4.3.1 Поведение самолета в турбулентной атмосфере

При практической оценке интенсивности турбулентности атмосферы используются следующие показатели:

- скорость вертикальных потоков воздуха W, м/сек;

- частота турбулентности , гц;

- величина вертикальной перегрузки п_у, испытываемой самолетом и летчиком;

- вероятность выхода на критические углы атаки _кр;

- изменение высоты полета самолета;

- устойчивость работы двигателя.

При штормовой болтанке перегрузки от верти­кальных порывов достигают значений от -2 до +4,1. Это может вызвать дефор­мацию тяжелого самолета. Кроме того, при полете в условиях болтанки возни­кает опасность выхода самолета на критические углы атаки и сваливания на крыло.

Характеристики болтанок приведены в табл. 4.1.

Таблица 4.1

Шкала оценки интенсивности болтанки

Обозна- чение	Оценка, балл	Характеристика болтанки	Описание поведения самолета	Величина перегрузки nу
б1	1	Слабая	Самолет слегка покачивает. Слабые отдельные толчки	0,8 < nу <1,2 nу < 0,2
б2	2	Умеренная	Покачивание усиливается Толчки более частые и сильные	0,5 < nу <1,5 nу < 0,5
б3	3	Сильная	Самолет иногда проваливается. Сильные толчки. Пассажиров подбрасывает или прижимает к сиденьям.	0 < nу < 2 nу < 1
б4	4	Штормовая	Самолет непрерывно бросает Пассажиров сильно прижимает к сиденьям или отрывает от них	nу < 0 nу > 2 nу > 1

4.3.2. Влияние различных параметров на величину перегрузки при болтанке.

Для оценки влияния различных параметров на величину перегрузки при болтанке воспользуемся выражением (4.19), которое запишем в таком виде:

, (4.20)

где а — скорость звука.

Величина зависит от числа М, геометриче­ских и аэродинамичес-ких характеристик крыла – удли-нения , стреловидности  и др.

П

Рис. 4.7. изменение величин и от М полета.

римерная зависимость и от М для самолетов приведена на рис. 4.7.

В соответствии с изменением величины по числу М полета изменяется и перегрузка п_у при болтанке.

Вначале, с ростом числа М, перегрузка несколько увеличивается, а затем, в сверхзвуковой области, - уменьшается.

При доста­точно больших скоростях полета, когда М  1, 4, коэффициент демпфирования k и перегрузка при бол­танке практически не за­висят от числа М:

(4.21)

С увеличением стреловидности  и уменьшением удлинения  величина уменьшается. Поэтому у самолета со стреловидным крылом небольшого удлинения реакция на воздушный порыв и величины перегрузок при полете в болтанку оказываются всегда меньше, чем у самолета с прямым крылом большого удлинения.

С увеличением высоты полета плот­ность воздуха падает и перегрузка при болтанке (при прочих равных ус­ловиях) уменьшается.

до чисел М = 1...1,5 с увеличением скорости V полета перегрузка возрастает. Для уменьшения ее при полете в не­спокойном воздухе скорость нужно снижать. Однако чрезмерное снижение последней также нежелательно, так как при этом самолет переводится на боль­шие углы атаки, а в условиях полета в болтанку это опасно из-за возможности выхода при восходящем порыве на закритические уг­лы атаки и сваливания на крыло.

Таким образом, при полете в тур­булентной атмосфере скорость самолета по условиям прочности нужно снижать, а по условиям безопасности полета — увеличивать. Эти взаимоисключающие требования приводят к появлению двух границ V = f (w), определяющих режим полета самолета (рис. 4.8).

Граница по условиям прочности может быть рассчитана по форму­ле (4.19) при п_у = n_yдоп, где n_yдоп - максимально допустимое значение перегрузки. Границу по условиям безопасности можно рассчитать, используя зависимость

Рис.4.8. Определение оптимальной

скорости полета самолета в болтанку

, (4.22)

где _б.п - безопасный угол атаки при полете самолета в турбу­лентной атмосфере;

_доп - допустимый угол атаки, соответствующий допустимому коэффициенту подъемной силы.

Отсюда

. (4.23)

Оптимальная скорость полета в болтанку соответствует абсциссе точки пересечения указанных двух кривых (рис. 4.8).

На больших высотах диапазон углов атаки, на ко­торых может быть сбалансирован самолет, уменьша­ется. Поэтому возможности для уменьшения перегрузок за счет снижения скорости полета здесь ограничены. В этом слу­чае рекомендуется переводить са­молет на снижение с последующим уменьшением скорости полета.

Ес­ли полет выполняется на малых высотах, то при встрече с зоной повышенной турбулентности, напротив, может потребоваться перевод самолета на большую высоту по­лета, определяемую условиями безопасности.

Если М > 1, как уже отмечалось, перегрузка при болтанке практически не зависит от скорости полета.

Рис. 4.9. Зависимость n_у и Y от веса G самолета для различных значений скорости порыва W_i

С увеличением удельной нагрузки на крыло G/S самолет стано­вится менее чувствительным к вертикальным порывам и перегрузки уменьшаются.

С увеличением полетного веса самолета при полете в болтанку перегрузка уменьшается (см. формулу 4.19), но нагрузка крыла возрастает, так как

. (4.24)

Зависимость п_у и Y от веса G самолета при различных значениях скорости порыва W_i приведена на рис. 4.9, а. Очевидно, что на­грузка от порывов не должна превышать максимальную нагрузку y_mах, на которую рассчитана конструкция крыла.

Полагая Y = y_mах для заданного режима полета (V, ) и порыва (W_i) можно из (4.24) определить максимально допустимый вес самоле­та G_max при полете в болтанку.

При уменьшении полетного веса нагрузка крыла падает, но возрастает перегрузка, а это влечет за собой пропорциональное увеличение сил R = g_агр (рис. 4.9, б), действующих на узлы подвески агрегатов (баков, двигателей, обо­рудования и пр.) к каркасу. Это обстоятельство также должно учитываться при снаряжении самолета.

Для транспортных самоле­тов нагрузка крыла при болтанке опасна с точки зрения общей проч­ности. Поэтому, если ожидается полет в болтанку, загружать са­молет следует по возможности меньше.

Пример. Определить нагрузку Y крыла и усилие R в узлах крепления топлив­ного бака (подвешенного под центром тяжести самолета) при полете в болтанку у земли для нормального полетного веса G = 55 000 кгс и перегрузочного вариан­та G_п = 70 000 кгс.

с^а_у = 4,6; V = 690 км/ч; S = 200 м²; вес бака с топливом G_m = 2000 кгс; W = 12 м/с.

Согласно выражению (4.19), для нормального варианта

;

Y = n_yG = 3,4  55 000 = 187 000 кгс; R = n_yG_T = 3,4  2000 = 6800 кгс.

для перегрузочного варианта

y= 2,970 000 = 203 000 кгс; r_п = 2,92000 = 5800 кгс.

Таким образом, Y_n>Y, a R_n<R.

Сваливание на крыло. С учетом влияния сжимаемости воздуха при увеличе­нии скорости полета критический угол атаки _кр уменьшается более интенсивно, чем увеличивается скорость. С увеличением высоты полета _кр достигается при меньших значениях W. Сваливание самолета на малых высотах (при большой плотности воздуха) и при большой перегрузке происходит более резко, и поэтому оно более опасно.

Диапазон скоростей при болтанке сужается: минимальную скорость полета увеличивают, чтобы исключить опасность сваливания самолета, а максимальную скорость уменьшают из-за опасности возникновения перегрузок выше допусти­мых эксплуатационных.

Полет в болтанку в вертикальных потоках воздуха требует особого внима­ния.

При полете в кучево-дождевых облаках при попадании самолета из нисхо­дящего потока в восходящий, где скорость воздуха > 20…30 м/сек, возможен резкий бросок вверх (до 1000…1800 м). При этом подъемная сила на стаби­лизаторе увеличивается, в результате чего самолет приобретает тенденцию к пикированию (рис. 4.10).

При попадании в нисходящий поток воздуха появляется тенденция к кабрированию. В болтанку кратковременные нагрузки на штур­вале достигают 30…80 кГ с частотой до 30 раз в минуту, на педалях - до 55 кГ; появляется крен - до 25°, рыскание по курсу - до 6—8°.

Рис. 4.10 Траектория полета самолета при полете в болтанку

Последствия болтанки. Болтанка опасна тем, что наступает утомление лет­чика, вызываемое необходимостью строго следить за поведением самолета и свое­временно противодействовать опасным тенденциям. В результате возникает опасность потери управляемости самолета. Кроме того, возможно повреждение и разрушение самолета.

Болтанка может привести к самовыключению двигателя в полете, особенно на больших высотах, где двигатель более чувствителен к изменению расхода воздуха. В зоне вертикальных потоков получается косой вход воздуха в двига­тель, что приводит к уменьшению расхода воздуха, помпажу и само­выключению двигателя.

На летчика неблагоприятно влияет не только перегрузка, но и её частота. Частота перегрузок при скорости полета 500…800 км/ч составляет в среднем 0,7…2 гц. Однако в полете возможны случаи возникновения перегру­зок с частотой 4…5 гц, которые тяжело переносит летчик, так как этому диапазо­ну соответствуют собственные частоты колебаний тела человека.

Экипаж должен обязательно пользоваться плечевыми и пояс­ными ремнями. Летчик должен все внимание сосредоточить на управлении и удержании са­молета в горизонтальном положении. Не разрешается делать резких исправлений высоты полета, действия рулями должны быть энергичными, но не резкими, так как они вызывают дополнительные нагрузки.

4.4. ПЕРЕГРУЗКИ ПРИ ВСТРЕЧЕ С ПОРЫВОМ С ГРАДИЕНТНЫМ УЧАСТКОМ. МЕТОДИКА РАСЧЕТА ПО АП 25

При определении коэффициента демпфирования k не учитывались влияние протяженности самолета, благодаря которой самолет входит постепенно даже в резко ограниченный порыв, а также нестационарность обтекания.

За время пока хорда крыла b полностью войдет в порыв, самолет приобретет вертикальную скорость, которая уменьшит скорость порыва относительно самолета и приведет к снижению перегрузки.

Учет нестационарности обтекания снижает величину k на 2…5% по сравнению со стационарной теорией при h/b = 10…20.

При учете вращения самолета вокруг оси z величина коэффициента k также снижается. Для устойчивого самолета при h = 30…50 м снижение составляет 10…20%, а при h более 200 м оно становится более значительным. Для неустойчивого самолета указанное снижение будет еще большим.

Учитывая указанные особенности, в Авиационных Правилах используется методика расчета перегрузок при встрече с вертикальным порывом, которая отлична от методики ЕНЛГС.

В пункте 25.341 АП-25 ”Перегрузки при полете в неспокойном воздухе” даются следующие рекомендации.

Предполагается, что форма порыва описывается уравнением

, (4.25)

где

s - расстояние, пройденное в порыве (глубина проникновения в порыв), м,

b - средняя геометрическая хорда крыла, метры;

U_de - эффективная индикаторная скорость порыва , м/с .

При отсутствии более точного метода расчета, перегрузки при полете в неспокойном воздухе должны определяться по следующей формуле:

(4.26)

где

, (4.27)

Здесь – Kg -коэффициент демпфирования (ослабления) порыва;

Примечание. В скобках приведены термины, применяемые в Техническом руководстве по летной годности (ТРЛГ-Doc 9051-AN/896 ИКАО).

(4.28)

- массовый параметр самолета;

В ТРЛГ используется коэффициент массы самолета - ;

U_de - эффективная скорость порыва, м/с ;

 - плотность воздуха, кгсс²/м⁴ ( В ТРЛГ плотность воздуха имеет размерность кг/м³);

G/S - удельная нагрузка на крыло (кгс/м²). ( В ТРЛГ m/s – расчетная нагрузка на крыло, кг/м²) ;

b - средняя геометрическая хорда, м ;

g - ускорение свободного падения, м/с² ;

V - индикаторная скорость самолета, м/с ;

- производная коэффициента нормальной подъемной силы самолета по углу атаки (1/радиан) при одновременном действии нагрузок от порывов при полете в неспокойном воздухе на крыло и горизонтальное оперение.

при приближенном расчете можно пользоваться производной коэффициента подъемной силы крыла по углу атаки