Минимальная скорость полета самолета характеризуется тем что

Скорость пассажирских самолетов

Самолетом можно перевезти несколько сотен человек с одной точки Земли в другую всего за несколько часов. Современные пассажирские лайнеры обладают большой скоростью, что делает процесс полета намного короче. А это позволяет нам больше путешествовать и узнавать мир.

Средняя скорость пассажирского самолета

Современные авиалайнеры легко развивают скорость в 500 км/ч. Но и эта цифра не является пределом возможностей самолетов. Оптимальный средний показатель скорости, это 800 км/ч.

Минимальная скорость

Чтобы самолет смог продолжить свой полет, его скорость должна быть как минимум 220 км/час. Этот показатель применяется к самолету Boeing 737-800.

Максимальная скорость

Все те же пассажирские самолеты компании Boeing, но уже другой модификации – 737-500, способны развивать максимальную скорость равную 910 км/ч.

У первых пассажирских самолетов, средняя скорость была 100 км/ч. Сейчас эта цифра кажется смешной, так как в наше время любая машина, при необходимости, легко достигнет этой отметки.

Скорость Боинг 747 и Боинг 737

Самолет Boeing 737 является самым продаваемым в мире. За всю историю существования компании, «737» переправили больше 12 миллиардов человек. Максимальная скорость, которую может достигать самолет – 917 км/ч. А вот нормально летать сможет при минимальной скорости в 330 км/ч.

Несомненно, самым узнаваемым самолетом компании Боинг является модель 747. С 1969 по 2005 год, этот самолет являлся наиболее вместительным, габаритным и тяжелым пассажирским самолетом.

Boeing 747 один из немногих современных самолетов, который может достигать скорости 1150 км/ч. Этот Боинг 747-400 оснащен двухпалубной компоновкой, общая вместимость самолета – 520 пассажиров.

Знали ли вы, что Boeing 747 – рекордсмен среди самолетов по дальности перелетов. В 1989 году был совершен беспосадочный перелет из Великобритании, а конкретнее, из Лондона, в Сидней. Самолет преодолел расстояние в 20 тысяч километров за 20 часов и 9 минут. Примечательно то, что перелет совершался без груза и пассажиров.

Скорость самолета Ту-154 и Ту-144

Отечественный пассажирский самолет Ту-154 был разработан в далеких 60-х годах прошлого века и предназначался для транспортировки 152 – 180 человек. Максимальная скорость — 950 км/ч.

Самолет Ту-144 является советской разработкой самолета сверхзвуковой скорости с максимальным показателем в 2 430 км/ч.

Скорость сверхзвукового пассажирского самолета

Разработчики умудрились произвести сверхзвуковые самолеты, которые могут развивать скорость в 2,5-3 раза больше, нежели обычный авиалайнер. Не сложно подсчитать, что разогнать такой самолет можно примерно на 2500 км/ч.

Однако они же давно отказались от производства так называемых самолетов со сверхзвуковыми скоростями. Почему? Причин несколько:

Несмотря на ряд недостатков этого самолета, некоторые компании всерьез рассматривают возможность их производства и эксплуатации самолета, достигающего сверхзвуковых скоростей.

Вопрос-ответ

С какой скоростью взлетает пассажирский самолет?

Самолеты компании Boeing и Airbus имеют примерно одинаковую скорость взлета – 270 км/ч.

Скорость пассажирского самолета при посадке

Скорость посадки пассажирского самолета измеряется в зависимости от веса аппарата и самих условий посадки. Для каждого самолета это число индивидуально и может колебаться в пределах 150-230 км/ч.

В современном мире сложно представить жизнь без самолетов. Благодаря высокой скорости, они готовы доставить вас в нужную точку земного шара за относительно короткое время. Возможно, в скором времени авиакомпании начнут производить самолеты, обладающие еще большей скоростью и грузоподъемностью. Что же, нам остается только ждать.

Источник

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 скоростному напору, то для ее сохранения на постоянной высоте полета требуется тем больший угол атаки, чем меньше скорость полета.

Теоретическая минимальная скорость полета самолета данной полетной массы и конфигурации на данной высоте определяется максимальным значением коэффициента подъемной силы на кри­тическом угле атаки α_кр (рис. 1). Практически полет на крити­ческом угле атаки недопустим, так как в этом случае из-за незна­чительной несимметрии срыва потока с левого и правого полу­крыльев происходит сваливание самолета.

При углах атаки, на которых нарушается линейный характер зависимости коэффициента подъемной силы (см. рис. 1), 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 к критическому его значению. На углах атаки больше критического начинается сваливание самоле­та. Следовательно, из соображений безопасности полета практически максимальным значением коэффициента подъемной силы должно быть Су которое меньше Су_свал.. Это значение называется допустимым коэффициентом подъемной силы Су_доп, а угол атаки, которому оно соответствует — α_доп.

Скорость полета, соответствующая Су_допназывается минималь­но допустимой скоростью полета, она должна быть в 1,25—1,35 раза больше скорости сваливания, т. е. скорости, при которой на­чинается сваливание самолета при заданных конфигурации, полет­ной массе и режиме работы двигателей.

Значение Су_доп для конкретного самолета определяют по ре­зультатам летных испытаний. Для самолетов со стреловидным крылом можно считать, что Су_доп=0,8Су_max

На минимально допустимую скорость полета данного самолета влияют его полетная масса и конфигурация. Увеличение полетной массы приводит к увеличению скоростей сваливания и минималь­но допустимой. При выпуске закрылков происходит резкое увели­чение коэффициента подъемной силы и такое же уменьшение ми­нимальной скорости полета. Зависимость минимально допустимой скорости полета самолета Ту-134 от полетной массы и конфигура­ции приведена на рис. 2

ОГРАНИЧЕНИЯ ПЕРЕГРУЗКИ

Перегрузка — это отношение результирующей силы к произ­ведению массы самолета на ускорение силы тяжести.

В полете самолет испытывает перегрузки, направленные по всем его осям — продольной, вертикальной и поперечной. Однако наиболее значительные перегрузки действуют на самолет в на­правлении вертикальной оси. В полете вертикальная перегрузка может изменяться при изменении угла атаки вследствие отклоне­ния руля высоты, при изменении положения закрылков и при по­падании самолета в вертикальный порыв воздуха.

В полете не должна быть допущена не только перегрузка, при которой происходит разрушение самолета, но и перегрузка, при которой отдельные части его могли бы получить остаточные де­формации.

Предельно допустимая эксплуатационная перегрузка n Э y доп по­лучается делением разрушающей перегрузки n Эразр на так назы­ваемый коэффициент безопасности f.

Для транспортных воздушных судов f=1,5—2,0.

Для Ту-134 максимально допустимая эксплуатационная пере­грузка в центре тяжести самолета n Э y доп равна 2,5.

Для конкрет­ного самолета величина n Э y доп зависит от полетной массы и умень­шается с ее увеличением.

При полете в зоне атмосферной турбулентности на самолет действует дополнительная перегрузка, которая зависит от геомет­рических, массовых и аэродинамических характеристик, скорости порыва ветра и исходной скорости (до попадания в порыв). Для данного самолета уменьшить неблагоприятное увеличение пере­грузки при попадании в порыв можно лишь, соответствующим уменьшением предельно допустимой скорости полета в зоне атмосферной турбулентности. Предельная скорость полета Ту-134 в зоне атмосферной турбулентности равна 500 км/ч.

При маневрировании в вертикальной плоскости и, в. частности, при взятии штурвала «на себя», угол атаки самолета увеличивает­ся, что вызовет соответствующий прирост подъемной силы и вер­тикальной перегрузки. Приращение перегрузки ∆n_y при вертикаль-. ном маневре пропорционально приращению коэффициента подъем­ной силы ∆Cyи обратно пропорционально исходному значению это­го коэффициента Cy_исх

Таким образом, для каждой высоты и скорости полета (числа М) существует вполне определенное значение ∆Cy, которое увели­чивает Cyдо величины Cy_доп. Эту величину превышать нельзя. На малых высотах перегрузка ограничивается по прочности кон­струкции самолета, а на больших — условием непревышения ве­личины Cy_доп, т. е. возможностью сваливания самолета.

ОГРАНИЧЕНИЯ ЦЕНТРОВКИ.

Центровкой самолета называется отношение координаты цент­ра тяжести, отсчитываемой от носка средней аэродинамической хорды (САХ), к длине САХ (рис. 3), выраженное в процентах.

Продольная устойчивость самолета в значительной мере опре­деляется взаимным расположением двух характерных точек — центра тяжести и фокуса. Фокусом самолета называется точка, от­носительно которой продольный момент не зависит от угла атаки, т. е. точка приложения приращения подъемной силы, образующей­ся при изменении угла атаки.

Необходимым условием продольной устойчивости является та­кое расположение этих двух точек, при котором центр тяжести лежит впереди фокуса. При воздействие на самолет возмущений (как внешних, так и внутренних) всегда возникает момент, про­тивоположный возмущающему моменту, т. е. стабилизирующий момент.

В полете центр тяжести самолета может перемещаться как при выработке топлива, так и при перемещении пассажиров и чле­нов экипажа. Фокус самолета при летных углах атаки практически не изменяет своего положения. Согласно требованиям обеспе­чения достаточной устойчивости и управляемости центр тяжести самолета на всех этапах полета может перемещаться лишь в пре­делах строго определенных границ, устанавливаемых предельно передней и предельно задней центровками.

Для того чтобы были приемлемые пилотажные характеристики, самолет должен иметь достаточный запас устойчивости, который определяется расстоянием между центром тяжести самолета и его фокусом, выраженным в долях САХ.

Чем ближе центр тяжести самолета перемещается к фокусу, тем меньше запас продольной статической устойчивости, т. е. тем меньше по величине стабилизирующие моменты действуют на са­молет при его возмущенном движении, и самолет вяло возвра­щается к исходному углу атаки. Поэтому перемещение центра тя­жести назад ограничивается требованиями достаточного запаса продольной статической устойчивости в крейсерском полете и ус­танавливается предельно задней центровкой.

Для самолетов Ту-134 и Ту-134А предельно задняя центровка составляет 38% САХ. С перемещением центра тяжести самолета вперед стабилизирующие моменты увеличиваются. При этом ра­стет значение угла отклонения руля высоты, потребное для обес­печения нужного положения самолета в воздушном потоке. При слишком передней центровке потребное значение расхода руля вы­соты может стать настолько большим, что имеющегося максималь­ного отклонения руля высоты (22° вверх и 16° вниз) не хватит для продольной балансировки самолета, и пилот не в состоянии будет обеспечить самолету нужное взлетное или посадочное положение.

Таким образом, перемещение центра тяжести вперед ограничи­вается требованием достаточной управляемости на взлете и в осо­бенности на посадке. Это ограничение определяется предельно пе­редней центровкой.

Для Ту-134 предельно передняя центровка составляет 26%САХ, а для Ту-134А — 21% САХ. Помимо этого имеется центровка, соответствующая опрокидыванию пустого самолета на хвост на земле. Она равна 51,5% САХ для обеих модификаций самоле­та. Это обстоятельство необходимо учитывать при загрузке само­
лета.

Для Ту-134А при центровке 30% САХ и более задней в полете на высотах (7800—10000) м и скоростях (570—600) км/ч могут наблюдаться значительные усилия на колонке штурвала из-за уве­личения шарнирного момента по причине большого расхода руля высоты.

В целях предотвращения явления «затяжеления» при выполне­нии полетов по перевозке коммерческой загрузки установлена предельно задняя центровка 30% САХ.

При полетах с малой коммерческой загрузкой (тренировочные полеты, перегонка и т. п.) не допускается превышать указанные скорости по прибору в зависимости от высоты полета (при цент­ровках более 30% САХ).

Высота полета, м 0—5000 6000 7000 8000 9000 10000 и более

скорость, км/ч 600 580 570 550 530 520 M ≤ 0,78

ОГРАНИЧЕНИЯ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА

С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается, что требует соответствующего увеличения потребного угла атаки для обеспечения равенства подъемной силы полетной массе само­лета.

При некоторой высоте и скорости полета потребные угол атаки и коэффициент подъемной силы Cy_потр станут равными их допусти­мым значениям. На этой высоте незначительное воздействие на самолет (вертикальный восходящий порыв, случайное взятие штурвала «на себя») может вывести его на опасные углы атаки. Следовательно, предельная высота полета ограничивается, чтобы при попадании на этой высоте в восходящий порыв с определен­ной вертикальной скоростью (W_доп=10 м/с) значение Cy_потр не превысило Cy_доп.

Предельная высота полета для данного самолета зависит от его полетной массы.

Чем больше полетная масса, тем больше должна быть и плот­ность воздуха из условия сохранения постоянной скорости полета. Таким образом, предельная высота полета с увеличением полет­ной массы уменьшается:

Полетная масса, т 45 42 39 38 и менее

Источник

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.

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

ОГРАНИЧЕНИЯ ПЕРЕГРУЗКИ

Перегрузка — это вектор, совпадающий по направлению с результирующей всех действующих на самолет внешних сил (кро­ме сил инерции и массы самолета), а по величине равный отноше­нию этой результирующей силы к полетной массе, умноженной на ускорение свободного падения.

В полете самолет испытывает перегрузки, направленные по всем его осям — продольной, вертикальной и поперечной. Наиболее зна­чительные перегрузки действуют на самолет в направлении вер­тикальной оси. Вертикальная перегрузка в полете может изме­няться при изменении угла атаки самолета вследствие отклонения руля высоты, при изменении положения закрылков, режима работы двигателей и при попадании самолета в вертикальный порыв воздуха.

Допустимые значения вертикальной перегрузки для самолета определяются тремя факторами:

— физиологической выносливостью человека по отношению к перегрузке;

— выходом самолета на большие углы атаки, при которых возможны потеря управляемости и сваливание.

При увеличении аэродинамических сил растут нагрузки на эле­менты конструкции самолета. С увеличением подъемной силы Y растут изгибающий и крутящий моменты, действующие на крыло. При определенном значении подъемной силы крыло начинает раз­рушаться. Перегрузка, соответствующая этому значению подъем­ной силы для данной полетной массы, называется разрушающей:

В полете не должна допускаться перегрузка, при которой от­дельные части самолета могли бы получить остаточную деформа­цию. Предельно допустимая величина эксплуатационной перегруз­ки n э _{y доп} получается делением n_{у разр} на так называемый коэффи­циент безопасности f.

Для транспортных самолетов f=1,5—2,0.

Величина n э _{y доп}зависит от m_пол самолета (рис. 3). Для самоле­та Як-40 максимально допустимая эксплуатационная перегрузка n э _{y доп}=3,5

Рис. 3. Зависимость предельно допустимой величины эксплуатационной перегрузки от полетной массы

При маневрировании самолета в вертикальной плоскости и, в частности, при взятии штурвала на себя угол атаки самолета увеличивается, что вызывает соответствующее увеличение подъем­ной силы и вертикальной перегрузки. Приращение перегрузки Δn_у при вертикальном маневре пропорционально приращению коэффи­циента подъемной силы Δс_у и обратно пропорционально исходному значению этого коэффициента:

Таким образом, для каждой высоты и скорости полета суще­ствует вполне определенное значение приращения коэффициента подъемной силы, которое увеличивает значение коэффициента с_у до допустимой величины с_удоп, превышать которую нельзя.

Для малых высот и определенного диапазона скоростей допу­стимые приращения перегрузки довольно значительны и могут превосходить перегрузки, допустимые по условиям прочности кон­струкции. Для больших высот максимальные величины допустимой перегрузки существенно уменьшаются. Таким образом, ограниче­ния перегрузки на малых высотах связаны с прочностью конст­рукции самолета, а на больших высотах — с опасностью свалива­ния самолета.

Следовательно, допустимая перегрузка — это значение верти­кальной перегрузки при маневре, определяемое по данной полетной массе самолета и соответствующей величине допустимого коэффи­циента подъемной силы.

Отношение коэффициента подъемной силы сваливания к исход­ному называется располагаемой перегрузкой:

Чем меньше угол атаки, на котором происходит полет, тем меньше исходный коэффициент и, следовательно, тем больше рас­полагаемая перегрузка, т. е. для вывода самолета на режим сва­ливания потребуется большая перегрузка при полете на большей скорости.

Величина приращения перегрузки, потребная для вывода само­лета на угол атаки сваливания, называется запасом перегрузки:

Если запас перегрузки в полете окажется равным 0, это озна­чает, что самолет выведен на угол атаки сваливания.

ОГРАНИЧЕНИЯ ЦЕНТРОВКИ

Центровкой самолета называется отношение длины отрезка средней аэродинамической хорды (САХ) от носка до центра тяжести к общей длине САХ (рис. 4):

Рис. 4. Центровка самолета

Фокусом самолета называется точка, относительно которой продольный момент не зависит от угла атаки в пределах линей­ной зависимости с_у от а.

Необходимым условием достаточной продольной устойчивости самолета является такое взаимное расположение центра тяжести и фокуса, при котором центр тяжести лежит впереди фокуса.

В этом случае при воздействии на самолет возмущений всегда появляется стабилизирующий момент, противоположный по знаку возмущающему.

В полете центр тяжести самолета может перемещаться как за счет выработки топлива, так и при перемещении пассажиров и членов экипажа. Фокус же самолета практически не изменяет сво­его положения. Исходя из требования обеспечения достаточной продольной устойчивости и управляемости самолета допускается перемещение центра тяжести самолета на всех этапах полета лишь в пределах строго определенных границ (предельно передняя и предельно задняя центровки).

Для того чтобы иметь приемлемые пилотажные характеристи­ки; самолет должен обладать достаточным запасом устойчиво­сти, который определяется расстоянием между центром тяжести самолета и его фокусом, выраженным в долях САХ:

Рис. 5. Ограничения центровки

Расстояние между предельно задней центровкой и фокусом на­зывается минимально допустимым запасом устойчивости:

Для самолета Як-40 предельно задняя центровка составляет 32% САХ.

При перемещении центра тяжести самолета вперед стабилизи­рующий момент возрастает, самолет становится более устойчивым по углу атаки. Но при этом увеличиваются потребные углы от­клонения руля высоты, а, следовательно, растет градиент про­дольных усилий, необходимых при управлении самолетом. При самопроизвольной перекладке стабилизатора полностью на пики­рование на этапах взлета и продолжения взлета тянущие усилия и углы отклонения руля высоты вверх могут превысить величины, максимально допустимые Нормами летной годности самолетов. Подобное явление возникает и при заходе на посадку со стаби­лизатором, уведенным на пикирование.

Предельно передняя центровка ограничивается величинами:

— для взлета с искусственной или грунтовой ВПП с прочно­стью грунта 10 кгс/см 2 и более—17% САХ;

— для взлета с грунтовой ВПП с прочностью грунта менее 10 кгс/см 2 —19% САХ.

Если взлетная масса самолета менее 16100 кг, допускается уменьшение предельно передней центровки на 0,3% САХ на каж­дые 100 кг уменьшения взлетной массы.

Предельно передняя центровка при посадке составляет 13% САХ.

Если посадочная масса самолета меньше 14000 кг, разрешается уменьшать предельно переднюю центровку на посадке на 1% на каждые 500 кг уменьшения посадочной массы, но во всех случаях центровка на посадке должна быть не менее 13% САХ.

Таким образом, перемещение центра тяжести самолета впе­ред ограничивается требованием достаточной управляемости на взлете и, в особенности, на посадке.

При разбеге силы трения колес шасси F_тр1 и F : _тр2 (рис. 6) создают относительно центра тяжести самолета пикирующий мо­мент, который должен быть преодолен при подъеме передней опо­ры самолета и отрыве взятием штурвала на себя. Чем ниже прочность грунта ВПП, тем больше силы трения и пикирующий момент, а следовательно, и большее усилие надо приложить к штурвалу при подъеме передней опоры и отрыве самолета от ВПП. При слишком передней центровке и плохом состоянии грунтовой ВПП потребные усилия на штурвале могут оказаться чрезмерно большими, что существенно усложнит пилотирование самолета на взлете.

Рис. 6. Пикирующий момент самолета на разбеге

ОГРАНИЧЕНИЯ ВЫСОТЫ ПОЛЕТА

С увеличением высоты полета плотность воздуха уменьшается, что требует увеличения угла атаки для обеспечения соответствия подъемной силы полетной массе самолета.

При определенных высоте и скорости полета потребные значения угла атаки и коэффициента подъемной силы с_{у потр} станут равны­ми их допустимым значениям. При этом незначительное воздей­ствие на самолет (вертикальный восходящий порыв, случайное взятие штурвала на себя и т. п.) может вывести его на опасные углы атаки. Поэтому предельная высота полета ограничивается таким образом, чтобы при попадании на этой высоте в восходящий порыв с определенной вертикальной скоростью (V_у = 10 м/с) зна­чение с_{у потр} не превысило с_{у доп}. Максимальная высота полета для самолета Як-40 ограничивается величиной 8000 м. Для обеспечения нормальной жизнедеятельности экипажа и пассажиров на са­молетах Як-40 с перепадом давления в гермокабине 0,3 кгс/см 2 максимальная высота полета в равнинной местности ограничивает­ся величиной 6000 м (за исключением случаев, когда осуществля­ется перегонка воздушного судна).

Механическое удерживание земляных масс: Механическое удерживание земляных масс на склоне обеспечивают контрфорсными сооружениями различных конструкций.

Поперечные профили набережных и береговой полосы: На городских территориях берегоукрепление проектируют с учетом технических и экономических требований, но особое значение придают эстетическим.

Источник