2. По сравнению с прямым крылом, та же самая секция крыла стреловидного крыла аэродинамически менее эффективна.

На том же самом угле атаки С_У будет меньше.

С_{У МАКС} будет меньше и будет достигаться на большем угле атаки.

Градиент наклона кривой C_Y = f (α) будет меньше.

Стреловидное крыло требует установки сложной механизации крыла, предкрылков и закрылков, чтобы добиться приемлемых взлётно-посадочных характеристик.

(Менее эффективный вид предкрылков устанавливают в корневой части стреловидного крыла для обеспечения первоначального срыва в корне крыла)

Киль и стабилизатор на самолётах со стреловидным крылом также делают стреловидными, чтобы не допустить развития срыва на оперении раньше, чем на крыле. (При увеличении угла стреловидности растёт максимально-допустимый угол атаки).

По сравнению с прямым крылом, стреловидное крыло достигает требуемого коэффициента подъёмной силы на большем угле атаки, что особенно заметно при полётах на малых скоростях.

Более пологий наклон зависимости C_Y = f (α) играет положительную роль при полётах в условиях турбулентности – самолёт становится менее чувствительным к кратковременным изменениям угла атаки; меньшее изменение перегрузки возникает при попадании в один и тот же вертикальный порыв.

3. Стреловидное крыло незначительно увеличивает путевую устойчивость.

4. Стреловидное крыло значительно (как правило, чрезмерно) увеличивает поперечную устойчивость.

5. При полете на числе М > М_КРИТ, стреловидное крыло создаёт пикирующий момент (явление затягивания в пикирование), для противодействия которому на самолёте устанавливается система Mach trim.

6. Ось вращения элеронов на стреловидном крыле не перпендикулярна набегающему потоку, что уменьшает эффективность управления самолётом.

Часть четвёртая.

Глава 14 Ограничения

Ограничение эксплуатационных скоростей

В нормальной эксплуатации диапазон скоростей самолёта должен быть ограничен для обеспечения безопасности. Ограничиваются как максимальные, так и минимальные скорости.

Основные факторы, влияющие на ограничение скорости:

- прочность конструкции;

- жесткость конструкции;

- адекватная управляемость самолёта.

Прочность, это способность конструкции противостоять нагрузкам, а жесткость – деформациям.

Нагрузки и запас прочности

Эксплуатационная нагрузка – максимальная нагрузка, ожидаемая в эксплуатации.

Разрушающая нагрузка – нагрузка, приводящая к разрушению конструкции.

Запас прочности – отношение разрушающей и эксплуатационной нагрузки.

Для самолётных конструкций выбирается запас прочности 1,5. Это значительно ниже, чем запас прочности, закладываемый в другие конструкции, и объясняется требованием уменьшения веса самолёта. В связи с этим чрезвычайно важно не превышать ограничения, наложенные на эксплуатацию самолёта, поскольку запас прочности может быть легко превышен, что приведёт к разрушению конструкции.

Нагрузки на конструкцию самолёта

Конструкция самолёта должна выдерживать нагрузки горизонтального полёта, которые создаются подъёмной силой, лобовым сопротивлением, тягой двигателей и весом самой конструкции. Кроме этого самолёт должен выдержать нагрузки от маневрирования и полёта в турбулентной атмосфере.

Также конструкция должна быть достаточно жесткой, чтобы исключить появление таких явлений, как реверс элеронов, флаттер и дивергенция во всём разрешённом диапазоне скоростей.

Нормальная перегрузка

При конструировании, самолёт рассчитывается на определённую нормальную перегрузку (n_y), обычно обозначаемую буквой «g».

n_y = Y / G, где Y – подъёмная сила, G – вес самолёта.

В горизонтальном полёте n_y = 1,0 (1g). Если самолёт выполняет манёвр, при котором подъёмная сила вдвое больше веса, то нормальная перегрузка n_y = 2,0 (2g).

Предельные нагрузки на конструкцию самолёта обычно ограничивают назначением допустимых нормальных перегрузок. Но надо принимать во внимание, что нагрузка на конструкцию определяется произведением текущего веса самолёта на перегрузку. Например, крыло самолёта выдерживает нагрузку 10 тонн. Если самолёт весит 4 тонны, то предельная нагрузка будет достигнута при перегрузке 2,5g, а если вес самолёта 5 тонн, то это произойдёт при n_y = 2,0g.

Поэтому предельно-допустимые перегрузки рассчитываются для максимальной массы самолёта.

Эксплуатационный диапазон нормальных перегрузок (V – n_у диаграмма)

На рисунке изображён типичный диапазон допустимых перегрузок в зависимости от индикаторной скорости полёта.

EASA установила диапазон допустимых перегрузок в зависимости от категории проектируемого самолёта:

Так для самолётов нормальной категории допустимая положительная перегрузка должна быть от 2,5g до 3,8g, а отрицательная -1g.

Для самолётов многоцелевой вспомогательной категории, соответственно: + 4,4g и -1,76g.

Для самолётов акробатической категории: + 6g и -3g.

Допустимая положительная нормальная перегрузка для скоростных реактивных транспортных самолётов равна 2,5g.

Граница С_{У МАХ}

Линия ОА (на V – n_у диаграмме) определяет располагаемые перегрузки, на которые может выйти самолёт, достигнув максимально-допустимого угла атаки. По мере роста скорости полёта эта перегрузка растёт и в точке «А» достигает ограничения по прочности.

Точка данной линии, соответствующая перегрузке 1g, даёт нам скорость сваливания горизонтального полёта V_S и обозначена на графике точкой «S».

На рисунке в координатах перегрузка – скорость показаны три линии, соответствующие манёврам с достижением углов атаки 5°, 10° и α _доп.

Если скорость полёта больше, чем соответствующая точке «А», то крыло самолёта в состоянии реализовать перегрузку, опасную для прочности конструкции. Но это не означает, что любой манёвр будет опасен. Задача пилотирующего лётчика помнить о возможности превысить ограничение по перегрузке и не допускать больших и резких движений органами управления самолётом на скорости более V_A.

Также на рисунке изображен запас прочности 1,5, гарантирующий, что разрушение конструкции не начнётся на максимально-допустимой перегрузке, но, возможно, произойдёт на 2,5g × 1,5 = 3,75g.

Тем не менее, в диапазоне перегрузок 2,5g ÷ 3,75g может возникнуть остаточная деформация конструкции.

Расчётная скорость маневрирования V_A

Это наибольшая скорость, при которой резкое и полное отклонение руля высоты на кабрирование (выполненное из установившегося горизонтального полёта) не приведёт к превышению расчётных нагрузок на конструкцию.

Скорость V_A меньше, чем скорость, соответствующая точке «А», поскольку учитывается дополнительная нагрузка на хвостовую часть фюзеляжа и стабилизатор, возникающие при полном отклонении руля высоты.

Линия ОА представляет собой зависимость скорости сваливания самолёта от нормальной перегрузки. Как было рассмотрено в главе 7:

V_S = V_S1g × √ny

Например, самолёт имеет скорость сваливания горизонтального полёта (V_S1g) 60 узлов и максимально-допустимую перегрузку 2,5, то скорость, соответствующая точке «А», получится: 60 × √2,5 = 95 узлов.

Влияние веса самолёта на V_A

Скорость сваливания горизонтального полёта зависит от веса самолёта. Линия ОА нарисована для максимально-допустимого веса. При меньшем весе линия будет сдвигаться влево.

Соответственно будет уменьшаться и V_A.

Например, у самолёта с весом 2500 кг V_A = 95 узлов. Значит при весе 2000 кг

V_A = 95 × √(2000 / 2500) ≈ 85 узлов.