19. Ограничение минимальной скорости

Минимально допустимые скорости полёта устанавливаются исходя из необходимого запаса относительно скорости срыва(сваливания), получённой в лётных испытаниях при нормальной перегрузке, равной единице. . Значения минимальных скоростей зависят от полётной массы и конфигурации ВС.

Ограничение минимальной скорости полета обусловливается требованиями устойчивости самолета на больших углах атаки. Уменьшение скорости полета сопровождается уменьшением скоростного напора. Так как подъемная сила пропорциональна скоростно му напору, то для ее сохранения требуется тем больший угол ата ки, чем меньше скорость полета. Таким образом, полет с малой скоростью при условии сохранения величины подъемной силы происходит с большими углами атаки, что является опасным, так как может привести к сваливанию самолета. Кроме того, при малой скорости полета снижается эффективность органов управления, что ухудшает управляемость самолета.

Практически полет на а = акр недопустим, так как в этом случае в силу даже незначительной несимметрии срыва потока с несущих поверхностей происходит сваливание самолета. Под сваливанием понимается возникшее в результате развития отрыва потока на крыле непроизвольное, апериодическое или колебательное движе ние самолета относительно любой из трех его осей со сравнительно большими, заметными для пилота средней квалификации амплиту дами угловых скоростей и угловых ускорений, не парируемое без уменьшения угла атаки самолета.

При углах атаки, на которых нарушается линейный характер за висимости су(а), начинается срыв потока с несущих поверхностей. Но 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 акр. По лет на этих околокритических углах атаки сопровождается предуп редительной тряской. Предупредительная тряска это хорошо заметная для пилота аэродинамическая тряска конструкции, возника ющая вследствие срыва потока при увеличении угла атаки свыше

Особенно характерна предупредительная тряска для самолетов с прямым крылом, у которых зависимость Су (а) наиболее крутая. У самолетов со стреловидным крылом предупредительная тряска выражена гораздо слабее, поэтому на этих самолетах для предуп реждения пилота о приближении к сваливанию установлены специ альные приборы.

При углах атаки а акр начинается сваливание самолета. Сле довательно, во избежание сваливания практически максимальным значением коэффициента подъемной силы должно быть значение су, меньшее су св. Это значение коэффициента подъемной силы назы вается допустимым коэффициентом подъемной силы суяоп, а угол атаки, которому оно соответствует адоп

Допустимый угол атаки адоп это наибольший разрешаемый в ожидаемых условиях экс плуатации угол атаки (коэффициент подъемной силы) самолета. Значения адоп (су доп) определяются для каждой конфигурации са молета в разрешенном диапазоне скоростей ее применения.

Скорость, соответствующая судоп, называется минимально до пустимой скоростью полета. .

Минимально допустимая скорость должна быть в 1,25...1,35 раза больше скорости сваливания, т. е. скорости, при которой начинает ся сваливание самолета при заданных конфигурации, полетной мас се и режиме работы двигателей. Обычно значение су доп для конкрет ных самолетов определяется по результатам летных испытаний.

Чем больше разница между сушах и СУАОП, тем больше запас по углу атаки, тогда вероятность сваливания самолета будет меньше, например, при попадании в зону атмосферной турбулент ности. У самолетов с прямым крылом запас по су весьма мал, поэтому при выходе на большие углы атаки тряска и сваливание наступают одновременно. С увеличением числа М разрыв между режима ми тряски и сваливания возрастает, однако это еще не означает, что по ложение становится благополучным, поскольку у самолетов со стреловид ным крылом предупредительная тря ска проявляется весьма слабо.

Для предупреждения экипажа о приближении к сваливанию на современных самолетах установлен специальный прибор АУАСП, который срабатывает как только разность между кри тическим и текущим фактическим углами атаки станет меньше определенной величины.

Принцип действия прибора основан на непрерывном автомати ческом сравнении в электрической схеме напряжений, пропорцио нальных текущим фактическим углам атаки крыла, с напряже нием, пропорциональным опасному (критическому) углу атаки. Текущие углы атаки изменяются датчиком углов атаки, критиче ские углы атаки определяются датчиком критических углов атаки в зависимости от числа М полета.

АУАСП работает в двух режимах: взлетно-посадочном при вы пущенных закрылках и полетном при убранных закрылках. Во время приближения афакт и акр на приборной доске загорается соответствующее табло. Световой сигнал дублируется звуковым сигналом.

Уменьшение скорости полета ниже минимально допустимой ве роятнее на больших высотах, где потребные углы атаки велики. Ограничение минимальной скорости полета обусловлено сообра жениями исключения возможности выхода на большие углы атаки с последующим сваливанием самолета на крыло.

В полете на крейсерском режиме, в режиме набора высоты и снижения воздействия на самолет вертикального восходящего по рыва ветра со скоростью 10 м/с не должно выводить самолет на угол атаки (коэффициент подъемной силы), превышающий допу стимый.

Характеристики устойчивости и управляемости должны позво лять пилоту удерживать самолет при допустимом угле атаки в течение времени, необходимого для выполнения маневра (но не менее 5 с).

При воздействии на самолет восходящего вертикального поры ва ветра со скорость 18 м/с на режимах крейсерского полета, набора высоты и снижении не должно возникнуть сваливание и самолет должен возвращаться к исходному режиму при соответ ствующем ему балансировочном положении штурвала (зафикси рованном до воздействия порыва).

В случае выхода самолета на режим сваливания пилот дол жен немедленно и энергично отдать штурвал от себя для вывода самолета на эксплуатационные углы атаки с последующими откло нениями руля направления элеронов для ликвидации возникшего крена. После прекращения непроизвольного кренения необходимо вернуть руль высоты в положение, близкое к балансировочному, плавно вывести самолет в горизонтальный полет. Выводить само лет из снижения после сваливания нужно движением штурвала на себя, не допуская больших вертикальных перегрузок и повтор ного выхода на большие углы атаки.

Парирование элеронами непроизвольно возникшего крена опас но, так как это может вызвать увеличение крена из-за срыва по тока на конце крыла. Пилот обязан сначала прекратить срывную тряску, отдав штурвал от себя, и только после этого устранить крен и скольжение, действуя рулем направления и элеронами. Поэтому категорически запрещается при наличии срывной тряски парировать кренение самолета элеронами и рулем направления до отдачи штурвала от себя.