Ограничения минимальной скорости полета.

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 скоростному напору, то для ее сохранения на постоянной высоте полета требуется тем больший угол атаки, чем меньше скорость полета.

Теоретическая минимальная скорость полета самолета данной полетной массы и конфигурации на данной высоте определяется максимальным значением коэффициента подъемной силы на кри­тическом угле атаки α_кр (рис. 1). Практически полет на крити­ческом угле атаки недопустим, так как в этом случае из-за незна­чительной несимметрии срыва потока с левого и правого полу­крыльев происходит сваливание самолета.

При углах атаки, на которых нарушается линейный характер зависимости коэффициента подъемной силы (см. рис. 1), 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 к критическому его значению. На углах атаки больше критического начинается сваливание самоле­та. Следовательно, из соображений безопасности полета практически максимальным значением коэффициента подъемной силы должно быть Су которое меньше Су_свал.. Это значение называется допустимым коэффициентом подъемной силы Су_доп, а угол атаки, которому оно соответствует — α_доп.

Скорость полета, соответствующая Су_допназывается минималь­но допустимой скоростью полета, она 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.

Значение Су_доп для конкретного самолета определяют по ре­зультатам летных испытаний. Для самолетов со стреловидным крылом можно считать, что Су_доп=0,8Су_max

На минимально допустимую скорость полета данного самолета влияют его полетная масса и конфигурация. Увеличение полетной массы приводит к увеличению скоростей сваливания и минималь­но допустимой. При выпуске закрылков происходит резкое увели­чение коэффициента подъемной силы и такое же уменьшение ми­нимальной скорости полета. Зависимость минимально допустимой скорости полета самолета Ту-134 от полетной массы и конфигура­ции приведена на рис. 2

 

ОГРАНИЧЕНИЯ ПЕРЕГРУЗКИ

Перегрузка — это отношение результирующей силы к произ­ведению массы самолета на ускорение силы тяжести.

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

В полете не должна быть допущена не только перегрузка, при которой происходит разрушение самолета, но и перегрузка, при которой отдельные части его могли бы получить остаточные де­формации.

Предельно допустимая эксплуатационная перегрузка n^Эyдоп по­лучается делением разрушающей перегрузки n^Эразр на так назы­ваемый коэффициент безопасности f.

Для транспортных воздушных судов f=1,5—2,0.

Для Ту-134 максимально допустимая эксплуатационная пере­грузка в центре тяжести самолета n^Эyдоп равна 2,5.

Для конкрет­ного самолета величина n^Эyдоп зависит от полетной массы и умень­шается с ее увеличением.

При полете в зоне атмосферной турбулентности на самолет действует дополнительная перегрузка, которая зависит от геомет­рических, массовых и аэродинамических характеристик, скорости порыва ветра и исходной скорости (до попадания в порыв). Для данного самолета уменьшить неблагоприятное увеличение пере­грузки при попадании в порыв можно лишь, соответствующим уменьшением предельно допустимой скорости полета в зоне атмосферной турбулентности. Предельная скорость полета Ту-134 в зоне атмосферной турбулентности равна 500 км/ч.

При маневрировании в вертикальной плоскости и, в. частности, при взятии штурвала «на себя», угол атаки самолета увеличивает­ся, что вызовет соответствующий прирост подъемной силы и вер­тикальной перегрузки. Приращение перегрузки ∆n_y при вертикаль-. ном маневре пропорционально приращению коэффициента подъем­ной силы ∆Cyи обратно пропорционально исходному значению это­го коэффициента Cy_исх

                                                        

 

Таким образом, для каждой высоты и скорости полета (числа М) существует вполне определенное значение ∆Cy, которое увели­чивает Cyдо величины Cy_доп. Эту величину превышать нельзя. На малых высотах перегрузка ограничивается по прочности кон­струкции самолета, а на больших — условием непревышения ве­личины Cy_доп, т. е. возможностью сваливания самолета.

 

ОГРАНИЧЕНИЯ ЦЕНТРОВКИ.

Центровкой самолета называется отношение координаты цент­ра тяжести, отсчитываемой от носка средней аэродинамической хорды (САХ), к длине САХ (рис. 3), выраженное в процентах.

Продольная устойчивость самолета в значительной мере опре­деляется взаимным расположением двух характерных точек — центра тяжести и фокуса. Фокусом самолета называется точка, от­носительно которой продольный момент не зависит от угла атаки, т. е. точка приложения приращения подъемной силы, образующей­ся при изменении угла атаки.

Необходимым условием продольной устойчивости является та­кое расположение этих двух точек, при котором центр тяжести лежит впереди фокуса. При воздействие на самолет возмущений (как внешних, так и внутренних) всегда возникает момент, про­тивоположный возмущающему моменту, т. е. стабилизирующий момент.

В полете центр тяжести самолета может перемещаться как при выработке топлива, так и при перемещении пассажиров и чле­нов экипажа. Фокус самолета при летных углах атаки практически не изменяет своего положения. Согласно требованиям обеспе­чения достаточной устойчивости и управляемости центр тяжести самолета на всех этапах полета может перемещаться лишь в пре­делах строго определенных границ, устанавливаемых предельно передней и предельно задней центровками.

Для того чтобы были приемлемые пилотажные характеристики, самолет должен иметь достаточный запас устойчивости, который определяется расстоянием между центром тяжести самолета и его фокусом, выраженным в долях САХ.

Чем ближе центр тяжести самолета перемещается к фокусу, тем меньше запас продольной статической устойчивости, т. е. тем меньше по величине стабилизирующие моменты действуют на са­молет при его возмущенном движении, и самолет вяло возвра­щается к исходному углу атаки. Поэтому перемещение центра тя­жести назад ограничивается требованиями достаточного запаса продольной статической устойчивости в крейсерском полете и ус­танавливается предельно задней центровкой.

Для самолетов Ту-134 и Ту-134А предельно задняя центровка составляет 38% САХ. С перемещением центра тяжести самолета вперед стабилизирующие моменты увеличиваются. При этом ра­стет значение угла отклонения руля высоты, потребное для обес­печения нужного положения самолета в воздушном потоке. При слишком передней центровке потребное значение расхода руля вы­соты может стать настолько большим, что имеющегося максималь­ного отклонения руля высоты (22° вверх и 16° вниз) не хватит для продольной балансировки самолета, и пилот не в состоянии будет обеспечить самолету нужное взлетное или посадочное положение.

Таким образом, перемещение центра тяжести вперед ограничи­вается требованием достаточной управляемости на взлете и в осо­бенности на посадке. Это ограничение определяется предельно пе­редней центровкой.

 

Для Ту-134 предельно передняя центровка составляет 26%САХ, а для Ту-134А — 21% САХ. Помимо этого имеется центровка, соответствующая опрокидыванию пустого самолета на хвост на земле. Она равна 51,5% САХ для обеих модификаций самоле­та. Это обстоятельство необходимо учитывать при загрузке само­
лета.

Для Ту-134А при центровке 30% САХ и более задней в полете на высотах (7800—10000) м и скоростях (570—600) км/ч могут наблюдаться значительные усилия на колонке штурвала из-за уве­личения шарнирного момента по причине большого расхода руля высоты.

В целях предотвращения явления «затяжеления» при выполне­нии полетов по перевозке коммерческой загрузки установлена предельно задняя центровка 30% САХ.

При полетах с малой коммерческой загрузкой (тренировочные полеты, перегонка и т. п.) не допускается превышать указанные скорости по прибору в зависимости от высоты полета (при цент­ровках более 30% САХ).

Высота полета, м                  0—5000 6000 7000 8000 9000 10000 и более

Предельно допустимая

скорость, км/ч                               600      580     570 550 530 520     M ≤ 0,78

ОГРАНИЧЕНИЯ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА

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

При некоторой высоте и скорости полета потребные угол атаки и коэффициент подъемной силы Cy_потр станут равными их допусти­мым значениям. На этой высоте незначительное воздействие на самолет (вертикальный восходящий порыв, случайное взятие штурвала «на себя») может вывести его на опасные углы атаки. Следовательно, предельная высота полета ограничивается, чтобы при попадании на этой высоте в восходящий порыв с определен­ной вертикальной скоростью (W_доп=10 м/с) значение Cy_потр не превысило Cy_доп.

Предельная высота полета для данного самолета зависит от его полетной массы.

Чем больше полетная масса, тем больше должна быть и плот­ность воздуха из условия сохранения постоянной скорости полета. Таким образом, предельная высота полета с увеличением полет­ной массы уменьшается:

Полетная масса, т                                   45               42            39    38 и менее

Предельная высота, м... 11000   11400   11800 12000