основы авиации. Основы авиации. ВС и его системы для пилотов РРL. Уральский утц га воздушное судно и его системы (Учебный материал по программе подготовки пилотов (ррl(A))

• Название: Уральский утц га воздушное судно и его системы (Учебный материал по программе подготовки пилотов (ррl(A))
• Анкор: основы авиации
• Дата: 18.10.2022
• Размер: 3.63 Mb.
• Имя файла: Основы авиации. ВС и его системы для пилотов РРL.doc
• Тип: Документы; #739336
• страница: 3 из 10

3.3. Обшивка

Изготавливается из металлических листов (как правило, дюралюминий или из композитов), которые формуются по профилю поверхности фюзеляжа и затем крепятся к каркасу. Стыки листов располагаются на продольных и поперечных элементах каркаса. В последнее время получает распространение обшивка из композиционных материалов.

Возможно три способа соединения обшивки с каркасом:

• 
  обшивка крепится только к стрингерам,
  
• 
  обшивка крепится и к стрингерам, и к шпангоутам,
  
• 
  обшивка крепится только к шпангоутам.
  

В первом случае образуются только продольные заклёпочные швы, а поперечные швы отсутствуют, что улучшает аэродинамику фюзеляжа. Однако, незакреплённая на шпангоутах обшивка теряет устойчивость при меньших нагрузках, что приводит к увеличению массы конструкции. Чтобы избежать этого часто обшивку связывают со шпангоутом дополнительной накладкой - компенсатором.




Примеры соединения обшивки с каркасом фюзеляжа показаны на нижнем рисунке:



Так же крепления обшивки с конструкцией каркаса, возможно, клеесварным способом (уменьшается общий вес конструкции фюзеляжа).




Шпангоуты стыкуются по принципу контурного стыка с расположением стыковых фитингов по всему периметру стыкового шпангоута с обязательной силовой связью обшивки и всех стрингеров стыкуемых частей фюзеляжа.

3.4. Крепление агрегатов самолёта к фюзеляжу

Узлы крепления агрегатов к фюзеляжу устанавливаются на усиленных шпангоутах, которые выполняют роль жёсткого диска, обеспечивая распределение сосредоточенных нагрузок по всему периметру оболочки фюзеляжа. Для передачи сосредоточенных нагрузок продольного направления стыковые узлы агрегатов должны быть связаны с усиленными продольными элементами фюзеляжа. Для уменьшения массы конструкции фюзеляжа всегда желательно уменьшать число усиленных шпангоутов, размещая на одном шпангоуте узлы крепления нескольких агрегатов.

3.5. Крепление крыла и стабилизатора

Принципиальной особенностью стыка крыла с фюзеляжем является способ уравновешивания изгибающих моментов консолей крыла в этом стыке. Наиболее рациональным считается уравновешивание изгибающих моментов левого и правого крыла на центроплане, пропущенном через фюзеляж.



Для кессонных и моноблочных крыльев через фюзеляж обязательно должны пропускаться целиком все силовые панели крыла.



Крепление стабилизатора к фюзеляжу принципиально ничем не отличается от схемы стыковки крыла. Ось вращения управляемого стабилизатора обычно закрепляется на одном или двух силовых шпангоутах фюзеляжа.

3.6. Крепление киля

Крепление киля к фюзеляжу требует обязательной передачи его изгибающего момента на фюзеляж. С этой целью каждый лонжерон киля соединяется с силовым шпангоутом стеночной или рамной конструкции.



Если позволяют условия компоновки, то можно использовать "мачтовую" заделку лонжерона в двух точках, разнесённых по высоте силового шпангоута. Стреловидный лонжерон киля имеет излом в точке пересечения с силовым шпангоутом, что требует обязательной постановки в этом сечении бортовой усиленной нервюры или усиленной балки на фюзеляже. От них можно избавиться, если силовой шпангоут поставить наклонно к оси фюзеляжа так, чтобы его плоскость являлась продолжением плоскости стенки лонжерона киля. Но такое решение вызывает значительные технологические трудности при изготовлении наклонного шпангоута и сборке фюзеляжа. Обшивки киля и фюзеляжа обычно соединяются стыковочным уголком по контуру киля.



3.7. Крепление шасси и двигателей к фюзеляжу

Крепление двигателей к фюзеляжу осуществляется как внутри к усиленным элементам каркаса, так и снаружи на специальных пилонах. Крепление пилонов к фюзеляжу подобно креплению стабилизатора или крыла.

Крепление шасси выполняется к усиленным шпангоутам и продольным балкам в нижней части фюзеляжа.

3.8. Вырезы в фюзеляже

Вырезы под двери, окна, фонари, люки, ниши шасси, нарушают замкнутость контура оболочки фюзеляжа и резко снижают её крутильную и изгибную жёсткость и прочность. Компенсировать эти потери можно путём создания по контуру выреза достаточно жёсткой рамной окантовки. При малых размерах выреза такая окантовка создаётся в виде монолитной конструкции, получаемой штамповкой из листа или другими способами изготовления.



Большие вырезы окантовываются по торцам силовыми шпангоутами, а в продольном направлении усиленными лонжеронами или бимсами, которые не должны заканчиваться на границах выреза, а продолжаться за силовые шпангоуты (плечо В), обеспечивая жёсткую заделку этих продольных элементов.



3.9. Гермоотсеки

В гермокабинах при полете на больших высотах поддерживается избыточное давление до 40 - 60 Кпа (4000-6000 кг/м²). Наиболее рациональной формой гермоотсека, обеспечивающей его минимальную массу, является сфера или немного уступающий ей по выгодности - цилиндр со сферическими днищами. Шпангоут в стыке цилиндра со сферическим сегментом за счёт перелома обшивки испытывает достаточно большие сжимающие нагрузки и должен быть усилен. Обшивка в таких отсеках при нагружении избыточным давлением полностью избавлена от изгибных деформаций и работает только на растяжение.




Однако, по компоновочным соображениям, иногда приходится отступать от этих рациональных форм, что неизбежно приводит к увеличению массы конструкции. Плоские и близкие к ним панели для обеспечения необходимой изгибной жёсткости при восприятии избыточного давления должны иметь достаточно мощное подкрепление в виде продольных и поперечных рёбер (балок) или изготавливаться в виде трехслойных конструкций.

В конструкциях герметичных отсеков должна быть обеспечена надёжная герметизация по всем заклёпочным и болтовым швам. Герметизация швов обеспечивается прокладыванием между соединяемыми элементами специальных лент, пропитанных герметиком, промазыванием швов невысыхающей замазкой, покрытием швов жидким герметиком с последующей горячей сушкой. В местах стыка листов обшивки используются многорядные заклёпочные швы с малым шагом заклёпок.




На показанных сечениях фюзеляжа жирными линиями обозначены границы герметизации, которые определяют места расположения плоских герметичных панелей.

С помощью специальных гермоузлов обеспечивается уплотнение выводов проводки управления, трубопроводов, электрожгутов и т.п.

Особое внимание уделяется герметизации фонарей, люков, дверей, окон, что обеспечивается специальными уплотнительными устройствами в виде резиновых лент, жгутов, прокладок, надувных трубок.

КРЫЛО

Введение.

Геометрия крыла характеризуется формой профиля, видами крыла в плане и спереди.

Профиль крыла (рис. 2.4) — форма сечения, получаемая от пересечения крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии самолёта.

В первоначальный период развития авиации широко использовались выпукло-вогнутые профили, близкие к профилю крыльев птиц. В те годы главной задачей было стремление получить возможно большую подъёмную силу. Увеличение скорости полёта заставило конструкторов искать формы профилей с малым лобовым сопротивлением. Появились плосковыпуклые и двояковыпуклые профили, обладающие небольшим сопротивлением на дозвуковых скоростях полёта.

Для сверхзвуковых самолётов были разработаны двояковыпуклые симметричные профили с острыми кромками, ромбовидные, клиновидные. Очевидно, что крыло будет тем лучше, чем больше его подъёмная сила и меньше лобовое сопротивление.

Геометрическими характеристиками профиля (рис. 2.4, в) являются хорда, относительная толщина и относительная вогнутость.

Хорда профиля — отрезок прямой, соединяющей две наиболее удалённые точки передней и задней кромок профиля.

Относительная толщина профиля с — отношение максимальной толщины с_мах профиля к его хорде в: с= (с_мах/в) 100%. Она влияет на коэффициент лобового сопротивления.

Для уменьшения лобового сопротивления толщину профиля стремятся сделать меньше. Но при значительном уменьшении толщины профиля прочностные характеристики и несущие свойства крыла самолёта ухудшаются.

Для современных дозвуковых самолётов относительная толщина профиля крыла находится в пределах 10—18%, а у сверхзвуковых самолётов 2,5—5%.



Форма крыла в плане (рис. 2.5) может быть прямоугольной, эллиптической, трапециевидной, стреловидной и треугольной. Прямоугольная форма крыла применялась на первых типах самолётов ввиду простоты изготовления. По сравнению же с прямоугольными трапециевидные крылья более выгодны, так как имеют меньшую массу.

Для полётов на дозвуковых скоростях наименьшее индуктивное сопротивление создаёт крыло эллипсовидной формы. Но такое крыло сложно в производстве и поэтому редко применяется. На самолётах, летающих с большими дозвуковыми и сверхзвуковыми скоростями, нашли применение стреловидные, треугольные крылья и крылья овальной формы.

Параметрами, характеризующими форму крыла в плане, являются размах, площадь, удлинение, сужение и стреловидность (рис. 2.5, е).

Размах крыла l — наибольшее расстояние между концевыми точками крыла, замеренное по нормали к плоскости симметрии.

Площадь крыла S — площадь его проекции на плоскость хорд. Сюда входит и часть площади, вписанной в фюзеляж самолёта и мотогондолы.

Удлинение крыла λ — это отношение квадрата размаха к площади крыла: λ =l²/S. Эта формула справедлива для крыла любой формы в плане. Для прямоугольного крыла h=l²/S=l²/lb= l/b .

Сужение крыла η — это отношение длины корневой хорды b_корн к длине концевой хорды b_конц

Стреловидность крыла определяется углом стреловидности χ, т. е. углом, образуемым при виде крыла сверху перпендикуляром к плоскости симметрии самолёта, и линией, соединяющей точки, лежащие на расстоянии 0,25b профилей крыла, считая от носка.

Большинство современных самолётов при виде спереди имеют угол, образованный плоскостью хорд и горизонтальной плоскостью (рис. 2.6), который называется углом поперечного V. Этот угол считается положительным, если концы крыла приподняты, и отрицательным, если концы крыла опущены. Данный параметр оказывает существенное влияние на поперечную устойчивость и управляемость самолёта.





Рис. 2.6. Поперечная стреловидность крыла: а — положительная; б— отрицательная

1. Нагрузки крыла

В полете, при взлёте и посадке на крыло действуют следующие нагрузки:

• 
  аэродинамические силы разряжения или избыточного давления, распределённые по поверхности крыла (q_в),
  
• 
  массовые инерционные нагрузки от массы конструкции крыла, в том числе и его сила тяжести, распределённые по объёму конструкции крыла (q_кр),
  
• 
  сосредоточенные нагрузки от инерционных сил и сил тяжести агрегатов и грузов, приложенных в узлах их крепления к крылу (P_агр.).
  

Все нагрузки, приложенные к крылу, уравновешиваются реакциями в узлах его крепления к фюзеляжу (R_Ф).



2. Основные элементы крыла

Основными элементами крыла являются:

• 
  обшивка,
  
• 
  лонжероны,
  
• 
  продольные стенки,
  
• 
  стрингеры,
  
• 
  нервюры.
  

2.1. Обшивка

Внешняя поверхность крыла образуется обшивкой. У самолётов с небольшими скоростями полёта может использоваться полотняная обшивка из хлопчатобумажных или синтетических тканей. На большинстве современных самолётов используется металлическая обшивка из алюминиевых сплавов. На сверхзвуковых скоростях полёта находят применение обшивки из стали или титановых сплавов. В последнее время все шире начинают использоваться обшивки из композиционных материалов (КМ) - стекло-, угле-, боропластики.

Конструктивно обшивка может изготавливаться из металлических листов постоянной или переменной толщины. В качестве обшивки могут использоваться монолитные оребреные панели, получаемые фрезерованием, штамповкой или прессованием, клеёные или сварные панели с сотовым заполнителем, клеёные панели из КМ. Поверхность обшивки должна быть очень гладкой, допустимая шероховатость не более 5 мкм. С этой целью на обшивку наносится лакокрасочное покрытие с последующей полировкой.

Обшивка должна обеспечивать герметичность конструкции. Перетекание воздуха через щели в стыках обшивки увеличивает сопротивление крыла и ухудшает его аэродинамические качества.

Одна обшивка, как правило, не может обеспечить необходимой прочности и жёсткости крыла, поэтому её изнутри приходится подкреплять каркасом, состоящим из продольного и поперечного набора. К продольному набору относятся лонжероны, продольные стенки и стрингеры. Поперечный набор состоит из нервюр.

2.2 Лонжероны

Лонжероны представляют собой тонкостенные силовые балки, состоящие из поясов и связывающих их стенок.



Лонжероны могут быть составными, собираемыми из отдельных элементов, или монолитными, изготавливаемыми штамповкой либо фрезерованием в виде одной детали. Силовые элементы лонжеронов изготавливаются из высокопрочных алюминиевых сплавов, сталей, титановых сплавов, КМ. При изгибе крыла пояса лонжерона работают на растяжение - сжатие, а стенка воспринимает касательные усилия. Для снижения массы конструкции материал поясов должен располагаться на наибольшем удалении от нейтральной оси сечения лонжерона.



В крыльях с большой строительной высотой вместо балочных лонжеронов применяются лонжероны ферменные.

2.3 Стрингеры

Используются для подкрепления обшивки. Конструктивно выполняются в виде гнутых или прессованных профилей различного сечения. Стрингеры крепятся к обшивке и к нервюрам.




2.4. Нервюры

Обеспечивают сохранение в полете заданной формы профиля и восприятие местной воздушной нагрузки крыла. Обычно нервюры разрезаются в местах пересечения с лонжеронами и продольными стенками и стыкуются с ними по всей высоте с помощью отбортовок или стоек.




Иногда нервюры разрезаются в плоскости хорд для улучшения технологических свойств крыла.




Наибольшее распространение получили нервюры, изготавливаемые штамповкой из листа. Края нервюр отгибаются для приклепывания к вертикальным стенкам и к обшивке. Избыточная прочность нервюры позволяет вырезать в ней отверстия облегчения. Для повышения устойчивости отверстия облегчения отбортовываются, а в стенке нервюры штампуются глухие канавки - зиги.




В местах приложения больших сосредоточенных нагрузок устанавливаются усиленные нервюры.

3. Силовая работа крыла

С точки зрения строительной механики крыло представляет собой консольно закреплённый брус, загруженный перечисленными выше нагрузками, которые вызывают деформации изгиба и кручения.




Величина действующих сил, их распределение по размаху и хорде определяются при проведении прочностного расчёта крыла. Отдельно рассматривается общая силовая работа крыла как бруса и работа его элементов при восприятии местной воздушной нагрузки.



4. Кессонная схема крыла

Кессонная силовая схема крыла предусматривает использование ослабленных поясов лонжерона, которые воспринимают небольшую часть изгибающего момента, а большая его доля передаётся на силовые панели, установленные между лонжеронами.



Силовые панели имеют различное конструктивное исполнение:

• 
  сборные панели из толстой обшивки и мощного стрингерного набора,
  
• 
  монолитные панели с оребрением, изготовленные штамповкой или фрезерованием,
  
• 
  трехслойные панели с сотовым заполнителем,
  
• 
  клеёные панели из композиционных материалов.
  

Кессонная схема крыла требует принципиально иной схемы стыковки в разъёме по сравнению с лонжеронными крыльями. Для полноценной передачи изгибающего момента силовые панели в разъёме должны стыковаться не в отдельных точках, а по всему контуру этой панели. Конструктивно такой контурный стык может выполняться по-разному - уголками, стыковыми фитингами, накладками и т.п.



5. Органы управления на крыле

На концах крыла в хвостовой его части шарнирно подвешиваются элероны, которые обеспечивают управление и балансировку самолёта по крену.





Правый и левый элероны отклоняются в противоположные стороны и за счёт разницы в подъёмной силе крыльев создают момент крена. У самолётов, имеющих крылья большого удлинения и высокие околозвуковые скорости полёта, эффективность элеронов падает из-за проявления аэроупругого явления, получившего название реверс (обратная работа) элеронов. Суть его связана с тем, что изменения подъёмной силы, вызванные отклонением элеронов, закручивают крыло и изменяют его угол атаки, что приводит к появлению новых приращений подъёмной силы, которые направлены в противоположные по отношению к силам, создаваемым элеронами, сторону. В результате уменьшается кренящий момент самолёта, что лётчиком ощущается как снижение эффективности элеронов с ростом скорости полёта. В конечном счёте при определённой скорости полёта, называемой критической скоростью реверса, элероны полностью перестают работать, а на более высоких скоростях создают кренящий момент обратного знака. Устранить обратную работу элеронов и уменьшить деформации кручения крыла при их отклонении можно или переносом элеронов с конца крыла в среднюю его часть, или сокращением размеров, прежде всего размаха, элеронов. В том и другом случае эффективность элеронов снижается. Компенсировать падение эффективности можно установкой дополнительных поверхностей управления по крену - интерцепторов. Интерцептор представляет собой щиток, шарнирно закреплённый на верхней поверхности крыла, который дополнительным приводом синхронно с идущим вверх элероном отклоняется также вверх и, вызывая интенсивный срыв потока на крыле, увеличивает кренящий момент самолёта. При отклонении элерона вниз интерцептор прижат к крылу и не работает. Такие интерцепторы принято называть элеронными или элерон-интерцепторами. Их не следует путать с тормозными интерцепторами - гасителями подъёмной силы, которые отклоняются синхронно на левом и правом крыльях и служат для симметричного срыва подъёмной силы, что в полете может использоваться для увеличения крутизны траектории снижения, а на пробеге для увеличения нагрузки на колеса шасси и более интенсивного их торможения.

6. Механизация крыла

Улучшение взлётно-посадочных характеристик самолёта и, прежде всего, снижение его посадочной скорости и скорости отрыва на взлёте обеспечивается применением средств механизации крыла. К этим средствам относятся устройства, позволяющие изменять несущую способность и сопротивление крыла. Они могут устанавливаться по передней кромке крыла - предкрылок, отклоняемый носок, по задней кромке - щитки, закрылки (одно-, двух-, трехщелевые) и на верхней поверхности крыла - тормозные щитки и гасители подъёмной силы (спойлеры).

Закрылки, щитки, предкрылки перед посадкой отклоняются (и выдвигаются) на максимальные углы, обеспечивая прирост несущей способности крыла (С_yаS) за счёт увеличения кривизны профиля, некоторого увеличения площади крыла и за счёт щелевого эффекта. Рост несущей способности крыла уменьшает посадочную скорость самолёта. На взлёте эта механизация отклоняется на меньшие углы, обеспечивая некоторое увеличение несущей способности при незначительном росте сопротивления, в результате чего сокращается длина разбега самолёта. Тормозные щитки и гасители подъёмной силы обычно отклоняются на пробеге, обеспечивая резкое падение подъёмной силы крыла, что позволяет более интенсивно использовать тормоза колёс и сокращать длину пробега. На величину посадочной скорости и скорости отрыва они не влияют. Тормозные щитки и гасители подъёмной силы также могут использоваться в полете для уменьшения аэродинамического качества и увеличения угла планирования при снижении.



На рисунке цифрами обозначены:

1 - предкрылки, 2 - закрылки, 3 - гасители подъёмной силы (спойлеры), 4 - тормозной щиток, 5- элерон.

Конструкция планера самолёта, взаимодействуя с окружающей средой, может входить в режимы упругих периодических колебаний различных видов. Встречающиеся в процессе эксплуатации самолёта упругие периодические колебания его частей могут быть сведены в следующие группы:

Собственные (свободные) колебания - периодические упругие колебания элементов конструкции или всего планера самолёта, возникающие после внешнего однократного толчка и протекающие в изолированной системе. В этом случае характер колебаний определяется только внутренним строением системы, зависящим от её массы, характеристик демпфирования и упругости. Энергия для протекания собственных колебаний поступает в систему от начального толчка, после чего система остаётся изолированной и никаких внешних силовых воздействий не испытывает. Колебания носят затухающий характер.

Вынужденные колебания - периодические колебания элементов конструкции или частей самолёта, возникающие под воздействием внешней периодической силы и поддерживаемые ею. Периодичность этих колебаний определяется частотой изменения возбуждающей силы. Энергия для вынужденных колебаний поступает от действия возбуждающей внешней периодической силы (переменных нагрузок). Характер колебаний определяется как внешней силой, так и физическими параметрами самой системы.
К источникам переменных нагрузок относятся:

• возмущения обтекающего самолёт воздушного потока вследствие турбулентности атмосферы;

• возмущения потока, возбуждаемые самим летящим самолётом и действующие на него;

• вибрации, создаваемые двигателями.
Переменные нагрузки вызывают колебания элементов конструкции самолёта с частотами, равными частотам возбуждающих переменных сил. Наиболее опасным является случай, когда частоты сил, возбуждающих колебания, оказываются близкими или равными частотам собственных колебаний конструкции или её элементов (резонанс). Возникающие при этом резонансные колебания характеризуются резким увеличением их амплитуд, что может привести к разрушению конструкции. Для устранения возможности возникновения резонанса стараются так выполнить конструкцию и её элементы, чтобы частоты их собственных колебаний были далеки от частот возбуждающих сил.

Основными видами вынужденных колебаний частей конструкции современного самолёта являются колебания, вызванные переменностью аэродинамических сил, действующих на самолёт. Турбулентность атмосферы, а также "вихревые следы" («спутная зона»), оставляемые другими самолётами, могут быть мощными возбудителями вынужденных колебаний конструкции самолёта. Однако столкновение с ними часто носит случайный характер.

Вихри, сбегающие с крыла и винтов, могут воздействовать на хвостовую часть фюзеляжа и оперение, вызывая их колебания. Срыв потока с носка крыла может создавать пульсирующие нагрузки у задней части крыла.

Наибольшую опасность представляют вибрации от переменных аэродинамических сил, возникающих в результате срывов потока с расположенных впереди частей, получившие название бафтинга. Срыв потока может происходить с крыла, особенно на больших углах атаки самолёта, а также с любой другой поверхности, находящейся в потоке воздуха: с фонарей кабин, зализов, оперения, пилонов и гондол двигателей, антенн и т.д.

В зависимости от режима полёта изменяются нагрузки, действующие на крыло, оперение и фюзеляж, изменяются и деформации этих агрегатов. На тяжёлом транспортном самолёте даже в горизонтальном полете величина прогиба конца крыла измеряется метрами. Прогибы фюзеляжа значительно меньше, так как жёсткость его конструкции значительно выше жёсткости конструкции крыла.

К самовозбуждающимся колебаниям относится флаттер некоторых частей самолёта под действием возбуждающих аэродинамических сил в результате их взаимодействия с упругими и инерционными силами в конструкции. Флаттер характеризуется быстрым и внезапным для пилота возрастанием амплитуды возникших колебаний, а иногда и разрушением конструкции самолёта.

Вибрациям, вызванным турбулентностью атмосферы подвержены не только крыло, но и другие части самолёта, в частности фюзеляж. Для борьбы с такими вибрациями на современных самолётах применяют системы автоматического демпфирования колебаний. Принцип действия этих систем основан на создании сил и моментов, противодействующих упругим колебаниям конструкции. В качестве датчиков колебаний можно использовать акселерометры, расположенные в центре тяжести самолёта. Полученный сигнал преобразуется в команду, которая поступает на привод рулевых поверхностей, при отклонении которых создаются силы, демпфирующие колебания.

Вибрации частей самолёта оказывают вредное воздействие на его оборудование. При этом могут нарушаться нормальные режимы работы оборудования, снижается срок его службы и надёжность. Поэтому в последние годы большое внимание уделяется созданию специальных средств защиты оборудования от динамических воздействий.

Флаттер — весьма скоротечное и опасное явление, которое обычно заканчивается разрушением самолёта. Известно много различных форм флаттера, которые определяются возможными сочетаниями деформаций конструкции во время колебаний. Наибольшую практическую значимость представляют следующие:
изгибно-крутильный флаттер крыла (оперения), характеризующийся изгибом и закручиванием крыла (оперения);

изгибно-элеронный флаттер крыла, сопровождающийся изгибом крыла и отклонением элерона;

изгибно-рулевой флаттер горизонтального оперения, характеризующийся изгибом фюзеляжа и симметричным отклонением рулей высоты.

Флаттер наступает при определённой скорости полёта, которую называют критической скоростью флаттера. Для каждой формы флаттера существует своя критическая скорость. У большинства самолётов она на 25-30% превышает максимально возможную скорость полёта, с тем, чтобы полностью исключалась возможность возникновения флаттера.