Ограничения по числу м полета

Предельно допустимая скорость как в горизонтальном полете, так и при экстренном снижении для самолета Як-40 уменьшается с увеличением высоты полета. Причина этого заключается в следующем.

Для скоростных самолетов, к числу которых относится и Як-40, помимо ограничения по скоростному напору, вводится и ограни­чение по числу М полета. Превышение предельно допустимого значения числа М чревато резким ухудшением характеристик ус­тойчивости и управляемости (уменьшение эффективности опере­ния, затягивание в пикирование и т. д.).

Величину М_пред выбирают с учетом особенностей каждого типа самолета. Значение М_пред определяется предварительно по ре­зультатам продувок модели самолета в аэродинамической трубе и уточняется в процессе летных испытаний.

Значение скорости полета, соответствующей М_пред, характери­зуется зависимостью:

Vм_пред= М_пред · α_н

где α_н — скорость звука на данной высоте.

Из формулы видно, что ограничение максимальной скорости по числу М имеет место на больших высотах, где скорость звука невелика, поэтому Vм_пред уменьшается с увеличением высоты полета.

Для скоростных самолетов, не имеющих указателя числа М (самолет Як-40), ограничение по числу М определяется значением предельно допустимой приборной скорости, уменьшающейся с уве­личением высоты полета, а также введением максимальной ис­тинной скорости.

Простейшие вычисления показывают, что при полете с прибор­ной скоростью 450 км/ч на высоте 8000 м в условиях стандартной атмосферы число М полета составляет 0,62, а критическое число М самолета Як-40 — примерно 0,63—0,64.

Таким образом, для самолета Як-40 предельно допустимая ско­рость по прибору на больших высотах ограничивается по числу М, а на малых высотах — по скоростному напору.

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 величине скоростного напора, то для ее сохранения на постоянной высоте полета требуется тем больший угол атаки, чем меньше скорость полета.

Теоретическая минимальная скорость полета самолета опре­деляется значением с_{y mах} (максимального коэффициента подъем­ной силы):

Максимальный коэффициент подъемной силы соответствует критическому углу атаки α_кр (рис. 1).

Рис. 1. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки

Практически полет на критическом угле атаки недопустим, так как в этом случае даже при незначительной несимметрии сры­ва потока с левого и правого полукрыльев происходит сваливание самолета.

При углах атаки, на которых нарушается линейный характер зависимости коэффициента подъемной силы от угла атаки, 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 угла атаки к его критическому зна­чению.

Полет на околокритических углах атаки сопровождается так называемой предупредительной тряской.

Предупредительная тряска — это хорошо заметная для пилота аэродинамическая вибрация конструкции, возникаю­щая вследствие срыва потока при увеличении угла атаки бо­лее α_кр.

Предупредительная тряска свойственна самолетам с прямым крылом (к их числу относится и Як-40), для которых характерна Наиболее крутая зависимость коэффициента подъема силы от уг­ла атаки.

При угле атаки, большем критического, начинается свалива­ние самолета. Следовательно, из соображений безопасности поле­та практически максимальным значением коэффициента подъем­ной силы должно быть значение, которое меньше коэффициента подъемной силы сваливания. Это значение называется допусти­мым коэффициентом подъемной силы с_{у доп}, а угол атаки, которому оно соответствует, — допустимым углом атаки α _доп.

Значение с_{у доп} определяется для каждой конфигурации самоле­та в разрешенном диапазоне скоростей.

В соответствии с Нормами Летной Годности гражданских Само­летов СССР (НЛГС—2) при с_у = с_{у доп} должны выполняться сле­дующие условия:

— не должно возникать самопроизвольных колебаний само­лета, которые невозможно было бы немедленно парировать;

— должна быть обеспечена приемлемая управляемость по тан­гажу, крену и рысканию;

— должен быть обеспечен запас по углу атаки (от угла ата­ки сваливания) не менее 3°;

— не должно быть тряски, угрожающей прочности конструк­ции или затрудняющей пилотирование;

— не должно возникать таких нарушений работы силовых ус­тановок и систем, которые требовали бы немедленных действий пилота по восстановлению их нормальной работы.

Скорость полета, соответствующая допустимому коэффициенту подъемной силы, называется минимально допустимой скоростью полета:

Минимально допустимая скорость полета должна быть в 1,25— 1,35 раза больше скорости сваливания.

Значение допустимого коэффициента подъемной силы для каж­дого типа самолета определяют по результатам летных испытаний. Для самолетов с прямым крылом допустимый коэффициент подъ­емной силы примерно равен критическому коэффициенту подъем­ной силы с_{у кр} .

Очевидно, что чем больше разница между с_{у кр} и с_{у доп}, тем больше запас по углу атаки и, следовательно, меньше опасность сваливания самолета. У самолетов с прямым крылом запас по углу атаки весьма мал, поэтому у них при выходе на большие углы атаки тряска и сваливание наступают практически одновре­менно.

На величину минимально допустимой скорости полета само­лета влияют его полетная масса и конфигурация. Увеличение по­летной массы приводит к увеличению скорости сваливания и ми­нимально допустимой скорости полета. При выпуске закрылков происходит резкое увеличение коэффициента подъемной силы и такое же уменьшение минимальной скорости полета. Зависимость минимально допустимой скорости полета самолета от его полетной массы и конфигурации показана на рис. 2. Пунктирными линиями изображены скорости сваливания.

Рис. 2. Зависимость минимально допустимой скорости от полетной массы и конфигурации самолета