals D = 3πμV d. (3.38) Through dimensional analysis, the Englishman Lord Rayleigh found that the drag of a body moving in a fluid can be written as D = factor × ρV 2l2. (3.39) Here the proportionality factor is a function of the Reynolds number and a characteristic length l. For a given air density, this formula conforms with Newton’s experiments; see Equation (3.37).When the factor of proportionality is taken as 3π/Re, we find Stokes’s Equation (3.38), given that the sphere diameter is taken as the characteristic length. We will summarize briefly the dimensional analysis used by Lord Rayleigh. The dimension of mass is represented by [M], size by [L] and time by [T]. The force on a body of given shape in a flow is dependent on the following parameters: • The size of the body, for example, a length l with dimension [L]. • The density ρ of the flow, with dimension [ML−3]. • The velocity V of the body relative to the flow, with dimension [LT−1]. The flow exerts a force F with dimension [MLT−2] on the body. The fundamental assumption is made that this force can be expressed as the product of powers of the parameters ρ, l and V , each with an unknown exponent, F ∝ ρα V β lγ . (3.40) To obtain equal dimensions on both sides of the equation, we need to comply with [MLT−2] = [ML−3]α[LT−1]β [L]γ = [M]α[L]−3α+β+γ [T]−β . (3.41) Flight Physics 113 Equating the exponents leads to α = 1, β = 2 and γ = 2, whence it follows that F ∝ ρV 2l2. (3.42) Thus, Equation (3.39) appears to hold for a fluid force in general, the drag as well as the lift force. When the number of parameters in the dimensional analysis is increased by adding the viscosity μ and the sonic velocity a, the Reynolds and Mach numbers appear to be included in the result as well. Experiments confirm that the drag does indeed depend on these properties, while at the same time the shape of the body and its position with respect to the flow are of influence. Rayleigh’s equation is mostly used in aerodynamics by introducing the dynamic pressure of the undisturbed flow and rewriting the drag as D = CD 1 2 ρV 2S = CDq∞S, (3.43) with CD denoting the drag coefficient based on the reference area S. The quantity D/q∞ = CDS is called the drag area. A body placed in a flow at a given Reynolds number and attitude has a fixed drag area. The dimensionless coefficient CD, however, can have different reference areas and therefore take on different values. For example, the reference area for a sphere can be taken as the square of the diameter d2 or as the frontal area (1/4)πd2. Since the drag is obviously independent of the choice of the reference area, the product CDS must be the same in both cases and thus the drag coefficients differ with a factor 4/π. Therefore, when a drag coefficient is given, the reference area has also to be mentioned. To avoid confusion and superfluous references, standard definitions are used for these.

למרות הנימה שבשאלה למה אני מבקר וכותב כאן, אענה- לכלל הקוראים: א. קיים כאן רוב של אנשים רציניים שמתעניין, חוקר, לומד ומתקדם, כי הוא אוהב תעופה וטיסה, ונהנה בחברת אחרים שמרגישים כמוהו. ב. קיימת אווירה, אולי טבעית במידה מסוימת, של "אנחנו הכי טובים", אני טס מעל לאטלנטי , מבצע קרבות אוויר בנ"ז, ועוד כהנה רעיונות. זה בסדר, אך צריך גם פרופורציה באמצעות קשר יותר הדוק מכך למציאות. ב. הפורום מאופיין במעט מאוד אנשים בעלי ניסיון טיסה ובקרת תעבורה של ממש (פעם בשבועיים שעה הרצליה זה נפלא, אך לא כלול אצלי בקטגוריה). אם יש כאלה אני כבר זמן מה לא רואה אותם, למשל שני בקרים ופקח טיסה יוצאי ח"א. אני רואה חובה לכמה אנשים עמם יש לי קשר טוב, ולכלל אנשים אלה האוהבים טיס ואדם, לתת משלי. כתבתי פה יותר מ-4500 הודעות, לא מעטות מהן מוסיפות לקוראים הבנה והנאה, מעלות את הרף המקצועי של החטיבה, ומקרבות חלום למציאות. אם אין לך התנגדות כמובן.

איש לא מנע מאחר לשאול, ההערות היו לגבי חלק מהתשובות. למשל שפרופיל לא יכול להיות סימטרי. כל שאמרתי מעבר לעניין עצמו הוא שבכדי לנהל דיון (שפירושו לא רק שאלות אלא גם התייחסות ותשובות) מקצועי יש לבצעו לפי כללים מסוימים. היהדות לימדה את בניה לחשוב ולהיות אדם. מי שמך לשר ושופט?

לגבי אי הסכמה בנושא התיאוריה, איני רואה סיבה שלא להמשיך ולדון בכך. כך מתקדם המין האנושי גם בנושאים מוסכמים וגם בכאלה שאינם מוסכמים. הרעיון בחברה חופשית הינו לאפשר לרעיונות חדשים לבוא לידי ביטוי. לגבי צניעות, בני האדם לא נולדו שווים. צניעות היא מידה יפה אך ואטסים אינו רואה חובה בה. אלה שקשה להם להתאפק ורואים כתגובה ראויה ואף כחובה לפגוע, לא יכולים לשמש דוגמא לאחרים או לקבוע הלכה כלשהי באשר הם מפירי כללי יסוד בחברה בכלל ובפורום זה בפרט. כך נהוג בארגון המכבד עצמו. באשר לדיון גופו, העליתי קישורים לתיאוריות הרלבנטיות בכדי שאנשים יוכלו להכיר את החומר. אין שם קישורים לספרות הטכניון, אלא לספר תיאורטי שיכול לסייע למשל בהבנת תיאוריית אוילר. באשר להרצליה כבית אולפנא לתעופה: א. השדה מוכר לי. למדתי בו קורסים תיאורטיים, קיבלתי הדרכת טיסה בהסבה לטיפוס מטוס מאדם המשמש קברניט בכיר ומדריך בחברת תעופה גדולה בינלאומית שנים רבות, טסתי בו, ביצעתי בו חקירת תאונות מטעם המינהל, ומטעם הלקוח שמבצע שעות טיסה לאלפים בשנה, בדיקת איכות בחברת התעופה הגדולה ביותר הפועלת בו. ב. איש מחברי מחזורי לא כתב בו נהלים או ספרות מקצועית, שניים פעלו בו, אחד ניהל חברת תעופה והשני הינו בוחן טיס מטעם הרשות. איש מהם לא רכש השכלה מעמיקה באווירונאוטיקה, רובם קברניטים באל על. שם לומדים מה שקברניט צריך לדעת, עקרונות יצירת עילוי אינם כלולים בחומר הנלמד בחברה אלא בצורה מזערית בבחינות המינהל טרם קבלה לחברה. חברים אחרים הקימו בו בעזרתי חברה גדולה, עם השנים התיאוריה נשכחה מהם, היומיום והשוק תפסו את מקומם, עם תוצאות בהתאם. ג. רשות התעופה נמנעת כשיטה מביצוע ביקורות איכות בהרצליה ומתקניו, עד שקורית תאונה חמורה. לו היה אחרת, הממצאים שמצאתי הן בחקירת תאונה (מטוס נרכש והופעל מאותו יום שנים ללא מנגנון מניעת קיפול כן נסע, עבר את בדיקות מכון הבדק. במטוסים דומים של אותה חברה ובספרות המטוס המערכת קיימת), הן בביקורת האיכות (לא נוהל רישום הדרכה, ריענון ובחינה של טייסים), והן כתובים בדו"חות תאונה של הרשות (טייס שהוערך כטוב בחברה נערף על-ידי רוטור ראשי של מסוקו בעת שעזבו מותנע), לא היו כפי שהם. לסיכום- תעופה הינה מקצוע ודיון מקצועי בנושא ראוי שיתנהל לפי כללים.

מבדיקה שעשיתי בשעתו, הוא פחות טוב. בגדול- התיק כמעט ריק. לכן עולה כשליש. יש לו דבר אחד נחמד והוא הקראת צ'קליסט קולית לחלק מהמטוסים.

כחומר רקע לדיון מעמיק בנושא אם יתעורר, אני ממליץ להכיר את המתואר בספר הנ"ל (540 עמוד): E. Torenbeek • H. Wittenberg† Flight Physics Essentials of Aeronautical Disciplines and Technology, with Historical Notes E. Torenbeek H. Wittenberg† Delft University of Technology Delft, The Netherlands From the original Dutch “Aëronautiek: Grondslagen en Techniek van het Vliegen”, Delft University Press, 2002. Translated and re-edited by Simeon Calvert and Egbert Torenbeek. ISBN 978-1-4020-8663-2 e-ISBN 978-1-4020-8664-9 Library of Congress Control Number: 2009931043 © Springer Science+Business Media, B.V. 2009 Springer Dordrecht Heidelberg London New York Springer is part of Springer Science+Business Media (http://www.springer.com)

הנושא נשען על הקורסים הבאים בטכניון אותם למדתי מד"ר סגינר שהיה אז האורים והתומים בנושא בטכניון: 104215 פונקציות מרוכבות 104218 משוואות דיפרנציאליות חלקיות 114051 פיסיקה 1 084303 תורת הזרימה 1 084356 אוירודינמיקה של כנפיים 084355 יסודות מכניקת זורמים נכללו בקורסים אלה: מושגים בסיסיים. משוואות שימור אינטגרליות ודיפרנציאליות. שימוש במשוואות האינטגרליות באנליזה של מנועי סילון, מדחפים, נקבות רוח ובהערכות גרר על גופים. משפטי ברנולי, קלווין והלמהולץ. זרימה אי-רוטציונית בלתי דחיסה: פוטנציאל מהירות. משוואת לפלס. תנאי גבול. פוטנציאל מרוכב. משפטי בלזיוס וקוטה-ז'וקובסקי. העתקת ז'וקובסקי. תנאי קוטה. תורת הפרופיל הדק. קוי ערבול. חוק ביו-סוואר. תורת קו העילוי. גרר מושרה. כנף אליפטית. מודל פרסה. אפקט קרקע ותיקוני מנהרה. זהו רק מכלול, נושא אחד מתוך כ-30 שלמדתי בישראל ואח"כ בארה"ב בכדי לקבל הסמכה כטייס ניסוי. הכשרתי זו והישגי הביאו לשלוש הצעות עבודה שקיבלתי מיד לקראת סיום הקורס האמריקאי, ביניהן לעבוד תחת פרופסור קרטיס, מספר אחד במחקר טיסה אנכית בעולם, כעוזר מחקר במעבדתו בפרינסטון, ואסטרונאוט ניסוי על מעבורת החלל מטעם נאסא. כאן אזכיר כי שום לא-אמריקאי אחר לא קיבל הזמנה כזו אי פעם, ולפי דעתי מעולם לא טס כזה כטייס המעבורת או מפקד משימה. את השלישית לא אפרט מטעמי ביטחון שדה, קשורה במחקר SA-6. אין זה מתאים שאכנס לתיאוריה עמוק מדי לאור תחומי העניין של הפורום, ובכלל זה השפעת צמיגות שכבת הגבול, או מספר רינולדס, על LEVEL D B763ER. ככזה, קיים קושי להתמודד עם מי שלמד יסודות עקרונות טיסה בהרצליה, תוך שימוש בספרות משוכפלת בעברית שלא ברור מי כתב אותה, ובסטנדרטים של מינהל התעופה. זה בסדר עבור ואטיל אך לא לדיון תיאורטי מעמיק. בודאי לא כאשר אפילו הגדרת פרופיל סימטרי אינה ידועה למשתתפיו. לגבי צינור ונטיורי, הגבול העליון של הצינור הינו הזרימה הבלתי מופרעת מעל לפרופיל. נשאיר זאת כך להפעם. למעוניינים להעמיק את הידע שלהם בעקרונות טיסה, להלן קישור לספר לימוד בו עשינו שימוש כרקע לניסויי ביצועים של מטוסי כנף קבועה תת קוליים: http://hsors.pagesperso-orange.fr/docs/fw_perf.rar ברשותי ספריה אלקטרונית של מרבית ספרי הלימוד מאז, למעוניינים.

לפני חצי שנה כתבתי: viewtopic.php?f=3&t=34729&p=343744&hilit=SESAR#p343744 לא רק לאירופה.

הטסים בעולם הרחב בודאי שמו לב כי במקומות שונים קיימת נטיה מגנטית גדולה, בסדר גודל של 12.5 מעלות בקליפורניה למשל. בישראל כשביצעתי סולו ראשון הנטיה היתה 2E, וכעת היא 4 מעלות ו-7 דקות. זו הסיבה שבתצוגת הניווט ציר המסלול למשל מוצג לא ישר מעלה במצבים הרלבנטיים, ובכלל- הניווט ב-FS אינו מדויק עקב כך. למעוניינים בקבצי תיקון ל-FS9 עבור כמעט כל העולם ועבור FSX באירופה, הנה קישור: http://hsors.pagesperso-orange.fr/index.html תמצאו שם גם קישורים לספרות טיסה כגון אווירודינאמיקה -טובים.