avangard-pressa.ru

Ограничения минимальной скорости полета - Механика

Ограничение минимальной скорости полета обусловливается требованиями устойчивости самолета на больших углах атаки.

Уменьшение скорости полета сопровождается уменьшением ско­ростного напора. Так как аэродинамическая подъемная сила про­порциональна величине скоростного напора, то для ее сохранения на постоянной высоте полета требуется тем больший угол атаки, чем меньше скорость полета.

Теоретическая минимальная скорость полета самолета опре­деляется значением сy mах (максимального коэффициента подъем­ной силы):

Максимальный коэффициент подъемной силы соответствует критическому углу атаки αкр (рис. 1).

Рис. 1. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

Практически полет на критическом угле атаки недопустим, так как в этом случае даже при незначительной несимметрии сры­ва потока с левого и правого полукрыльев происходит сваливание самолета.

При углах атаки, на которых нарушается линейный характер зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки, начи­нается срыв потока с верхней поверхности крыла. 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 его критическому зна­чению.

Полет на околокритических углах атаки сопровождается так называемой предупредительной тряской.

Предупредительная тряска — это хорошо заметная дляпилота аэродинамическая вибрация конструкции, возникаю­щая вследствие срыва потока при увеличении угла атаки бо­лее αкр.

Предупредительная тряска свойственна самолетам с прямым крылом (к их числу относится и Як-40), для которых характерна Наиболее крутая зависимость коэффициента подъема силы от уг­ла атаки.

При угле атаки, большем критического, начинается свалива­ние самолета. Следовательно, из соображений безопасности поле­та практически максимальным значением коэффициента подъем­ной силы должно быть значение, которое меньше коэффициента подъемной силы сваливания. Это значение называется допусти­мым коэффициентом подъемной силы су доп, а угол атаки, которому оно соответствует, — допустимым углом атаки α доп.

Значение су доп определяется для каждой конфигурации самоле­та в разрешенном диапазоне скоростей.

В соответствии с Нормами Летной Годности гражданских Само­летов СССР (НЛГС—2) при су = су доп должны выполняться сле­дующие условия:

— не должно возникать самопроизвольных колебаний само­лета, которые невозможно было бы немедленно парировать;

— должна быть обеспечена приемлемая управляемость по тан­гажу, крену и рысканию;

— должен быть обеспечен запас по углу атаки (от угла ата­ки сваливания) не менее 3°;

— не должно быть тряски, угрожающей прочности конструк­ции или затрудняющей пилотирование;

— не должно возникать таких нарушений работы силовых ус­тановок и систем, которые требовали бы немедленных действий пилота по восстановлению их нормальной работы.

Скорость полета, соответствующая допустимому коэффициенту подъемной силы, называется минимально допустимой скоростью полета:

Минимально допустимая скорость полета должна быть в 1,25— 1,35 раза больше скорости сваливания.

Значение допустимого коэффициента подъемной силы для каж­дого типа самолета определяют по результатам летных испытаний. Для самолетов с прямым крылом допустимый коэффициент подъ­емной силы примерно равен критическому коэффициенту подъем­ной силы су кр .

Очевидно, что чем больше разница между су кр и су доп, тем больше запас по углу атаки и, следовательно, меньше опасность сваливания самолета. У самолетов с прямым крылом запас по углу атаки весьма мал, поэтому у них при выходе на большие углы атаки тряска и сваливание наступают практически одновре­менно.

На величину минимально допустимой скорости полета само­лета влияют его полетная масса и конфигурация. Увеличение по­летной массы приводит к увеличению скорости сваливания и ми­нимально допустимой скорости полета. При выпуске закрылков происходит резкое увеличение коэффициента подъемной силы и такое же уменьшение минимальной скорости полета. Зависимость минимально допустимой скорости полета самолета от его полетной массы и конфигурации показана на рис. 2. Пунктирными линиями изображены скорости сваливания.

Рис. 2. Зависимость минимально допустимой скорости от полетной массы и конфигурации самолета

ОГРАНИЧЕНИЯ ПЕРЕГРУЗКИ

Перегрузка — это вектор, совпадающий по направлению с результирующей всех действующих на самолет внешних сил (кро­ме сил инерции и массы самолета), а по величине равный отноше­нию этой результирующей силы к полетной массе, умноженной на ускорение свободного падения.

В полете самолет испытывает перегрузки, направленные по всем его осям — продольной, вертикальной и поперечной. Наиболее зна­чительные перегрузки действуют на самолет в направлении вер­тикальной оси. Вертикальная перегрузка в полете может изме­няться при изменении угла атаки самолета вследствие отклонения руля высоты, при изменении положения закрылков, режима работы двигателей и при попадании самолета в вертикальный порыв воздуха.

Допустимые значения вертикальной перегрузки для самолета определяются тремя факторами:

— прочностью конструкции;

— физиологической выносливостью человека по отношению к перегрузке;

— выходом самолета на большие углы атаки, при которых возможны потеря управляемости и сваливание.

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

ny разр= Y разр/mпол · q

В полете не должна допускаться перегрузка, при которой от­дельные части самолета могли бы получить остаточную деформа­цию. Предельно допустимая величина эксплуатационной перегруз­ки nэy доп получается делением nу разр на так называемый коэффи­циент безопасности f.

Для транспортных самолетов f=1,5—2,0.

Величина nэy допзависит от mпол самолета (рис. 3). Для самоле­та Як-40 максимально допустимая эксплуатационная перегрузка nэy доп=3,5

Рис. 3. Зависимость предельно допустимой величины эксплуатационной перегрузки от полетной массы

При маневрировании самолета в вертикальной плоскости и, в частности, при взятии штурвала на себя угол атаки самолета увеличивается, что вызывает соответствующее увеличение подъем­ной силы и вертикальной перегрузки. Приращение перегрузки Δnу при вертикальном маневре пропорционально приращению коэффи­циента подъемной силы Δсу и обратно пропорционально исходному значению этого коэффициента:

Δnу = Δсу/суисх

Таким образом, для каждой высоты и скорости полета суще­ствует вполне определенное значение приращения коэффициента подъемной силы, которое увеличивает значение коэффициента су до допустимой величины судоп, превышать которую нельзя.

Для малых высот и определенного диапазона скоростей допу­стимые приращения перегрузки довольно значительны и могут превосходить перегрузки, допустимые по условиям прочности кон­струкции. Для больших высот максимальные величины допустимой перегрузки существенно уменьшаются. Таким образом, ограниче­ния перегрузки на малых высотах связаны с прочностью конст­рукции самолета, а на больших высотах — с опасностью свалива­ния самолета.

Следовательно, допустимая перегрузка — это значение верти­кальной перегрузки при маневре, определяемое по данной полетной массе самолета и соответствующей величине допустимого коэффи­циента подъемной силы.

Отношение коэффициента подъемной силы сваливания к исход­ному называется располагаемой перегрузкой:

Δnу расп = Δсу св /суисх

Чем меньше угол атаки, на котором происходит полет, тем меньше исходный коэффициент и, следовательно, тем больше рас­полагаемая перегрузка, т. е. для вывода самолета на режим сва­ливания потребуется большая перегрузка при полете на большей скорости.

Величина приращения перегрузки, потребная для вывода само­лета на угол атаки сваливания, называется запасом перегрузки:

Δnу зап = Δсу св /су исх - 1

Если запас перегрузки в полете окажется равным 0, это озна­чает, что самолет выведен на угол атаки сваливания.

ОГРАНИЧЕНИЯ ЦЕНТРОВКИ

Центровкой самолета называется отношение длины отрезка средней аэродинамической хорды (САХ) от носка до центра тяжести к общей длине САХ (рис. 4):

Рис. 4. Центровка самолета

Фокусом самолета называется точка, относительно которой продольный момент не зависит от угла атаки в пределах линей­ной зависимости су от а.

Необходимым условием достаточной продольной устойчивости самолета является такое взаимное расположение центра тяжести и фокуса, при котором центр тяжести лежит впереди фокуса.

В этом случае при воздействии на самолет возмущений всегда появляется стабилизирующий момент, противоположный по знаку возмущающему.

В полете центр тяжести самолета может перемещаться как за счет выработки топлива, так и при перемещении пассажиров и членов экипажа. Фокус же самолета практически не изменяет сво­его положения. Исходя из требования обеспечения достаточной продольной устойчивости и управляемости самолета допускается перемещение центра тяжести самолета на всех этапах полета лишь в пределах строго определенных границ (предельно передняя и предельно задняя центровки).

Для того чтобы иметь приемлемые пилотажные характеристи­ки; самолет должен обладать достаточным запасом устойчиво­сти, который определяется расстоянием между центром тяжести самолета и его фокусом, выраженным в долях САХ:

ХF = координата фокуса, отсчитываемая от носка САХ. Чем ближе центр тяжести самолета к фокусу, тем меньше запас продольной статической устойчивости, т. е. тем меньшие по величине стабилизирующие моменты действуют на самолет при его движении в возмущенном потоке, и самолет «вяло», т. е. с мень­шей угловой скоростью, возвращается к исходному углу атаки. По­этому перемещение центра тяжести самолета назад ограничивает­ся требованиями достаточного запаса продольной статической ус­тойчивости в крейсерском полете и определяется предельно зад­ней центровкой Xпр.з (Рис - 5).

Рис. 5. Ограничения центровки

Расстояние между предельно задней центровкой и фокусом на­зывается минимально допустимым запасом устойчивости:

Для самолета Як-40 предельно задняя центровка составляет 32% САХ.

При перемещении центра тяжести самолета вперед стабилизи­рующий момент возрастает, самолет становится более устойчивым по углу атаки. Но при этом увеличиваются потребные углы от­клонения руля высоты, а, следовательно, растет градиент про­дольных усилий, необходимых при управлении самолетом. При самопроизвольной перекладке стабилизатора полностью на пики­рование на этапах взлета и продолжения взлета тянущие усилия и углы отклонения руля высоты вверх могут превысить величины, максимально допустимые Нормами летной годности самолетов. Подобное явление возникает и при заходе на посадку со стаби­лизатором, уведенным на пикирование.

Предельно передняя центровка ограничивается величинами:

— для взлета с искусственной или грунтовой ВПП с прочно­стью грунта 10 кгс/см2 и более—17% САХ;

— для взлета с грунтовой ВПП с прочностью грунта менее 10 кгс/см2—19% САХ.

Если взлетная масса самолета менее 16100 кг, допускается уменьшение предельно передней центровки на 0,3% САХ на каж­дые 100 кг уменьшения взлетной массы.

Предельно передняя центровка при посадке составляет 13% САХ.

Если посадочная масса самолета меньше 14000 кг, разрешается уменьшать предельно переднюю центровку на посадке на 1% на каждые 500 кг уменьшения посадочной массы, но во всех случаях центровка на посадке должна быть не менее 13% САХ.

Таким образом, перемещение центра тяжести самолета впе­ред ограничивается требованием достаточной управляемости на взлете и, в особенности, на посадке.

При разбеге силы трения колес шасси Fтр1 и F:тр2 (рис. 6) создают относительно центра тяжести самолета пикирующий мо­мент, который должен быть преодолен при подъеме передней опо­ры самолета и отрыве взятием штурвала на себя. Чем ниже прочность грунта ВПП, тем больше силы трения и пикирующий момент, а следовательно, и большее усилие надо приложить к штурвалу при подъеме передней опоры и отрыве самолета от ВПП. При слишком передней центровке и плохом состоянии грунтовой ВПП потребные усилия на штурвале могут оказаться чрезмерно большими, что существенно усложнит пилотирование самолета на взлете.

Рис. 6. Пикирующий момент самолета на разбеге

ОГРАНИЧЕНИЯ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА

С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается, что требует увеличения угла атаки для обеспечения соответствия подъемной силы полетной массе самолета.

При определенных высоте и скорости полета потребные значения угла атаки и коэффициента подъемной силы су потр станут равны­ми их допустимым значениям. При этом незначительное воздей­ствие на самолет (вертикальный восходящий порыв, случайное взятие штурвала на себя и т. п.) может вывести его на опасные углы атаки. Поэтому предельная высота полета ограничивается таким образом, чтобы при попадании на этой высоте в восходящий порыв с определенной вертикальной скоростью (Vу = 10 м/с) зна­чение су потр не превысило су доп. Максимальная высота полета для самолета Як-40 ограничивается величиной 8000 м. Для обеспечения нормальной жизнедеятельности экипажа и пассажиров на са­молетах Як-40 с перепадом давления в гермокабине 0,3 кгс/см2 максимальная высота полета в равнинной местности ограничивает­ся величиной 6000 м (за исключением случаев, когда осуществля­ется перегонка воздушного судна).

  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат
  • Реферат