Ограничения минимальной скорости полета.

 

Полет на минимально теоретической скорости невозможен и небезопасен, так как самолет не отвечает нормируемым требованиям по устойчивости и управляемости. Поэтому в эксплуатации устанавливается минимально допус-тимая скорость полета.

Минимально допустимая скорость горизонтального полета (V min доп. гп) должна быть в 1,25 – 1,35 раза больше скорости сваливания:

где доп α (Су доп) – угол атаки, при котором начинается резкое уменьшение произ-водной Суа или mz = 0, или произойдет резкое ухудшение демпфирования самолета. Допустимый угол атаки должен быть на 2 – 3° меньше угла сваливания. 0= xzm ω

Минимально допустимая скорость в зависимости от типа самолета (Ту-104, Ту-134А, Б, Ил-18) может быть единой величиной в зависимости от массы и высоты полета, а может быть и различной (Ту-154Б, Ту-204, Ил-96 и др.).

 

Ограничение минимальной скорости полета. Прямолинейный установившийся горизонтальный полет самолета на минимальной тео­ретической скорости Ит mln, которой соответствует критический угол атаки акр и максимальный коэффициент СУатах подъемной силы (6.25), принципиально возможен. Однако он опасен возможностью свалива­ния самолета из-за развития срыва воздушного потока на крыле и по­явления неуправляемого движения. Поэтому из соображений безопас­ности полетов минимальные скорости прямолинейного установившего­ся полета ограничиваются минимально допустимой скоростью. При полете на этой скорости должны обеспечиваться приемлемая по оценке пилота-испытателя устойчивость самолета и управляемость по тангажу, крену и рысканию. Согласно ЕНЛГС, допустимый угол атаки а_доп, соответствующий прямолинейному установившемуся горизонтальному полету со скоростью V_{mln доп}, должен быть по край­ней мере на 3° меньше, чем некоторое предельное значение угла ата­ки ^апред- Предельным углом атаки а_преД выбирается обычно угол сваливания а_с. Под сваливанием понимается возникшее в результате развития срыва потока на крыле не произвольное, а периодическое или колебательное движение самолета относительно любой из тех его осей, заметное для пилота и непарируемое без уменьшения угла атаки.

Таким образом, углом сваливания а_с называется минимальный угол атаки самолета, при котором происходит сваливание в рассматривае- мой конфигурации при значении полетной массы самолета т, при положении центра масс самолета х_т, работе силовой установки в ре­жиме полетного малого газа (ПМГ) в установившемся прямолинейном горизонтальном полете. Углу атаки сваливания а_с соответствует ско­рость сваливания. Скоростью сва­ливания V_c называется минималь­ная скорость самолета в рассматри- ваемой конфигурации для рассматриваемого значения полетной массы самолета, центровки и режима работы силовой установки, соответст­вующего ПМГ. Таким образом, допустимый угол атаки в прямоли­нейном горизонтальном установившемся полете а_доп < а_с — 3°. До­пустимая минимальная скорость при полете по маршруту должна удовлетворять условию V_{llHn доп} > 1,3 V_c, т. е. быть по крайней мере на 30—40 % больше скорости сваливания. В 1.25-1.35 раз!

Увеличение угла атаки является результатом ошибки пилотиро­вания или воздействия внешнего фактора, например восходящего по­рыва ветра. По этой причине введено ограничение минимально допу­стимой скорости по порыву.

В результате угол атаки а-ЬДа может стать больше допустимого а_доп. Из выражения 6.32 следует, что чем больше скорость вертикаль­ного порыва 1Г и меньше скорость установившегося полета V (чем больше угол атаки а), тем больше приращение угла атаки Ла. Отсюда следует, что для ограничения приращения угла атаки необходимо ог­раничивать минимально допустимую скорость установившегося пря­молинейного горизонтального полета и скорость вертикального поры­ва ветра.

Согласно ЕНЛГС, на крейсерских режимах полета, а также на ре­жимах набора высоты и снижения по маршруту должен обеспечивать­ся такой запас по углу атаки до а_доп, который не превышается при мгновенном попадании в восходящий порыв ветра. При этом приращение нормальной перегрузки \n_tJ при выходе на угол а_доп не должно быть менее 0,5. Минимально допустимому значе­нию угла атаки а_доп соответствует минимальная допустимая скорость прямолинейного установившегося горизонтального полета Нормами летной годности предусматриваются еще ряд критериев, по которым ограничивается минимальная скорость прямо­линейного установившегося горизонтального полета, например ограни­чение по сохранению устойчивости и управляемости и др. Из всевоз­можных минимальных допустимых скоростей, получаемых по различ­ным критериям, выбирается наибольшая скорость И_1П1ПДОП, которая и считается минимально допустимой. Как правило, минимально допусти­мая скорость прямолинейного установившегося горизонтального по­лета устанавливается большей, чем граничная скорость, разделяющая первые и вторые режимы полета.

 

Ограничения перегрузки.

 

Верт перегрузка ограничивается прочностью. На больших высотах –сваливанием. И физиологическая для комфорта.

 

Нормальной перегрузкой nу называется отношение подъемной силы к весу самолета и определяется по формуле. n= Y/G. 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:

 

Интенсивность этой распределенной нагрузки должна быть такой, чтобы общая результирующая подъемной силы была равна:
Y = f*Ny*m, где:
f - коэффициент безопасности (не путать с запасом прочности)
Ny - максимальная эксплуатационная перегрузка (та, которая записана в РЛЭ в разделе ограничения)
m - масса летательного аппарата.

По порядку об этих трех параметрах.
Коэффициент безопасности f показывает во сколько раз разрушающая нагрузка (перегрузка в общем случае) больше максимальной эксплуатационной. Авиационные конструкции расчитываются не по допускаемым напряжениям, как в общем машиностроении, а по разрушающим. Потому что, понятно - культура веса, минимизация массы - основное направление деятельности инженеров при проектировании самолетов. Относительная близость к разрушающим нагрузкам компенсируется высокой точностью определения нагрузок на самолет и применением различных методов расчета, для получения уверенного результата расчета.

Диапазон величин коэффициента безопасности для многоразового летательного аппарата лежит в пределах f = 1.5....2.5 в зависимости от режима полета и типа конструктивного элемента. Максимальные коэффициенты безопасности применяют к герметичным конструкциям, которые нагружены избыточным давлением - баллоны высокого давления, гермокабины, пассажирские салоны. Почему минимальное значение коэффициента безопасности равно 1.5 для самолетов? Одним из требований к авиационной конструкции гласит, что в самолете должны отстутствовать необратимые пластические деформации материала. То есть при достижении предельных эксплуатационных перегрузок самолет не должен, грубо говоря, потерять форму безвозвратно. Это уже завязано на параметр материала - предел текучести. Т.е. такие напряжения, при которых материал возвращается к своим первоначальным размерам полностью и деформируется упруго после снятия нагрузки. А разрушающие напряжения для большинства металлов примерно в 1.5 раза больше предела текучести.

Максимальная эксплуатационная перегрузка Ny зависит от типа проектируемого летательного аппарата. Различают несколько групп самолетов, разделенных по величине максимальной эксплуатационной перегрузки:

1. Неманевренные самолеты. Это самолеты с максимальной Ny не более 2.5 ед.
Это все пассажирские и транспортные самолеты.

 

Исходя из класса самолета определяется и природа возникновения максимальных эксплуатационных перегрузок. Для неманевренных самолетов выход на максимальные перегрузки связан с полетом в неспокойном воздухе, для остальных - максимальные перегрузки достигаются в следствии, естессна, криволинейного полета - маневрирования.

Масса самолета. Было бы просто сказать, что мол самолет должен без проблем выходить на максимальную перегрузку при максимальной взлетной массе. И на значительном числе самолетов такое условие выполняется. Правда порой такие жертвы ни к чему и дабы не перетяжелять конструкцию вводятся некоторые ограничения на максимальные массы и максимальные перегрузки.

Случай А - полет самолета при максимальной эксплуатационной перегрузке на углах атаки соответствующих максимальному коэффициенту подъемной силы (близких к критическому углу атаки для самолета). Скоростной напор при этом не будет максимальным, а будет зависить от описаного в таблице соотношения. Этот расчетный случай возможен при энергичном вводе самолета в вертикальный маневр, действие на самолет вертикального порыва воздуха.

Случай А-штрих - криволинейный полет самолета при предельном скоростном напоре и максимальной эксплуатационное перегрузке. Подъемная сила одинакова в двух этих случаях, она равна весу самолета умноженому на ny. Другое дело, что в расчетном случае А перегрузка реализуется за счет максимального угла атаки, путем быстрого выхода самолета на него и интенсивным торможением, а в случае А-штрих перегрузка реализуется на малых углах атаки при максимальном скоростном напоре. Реализация расчетного случая А-штрих возможна, например при выводе самолета из пикирования. Коэффициент безопасности равен тоже 1.5.

Помимо полетных случаев есть еще и различные варианты расчетных случаев при посадке - посадки на основные опоры, посадки на переднюю опору, посадки с боковой перегрузкой, посадки на воду, посадки с убраным шасси. Помимо всего прочего есть уж совсем специальные расчетные случаи. К примеру при расчете нервюр на передней кромке 787 есть такой сучай - заклинивание привода выпуска предкрылка. А привод предкрылка - это такой вал, который идет через переднюю кромку и выпускает секции предкрылка посредством зубчатой передачи. Так вот в этом расчетном случае предполагается, что этот вал заклинивает и весь крутящий момент дожен быть уравновешен узлами крепления двигателя, который и вращает вал.

 

Таким образом сравнительно легко можно прикинуть разрушающую перегрузку для любого самолета - достаточно открыть РЛЭ, найти там максимально допустимую перегрузку и умножить ее на 1.5. Для неманевренных самолетов с Ny = 2.5G разрушающая перегрузка будет равна не менее чем 3.75G. Сознательно написал не менее, потому что идеально точно спроектировать самолет не получается, прочнисты всегда перестраховываются и чуть добавляют материала в запас.

В диапазоне от нулевой нагрузки до предельной дожно выполняться требование отсутствия необратимых пластических деформаций в планере самолета. (1G < Ny < 2.5G)

В диапазоне от предельной нагрузки до разрушающей гарантируется неразрушение самолета, но допускается наличие пластических деформаций.(2.5G < Ny < 3.75G)

В диапазоне от расчетной нагрузки и выше не гарантируется по результатам расчета практически ничего. Не, вру. Конструкция должна на статических испытаниях выдержать расчетную нагрузку в течении не менее трех секунд. (Ny >= 3.75G)

 

 

Ограничения центровки ВС.

 

 

Центровкой ВС называется отношение координаты его центра тяжести (ЦТ), отсчитываемой от носка средней аэр. хорды (САХ), к длине САХ:

Прод. уст. опред. расположением двух характ. точек: центра тяжести и фокуса. Фокусом Xf самолета называется точка, прод. момент относит. которой не зависит от угла атаки (точка, где идет приращение подъемной силы, образующаяся при изменении угла атаки).

Необх. условие прод. устойчивости ВС - распол. центра тяж. впереди фокуса. В полете центр тяжести перемещ. из-за выработки топлива, передвиж. пассажиров. в допустимом диапозоне, фокус же не изменяется.

Есть предельно передняя и предельно задняя центровка. При слишком передней центровке угол откл. руля высоты может быть больше рекоменд. и будет трудно задать посадочное положение, из за нехватки руля высоты.

Чем ближе центр тяж. смещается к фокусу, тем меньше запас продольной статич. устойчивости.

Расстояние между предельно задним положением центра тяжести и фокусом называется минимально допустимым запасом устойчивости. .  регламентируется для каждого ВС.

Выработкой топлива на ВС занимается автоматика, т. к. именно она в основном влияет на центровку.

Под средней аэродинамической хордой крыла (САХ) понимается хорда прямоугольного крыла, имеющего такую же площадь и такие же аэроди-намические характеристики: подъемную силу, сопротивление и продольный момент Мz. Величина и положение САХ для каждого типа самолета определя-ется в его техническом описании.

 

 

Предельные центровки. Предельно передней центровкой называется центровка, при которой самолет может выйти на посадочный угол атаки с данным отклонением руля высоты.

У современных самолетов предельно передняя центровка лежит в пределах 10-20% САХ.

Средством, позволяющим применять более переднюю центровку, служит управляемый в полете стабилизатор.

Предельно задняя центровка назначается, исходя из требований достаточной устойчивости самолета. Это зависит от предельного положения фокуса самолета.

Центр тяжести должен располагаться впереди фокуса. Если центр тяжести и фокус совпадают, центровка называется критической.

Разность между предельно задней и предельно передней центровками называется диапазоном центровок. Разность между критической и предельно задней центровками называется запасом центровки.

 

Определение центровки и ее

контроль осуществляются экипажем.

При этом достигаются наиболее

приемлемые центровки в

пределах установленного руководством

по летной эксплуатации самолета

эксплуатационного диапазона

центровок. Эксплуатационный

диапазон центровок ограничивается предельно передней х пв и предельно

задней х„з (рис. 11.9). Например, для самолета АН-24 эксплуатационный

диапазон центровок равен 15—3 2%, для Ту-154

16,5—32 %, для Ил-62 27—34 %. Определение центровок в практике

летной эксплуатации проводится по номограммам (центровочным графикам),

центровочным линейкам и другими методами. Центровка

оказывает основное влияние на характеристики устойчивости и управляемости

самолета.