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 дляпилота 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