7.1.7. Превышение ограничений по числу м полета

При полетах на большой высоте, превышение скорости может привести к превышению ограничений по числу М полета.

В этом случае на крыле, стабилизаторе, киле происходит изменение картины обтекания, связанное с возникновением на этих элементах скачков уплотнения и сверхзвуковых зон, приводящих к перемещению аэродинамических фокусов крыла и оперения, нарушению продольной, поперечной и боковой устойчивости и управляемости.

Рассмотрим на примере, как это происходит в установившемся горизонтальном полете.

Мы знаем, что в установившемся полете все силы и моменты, действующие на самолет уравновешены, а их сумма равна нулю (Рис.49). Равенство моментов достигается созданием на рулевых поверхностях (рулях направления и высоты) аэродинамической силы определенной, заданной величины, соответствующей расстоянию между точкой ее приложения и центром тяжести.

В нашем случае условие сохранения постоянства высоты полета будет достигнуто и поддерживаться при условии равенства моментов создаваемых подъемной силой крыла Y_кр. и аэродинамической силой стабилизатораY_стаб.

Рис.49.

М_кр= М_стаб где: М_кр.= Y_кр • L_кр – пикирующий момент

М_стаб= Y_стаб• L_стаб – кабрирующий момент

Представим, что самолет в полете превысил ограничение по полетному числу М и на его стабилизаторе, местное число М достигло величины равной или более М=1, что привело к возникновению на стабилизаторе скачка уплотнения и сверхзвуковой зоны.

Скачок уплотнения и сверхзвуковая зона, в свою очередь, уменьшили аэродинамическую силу создаваемую стабилизатором Y_стаб, в результате чего произошло нарушение равенства моментов М_кр и М_стаб. Под действием М_кр самолет начнет опускать нос и перейдет в пикирование.

Для вывода из пикирования необходимо, увеличением угла отклонения стабилизатора (руля высоты) создать на нем большую аэродинамическую силу, которая могла бы компенсировать пикирующий момент. Если же при отклонении стабилизатора на максимально-возможный угол, из-за уменьшения его эффективности, достичь необходимой аэродинамической силы не удастся то самолет будет продолжать снижаться с увеличением скорости и угла пикирования.

Примерно, такая же картина может произойти при уменьшении эффективности руля направления, из-за возникновения сверхзвуковых зон и скачков уплотнения на киле, в результате чего самолет теряет путевую устойчивость и управляемость и может быть повернут боком к набегающему потоку, со всеми трагическими последствиями.

7.1.8. Нарушение центровки самолета

Центровка самолета – показатель, характеризующий положение центра тяжести самолета относительно носка САХ. Она выражает в процентах к длине САХ расстояние допустимого нахождения центра тяжести самолета. (Рис.51) Центровка самолета является одним из важнейших показателей обеспечения продольной устойчивости и управляемости самолета. На протяжении полета положение центра тяжести самолета не остается постоянным, это связанно с выработкой топлива из различных групп топливных баков, перемещением пассажиров и членов экипажа, обледенением самолета в полете, а также многих других факторов.

В предыдущем разделе (7.1.7.) мы увидели, что продольная устойчивость самолета в полете обеспечивается равенством моментов М_кр= М_стаб, а моменты в свою очередь зависят от величины аэродинамических сил и расстояний от точки приложения этих сил до центра тяжести самолета. М_кр.= Y_кр • L_кр ; М_стаб= Y_стаб• L_стаб

Рис.50.

Допустим, что в полете при неизменной величине аэродинамических силY_{кр ,} Y_стаб и точек их приложения, центр тяжести самолета переместился вперед на некоторую величину ΔL. На такую же величину ΔL изменятся длины плеч действующих аэродинамических сил Y_кр и Y_стаб. При этом изменятся на различную величину создаваемые ими моменты М_кр и М_стаб, а их величины в нашем случае составят:

М_кр.= Y_кр • (L_кр + ΔL ) М_стаб= Y_стаб• (L_стаб+ ΔL)

Крайнее переднее положение центра тяжести, при котором хватает эффективности стабилизатора (руля высоты) обеспечить создание момента М_стаб, способного компенсировать действие момента М_кр называется предельно передней центровкой.

Смещение центра тяжести вперед повышает устойчивость самолета по перегрузке, но при этом увеличивает абсолютные значения расхода руля высоты и усилий на единицу перегрузки. Сильные уменьшения центровки могут привести к нехватке руля высоты, особенно при взлете и посадке.

Продолжим эксперимент. При неизменных величине и месте приложения аэродинамических сил Y_кр и Y_стаб, будем перемещать центр тяжести самолета назад, в сторону хвоста. При совмещении центра тяжести самолета с точкой приложения подъемной силы крыла, М _кр исчезнет и самолет станет “нейтральным в управлении”. Малейшим, неосторожным отклонением стабилизатора его можно повернуть и поставить под любым углом к набегающему потоку.

Если продолжать перемещать центр тяжести далее в направлении хвоста, то после прохождения им точки приложения подъемной силы крыла снова возникнет момент М_кр, но противоположного, кабрирующего направления действия. В сложившейся ситуации, для его компенсации необходимо создать с помощью руля высоты (стабилизатора) пикирующий момент, чего можно достичь только при перекладке рулей в противоположное, непривычное для обычного пилотирования направление. Такое пилотирование – невозможно.

Для того чтобы не допустить “нейтральности управления” и тем более необходимости “реверса рулей” устанавливается граница, до которой может безопасно перемещаться центр тяжести назад. Эта граница называется предельно–задней центровкой, а диапазон между предельно-передней и предельно-задней центровкой называется эксплуатационным диапазоном центровок.

Эксплуатационный диапазон центровок устанавливается из условия сохранения характеристик устойчивости и управляемости в полете, а также распределения нагрузки по стойкам шасси при взлете, посадке и рулении по земле.