Нормальная перегрузка самолета. Маневренные характеристики. Ограничение эксплуатационных скоростей

характеризующее изменение траектории полета в горизонтальной плоскости; jzбоковое ускорение, характеризующее изменение траектории в вертикальной плоскости.

Так, например, в установившемся горизонтальном полете, подъеме и снижении ускорения равны нулю (jx=0, jy=0, jz=0).

ДЕЙСТВИЕ РУЛЕЙ УПРАВЛЕНИЯ В КРИВОЛИНЕЙНОМ ПОЛЕТЕ

Оно в основном не меняется, но управление самолетом имеет некоторые особенности.

Руль высоты в криволинейном полете служит для изменения угла атаки и тем самым - для создания кривизны траектории в плоскости симметрии самолета (Рис. 170). При работе рулем высоты в криволинейном полете (так как самолет, двигаясь по кривой, одновременно поворачивается вокруг поперечной оси, а это приводит к увеличению угла атаки горизонтального оперения) возникает противодействующий момент горизонтального оперения криволинейному полету (демпфирующий момент), вследствие чего для увеличения угла атаки самолета необходимо отклонить руль управления на большую величину.

Руль направления в криволинейном полете, как и в прямолинейном, управляет скольжением самолета. Руль направления так же, как и руль высоты, при выполнении криволинейного полета создает демпфирующий момент (Рис. 171), что, в свою очередь, требует большего его отклонения во внутреннюю сторону криволинейного движения.

ВЛИЯНИЕ ГИРОСКОПИЧЕСКОГО МОМЕНТА ВОЗДУШНОГО ВИНТА

Допустим, что масса воздушного винта левого вращения самолетов Як-52 и Як-55 сосредоточена в двух грузах 1 и 2 (Рис. 172). В момент, когда воздушный винт находился в вертикальном положении, летчик отклонил ручку управления на себя, что привело к поднятию относительно горизонта капота самолета. Поднятие капота самолета приведет к возникновению скорости грузов и относительно поперечной оси Z, дополнительно к имеющейся уже окружной скорости относительно продольной оси X. Когда грузы займут горизонтальное положение, то по инерции они будут стремиться сохранить приобретенную скорость и при поднятии капота относительно горизонта. В результате действия этих скоростей грузов (направленных в противоположные стороны-груза 1" назад, груза2" вперед) возникает момент, называемыйгироскопическим

моментом воздушного винта М у.гир , под действием его самолет начинает разворачиваться влево (при воздушном винте левого вращения).

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА

Рис. 172 К объяснению гироскопического действия воздушного винта левого вращения на самолетах Як-52 и Як-55

Рис. 173 Гироскопическое действие воздушного винта левого вращения на самолетах Як-52 и Як-55

Реакция самолета, возникающая при отклонении рулей из-за действия гироскопического момента воздушного винта, зависит от направления перемещения капота самолета (Рис. 173).

Таким образом, направление перемещения капота самолета относительно горизонта при действии гироскопического момента воздушного винта находится путем перемещения его на 90° вокруг оси воздушного винта в сторону вращения.

Влияние гироскопического момента воздушного винта в полете компенсируется отклонением элеронов и руля направления (чаще руля направления) в соответствующую сторону, создавая момент, противоположный гироскопическому.

Например, на самолетах Як-52 и Як-55 при взятии ручки управления на себя возникающий момент парируется отклонением руля направления вправо (нажатием на правую педаль).

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПЕРЕГРУЗКИ

Перегрузкой называется отношение равнодействующей всех сил (кроме веса), действующих на самолет, к весу самолета.

В связанной системе координат определены перегрузки:

n х - продольная перегрузка;n у - нормальная перегрузка;n z - боковая перегрузка. Полная перегрузка определяется по формуле

n = n2		N 2.

Продольная перегрузка n х возникает при изменении тяги двигателя и лобового сопротивления.

Если тяга двигателя больше лобового сопротивления, то перегрузка положительная. Если же величина лобового сопротивления больше силы тяги двигателя, то перегрузка отрицательная.

Продольная перегрузка определяется по формуле

n X=	P − X

Выполнение фигур пилотажа в основном сопровождается возникновением больших нормальных перегрузок.

Нормальной перегрузкой n у называется отношение подъемной силы к весу самолета и определяется по формуле

n = Y .

Нормальная перегрузка, как видно из формулы (11.5), создается подъемной силой. В горизонтальном полете при спокойной атмосфере подъемная сила равна весу самолета, следовательно, перегрузка будет равна единице:

YГП = G= CyГП

n У ГП= Y G ГП = 1.

Рис. 174 Действие центробежной силы инерции на летчика а - при резком увеличении угла атаки, б - при резком уменьшении угла атаки

В криволинейном полете, когда подъемная сила становится больше веса самолета, перегрузка будет больше единицы.

При движении самолета по криволинейной траектории центростремительной силой является, как уже говорилось, подъемная сила, т. е. давление воздуха на крылья. При этом величине центростремительной силы всегда сопутствует равная, но противоположная по направлению центробежная сила инерции, которая выражается силой давления крыльев на воздух. Причем центробежная сила действует подобно весу (массе), а так как она всегда равна центростремительной силе, то при увеличении последней возрастает во столько же раз. Таким образом, аэродинамическая перегрузка подобна увеличению веса самолета (летчика).

При появлении перегрузки летчику кажется, что его тело стало тяжелее.

Нормальная перегрузка делится на положительную и отрицательную. Когда перегрузка прижимает летчика к сиденью, то эта перегрузка положительная, если же отделяет его от сиденья и удерживает на привязных ремнях -отрицательная (Рис. 174).

В первом случае кровь будет отливать от головы к ногам, во втором случае - приливать к голове.

Как уже говорилось, увеличение подъемной силы в криволинейном движении равносильно увеличению веса самолета на ту же величину, тогда

			G = Cy

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА
						СуP
		G YГП				Cy ГП (11.7)

где n ур - располагаемая перегрузка.

Из формулы (11.7) видно, что величина располагаемой перегрузки определяется запасом коэффициентов подъемной силы (запасов углов атаки) от потребного для горизонтального полета до его безопасного значения (СуТР или СуКР ).

Максимально возможная нормальная перегрузка может быть получена тогда, когда в полете на данной скорости и высоте полета будут полностью использованы возможности самолета по созданию подъемной силы. Эту перегрузку можно получить в том случае, когда самолет резко (без заметного уменьшения скорости полета) выводится на Су =Су макс :

	Y МАКС		Cy МАКС	ρ V2
n y=

Однако до такой перегрузки нежелательно доводить самолет, так как произойдет потеря устойчивости и срыв в штопор или штопорное вращение. По этой причине не рекомендуется на больших скоростях полета, особенно при выходе из пикирования, отклонять резко ручку управления на себя. Поэтому максимально возможную или располагаемую перегрузку принимают меньшей по величине, чтобы предупредить выход самолета на режим тряски. Формула определения этой перегрузки имеет вид

n y P = (0,8+ 0,85)n y макс .(11.9)

Для самолетов Як-52 и Як-55 графические зависимости располагаемых перегрузок от скорости полета показаны на Рис. 175, Рис. 176. При выполнении полетов на самолетах Як-52 и Як-55 располагаемая нормальная перегрузка в основном ограничена по прочностным характеристикам самолета.

Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-52:

с колесным шасси:

положительная +7; отрицательная -5;

с лыжным шасси:

Максимально допустимая эксплуатационная перегрузка для самолета Як-55:

в тренировочном варианте:

положительная +9; отрицательная -6;

в перегоночном варианте:

положительная +5; отрицательная -3.

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА

Превышение в полете этих перегрузок запрещается, так как могут появиться остаточные деформации в конструкции самолета.

При выполнении установившихся криволинейных маневров перегрузка зависит от запаса тяги силовой установки. Запас тяги определяется из условия сохранения заданной скорости в течение всего маневра.

Предельной перегрузкой по располагаемой тяге n уПРЕД называется наибольшая перегрузка, при которой тяга силовой установки еще уравновешивает лобовое сопротивление. Она определяется по формуле

ny ПРЕД= p p C У = P P K .

G Cx G (11.10)

Предельная по располагаемой тяге перегрузка зависит от скорости и высоты полета, так как вышеуказанные факторы влияют на располагаемую тягу Рр и от скорости аэродинамическое качество К.

Для расчета зависимости n у ПРЕД V необходимо иметь кривые Рр (V)для различных высот и сетку поляр. Для каждого значения скорости с кривой Рр (V) снимают значения располагаемой тяги, определяют

Cx = gSP P , с поляры для соответствующей скорости V снимают величину коэффициента Су и рассчитывают по формуле (11.10).

При маневрировании в горизонтальной плоскости с перегрузкой меньше располагаемой, но более предельной по тяге самолет будет терять скорость или высоту полета.

ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА НА ВЕЛИЧИНУ РАСПОЛАГАЕМОЙ НОРМАЛЬНОЙ ПЕРЕГРУЗКИ.

С изменением высоты полета изменяется плотность воздуха, следовательно, изменяется и потребный коэффициент подъемной силы Су, поэтому, как следствие, изменяется и располагаемая нормальная перегрузка.

Располагаемая перегрузка у земли при полете со скоростью VГП равна

ny PH= 0 =

При полете на другой высоте при той же скорости горизонтального полета располагаемая перегрузка n УР будет равна

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА
			ρ V 2
nyH =

Величина располагаемого коэффициента подъемной силы от высоты полета не зависит, следовательно, при том же полетном весе из формул (11.11) и (11.12) можно найти располагаемую перегрузку на высоте полета Н:

		ρН
У РН	У РН= 0

Из формулы (11.13) видно, что с поднятием на высоту располагаемая перегрузка уменьшается и на практическом потолке возможен только горизонтальный полет, при котором n у=1.

Для измерения перегрузки на самолете устанавливают прибор, получивший название акселерометр. Летчик, руководствуясь показаниями этого прибора, может своевременно уменьшить перегрузку, когда она становится опасной для прочности самолета. На самолетах Як-52 и Як-55 установлен акселерометр АМ-9С.

Ограничение перегрузки n у по прочности самолета.Предельно допустимые для конструкции самолета перегрузки зависят от его назначения. Наибольшую эксплуатационную перегрузку имеют маневренные самолеты, такие как пилотажные, спортивные и самолеты-истребители.

Существуют официальные государственные нормы прочности, устанавливающие предельно допустимые (эксплуатационные) перегрузки для каждого класса самолетов.

Физиологические ограничения перегрузок связаны с воздействием перегрузок на человеческий организм. Под воздействием перегрузок в человеческом организме происходит утяжеление всех его органов, деформация скелета, отлив крови от одних органов и прилив ее к другим. Величина перегрузки, которую может перенести человек, зависит от направления перегрузки, от времени ее воздействия и темпа нарастания, а также от общей и физической подготовки.

На переносимость перегрузки влияют следующие факторы: удобство расположения сиденья; температура; давление воздуха в кабине; степень утомляемости; субъективные особенности летчика. Легче переносятся перегрузки в направлении «спина - грудь» и «грудь - спина» и труднее - «таз - голова» (особенно при отрицательных перегрузках). При отрицательных перегрузках прилив крови к голове резко сказывается на работоспособности летчика. Поэтому для успешного овладения акробатическим пилотажем на самолете Як-55 необходимо заниматься физической подготовкой.

ВИРАЖ САМОЛЕТА

Вираж самолета - это криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости с разворотом

Часть виража, имеющая цель изменение направления движения на угол, меньший 360°, называется разворотом. Вираж с постоянной скоростью и углом крена называетсяустановившимся . Установившийся вираж без скольжения называетсяправильным (Рис. 177, а).

Рис. 177 Схемы виражей: а - правильный вираж; б - вираж с внутренним скольжением; в - вираж с внешним скольжением

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА

Рис. 178 Схема сил, действующих на самолет на вираже (вид спереди)

Вираж может быть неустановившимся, при котором будет меняться скорость и радиус, вираж со скольжением, вираж с набором или потерей высоты.

Если самолет имеет скольжение во внутреннюю сторону виража или во внешнюю, то направление скорости не совпадает с плоскостью симметрии и составляет с ней некоторый угол β (Рис. 177, б, в). В первом случае скольжение называетсявнутренним, во втором -внешним .

ПРАВИЛЬНЫЙ ВИРАЖ. СХЕМА СИЛ И УРАВНЕНИЯ ДВИЖЕНИЯ

На вираже на самолет действует подъемная сила Y и лобовое сопротивление X, вес самолета G и тяга силовой установки Р.

Для осуществления виража необходима неуравновешенная сила, направленная горизонтально к центру виража - центростремительная сила. Для получения этой силы необходимо накренить самолет элеронами в сторону виража на угол γ , который называется углом крена (Схема сил, действующих на самолет на вираже (Рис. 178). В результате этого на тот же угол наклонится и вектор подъемной силы крыла

Y. Разложив эту силу по вертикали и горизонтали, получим две силы - Ycos γ и Ysinγ . Из них сила Ycosγ должна уравновешивать силу веса самолета G, а сила Y sinγ служит центростремительной силой.

Значит, для осуществления правильного виража подъемная сила должна увеличиться с таким

расчетом, чтобы ее вертикальная составляющая Ycosγ могла уравновесить вес самолета G. Это достигается двумя способами: увеличением угла атаки или увеличением скорости полета. Если не выполнить эти условия, то вертикальная составляющая Ycos 7 будет меньше веса самолета и под действием разности сил

(G-Ycos 7) самолет будет снижаться на вираже, т. е.получится неправильный вираж - со скольжением.

Уравнения движения на правильном вираже будут иметь вид: условие постоянства скорости

Р-Х=0; (11.14)

условие постоянства высоты

Ycosγ -G=0; (11.15)

условие искривления траектории

Y sinγ = mV 2 ;

r В (11.16)

где r в - радиус виража.

ПОТРЕБНАЯ ПЕРЕГРУЗКА НА ВИРАЖЕ

Для выполнения виража подъемная сила должна быть увеличена, и тем больше, чем больше крен. Следовательно, на вираже создается перегрузка, причем она будет расти с увеличением крена.

На правильном вираже вес уравновешивается вертикальной составляющей подъемной силы. Выполняется условие G=Ycosγ , откуда нормальная перегрузка на вираже равна

Зависимость потребной перегрузки n у от углов крена на вираже показаны на графике Рис. 179.

Рис. 179 Зависимость перегрузки на вираже от крена

Следовательно, чем больше перегрузка, тем больше угол крена. При крене более 85° потребная перегрузка превышает эксплуатационную самолета Як-55 (+9), а при крене более 75°-эксплуатационную самолета Як-52 (+7)..

Величина предельного угла крена на вираже ограничивается теми же факторами, что и величина располагаемой и предельной по тяге перегрузки. С подъемом на высоту величина предельного угла крена в соответствии с уменьшением предельной перегрузки будет понижаться, вызывая при этом увеличение радиуса и времени виража.

Следовательно, следует помнить, что при выполнении виража на предельном угле крена по тряске даже незначительное увеличение угла крена может привести к срыву, так как запас по перегрузке от тряски до срыва невелик.

СКОРОСТЬ, ПОТРЕБНАЯ ДЛЯ ПРАВИЛЬНОГО ВИРАЖА

Для выполнения виража необходимо увеличить подъемную силу по сравнению с горизонтальным полетом. Этого увеличения можно достичь увеличением скорости полета при сохранении угла атаки либо увеличением угла атаки при сохранении скорости горизонтального полета.

Если α = const, CуB = CyГП = Су,

			ρ V2
G = Ycos γ = Cy							S cosγ
то из уравнения
		Cyρ Scos γ
Скорость, потребная на									больше, чем в горизонтальном полете. Так как

перегрузка на вираже всегда больше единицы, то и потребная скорость всегда больше скорости горизонтального полета при том же угле атаки.

Но это не значит, что для выполнения виража необходимо увеличить скорость. Если до выполнения виража полет выполнялся на малом угле атаки, т. е. на большой скорости, то для увеличения подъемной силы на вираже можно увеличить угол атаки. Если же до выполнения виража полет выполнялся на больших углах атаки, т. е. на малой скорости, то увеличить угол атаки нецелесообразно, так как возможен срыв в штопор или штопорное вращение, поэтому необходимо в этом случае увеличить скорость.

В последнем случае летчик нередко допускает ошибку, которая приводит к срыву в штопор.

Из полученной зависимости (11 18) следует, что на вираже скорость срыва, а также скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу атаки, будут большими, чем в горизонтальном полете, так как

			ρ V2 S		cosγ

при условии, что

VB =VГП =V.

ВЛИЯНИЕ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА НА ПОТРЕБНУЮ СКОРОСТЬ НА ВИРАЖЕ

С увеличением высоты полета скорость, потребная для виража, увеличивается. При этом нужно помнить, что на высоте скорость по прибору УС-450К остается неизменной. Поэтому, выполняя вираж на

АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА

высоте, необходимо выдерживать ту же скорость по прибору, которая необходима для выполнения виража у земли (при одинаковом полетном весе самолета).

Влияние веса самолета. С увеличением веса потребная скорость возрастает (смотри горизонтальный полет). Соответственно возрастает и потребная скорость для виража.

Влияние веса на скорость виража легко проследить, сопоставив характеристики виража самолетов Як-52 и Як-55.

ТЯГА И МОЩНОСТЬ, ПОТРЕБНЫЕ ДЛЯ ВИРАЖА

Потребной тягой и мощностью для виража называется необходимая тяга или мощность, уравновешивающая лобовое сопротивление самолета на правильном вираже при данных значениях угла атаки и угла крена.

Увеличение потребной скорости на вираже при неизменном угле атаки или увеличение угла атаки при неизменной скорости сопровождается увеличением лобового сопротивления по сравнению с его величиной в горизонтальном полете. Поэтому потребные для виража тяга и мощность должны быть больше, чем для горизонтального полета.

Рис. 180 Увеличение потребной для виража мощности в зависимости от угла крена

Как и в горизонтальном полете, тяга на вираже равна лобовому сопротивлению

P = X

ρ V2

но минимально допустимая скорость на вираже равна Р В = V ГП n У , следовательно,

скорости

ρ V2

n S,

Р В= Р ГПn У.

Из формулы (11.20) следует, что с увеличением крена (перегрузки) потребная тяга на вираже

возрастает Увеличение тяги на вираже возможно только за счет избытка тяги силовой установки

Потребная мощность равна произведению потребной тяги на скорость

N В=

В =

Р ГПn УV ГП АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА потребная мощность увеличивается сначала медленно, а потом все более резко (Рис. 180). На графике Например, при крене 20° потребная для виража мощность больше потребной для горизонтального полета на малую величину; при крене, равном 50°,- в два раза больше; при крене, равном 60°,- в три раза больше, а при крене, равном 70°,- в пять раз больше. Таким образом, для выполнения виража необходимо иметь избыток мощности. РАДИУС И ВРЕМЯ ВИРАЖА Радиус и время виража являются основными величинами, характеризующими маневренные возможности самолета в горизонтальной плоскости. Как уже говорилось, для выполнения виража необходима центростремительная сила. То есть для уменьшения радиуса виража необходимо увеличить горизонтальную составляющую подъемной силы Y sin γ , а для этого следует увеличить крен самолета, одновременно увеличивая подъемную силу увеличением угла атаки или скорости. Центростремительная сила, с одной стороны, равна Y sin γ , mV 2 Y sinγ = mV 2 ,r B откуда радиус виража будет равен mV 2 GV 2 Y sinγ gY sin γ sinγ gtgγ Таким образом, радиус виража определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Анализируя выражения формулы (11.22), сделаем заключение, что радиус виража будет тем меньше, чем: ; больше плотность воздуха ρ (с увеличением высоты полета радиус увеличивается); больше коэффициент подъемной силы Су; больше крен самолета y ; при Су=Судоп с уменьшением скорости радиус растет. Время виража определяется как отношение длины окружности, которую описывает центр тяжести самолета на вираже, к скорости самолета: t B= 2π r gtgγ −1 следовательно, время разворота на угол ϕ t РАЗ= − 1. Из формулы (11.23) видно, что время виража (как и радиус) определяется скоростью и нормальной перегрузкой. Для уменьшения времени виража необходимы те же условия, что и для уменьшения радиуса виража, но следует помнить, что скорость полета на время виража оказывает значительно меньшее влияние, чем радиус виража.

Основы полета Principles of Flight

Оксфордская авиационная академия

Четвертое издание

Соответствует требованиям EASA для получения ATPL

Часть 1

1 Определения

2 Атмосфера

3 Основные законы аэродинамики

4 Дозвуковое течение воздуха

5 Подъемная сила

6 Лобовое сопротивление

7 Сваливание

8 Механизация крыла

9 Обледенение

Часть 2

10 Устойчивость и управляемость

Часть 3

11 Управление самолетом

12 Механика полета

13 Полет на больших числах М

Часть 4

14 Ограничения

15 Сдвиг ветра

16 Теория воздушного винта

Часть четвёртая.

Глава 14 Ограничения

Ограничение эксплуатационных скоростей

В нормальной эксплуатации диапазон скоростей самолёта должен быть ограничен для обеспечения безопасности. Ограничиваются как максимальные, так и минимальные скорости.

Основные факторы, влияющие на ограничение скорости:

Прочность конструкции;

Жесткость конструкции;

Адекватная управляемость самолёта.

Прочность, это способность конструкции противостоять нагрузкам, а жесткость – деформациям.

Нагрузки и запас прочности

– максимальная нагрузка, ожидаемая в эксплуатации.

– нагрузка, приводящая к разрушению конструкции.

Запас прочности – отношение разрушающей и эксплуатационной нагрузки.

Для самолётных конструкций выбирается запас прочности 1,5. Это значительно ниже, чем запас прочности, закладываемый в другие конструкции, и объясняется требованием уменьшения веса самолёта. В связи с этим чрезвычайно важно не превышать ограничения, наложенные на эксплуатацию самолёта, поскольку запас прочности может быть легко превышен, что приведёт к разрушению конструкции.

Нагрузки на конструкцию самолёта

Конструкция самолёта должна выдерживать нагрузки горизонтального полёта, которые создаются подъёмной силой, лобовым сопротивлением, тягой двигателей и весом самой конструкции. Кроме этого самолёт должен выдержать нагрузки от маневрирования и полёта в турбулентной атмосфере.

Также конструкция должна быть достаточно жесткой, чтобы исключить появление таких явлений, как реверс элеронов, флаттер и дивергенция во всём разрешённом диапазоне скоростей.

Нормальная перегрузка

При конструировании, самолёт рассчитывается на определённую нормальную перегрузку (n y), обычно обозначаемую буквой «g».

n y = Y / G, где Y – подъёмная сила, G – вес самолёта.

В горизонтальном полёте n y = 1,0 (1g). Если самолёт выполняет манёвр, при котором подъёмная сила вдвое больше веса, то нормальная перегрузка n y = 2,0 (2g).

Предельные нагрузки на конструкцию самолёта обычно ограничивают назначением допустимых нормальных перегрузок. Но надо принимать во внимание, что нагрузка на конструкцию определяется произведением текущего веса самолёта на перегрузку. Например, крыло самолёта выдерживает нагрузку 10 тонн. Если самолёт весит 4 тонны, то предельная нагрузка будет достигнута при перегрузке 2,5g, а если вес самолёта 5 тонн, то это произойдёт при n y = 2,0g.

Поэтому предельно-допустимые перегрузки рассчитываются для максимальной массы самолёта .

Эксплуатационный диапазон нормальных перегрузок (V – n у диаграмма)

На рисунке изображён типичный диапазон допустимых перегрузок в зависимости от индикаторной скорости полёта.

EASA установила диапазон допустимых перегрузок в зависимости от категории проектируемого самолёта:

Так для самолётов нормальной категории допустимая положительная перегрузка должна быть от 2,5g до 3,8g, а отрицательная -1g.

Для самолётов многоцелевой вспомогательной категории, соответственно: + 4,4g и -1,76g.

Для самолётов акробатической категории: + 6g и -3g.

Допустимая положительная нормальная перегрузка для скоростных реактивных транспортных самолётов равна 2,5 g .

Граница С У МАХ

Линия ОА (на V – n у диаграмме) определяет располагаемые перегрузки, на которые может выйти самолёт, достигнув максимально-допустимого угла атаки. По мере роста скорости полёта эта перегрузка растёт и в точке «А» достигает ограничения по прочности.

Точка данной линии, соответствующая перегрузке 1g, даёт нам скорость сваливания горизонтального полёта V S и обозначена на графике точкой «S».

На рисунке в координатах перегрузка – скорость показаны три линии, соответствующие манёврам с достижением углов атаки 5°, 10° и α доп.

Если скорость полёта больше, чем соответствующая точке «А», то крыло самолёта в состоянии реализовать перегрузку, опасную для прочности конструкции. Но это не означает, что любой манёвр будет опасен. Задача пилотирующего лётчика помнить о возможности превысить ограничение по перегрузке и не допускать больших и резких движений органами управления самолётом на скорости более V A .

Также на рисунке изображен запас прочности 1,5, гарантирующий, что разрушение конструкции не начнётся на максимально-допустимой перегрузке, но, возможно, произойдёт на 2,5g × 1,5 = 3,75g.

Тем не менее, в диапазоне перегрузок 2,5g ÷ 3,75g может возникнуть остаточная деформация конструкции.

Расчётная скорость маневрирования V A

Это наибольшая скорость, при которой резкое и полное отклонение руля высоты на кабрирование (выполненное из установившегося горизонтального полёта) не приведёт к превышению расчётных нагрузок на конструкцию.

Скорость V A меньше, чем скорость, соответствующая точке «А», поскольку учитывается дополнительная нагрузка на хвостовую часть фюзеляжа и стабилизатор, возникающие при полном отклонении руля высоты.

Линия ОА представляет собой зависимость скорости сваливания самолёта от нормальной перегрузки. Как было рассмотрено в главе 7:

V S = V S1g × √ny

Например, самолёт имеет скорость сваливания горизонтального полёта (V S 1 g) 60 узлов и максимально-допустимую перегрузку 2,5, то скорость, соответствующая точке «А», получится: 60 × √2,5 = 95 узлов.

Влияние веса самолёта на V A

Скорость сваливания горизонтального полёта зависит от веса самолёта. Линия ОА нарисована для максимально-допустимого веса. При меньшем весе линия будет сдвигаться влево.

Соответственно будет уменьшаться и V A .

Например, у самолёта с весом 2500 кг V A = 95 узлов. Значит при весе 2000 кг

V A = 95 × √(2000 / 2500) ≈ 85 узлов.

20% уменьшения веса дают приблизительно 10% уменьшения V A

Расчетная скорость крейсерского полёта

Точке «С» на рисунке соответствует расчетная скорость крейсерского полёта. Эта скорость выбирается конструктором и используется для расчёта нагрузок на конструкцию в крейсерском полёте. Правила выбора данной скорости регламентированы требованиями к сертификации самолётов EASA CS 25.335 и CS 23.355 (Certification Specifications).

V C должна быть больше расчётной скорости преодоления вертикального порыва воздуха V B (рассмотрена ниже), и должна быть меньше расчётной предельной скорости V D и скорости горизонтального полёта на максимальном продолжительном режиме двигателей V H .

Например, CS 25 требует, чтобы V C была минимум на 46 узлов больше, чем V B . Также V C не должна быть более, чем 0,8 V D .

CS 23 имеет похожие требования.

Расчетная скорость крейсерского полёта используется при назначении максимально-допустимой скорости V MO /M MO .

CS 25.1505 требует, чтобы V MO /M MO было не больше, чем V C .

Расчётная предельная скорость

Точка «D» соответствует расчётной предельной скорости V D (dive speed). Эта скорость рассчитывается по условиям прочности самолёта. Согласно требований CS 25.335 (в)(1) самолёт, летящий на скорости V C , должен выдержать снижение в течение 20 секунд с углом (-7,5°) без уборки режима двигателей. Затем самолёт выводится из снижения с перегрузкой 1,5. Скорость, получившаяся в результате манёвра, и будет V D . Получают её методом аэродинамического расчёта.

Если результирующая скорость неприемлема по развитию скоростной тряски или другим причинам, то её могут заменить на V DF (максимальная скорость, продемонстрированная в лётных испытаниях).

Если скорость V MO нельзя умышленно превышать в нормальной эксплуатации, то скорость V D (V DF) нельзя превышать ни при каких условиях (5 марта 2011 года катастрофа Ан-148).

Отрицательная перегрузка

В нормальной эксплуатации маловероятно возникновение больших отрицательных перегрузок, тем не менее, самолёт должен быть достаточно прочным, чтобы выдержать небольшую отрицательную перегрузку.

Сваливание на отрицательных углах атаки

Если отрицательный угол атаки увеличивать по абсолютной величине, то в определённый момент произойдёт сваливание. (Если профиль крыла симметричный, то отрицательный и положительные углы атаки равны. При положительной кривизне профиля сваливание на отрицательных углах возникает на меньшем угле атаки.)

Линия ОН на рисунке представляет границу по отрицательному С У МАХ. Для больших самолётов, сертифицированных по CS 25, максимально-допустимая отрицательная перегрузка устанавливается -1. В диапазоне скоростей от V C до V D она линейно уменьшается до нуля.

Границы маневрирования

На рисунке изображена безопасная зона полёта в координатах индикаторной скорости и нормальной перегрузки.

Линия SL представляет диапазон скоростей горизонтального полёта. Линии SA и ОН показывают располагаемую перегрузку при достижении положительного и отрицательного С У МАХ. Линии ACD и HFE представляют максимальную положительную и отрицательную перегрузку, которую должна выдержать конструкция самолёта.

Скорости V C и V D используются для оценки прочности самолёта и не публикуются в руководстве по лётной эксплуатации, но опубликованные скорости рассчитываются на их основе.

Максимально-допустимые скорости

Для больших самолётов, сертифицированных по CS 25 (с максимальной массой более 5700 кг), максимально-допустимой скоростью является V MO . Для самолётов, сертифицированных по CS 23, эта скорость V NE (never exceed).

Скорость V MO (maximum operating)

Эту скорость нельзя преднамеренно превышать в нормальной эксплуатации. Она не может быть больше V C , и должна быть значительно ниже V D , чтобы непреднамеренное превышение V D было крайне маловероятным.

V MO это приборная скорость (IAS). При наборе высоты число М, соответствующее данной скорости, будет расти, и появятся дополнительные проблемы, связанные со сжимаемостью воздуха. Поэтому устанавливается дополнительное ограничение М МО. Переход с V MO на М МО происходит приблизительно на высоте 24000 ÷ 29000 футов.

Система предупреждения о превышении V MO /М МО

На самолёте устанавливаются две независимые системы звукового предупреждения о превышении V MO /М МО. Они включают трещотку (clacker), которая замолкает только после уменьшения скорости менее V MO /М МО.

При наборе высоте на постоянной приборной скорости возможно превышение М МО .

При снижении на постоянном числе М возможно превышение V MO .

Скорость V NE (never exceed)

V NE = 0,9 V D . Запас устанавливается на случай непреднамеренного превышения скорости V NE . На указателе скорости эта скорость обозначается красной радиальной линией в конце жёлтого сектора.

Скорость V NO (maximum structural cruise speed) (normal operating)

Это максимальная скорость крейсерского полёта в нормальной эксплуатации. Она не может быть больше, ни чем V C , ни чем 0,89 V NE .

На индикаторе скорости она обозначается верхним концом зелёного сектора.

Скорости от V NO до V NE обозначаются жёлтым сектором. Летать со скоростью в жёлтом секторе можно только в спокойной атмосфере и с повышенным вниманием.

Нагрузки от вертикального порыва (восходящего потока воздуха)

Вес конструкции самолёта должен быть минимальным при сохранении требуемой прочности. Требования к прочности самолёта при попадании в восходящий/нисходящий поток воздуха были сформулированы в конце 40-х годов 20-го века. Но их эффективность регулярно контролируется по записям бортовых самописцев в реальных полётах.

На рисунке синими пунктирными линиями показаны перегрузки, которые возникнут на самолёте при попадании в стандартные вертикальные порывы в зависимости от индикаторной скорости. (Часть пунктирной линии левее линии ОВ показывают нереализуемые перегрузки, поскольку самолёт будет находиться в сваливании.)

Видно, что зависимости перегрузки от скорости близки к линейным, в то же время как несущие способности крыла (линия ОВ) меняются в зависимости от скорости в квадрате.

Если рассмотреть восходящий поток +20 м/с, то видно, что на скорости менее V B крыло выйдет на закритические углы атаки и самолёт свалится. На скорости более V B самолёт не свалится, но чем больше будет скорость, тем больше будет возникшая перегрузка, и на определённой скорости она превысит максимально-допустимую по прочности.

Самолет проектируется так, чтобы он был в состоянии выдержать вертикальный порыв 20 м/с на скорости V B (расчётная скорость преодоления вертикального порыва ветра). При этом самолёт выйдет на С У МАХ. При полёте в турбулентной атмосфере на V B самолёт имеет максимальную защиту от повреждения конструкции, однако он близок к сваливанию.

При сертификации от самолёта требуется, чтобы от выдержал вертикальный порыв 15 м/с при полёте на V C (с практической точки зрения читай - V MO).

Также есть требование выдержать вертикальный порыв 7,6 м/с на скорости V D . (Скорости V B , V C и V D являются расчётными и не публикуются в руководстве по лётной эксплуатации.)

Публикуемая в руководстве скорость преодоления турбулентности V RA /M RA (rough air speed) больше, чем V B . Она обеспечивает минимальную вероятность, как сваливания, так и превышения максимально-допустимой перегрузки (более подробно ниже).

Влияние вертикального порыва на перегрузку

Вертикальный порыв меняет угол атаки крыла, вследствие чего изменяется нормальная перегрузка.

Следующий пример иллюстрирует влияние вертикального порыва на перегрузку.

Допустим, что самолёт выполняет горизонтальный полёт с С У = 0,42. Градиент изменения С У по α равен 0,1. Вертикальный порыв увеличил α на 3°. Какую перегрузку испытает самолёт?

Перегрузка = Подъёмная сила / Вес

В горизонтальном полёте перегрузка = 1 или 0.42 / 0,42

3° прирост угла атаки даст прирост С У: 3 × 0,1 = 0,3

Новый С У: 0,42 + 0,3 = 0,72

Возникшая перегрузка = 0,72 / 0,42 = 1,7

Для заданных скоростей самолёта и порыва прирост подъёмной силы зависит только от градиента С У по α (угла наклона графика С У = f(α)). Чем круче наклон, тем больше перегрузка.

На наклон данной кривой влияет относительное удлинение и стреловидность крыла.

При одном и том же приросте подъёмной силы прирост перегрузки будет зависеть от текущего веса самолёта (удельной нагрузки на единицу площади крыла). На более загруженном самолёте изменение перегрузки будет меньше (поскольку исходный С У горизонтального полёта больше).

Для заданного самолёта с заданным весом прирост перегрузки зависит только от истинной скорости полёта и вертикального порыва

Влияние вертикального порыва на сваливание

Когда самолёт попадает в восходящий поток, угол атаки крыла увеличивается. При неизменной скорости восходящего потока увеличение угла атаки будет тем больше, чем меньше скорость полёта. На малой скорости исходный угол атаки крыла велик и его дальнейшее увеличение из-за вертикального порыва может вызвать сваливание. Таким образом, при полёте в неспокойной атмосфере существует граница минимальной скорости, ниже которой скорость нельзя уменьшать из-за возможности попадания в сваливание.

Скорость преодоления турбулентности V RA / M RA (rough air speed )

В полёте при преодолении зоны турбулентности самолёт должен иметь скорость обеспечивающую защиту, как от сваливания, так и от чрезмерной перегрузки. Турбулентность описывается порывом ветра заданной скорости. При попадании в этот порыв скорость самолёта должна быть:

Достаточно большой, чтобы избежать сваливания и

Достаточно малой, чтобы не возникла опасная перегрузка.

При создании самолёта данные требования удовлетворяются расчётом скорости сваливания при заданном порыве и затем обеспечением достаточной прочности для выдерживания возникающей на этой скорости перегрузки.

Ключевой момент это выбор скорости порыва, поскольку она определяет возникающие нагрузки на конструкцию самолёта. А чем больше нагрузки, тем прочнее должны быть силовые элементы конструкции, тем тяжелее получится самолёт.

Скорость вертикального порыва, который самолёт должен выдержать на V B , равна 20 м/с. Также регламентируются скорости вертикального порыва, которые должен выдержать самолёт на V C и V D . Это, соответственно 15 и 7,6 м/с. Эти дополнительные требования выдвигаются, чтобы максимально защитить самолёт во всём диапазоне эксплуатационных скоростей. Обычная скорость крейсерского полёта близка к V C , а на скорость близкую к V D самолёт может попасть при возникновении проблем с управлением самолёта и т. п. (Например:/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/rezkoe_krenenie_samoljota/8-1-0-58 )

Поскольку при полёте в турбулентности лётчик должен уменьшить скорость, то вероятность неожиданного попадания в порыв на большой скорости невелика. Поэтому скорость расчётного порыва соответственно уменьшается.

Данные расчётные скорости вертикального порыва 20, 15 и 7,6 м/с (66, 50 и 25 футов/с) были установлены в начале 40-х лет 20 столетия, как результат анализа записей полётных регистраторов. Этот анализ продолжается и в наши дни и подтверждает правильность установленных границ.

Расчет нагрузок, возникающих на большом самолёте при попадании в турбулентность, не ограничивается расчётом прироста угла атаки и возникающей при этом перегрузке. Также учитываются:

Динамические нагрузки, возникающие из-за упругости конструкции

Особенности нестационарного обтекания крыла

Возможность постепенного усиления порыва

Уменьшение разницы между скоростью нормального крейсерского полёта и V MO на новейших модификациях самолётов

Статистическая вероятность попадания самолёта в зону сильной турбулентности

Ухудшение тормозных характеристик в крейсерской конфигурации.

Расчётные скорости V B , V C и V D , как и расчётные скорости порывов, являются индикаторными скоростями. Треугольник скоростей, определяющий прирост угла атаки, построен на истинных скоростях (см. стр. 10).

Выбор скорости преодоления турбулентности должен соответствовать прочности конструкции самолёта. При этом должна быть обеспечена устойчивость и управляемость самолёта. Также в расчёт берётся способность самолёта своевременно снизить скорость от крейсерской до скорости преодоления турбулентности.

Типичный график скоростей, по которым выбирается V RA /M RA , по высоте полёта указан на рисунке ниже.

График нарисован для среднего веса.

Линия АВ соответствует скорости сваливания горизонтального полёта.

СЕ – скорости сваливания при попадании в восходящий поток 20 м/с. (20 м/с индикаторной скорости потока соответствуют 40м/с истинной скорости потока на высоте 12 км)

GHI – скорости V MO /M MO .

JKL – скорости V DF /M DF . (максимальная скорость/число М, продемонстрированные в испытаниях)

MN – скорости, соответствующие максимально-допустимой нагрузке на конструкцию, при попадании в порыв 20м/с.

RS – максимальная высота, на которой самолёт может испытать перегрузку 1,5g не выходя на режим чрезмерной аэродинамической тряски.

На всех скоростях правее линии СЕ самолёт выдержит вертикальный порыв 20 м/с без сваливания и на всех скоростях левее линии MN самолёт выдержит такой порыв без ущерба для прочности конструкции. Поэтому линия ОР, соответствующая скорости преодоления турбулентности, лежит примерно посередине между этими линиями, обеспечивая одинаковую защиту, как от сваливания, так и от чрезмерной перегрузки.

Линия MN имеет необычную форму, потому что прочность различных частей самолёта становится критичной на разных высотах полёта. Фактически эта линия является левой границей семейства кривых, определяющих допустимую нагрузку на различные части самолёта.

Для удобства выбирают одну скорость V RA не изменяющуюся по высоте, переходящую на больших высотах в M RA . Поскольку болтанка имеет совершенно случайный характер, то скорость V RA /M RA обеспечивает равную защиту 50% - 50% от сваливания и от чрезмерной перегрузки.

При увеличении/уменьшении полётного веса границы СЕ и MN передвигаются. При увеличении веса – сближаются, при уменьшении – раздвигаются, но средняя линия, соответствующая V RA /M RA практически не движется. Поэтому вес самолёта не влияет на скорость преодоления турбулентности.

Вес самолёта влияет на границу RS. С увеличением веса максимальная высота, на которой самолёт выдержит прирост перегрузки 0,5g, понижается. Чтобы обеспечить защиту тяжёлого самолёта при сильной болтанке следует уменьшить высоту.

Ограничения по скорости при неубранном шасси

Обычно шасси убирают сразу же после отрыва от ВПП, чтобы уменьшить лобовое сопротивление и увеличить градиент набора высоты. Поэтому узлы навески шасси, створки ниши и привод выпуска-уборки шасси не рассчитывают на работу на больших приборных скоростях полёта. В противном случае это привело бы к неоправданному увеличению веса конструкции.

V LO (EXT) и V LO (RET) : максимальные скорости, соответственно, выпуска и уборки шасси.

Если передняя стойка убирается против потока, то V LO (RET) обычно ограничена по располагаемому усилию гидроцилиндра уборки.

В процессе выпуска первыми открываются створки ниши шасси. Створки шасси обычно не предназначены для восприятия большой аэродинамической нагрузки в выпущенном положении. Поэтому V LO (EXT) обычно ниже V LE .

V LE: максимальная скорость с выпущенными шасси. Иногда возникает необходимость в техническом перелёте с выпущенными шасси. В этом случае створки шасси, как правило, закрыты, что позволяет лететь с большей скоростью.

Максимальная скорость полёта с выпущенной механизацией крыла

Механизация крыла предназначена для сокращения взлётной и посадочной дистанции и используется на относительно малых скоростях полёта. Механизмы выпуска-уборки, узлы навески и сами перемещаемые поверхности не рассчитаны на восприятие нагрузок, которые могут возникнуть на больших скоростях.

Механизация крыла увеличивает С У МАХ и уменьшает скорость сваливания, что позволяет крылу при попадании в порыв создать большую перегрузку на относительно малой скорости (закрашенная зона на рисунке). Это требует дополнительной защиты от возможных чрезмерных нагрузок. Максимально-допустимая перегрузка при выпущенной механизации крыла ограничена до 2,0g.

При полёте в турбулентной атмосфере нужно выпускать механизацию как можно позже, поскольку при выпущенной механизации вероятность непреднамеренного превышения предельной перегрузки значительно повышается.

V FE: максимально-допустимая скорость с выпущенной механизацией (для каждого положения механизации существует своя V FE)

1. 10) [Текст]: научно-аналитический журнал (издаётся с 2007 г.)

   Документ

   АКАДЕМИЧЕСКИЙ ВЕСТНИК № 4 (10) [Текст]: научно-аналитический журнал (издаётся с 2007 г.). Тюмень: «Тюменская государственная академия мировой экономики, управления и права» («ТГАМЭУП»), 2009.

2. Рязанцев Виктор Иванович прогнозирование устойчивости движения автомобиля с активно управляемым схождением колес специальность 05. 05. 03 Колесные и гусеничные машины автореферат

   Автореферат

   Защита диссертации состоится "30" июня 2008 г. в 1430 на заседании диссертационного совета ДД212.141.07 в Московском государственном техническом университете им.

3. Правительство Российской Федерации Постановление от 10 сентября 2009 г. №720 Об утверждении технического регламент

   Регламент

   2. Технический регламент о безопасности колесных транспортных средств вступает в силу по истечении 12 месяцев со дня официального опубликования настоящего Постановления.

4. В. А. Гребенников оглавление часть первая общие вопросы детской анестезиологии и реаниматологии глава I. Анестезиология и реаниматология в педиатрии. В. А. Михельсон Глава II. Краткий исторический очерк

   Исторический очерк

   Первый в нашей стране учебник по детской анестезиологии и реаниматологии был написан профессором нашей кафедры В. А. Михельсоном 15 лет назад. Прошедшие годы показали, что этот труд оказался весьма полезным для подготовки по анестезиологии

5. Плавным сопряжением низкорасположенного крыла и фюзеляжа, двумя разнесенными двигателями, установленными в хвостовой части, и двухкилевым вертикальным оперением

   Документ

   КОНСТРУКЦИЯ. Истребитель МиГ-29 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с плавным сопряжением низкорасположенного крыла и фюзеляжа, двумя разнесенными двигателями, установленными в хвостовой части, и двухкилевым вертикальным оперением.