Ограничение максимальной скорости

Среди условий, определяющих безопасность полетов ВС, особо важное место занимает прочность его конструкции.

Недостаточная прочность может стать причиной авиационного происшествия или предпосылкой к нему. С другой стороны, чрез­мерное увеличение запаса прочности приводит к увеличению мас­сы конструкции ВС, что помимо ухудшения летно-технических ха­рактеристик отрицательно сказывается на экономичности полетов.

Для достижения хороших экономических показателей при дос­таточно высоком уровне безопасности полетов прочность конст­рукции ВС должна наиболее полно соответствовать тем нагруз­кам, которые возникают в процессе его летной эксплуатации в ожидаемых условиях.

Ограничение по прочности для самолетов определяется значе­нием скоростного напора <?_прсд, предельно допустимым для данно­го самолета и устанавливаемым обычно исходя из условий обеспе­чения необходимой местной прочности конструкции. Значение #_пред для данного самолета выбирают при его проектировании.Для каждого самолета значение #_пред связано со значением ско­ростного напора <7р_а.,_р, при котором начинается разрушение конст­рукции, соотношением

гр Р Н ^г пред

Так как #_пред = —то предельно допустимая истинная ско­рость, соответствующая <?_пред, определяется по формуле

Таким образом, максимальная скорость полета ограничивается по условиям соблюдения прочности конструкции ВС.

Прочность конструкции шасси и закрылков накладывает огра­ничения на максимально допустимые скорости полета.

Выпуск закрылков на скоростях, превышающих максимально допустимую скорость полета с выпущенными закрылками, может привести к разрушению не только закрылков, но и крыла самоле­та, и поэтому он крайне опасен.

Чем больше угол выпуска закрылков, тем меньше максимально допустимая скорость полета. Значения предельно допустимых скоростей полета самолета в различных конфигурациях, а также в момент изменения конфигурации приведены в РЛЭ.

При полете со скоростями, превышающими допустимые скоро­сти, могут возникнуть явления, определяемые нежесткостью конст­рукции (реверс элеронов, тряска элерона, флаттер, "валежка" и др.).

Ограничение числа М

Ограничение числа М (числа Маха) вводится для самолетов, аэродинамические характеристики и энерговооруженность кото­рых позволяют достигать таких скоростей, когда влияние сжимае­мости может в значительной мере ухудшить летно-технические характеристики и характеристики устойчивости и управляемости.

При увеличении числа М свыше 0,4 подъемная сила крыла плавно возрастает при незначительном увеличении лобового со­противления.

Аэродинамические характеристики крыла будут плавно изме­няться до определенного числа М, начиная с которого на верхней поверхности крыла местная скорость станет равной местной ско­рости звука. Такое число М называется критическим и обознача­ется М_кр.

При М > на верхней (а при больших околозвуковых скоро­стях полета и на нижней) поверхности крыла образуются местные зоны сверхзвуковых скоростей, заканчивающиеся прямыми скачка­ми уплотнения. Явление образования на крыле местных сверхзвуко­вых зон и скачков уплотнения, сопровождающееся резким падением подъемной силы и еще более резким увеличением лобового сопро­тивления, называется волновым кризисом. Помимо ухудшения аэродинамических характеристик крыла при М > М_кр резко ухудша­ются характеристики устойчивости и управляемости самолета.

Число М полета скоростных самолетов ограничивается величи­ной

М_пред =М_кр-АМ, где АМ — запас по числу М, равный 0,05...0,1.

Нарушение ограничения числа М может привести к возникновению таких опасных явлений, как обрат­ная реакция по крену на отклонение руля направления, затягивание в пи­кирование, "валежка" и др.

В полете с околокритическими числами М уменьшение фактическо­го угла стреловидности % выдвинуто­го вперед полукрыла при отклонении руля направления создает условия для более раннего возникновения на этом полукрыле волнового кризиса (рис. 12.2). Падение подъемной силы при волновом кризисе приводит к образованию кренящего момента на другое (на рис. 12.2 правое) полукрыло, т.е. проявляется обратная реакция по крену на отклонение руля направления - крен в сто­рону скольжения.

Одним из признаков превышения предельного числа М являет­ся затягивание самолета в пикирование. Суть этого явления состо­ит в следующем. Пусть самолет летит с некоторым числом М) > > М_пред и сбалансирован на определенном угле атаки (рис. 12.3). При увеличении числа М полета до значения М₂, как следует из зависимости сДМ), значение подъемной силы крыла уменьшится (У₂ < К[). Кроме того, центр давления сместится назад. Таким об­разом, кабрирующий момент крыла уменьшится (М_й < М_г1).

Так как скорость потока в области горизонтального оперения меньше скорости потока, набегающего на крыло, то критическое число М оперения больше М_кр крыла. Этому способствует и то, что оперение имеет более тонкие профили, чем крыло. Следова­тельно, волновой кризис на горизонтальном оперении начинается при больших числах М, чем на крыле. Это видно из сравнения кривых с,(М) для крыла и оперения, приведенных на рис. 12.3.

Таким образом, уменьшение кабрирующего момента крыла и увеличение пикирующего момента горизонтального оперения приводят к затягиванию самолета в пикирование.

Нарушение ограничения числа М так же, как и нарушение ог­раничения максимальной скорости, как указывалось, может при­вести к "валежке". Это может быть вызвано геометрической не­симметричностью полукрыльев, вследствие которой при полете с числом М > М_пред на одном из полукрыльев волновой кризис мо­жет начаться раньше, чем на другом, что приведет к появлению кренящего момента на то крьшо, где волновой кризис начался раньше.

Тенденция к "валежке" может иметь место на всех высотах. На больших высотах "валежка" может появиться при меньших (по сравнению с малыми высотами) скоростях полета, так как на больших высотах М_кр будет достигаться на меньшей скорости.

При возникновении явлений, связанных с нарушениями мак­симальной скорости и числа М, пилот должен устранить причи­ны, приведшие к этим явлениям, т.е. уменьшить скорость и число

М полета уменьшением тяги двигателей. Только после этого с по­мощью органов управления самолет надо вернуть к исходному ре­жиму полета.