Превышение ограничений максимально-допустимой скорости и числа М

Превышение этих ограничений – может привести к тяжелым последствиям по двум причинам:- деформация и разрушение конструкций самолета и двигателя;

- потеря устойчивости и управляемости самолета в полете;

Деформация и разрушение элементов конструкций самолета может произойти из-за превышения установленных допустимых расчетных нагрузок скоростным напором и возникающими при маневрировании аэродинамическими силами и перегрузками.

Как пример, рассмотрим некоторые характерные явления.

7.1.3. Дивергенция – деформация и разрушение несущих поверхностей крыла, связанная не только с его поперечным изгибом, но и одновременно с продольной закруткой, по причине несовпадения точек центров давления с линией центров жесткости конструкции.

Идеальным случаем при проектировании крыла самолета было бы выполнение условия, что линия центров давления крыла совпадала с линией его центра жесткости несущего силового элемента (лонжерона крыла). Тогда бы лонжерон работал как элементарная силовая балка, нагружаемая изгибающими силами и моментами. На практике дело обстоит иначе. Как правило линия центров жесткости не совпадает с линией центров давления крыла, более того расстояние между ними не есть величина постоянная, а изменяется в полете в зависимости от многочисленных факторов. Поэтому кроме расчета лонжерона на изгибающий момент он еще рассчитывается на крутящий момент и определяется какой может быть максимальная аэродинамическая сила, при различных расстояниях между линиями центра жесткости и центра давления, чтобы созданный ею изгибно-крутящий момент не превысил предельно-допустимую расчетную нагрузку лонжерона и не разрушил его. В случае превышения разрешенных нагрузок возникают знакопеременные силы и моменты, по величине более предельно–допустимых, которые приводят к частичному (срыв части обшивки) или полному разрушению (разрушению лонжерона) крыла.

7.1.4. Реверс элеронов – явление, возникающее в результате деформации крыла, при котором эффективность элеронов приближается к нулю или даже приобретает направление действия противоположного значения (Рис.48)

При рассмотрении дивергенции крыла, мы увидели, что в момент его продольного закручивания происходит самопроизвольное, неуправляемое изменение угла атаки. Изменения величины угла атаки по длине не одинаково и оно тем больше, чем дальше по размаху, удалено данное сечение крыла от фюзеляжа. Изменение величины угла атаки ведет к знакопеременному изменению подъемной силы на крыле и поперечной раскачке самолета.

Если для парирования крена самолета летчик отклонил элерон вниз и этот момент совпал с условием, что подъемная сила в данном сечении равна максимально допустимой, а расстояние между центром жесткости и центром давления при этом является максимально-разрешенным, то сумма от прироста подъемной силы, возникшей за счет отклонения элерона и подъемной силы крыла, превысят максимально- допустимое значение. В результате этого крыло еще более закрутится вниз и уменьшит угол атаки. Уменьшение угла атаки вызовет уменьшение подъемной силы на полукрыле, что усугубит ситуацию и еще больше увеличит крен.

Рис.48.

7.1.5. Валежка – самопроизвольное кренение самолета, в результате приобретаемой в полете, под влиянием предельных нагрузок, поперечной асимметрии конструкции из-за неодинаковой прочностной жесткости полукрыльев. Физическая основа явления простая. Полукрылья самолета в результате длительной эксплуатации или ранее совершенной поломки приобрели различную жесткость. В процессе выполнения полета с предельными нагрузками одно (ослабленное) полукрыло изгибается больше, чем другое. В результате неодинаковой деформации, полукрылья будут иметь различные углы атаки, а, следовательно, и различные подъемные силы, что приведет к самопроизвольному возникновению кренящего момента. Последствия действия этого кренящего момента на скоростях меньше чем критическая скорость, при которой возникает реверс элеронов, компенсируется отклонением элеронов, а на больших скоростях может привести к тяжелым последствиям.

7.1.6. Флаттер – явление, возникающее в результате самовозбуждающихся колебаний элементов конструкции самолета (крыла, киля, стабилизатора, лопастей воздушных винтов, обшивки и т.д.) по причине совпадения частоты вынужденных внешних колебаний с частотой собственных колебаний механической конструкции, приводящей к взрывному разрушению последней. Причиной возникновения флаттера является расположение центра тяжести элемента конструкции (крыла, оперения) позади его центра жесткости. При проектировании ВС учитывается эта особенность и устанавливается максимально – допустимая скорость, превышение которой может привести к флаттеру.