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 Vmin теор; полета самолета для данных полетной массы mпод, конфигурации и высоты Н определяется значением максимального коэффициента подъемной силы Сymax.

 

 

 

Величина Суmах реализуется на критическом угле атаки a кр. Практически полет на а = a 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 Су(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 Су(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 Судоп. 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 Су доп, 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 Су доп для конкретных самолетов определяется по результатам летных испытаний. Ориентировочно можно принимать

 

 

Для самолетов с ТВД величина зависит еще и от режима работы двигателей. Обдув крыла винтами увеличивает Ц 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 штурвала 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 срывную 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 Y=mg можно получить выражение для коэффициента подъемной силы, потребного для полета:

 

 

 

Видно, что для данного самолета Сy потр зависит от высоты и скорости полета, т.е. Сy потр = f(H, V). Эта зависимость в графическом виде представлена на рис. 12.4. Здесь же приведено значение Су доп.

Рис. показывает, что запас по су, равный разности между значениями Су доп и Су потр, уменьшается с увеличением высоты полета Н. При некоторой высоте полета запас по су равен нулю. При полете на высоте, при которой Су доп — Су потр = 0, любое незначительное воздействие на самолет (вертикальный восходящий порыв, случайное взятие штурвала на себя) может вывести его на опасные углы атаки. Эта высота называется предельной высотой полета Нпред.

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