Ограничение числа М в полете.

Число Маха – это безразмерная величина, равная отношению скорости потока в данной точке движущейся газовой среды к скорости звука в этой точке. То есть М = V/ a, где V – скорость потока в м /с, а – скорость звука в м /с

Ограничение числа М (числа Маха) вводится для самолетов, аэродинамич. хар-ки и энерговооруж. которых позволяет достигать таких скоростей, когда влияние сжимаемости может в значительной мере ухудшить ЛТХ и характ. устойчивости и управл.

При увелич. числа М свыше 0,4 подъемная сила крыла плавно возрастает. Аэродин. хар. крыла будут плавно измен. до опред. знач. числа М, начиная с которого на верхней поверхн. крыла местная скорость станет равной местной скорости звука.

Такое число М назыв. критич. Mкр. При M>Mкр на верхней поверхн. крыла образ. местные зоны сверхзвук. скоростей, что может резко уменьшить подъемную силу, и резко увелич. лобовое сопротивление (волновой кризис).

Число M полета скоростных самолётов ограничивается величиной

Для самолётов, не имеющих указателя числа М, ограничение числа М осуществляется через ограничение максимальной скорости.

Нарушение числа М может привести к обратной реакции по крену на отклонение руля направления, затягивание в пикирование, валежке (из-за неодновременного возникновения волнового кризиса на обоих полукрыльях) и др.

Все ограничения по скорости задаются для максимальной полетной массы. Они различны для различных конфигураций (взлетный, полетный, посадочный) самолета. На больших высотах Мкр возникает при меньших скоростях. Меры: уменьшить тягу, перевести ВС в набор.

 

0

 

 

1 "Валежка" обусловливается нарушением аэродинамической симметрии, потому что невозможно построить самолет с идеально одинаковыми (симметричными) по жесткости, геометрической форме правым и левым полу крыльями. Предположим, что в результате геометрической несимметрии угол атаки одного полукрыла оказался чуть больше, чем другого. Из-за отсутствия симметрии в углах атаки появится кренящий момент, для устранения которого летчик должен отклонить элероны в противоположную сторону. На больших скоростях полета, даже при незначительной разности углов атаки, кренящий момент достигает большой величины и для его парирования нужно или отклонять элероны на большой угол, или уменьшать скорость полета. Если самолет имеет неодинаковую жесткость полукрыльев, то при полете на большой приборной скорости менее жесткое крыло будет иметь большую деформацию. Если это стреловидное крыло, то деформация в виде изгиба вызывает уменьшение углов атаки, особенно ближе к концу крыла (Рис. 31).

При различной жесткости на изгиб и кручение углы атаки правого и левого полукрыльев будут изменяться на разные величины. Это в свою очередь приводит к тому, что подъемные силы крыльев будут неодинаковы. При больших приборных скоростях разница в подъемных силах становится настолько большой, что вызывает кренение самолета в сторону менее жесткого крыла.

 

2  Реверс элеронов — потеря эффективности элеронов, вызванная упругими деформациями крыла. При отклонении элеронов на крыле возникает дополнительная аэродинамическая сила АКа. Эта сила относительно центра жесткости (ц-ж) создает крутящий момент, уменьшающий угол атаки, причем величина момента Мэ зависит от скорости полета.  

3 Обратная реакция на крен.

Если в полете на числах М, близких к критическому, отклонить руль направления вправо, то в этом случае точно также, как и при малых числах М появится скольжение на левое полукрыло. Эффективная стреловидность и Мкр левого полукрыла уменьшатся, правого—увеличатся. Так как полет происходит на числах М, близких к Мкр, то левое полукрыло при определенном угле сколь­жения может сказаться на числе М, большем Мкр. На этом полу­крыле возникнут сверхзвуковые зоны и скачки давления, в результате которых его подъемная сила резко уменьшится. Увеличение эффективной стреловидности правого полукрыла вызовет увеличе­ние его Мкр. Поэтому правое полукрыло будет работать на докритических числах М и скачков давления не будет. Уменьшение подъ­емной силы и левого полукрыла вызовет накренение самолета влево.