Эксплуатационные ограничения параметров полета

Ограничение минимальной скорости полета. Из соображений безопасности полетов минимальные скорости прямолинейного установившегося полета ограничиваются минимально допустимой эксплуатационной скоростью.

Минимальной скорости V_minпрямолинейного установившегося полета соответствует исходный угол атаки_исх.

При встрече самолета с восходящим порывом ветра, отказе техники или ошибкок в пилотировании исходный угол атаки _исхможет возрасти на величину Δ. При достижении самолетом угла атаки срабатывания_срабсигнализатора выхода самолета на большие углы атаки подаются сигналы (световой, звуковой, подергивание штурвала вперед), предупреждающие об этом экипаж. На появление сигналов пилот реагирует уменьшением угла атаки.

Таким образом минимальная скорость полета ограничивается из условия невыхода самолета на большие углы атаки _исх+Δ≤_сраб<_с, где_с - угол атаки сваливания самолета.

Рис. 7. Увеличение угла атаки самолета при встрече с восходящим порывом ветра

Эксплуатационные ограничения максимальной скорости полета.

Максимальная скорость полета ограничивается максимальной эксплуатационной скоростью V_{max э}, которую пилот в условиях нормальной эксплуатации не должен превышать. Эта скорость всегда меньше расчетной предельно допустимой скорости V_{max доп}, назначаемой с учетом того, что

V_{max э} может непреднамеренно повышаться в следствии ошибок пилотирования, встречи с мощными порывами ветра и струйными течениями или в следствии отказа в системе автоматического управления. Превышение предельно допустимой скорости V_{max доп} может вызвать остаточные деформации и разрушения конструкции самолета, потерю устойчивости и управляемости, нарушение работы силовой установки и тп.

Максимально допустимая эксплуатационная скорость V_max выбирается как наименьшая из трех условий:

• максимальной эксплуатационной скорости V_q по прочности конструкции по скоростному напору, действующему на самолет;

• максимальной скорости V_ny по прочности конструкции по нормальной перегрузке;

• максимальной скорости V_м по условию устойчивости и управляемости самолета на закритических числах Маха устанавливаются по прочности конструкции по скоростному напору и нормальной перегрузке.

1. Ограничение V_max по скоростному напору q.

Скоростной напор набегающего воздушного потока, который еще не приводит к остаточным деформациям конструкции или разрушениям составляет, например, для самолета Ан-32 q=1160 кгс/м². Исходя из этого устанавливается предельная скорость полета, V_пред=550 км/ч. Этой скорости соответствует предельно допустимое число Маха М_пред=0,7.

Опасность превышения V_пред связана, прежде всего, с опасностью возникновения автоколебаний типа флаттер и потери эффективности элеронов. Эти явления возникают при V_крит=1,2 V_пред.

Для обеспечения большей безопасности полетов величина максимально допустимой эксплуатационной скорости полета V^э_{max доп} ограничена значением 460 км/ч и числом М=0,65.

Прочность конструкции по скоростному напору определяет эксплуатационные ограничения скорости полета в различных конфигурациях.

2. Ограничение V_max по перегрузке устанавливается при выполнении маневра в вертикальной плоскости. Например, для самолета Ан-32 n^э_{у max}=2,5 и n^э_{у min}= -1,0. При выполнении маневров с отклоненной механизацией приняты n^э_{у max}=2,0 и n^э_{у min}=0.

Преднамеренный выход за пределы эксплуатационных ограничений запрещен.

Эксплуатационные ограничения высоты полета. Высота полета ограничивается из условия невыхода самолета на большие углы атаки при встрече с восходящим порывом ветра (ограничения по порыву). Следует иметь ввиду, что чем больше высота полета, тем больше значение крейсерского угла атаки. На высотах полета близких к теоретическому потолку полет возможен только на угле атаки - близком к экономическому (для самолета с ТВД) или на угле атаки близком к наивыгоднейшему для самолета с ТВД.

С увеличением высоты полета уменьшается располагаемая тяга двигателя, что в свою очередь ограничивает возможности полета.

Высота практического потолка зависит от полетной массы самолета и условий эксплуатации.