Ограничения минимальных скоростей Г.П.

 

Рассмотрим установившийся полет самолета в горизонтальной плоскости, т.е. такое движения ВС, параметры которого (скорость полета и высота) не изменяются со временем. Крен и скольжение отсутствуют, условия наружного воздуха не изменяются.

Предполагаем, что самолет сбалансирован и все силы приложены в центре масс. При этих условиях уравнения движения скоростей в скоростной СК имеют вид:

Y_a=G; X_a=P_г.п., где Y_a и X_a – подъемная сила и сила лобового сопротивления; P_г.п – тяга, потребная для уравновешивания лобового сопротивления самолета; G-вес ВС. Эти уравнения позволяют рассчитать параметры полета и проанализировать влияние на них условий эксплуатации. Первое из этих уравнений выражает условие постоянства высоты полета, второе – постоянство скорости.

Основными характеристиками прямолинейного горизонтального полета являются потребная скорость V_г.п, тяга P_г.п, мощность силовой установки N_г.п, дальность L и продолжительность полета T.

Скорость, потребная для Г.П. V_г.п  - это скорость, необходимая для создания подъемной силы, равной весу самолета при данном угле атаки. Из уравнения Y_a=G следует  и ; где S – площадь крыла, коэффициент подъемной силы,  – удельная нагрузка на крыло,  – плотность воздуха. Если определяем истинную скорость:

;где - плотность на высоте H.

Для определения приборной скорости  используем плотность у земли .

Потребная скорость Г.П. зависит от веса самолета и от полетного угла атаки. Для сохранения Г.П. уменьшение угла атаки α должно сопровождаться увеличением скорости и наоборот. Полет на малых скоростях – это полет на больших углах атаки; скорость горизонтального полета при максимальном коэффициенте подъемной силы соответствует полету на критическом угле атаки и называется минимальной теоретической скоростью ;  ;

или для приборной скорости

 ;

    Минимальные теоретические скорости для рассматриваемых типов ВС были посчитаны по имеющимся аэродинамическим характеристикам и представлены в диапазоне скоростей Г.П.

Уравнение Г.П. для минимальной теоретической скорости и критического угла атаки  выполняется

 выполняется, но практический полет невозможен, т.к. устойчивость и управляемость ВС не обеспечиваются.

    Минимальной скоростью, при которой самолет еще управляем, является скорость сваливания (), значения которой определяются в процессе летных испытаний и приводятся в РЛЭ для разных положений закрылков, углов крена и центровок.

    Сваливанием называется непроизвольное апериодическое или колебательное с возрастающей амплитудой движение самолета на больших углах атаки, непарируемое полностью органами управления без уменьшения пилотом угла атаки; это движение происходит с достаточно большими, заметными для пилота, угловыми скоростями относительно одной или более осей самолета. Характер сваливания зависит от срыва потока на крыле и оперении; вызванное срывом изменение обтекания крыла и оперения воздушным потоком приводит к появлению несбалансированных аэродинамических моментов, приводящих к вращению, колебательным движениям и сваливанию самолета.

    Вид сваливания зависит от условий возникновения срыва потока и характера его распространения; от аэродинамической компоновки самолета, от режима полета и т.д. Наиболее благоприятным видом сваливания является сваливание на нос (Cessna); оно развивается при симметричном развитии срыва на левом и правом полукрыльях и смещением фокуса самолета назад. Сваливание на крыло возникает при несимметричном срыве потока (DA 40).

    Значительное влияние на развитие и возникновение сваливания оказывает скольжение самолета. Скольжение приводит к раннему возникновению срыва на затененном (отстающем) полукрыле и несимметричному его развитию.

    Техника пилотирования также влияет на возникновение сваливания. При излишне энергичном пилотировании выход на сваливание происходит раньше (по ), чем при плавном. Увеличивать перегрузку необходимо так, чтобы она достигала заданного значения без заброса.

    При выпущенной механизации крыла сваливание происходит резче, чем на чистом крыле.

    Признаками достижения углов атаки, близких к допустимым, может являться аэродинамическая тряска (бафтинг), возникающая при появлении зон срыва на крыле и их перемещении воздушным потоком на оперение; возникновение покачиваний самолета с крыла на крыло (DA 40). Несимметричное развитие срыва нарушает равновесие моментов относительно продольной оси самолета, появляется момент крена, что и является причиной сваливания самолета на крыло.

    На прямом крыле начальная зона срыва потока расположена в центральной части крыла, далее при увеличении угла атаки она распространяется по всему крылу. Поэтому у самолетов с прямым крылом сваливание происходит на угле атаки, близком к критическому и при этом значения  и  отличаются незначительно (Cessna). Разница между этими скоростями – это разница между  и , между и

    Начало возникновения срыва потока на крыле и поведение самолета при распространении срыва ограничивают область эксплуатационных углов атаки и эксплуатационных скоростей.

    Ограничение по углам атаки, соответствующим сваливанию – эти ограничения связаны с малыми дозвуковыми скоростями полета. На больших дозвуковых скоростях увеличение угла атаки может раньше ограничиваться по прочности, т.е. по допустимой перегрузке.

    Сигнализация по углу атаки срабатывает до достижения допустимого угла .

    Причиной образования срыва на крыле и сваливания является выход на большие углы атаки. Только угол атаки является показателем опасных режимов. Выполняя вираж на сравнительно большой скорости, но перетянув ручку (т.е. превысив ) можно выйти на сваливание. Находясь на опасно больших углах атаки и отклонив при этом руль направления можно свалиться в штопор.

    Мощность, необходимая для обеспечения установившегося горизонтального полета на данном угле атаки, называется мощностью, потребной для горизонтального полета. ; Высотно – скоростные характеристики двигателя определяют зависимость располагаемой тяги от высоты и скорости определяются формулами, принятыми в теории винта.

 ; ;

Минимальная потребная мощность Г.П. соответствует экономической скорости полета. Для поршневых самолетов граничная скорость, являющаяся разделом I и II аэродинамических режимов, по своему значению близка к экономической  и поэтому принято считать ее скоростью, соответствующей границе I и II аэродинамических режимов.

При скорости, близкой к экономической, реализуется максимальный избыток тяги и максимальный угол набора. Для самолетов с поршневыми двигателями удельный расход топлива  – это количество топлива за час полета, необходимое для создания единицы мощности. Часовой расход определяется как  и является минимальным при минимальной потребной мощности Г.П.; при экономической скорости реализуется максимальная продолжительность полета.

Километровый расход топлива определяется как ;

Минимальный километровый расход, а значит и максимальная дальность полета, для самолетов с поршневыми двигателями реализуется при полете с минимальной потребной тягой Г.П. , т.е. с максимальным аэродинамическим качеством, что соответствует полету с наивыгоднейшей скоростью (на наивыгоднейшем угле атаки).

    Заметим, что минимальная теоретическая, сваливания и экономическая скорости не являются скоростями, допустимыми в нормальном полете. Практической минимальной скоростью Г.П. является эволютивная скорость по величине б льшая, чем экономическая не менее чем на 5 – 10 км/ час. Эволютивной скоростью(для однодвигательных самолетов) называется наименьшая скорость, обеспечивающая выполнение простейших маневров в Г.П. Эта скорость является наибольшей из минимально допустимых скоростей, и она является минимальной практической скоростью Г.П.

При выходе самолёта на недопустимо малые скорости необходимо увеличением тяги двигателя или переводом ВС на снижение увеличить скорость; при нарушении поперечной управляемости на больших углах атаки необходимо уменьшить угол атаки отдав ручку “от себя”.