Основы полета Principles of Flight

Оксфордская авиационная академия

Четвертое издание

Соответствует требованиям EASA для получения ATPL

1 Определения

2 Атмосфера

3 Основные законы аэродинамики

4 Дозвуковое течение воздуха

5 Подъемная сила

6 Лобовое сопротивление

7 Сваливание

8 Механизация крыла

9 Обледенение

Часть 2

10 Устойчивость и управляемость

Часть 3

11 Управление самолетом

12 Механика полета

13 Полет на больших числах М

Часть 4

14 Ограничения

15 Сдвиг ветра

16 Теория воздушного винта

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

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 2,5 g .

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 S 1 g) 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.

20% уменьшения веса дают приблизительно 10% уменьшения V A

Расчетная скорость крейсерского полёта

Точке «С» на рисунке соответствует расчетная скорость крейсерского полёта. Эта скорость выбирается конструктором и используется для расчёта нагрузок на конструкцию в крейсерском полёте. Правила выбора данной скорости регламентированы требованиями к сертификации самолётов EASA CS 25.335 и CS 23.355 (Certification Specifications).

V C должна быть больше расчётной скорости преодоления вертикального порыва воздуха V B (рассмотрена ниже), и должна быть меньше расчётной предельной скорости V D и скорости горизонтального полёта на максимальном продолжительном режиме двигателей V H .

Например, CS 25 требует, чтобы V C была минимум на 46 узлов больше, чем V B . Также V C не должна быть более, чем 0,8 V D .

CS 23 имеет похожие требования.

Расчетная скорость крейсерского полёта используется при назначении максимально-допустимой скорости V MO /M MO .

CS 25.1505 требует, чтобы V MO /M MO было не больше, чем V C .

Расчётная предельная скорость

Точка «D» соответствует расчётной предельной скорости V D (dive speed). Эта скорость рассчитывается по условиям прочности самолёта. Согласно требований CS 25.335 (в)(1) самолёт, летящий на скорости V C , должен выдержать снижение в течение 20 секунд с углом (-7,5°) без уборки режима двигателей. Затем самолёт выводится из снижения с перегрузкой 1,5. Скорость, получившаяся в результате манёвра, и будет V D . Получают её методом аэродинамического расчёта.

Если результирующая скорость неприемлема по развитию скоростной тряски или другим причинам, то её могут заменить на V DF (максимальная скорость, продемонстрированная в лётных испытаниях).

Если скорость V MO нельзя умышленно превышать в нормальной эксплуатации, то скорость V D (V DF) нельзя превышать ни при каких условиях (5 марта 2011 года катастрофа Ан-148).

Отрицательная перегрузка

В нормальной эксплуатации маловероятно возникновение больших отрицательных перегрузок, тем не менее, самолёт должен быть достаточно прочным, чтобы выдержать небольшую отрицательную перегрузку.

Сваливание на отрицательных углах атаки

Если отрицательный угол атаки увеличивать по абсолютной величине, то в определённый момент произойдёт сваливание. (Если профиль крыла симметричный, то отрицательный и положительные углы атаки равны. При положительной кривизне профиля сваливание на отрицательных углах возникает на меньшем угле атаки.)

Линия ОН на рисунке представляет границу по отрицательному С У МАХ. Для больших самолётов, сертифицированных по CS 25, максимально-допустимая отрицательная перегрузка устанавливается -1. В диапазоне скоростей от V C до V D она линейно уменьшается до нуля.

Границы маневрирования

На рисунке изображена безопасная зона полёта в координатах индикаторной скорости и нормальной перегрузки.

Линия SL представляет диапазон скоростей горизонтального полёта. Линии SA и ОН показывают располагаемую перегрузку при достижении положительного и отрицательного С У МАХ. Линии ACD и HFE представляют максимальную положительную и отрицательную перегрузку, которую должна выдержать конструкция самолёта.

Скорости V C и V D используются для оценки прочности самолёта и не публикуются в руководстве по лётной эксплуатации, но опубликованные скорости рассчитываются на их основе.

Максимально-допустимые скорости

Для больших самолётов, сертифицированных по CS 25 (с максимальной массой более 5700 кг), максимально-допустимой скоростью является V MO . Для самолётов, сертифицированных по CS 23, эта скорость V NE (never exceed).

Скорость V MO (maximum operating)

Эту скорость нельзя преднамеренно превышать в нормальной эксплуатации. Она не может быть больше V C , и должна быть значительно ниже V D , чтобы непреднамеренное превышение V D было крайне маловероятным.

V MO это приборная скорость (IAS). При наборе высоты число М, соответствующее данной скорости, будет расти, и появятся дополнительные проблемы, связанные со сжимаемостью воздуха. Поэтому устанавливается дополнительное ограничение М МО. Переход с V MO на М МО происходит приблизительно на высоте 24000 ÷ 29000 футов.

Система предупреждения о превышении V MO /М МО

На самолёте устанавливаются две независимые системы звукового предупреждения о превышении V MO /М МО. Они включают трещотку (clacker), которая замолкает только после уменьшения скорости менее V MO /М МО.

При наборе высоте на постоянной приборной скорости возможно превышение М МО .

При снижении на постоянном числе М возможно превышение V MO .

Скорость V NE (never exceed)

V NE = 0,9 V D . Запас устанавливается на случай непреднамеренного превышения скорости V NE . На указателе скорости эта скорость обозначается красной радиальной линией в конце жёлтого сектора.

Скорость V NO (maximum structural cruise speed) (normal operating)

Это максимальная скорость крейсерского полёта в нормальной эксплуатации. Она не может быть больше, ни чем V C , ни чем 0,89 V NE .

На индикаторе скорости она обозначается верхним концом зелёного сектора.

Скорости от V NO до V NE обозначаются жёлтым сектором. Летать со скоростью в жёлтом секторе можно только в спокойной атмосфере и с повышенным вниманием.

Нагрузки от вертикального порыва (восходящего потока воздуха)

Вес конструкции самолёта должен быть минимальным при сохранении требуемой прочности. Требования к прочности самолёта при попадании в восходящий/нисходящий поток воздуха были сформулированы в конце 40-х годов 20-го века. Но их эффективность регулярно контролируется по записям бортовых самописцев в реальных полётах.

На рисунке синими пунктирными линиями показаны перегрузки, которые возникнут на самолёте при попадании в стандартные вертикальные порывы в зависимости от индикаторной скорости. (Часть пунктирной линии левее линии ОВ показывают нереализуемые перегрузки, поскольку самолёт будет находиться в сваливании.)

Видно, что зависимости перегрузки от скорости близки к линейным, в то же время как несущие способности крыла (линия ОВ) меняются в зависимости от скорости в квадрате.

Если рассмотреть восходящий поток +20 м/с, то видно, что на скорости менее V B крыло выйдет на закритические углы атаки и самолёт свалится. На скорости более V B самолёт не свалится, но чем больше будет скорость, тем больше будет возникшая перегрузка, и на определённой скорости она превысит максимально-допустимую по прочности.

Самолет проектируется так, чтобы он был в состоянии выдержать вертикальный порыв 20 м/с на скорости V B (расчётная скорость преодоления вертикального порыва ветра). При этом самолёт выйдет на С У МАХ. При полёте в турбулентной атмосфере на V B самолёт имеет максимальную защиту от повреждения конструкции, однако он близок к сваливанию.

При сертификации от самолёта требуется, чтобы от выдержал вертикальный порыв 15 м/с при полёте на V C (с практической точки зрения читай - V MO).

Также есть требование выдержать вертикальный порыв 7,6 м/с на скорости V D . (Скорости V B , V C и V D являются расчётными и не публикуются в руководстве по лётной эксплуатации.)

Публикуемая в руководстве скорость преодоления турбулентности V RA /M RA (rough air speed) больше, чем V B . Она обеспечивает минимальную вероятность, как сваливания, так и превышения максимально-допустимой перегрузки (более подробно ниже).

Влияние вертикального порыва на перегрузку

Вертикальный порыв меняет угол атаки крыла, вследствие чего изменяется нормальная перегрузка.

Следующий пример иллюстрирует влияние вертикального порыва на перегрузку.

Допустим, что самолёт выполняет горизонтальный полёт с С У = 0,42. Градиент изменения С У по α равен 0,1. Вертикальный порыв увеличил α на 3°. Какую перегрузку испытает самолёт?

Перегрузка = Подъёмная сила / Вес

В горизонтальном полёте перегрузка = 1 или 0.42 / 0,42

3° прирост угла атаки даст прирост С У: 3 × 0,1 = 0,3

Новый С У: 0,42 + 0,3 = 0,72

Возникшая перегрузка = 0,72 / 0,42 = 1,7

Для заданных скоростей самолёта и порыва прирост подъёмной силы зависит только от градиента С У по α (угла наклона графика С У = f(α)). Чем круче наклон, тем больше перегрузка.

На наклон данной кривой влияет относительное удлинение и стреловидность крыла.

При одном и том же приросте подъёмной силы прирост перегрузки будет зависеть от текущего веса самолёта (удельной нагрузки на единицу площади крыла). На более загруженном самолёте изменение перегрузки будет меньше (поскольку исходный С У горизонтального полёта больше).

Для заданного самолёта с заданным весом прирост перегрузки зависит только от истинной скорости полёта и вертикального порыва

Влияние вертикального порыва на сваливание

Когда самолёт попадает в восходящий поток, угол атаки крыла увеличивается. При неизменной скорости восходящего потока увеличение угла атаки будет тем больше, чем меньше скорость полёта. На малой скорости исходный угол атаки крыла велик и его дальнейшее увеличение из-за вертикального порыва может вызвать сваливание. Таким образом, при полёте в неспокойной атмосфере существует граница минимальной скорости, ниже которой скорость нельзя уменьшать из-за возможности попадания в сваливание.

Скорость преодоления турбулентности V RA / M RA (rough air speed )

В полёте при преодолении зоны турбулентности самолёт должен иметь скорость обеспечивающую защиту, как от сваливания, так и от чрезмерной перегрузки. Турбулентность описывается порывом ветра заданной скорости. При попадании в этот порыв скорость самолёта должна быть:

Достаточно большой, чтобы избежать сваливания и

Достаточно малой, чтобы не возникла опасная перегрузка.

При создании самолёта данные требования удовлетворяются расчётом скорости сваливания при заданном порыве и затем обеспечением достаточной прочности для выдерживания возникающей на этой скорости перегрузки.

Ключевой момент это выбор скорости порыва, поскольку она определяет возникающие нагрузки на конструкцию самолёта. А чем больше нагрузки, тем прочнее должны быть силовые элементы конструкции, тем тяжелее получится самолёт.

Скорость вертикального порыва, который самолёт должен выдержать на V B , равна 20 м/с. Также регламентируются скорости вертикального порыва, которые должен выдержать самолёт на V C и V D . Это, соответственно 15 и 7,6 м/с. Эти дополнительные требования выдвигаются, чтобы максимально защитить самолёт во всём диапазоне эксплуатационных скоростей. Обычная скорость крейсерского полёта близка к V C , а на скорость близкую к V D самолёт может попасть при возникновении проблем с управлением самолёта и т. п. (Например:/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/rezkoe_krenenie_samoljota/8-1-0-58 )

Поскольку при полёте в турбулентности лётчик должен уменьшить скорость, то вероятность неожиданного попадания в порыв на большой скорости невелика. Поэтому скорость расчётного порыва соответственно уменьшается.

Данные расчётные скорости вертикального порыва 20, 15 и 7,6 м/с (66, 50 и 25 футов/с) были установлены в начале 40-х лет 20 столетия, как результат анализа записей полётных регистраторов. Этот анализ продолжается и в наши дни и подтверждает правильность установленных границ.

Расчет нагрузок, возникающих на большом самолёте при попадании в турбулентность, не ограничивается расчётом прироста угла атаки и возникающей при этом перегрузке. Также учитываются:

Динамические нагрузки, возникающие из-за упругости конструкции

Особенности нестационарного обтекания крыла

Возможность постепенного усиления порыва

Уменьшение разницы между скоростью нормального крейсерского полёта и V MO на новейших модификациях самолётов

Статистическая вероятность попадания самолёта в зону сильной турбулентности

Ухудшение тормозных характеристик в крейсерской конфигурации.

Расчётные скорости V B , V C и V D , как и расчётные скорости порывов, являются индикаторными скоростями. Треугольник скоростей, определяющий прирост угла атаки, построен на истинных скоростях (см. стр. 10).

Выбор скорости преодоления турбулентности должен соответствовать прочности конструкции самолёта. При этом должна быть обеспечена устойчивость и управляемость самолёта. Также в расчёт берётся способность самолёта своевременно снизить скорость от крейсерской до скорости преодоления турбулентности.

Типичный график скоростей, по которым выбирается V RA /M RA , по высоте полёта указан на рисунке ниже.

График нарисован для среднего веса.

Линия АВ соответствует скорости сваливания горизонтального полёта.

СЕ – скорости сваливания при попадании в восходящий поток 20 м/с. (20 м/с индикаторной скорости потока соответствуют 40м/с истинной скорости потока на высоте 12 км)

GHI – скорости V MO /M MO .

JKL – скорости V DF /M DF . (максимальная скорость/число М, продемонстрированные в испытаниях)

MN – скорости, соответствующие максимально-допустимой нагрузке на конструкцию, при попадании в порыв 20м/с.

RS – максимальная высота, на которой самолёт может испытать перегрузку 1,5g не выходя на режим чрезмерной аэродинамической тряски.

На всех скоростях правее линии СЕ самолёт выдержит вертикальный порыв 20 м/с без сваливания и на всех скоростях левее линии MN самолёт выдержит такой порыв без ущерба для прочности конструкции. Поэтому линия ОР, соответствующая скорости преодоления турбулентности, лежит примерно посередине между этими линиями, обеспечивая одинаковую защиту, как от сваливания, так и от чрезмерной перегрузки.

Линия MN имеет необычную форму, потому что прочность различных частей самолёта становится критичной на разных высотах полёта. Фактически эта линия является левой границей семейства кривых, определяющих допустимую нагрузку на различные части самолёта.

Для удобства выбирают одну скорость V RA не изменяющуюся по высоте, переходящую на больших высотах в M RA . Поскольку болтанка имеет совершенно случайный характер, то скорость V RA /M RA обеспечивает равную защиту 50% - 50% от сваливания и от чрезмерной перегрузки.

При увеличении/уменьшении полётного веса границы СЕ и MN передвигаются. При увеличении веса – сближаются, при уменьшении – раздвигаются, но средняя линия, соответствующая V RA /M RA практически не движется. Поэтому вес самолёта не влияет на скорость преодоления турбулентности.

Вес самолёта влияет на границу RS. С увеличением веса максимальная высота, на которой самолёт выдержит прирост перегрузки 0,5g, понижается. Чтобы обеспечить защиту тяжёлого самолёта при сильной болтанке следует уменьшить высоту.

Ограничения по скорости при неубранном шасси

Обычно шасси убирают сразу же после отрыва от ВПП, чтобы уменьшить лобовое сопротивление и увеличить градиент набора высоты. Поэтому узлы навески шасси, створки ниши и привод выпуска-уборки шасси не рассчитывают на работу на больших приборных скоростях полёта. В противном случае это привело бы к неоправданному увеличению веса конструкции.

V LO (EXT) и V LO (RET) : максимальные скорости, соответственно, выпуска и уборки шасси.

Если передняя стойка убирается против потока, то V LO (RET) обычно ограничена по располагаемому усилию гидроцилиндра уборки.

В процессе выпуска первыми открываются створки ниши шасси. Створки шасси обычно не предназначены для восприятия большой аэродинамической нагрузки в выпущенном положении. Поэтому V LO (EXT) обычно ниже V LE .

V LE: максимальная скорость с выпущенными шасси. Иногда возникает необходимость в техническом перелёте с выпущенными шасси. В этом случае створки шасси, как правило, закрыты, что позволяет лететь с большей скоростью.

Максимальная скорость полёта с выпущенной механизацией крыла

Механизация крыла предназначена для сокращения взлётной и посадочной дистанции и используется на относительно малых скоростях полёта. Механизмы выпуска-уборки, узлы навески и сами перемещаемые поверхности не рассчитаны на восприятие нагрузок, которые могут возникнуть на больших скоростях.

Механизация крыла увеличивает С У МАХ и уменьшает скорость сваливания, что позволяет крылу при попадании в порыв создать большую перегрузку на относительно малой скорости (закрашенная зона на рисунке). Это требует дополнительной защиты от возможных чрезмерных нагрузок. Максимально-допустимая перегрузка при выпущенной механизации крыла ограничена до 2,0g.

При полёте в турбулентной атмосфере нужно выпускать механизацию как можно позже, поскольку при выпущенной механизации вероятность непреднамеренного превышения предельной перегрузки значительно повышается.

V FE: максимально-допустимая скорость с выпущенной механизацией (для каждого положения механизации существует своя V FE)

1. 10) [Текст]: научно-аналитический журнал (издаётся с 2007 г.)

   Документ

   АКАДЕМИЧЕСКИЙ ВЕСТНИК № 4 (10) [Текст]: научно-аналитический журнал (издаётся с 2007 г.). Тюмень: «Тюменская государственная академия мировой экономики, управления и права» («ТГАМЭУП»), 2009.

2. Рязанцев Виктор Иванович прогнозирование устойчивости движения автомобиля с активно управляемым схождением колес специальность 05. 05. 03 Колесные и гусеничные машины автореферат

   Автореферат

   Защита диссертации состоится "30" июня 2008 г. в 1430 на заседании диссертационного совета ДД212.141.07 в Московском государственном техническом университете им.

3. Правительство Российской Федерации Постановление от 10 сентября 2009 г. №720 Об утверждении технического регламент

   Регламент

   2. Технический регламент о безопасности колесных транспортных средств вступает в силу по истечении 12 месяцев со дня официального опубликования настоящего Постановления.

4. В. А. Гребенников оглавление часть первая общие вопросы детской анестезиологии и реаниматологии глава I. Анестезиология и реаниматология в педиатрии. В. А. Михельсон Глава II. Краткий исторический очерк

   Исторический очерк

   Первый в нашей стране учебник по детской анестезиологии и реаниматологии был написан профессором нашей кафедры В. А. Михельсоном 15 лет назад. Прошедшие годы показали, что этот труд оказался весьма полезным для подготовки по анестезиологии

5. Плавным сопряжением низкорасположенного крыла и фюзеляжа, двумя разнесенными двигателями, установленными в хвостовой части, и двухкилевым вертикальным оперением

   Документ

   КОНСТРУКЦИЯ. Истребитель МиГ-29 выполнен по нормальной аэродинамической схеме с плавным сопряжением низкорасположенного крыла и фюзеляжа, двумя разнесенными двигателями, установленными в хвостовой части, и двухкилевым вертикальным оперением.

Страница 5 из 23

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПЕРЕГРУЗКИ

Перегрузкой называется отношение равнодействующей всех сил (кроме веса), действующих на самолет, к весу самолета.

В связанной системе координат определены перегрузки:

n х - продольная перегрузка; n у - нормальная перегрузка; n z - боковая перегрузка.

Полная перегрузка определяется по формуле

Продольная перегрузка n х возникает при изменении тяги двигателя и лобового сопротивления.

Если тяга двигателя больше лобового сопротивления, то перегрузка положительная. Если же величина лобового сопротивления больше силы тяги двигателя, то перегрузка отрицательная.

Продольная перегрузка определяется по формуле

Превышение в полете этих перегрузок запрещается, так как могут появиться остаточные деформации в конструкции самолета.

При выполнении установившихся криволинейных маневров перегрузка зависит от запаса тяги силовой установки. Запас тяги определяется из условия сохранения заданной скорости в течение всего маневра.

Предельной перегрузкой по располагаемой тяге n у ПРЕД называется наибольшая перегрузка, при которой тяга силовой установки еще уравновешивает лобовое сопротивление. Она определяется по формуле

(11.10)

Предельная по располагаемой тяге перегрузка зависит от скорости и высоты полета, так как вышеуказанные факторы влияют на располагаемую тягу Рр и от скорости аэродинамическое качество К. Для расчета зависимости n у ПРЕД V необходимо иметь кривые Рр (V )для различных высот и сетку поляр.

Для каждого значения скорости с кривой Рр (V) снимают значения располагаемой тяги, определяют с поляры для соответствующей скорости V снимают величину коэффициента Су и рассчитывают по формуле (11.10).

При маневрировании в горизонтальной плоскости с перегрузкой меньше располагаемой, но более предельной по тяге самолет будет терять скорость или высоту полета.