Ограничение минимальной скорости

Ограничение минимальной скорости полета обусловлено тре­бованиями устойчивости самолета на больших углах атаки. Уменьшение скорости полета сопровождается уменьшением ско­ростного напора. Так как подъемная сила пропорциональна скоростному напору, то для ее сохранения требуется тем больший угол атаки, чем меньше скорость полета. Таким образом, полет с малой скоростью при условии сохранения величины подъемной силы происходит с большими углами атаки, что является опас­ным, так как может привести к сваливанию самолета. Кроме того, при малой скорости полета снижается эффективность органов управления, что ухудшает управляемость самолета.

Теоретическая минимальная скорость К_{т1птеор} полета самолета для данных полетной массы т_пол, конфигурации и высоты Н опре­деляется значением максимального коэффициента подъемной силы с_{у тах}:

Величина с_{у тах} реализуется на критическом угле атаки а_кр. Практически полет на а = а_кр недопустим, так как в этом случае в силу даже незначительной несимметрии срыва потока с несущих поверхностей происходит сваливание самолета.

Срыв потока с несущих поверхностей начинается при углах атаки, на которых нарушается линейный характер зависимости с_у(а). Но интенсивность срыва при этом довольно мала, и коэф­фициент подъемной силы продолжает увеличиваться с ростом угла атаки, однако все медленнее по мере приближения угла атаки к а_кр. Полет на этих, околокритических, углах атаки сопровожда­ется предупредительной тряской. Предупредительная тряска — это хорошо заметная для пилота аэродинамическая тряска конструк­ции, возникающая вследствие срыва потока при увеличении угла атаки свыше а_кр.

Предупредительная тряска особенно характерна для самолетов с прямым крылом, у которых зависимость с_у(а) наиболее крутая. У самолетов со стреловидным крылом предупредительная тряска выражена гораздо слабее.

Для каждого самолета установлено максимально допустимое значение угла атаки а_доп, которому соответствует величина с_уаоп. Допустимый угол атаки а_доп - это наибольший разрешаемый в ожидаемых условиях эксплуатации угол атаки самолета. Значения а_доп определяются для каждой конфигурации самолета.

Скорость, соответствующая с_удоп, называется минимально до­пустимой скоростью полета

Минимально допустимая скорость полета должна быть в

1,25.. . 1,35 раза больше скорости сваливания, т.е. скорости, при которой начинается сваливание самолета при заданных конфигу­рации, полетной массе и режиме работы двигателей. Обычно значение с_улоп для конкретных самолетов определяется по резуль­татам летных испытаний. Ориентировочно можно принимать

Для самолетов с ТВД величина У_{тт доп} зависит еще и от режима работы двигателей. Обдув крыла винтами увеличивает с_г Чем меньше скорость полета, тем ощутимее сказывается влияние об­дува.

Выпуск закрылков вызывает резкое увеличение коэффициента подъемной силы крыла и соответствующее уменьшение минималь­ной скорости полета.

В случае выхода самолета на режим сваливания пилот должен немедленно и энергично отдать штурвал от себя для вывода само­лета на эксплуатационные углы атаки с последующими отклоне­ниями руля направления и элеронов для ликвидации возникшего крена. После прекращения непроизвольного кренения необходи­мо вернуть руль высоты в положение, близкое к балансировочно­му, плавно вывести самолет в горизонтальный полет. Выводить самолет из снижения после сваливания нужно движением штурва­
ла на себя, не допуская больших вертикальных перегрузок и по­вторного выхода на большие углы атаки.

Парирование элеронами непроизвольно возникшего крена опасно, так как это может вызвать увеличение крена из-за срыва потока на конце крыла. Пилот обязан сначала прекратить срыв- ную тряску, отдав штурвал от себя, и только после этого устранить крен и скольжение, действуя рулем направления и элеронами. Ка­тегорически запрещается при наличии срывной тряски париро­вать кренение самолета элеронами и рулем направления до отдачи штурвала от себя.

Ограничение высоты полета

Из условия горизонтального полета F= mg можно получить вы­ражение для коэффициента подъемной силы, потребного для по­лета:

Видно, что для данного самолета с,,_потр зависит от высоты и ско­рости полета, т.е. с_уптр=/(Н, V). Эта зависимость в графическом виде представлена на рис. 12.4. Здесь же приведено значение с_уаоп.

Рис. 12.4 показывает, что запас по с_у, равный разности между значениями с_улоп и с_{у потр}, уменьшается с увеличением высоты поле­та Н. При некоторой высоте полета запас по с_у равен нулю. При полете на высоте, при которой с_удоп — с_{у 1ютр} = 0, любое незначи­тельное воздействие на самолет (вертикальный восходящий по­
рыв, случайное взятие штурвала на себя) может вывести его на опасные углы атаки. Эта высота называется предельной высотой полета #_прсд.

Величина Н_преа для данного самолета зависит от его полетной массы и уменьшается с ее увеличением.

Ограничение перегрузки

В полете самолет может испытывать перегрузки, направленные по трем его осям - продольной, вертикальной и поперечной. Од­нако наиболее значительные перегрузки действуют на самолет в направлении вертикальной оси. В полете вертикальная перегрузка может меняться при изменении угла атаки самолета вследствие отклонения руля высоты, изменении положения закрылков, ре­жима работы двигателей и при попадании самолета в вертикаль­ный порыв ветра.

, Допустимые значения вертикальных перегрузок для самолета определяются прочностью конструкции и выходом самолета на большие углы атаки, при которых возможны потеря управляемо­сти и сваливаниё\Ограничение вертикальной перегрузки опреде­ляется одним из этих факторов в зависимости от высоты полета.

При увеличении аэродинамических сил растут нагрузки на эле­менты конструкции самолета. С увеличением подъемной силы рас­тут перерезывающая сила, изгибающий и крутящий моменты, дейст­вующие на крыло. При определенном значении подъемной силы У_тр крыло начинает разрушаться. Перегрузка, соответствующая это­му значению подъемной силы для данной полетной массы, называ­ется разрушающей перегрузкой,

Предельно допустимая величина эксплуатационной перегрузки я’доп может быть получена делением разрушающей перегрузки на коэффициент запаса прочности

Значение предельно допустимой эксплуатационной перегрузки для данного самолета зависит от полетной массы и уменьшается с ее увеличением.

При попадании самолета в вертикальный восходящий порыв угол атаки увеличивается. Это приводит к росту подъемной силы на величину

превосходить перегрузки, допустимые по условиям прочности конструкции. Для больших высот максимальные значения Ап_упоп существенно уменьшаются. Таким образом, на малых высотах пе­регрузка ограничивается по прочности конструкции самолета, а на больших - условием непревышения величины Ас_уаоп, т.е. воз­можностью сваливания самолета.

Отношение величины подъемной силы сваливания к подъем­ной силе в установившемся горизонтальном полете называется располагаемой перегрузкой я_>1[МСП. Эта величина может быть найде­на по формуле

Чем меньше угол атаки, на котором происходит полет, тем меньше с_{у исх} и, следовательно, тем больше располагаемая пере­грузка. Таким образом, для вывода самолета на режим сваливания требуется создать большую перегрузку при полете на большей ско­рости, чем при полете на меньшей скорости.

Приращение перегрузки, потребное для вывода самолета на угол атаки сваливания, называется запасом перегрузки Ап_узт:

Если запас перегрузки в полете станет равным нулю, значит са­молет выведен на угол атаки сваливания, которое может произой­ти на любой скорости полета

Вертикальная перегрузка имеет еще одно ограничение - фи­зиологическое. Переносимость человеческим организмом пере­грузки зависит от направления ее действия. Легче переносятся пе­регрузки в направлении "грудь — спина", чем в направлении "голо­ва — ноги". Кроме того, переносимость перегрузки зависит от ее величины и времени действия на человеческий организм. В РЛЭ всех типов ВС при вводе в снижение и при выводе из него прира­щение перегрузки Ап_у <0,5. Это ограничение установлено из усло­вия обеспечения комфорта для пассажиров.

Ограничение центровки

Центровкой самолета 5с_т называется отношение координаты его центра тяжести (ЦТ), отсчитываемой от носка средней аэроди­намической хорды (САХ), к длине САХ Ь_а:

х_т =^--100 %.

К

Продольная устойчивость самолета в значительной мере опре­деляется взаимным расположением двух характерных точек — центра тяжести и фокуса. Фокусом х_г самолета называется точка, продольный момент относительно которой не зависит от угла ата­ки, т.е. точка приложения приращения подъемной силы, образую­щегося при изменении угла атаки. Необходимое условие продоль­ной устойчивости самолета - расположение центра тяжести впе­реди фокуса. В этом случае при воздействии на самолет возмуще­ний (как внешних, так и внутренних) всегда появляется момент, противоположный по знаку возмущающему моменту, т.е. стаби­лизирующий момент.

В полете центр тяжести самолета может перемещаться вследст­вие как выработки топлива, так и передвижения пассажиров и членов экипажа. Фокус же самолета в летном диапазоне углов ата­ки практически не изменяет своего положения. В соответствии с требованием достаточной продольной устойчивости и управляе­мости положение центра тяжести самолета на всех этапах полета может изменяться в строго определенных границах, устанавливае­мых предельно передней и предельно задней центровками.Для того чтобы иметь удовлетворительные пилотажные харак­теристики, гражданское ВС должно быть не просто устойчивым, а иметь достаточный запас устойчивости, равный расстоянию меж­ду центром тяжести самолета и его фокусом. Чем ближе центр тя­жести самолета смещается к фокусу, тем меньше запас продоль­ной статической устойчивости, т.е. тем меньшие по величине ста­билизирующие моменты действуют на самолет при его возмущен­ном движении, и самолет все более "вяло" возвращается к исходно­му углу атаки. Поэтому смещение центра тяжести назад ограничи­вается требованием обеспечения достаточного запаса продольной статической устойчивости в крейсерском полете и устанавливает­ся предельно задней центровкой х_{пр зад}.

Расстояние между предельно задним положением центра тяже­сти и фокусом называется минимально допустимым запасом ус­тойчивости:

® min доп % f — Х_{пр зад} .

Величина a_{min доп} регламентируется для каждого типа самолета. На взлете и посадке для создания необходимого взлетного или по­садочного положения самолета пилот преодолевает стабилизи­рующие моменты, отклоняя руль высоты. При слишком передней центровке потребный угол отклонения руля высоты может стать больше максимального и пилот будет не в состоянии создать не­обходимое взлетное или посадочное положение самолета. Во из­бежание этого перемещение центра тяжести вперед ограничивает­ся предельной передней центровкой х_{пр пер}\Таким образом, перед­няя центровка ограничивается требованием достаточности расхо­да руля высоты на взлете и посадке. Перемещение центра тяжести самолета на всех этапах полета может осуществляться только в пределах эксплуатационного диапазона центровок (ЭДЦ).

Изменение массы в результате выгорания топлива для средних и дальних магистральных самолетов может составить 30...35 % от полетной массы самолета. Для обеспечения наименьшего переме­щения центра тяжести в полете устанавливается определенный порядок расходования топлива с помощью специального автома­тического устройства.