Скорость, тяга, потребные при наборе высоты 5 страница

21) Минимальная эволютивная скорость V _{min эв} разбега - это минимальная скорость, на которой достаточно рулей для продолжения взлета при одном отказавшем двигателе.

Для расчета максимально допустимой взлетной массы необ­ходимо иметь следующие данные:

- располагаемую длину прерванного взлета РДПВ (сумма длин ВПП и КПБ минус 100м) (рис. 19);

- располагаемую длину прерванного взлета РДПВ (сумма длин ВПП и КПБ минус 100м);

- располагаемую длину продолженного взлета РДВ (сумма длин ВПП плюс ПВП минус 100м);

- уклон аэродрома, ветер, состояние ВПП, температуру, высоту (давление).

Рис, 18. Схема взлета самолета согласно ЕНЛГС

Рис. 19. Параметры, характеризующие прерванный и продолженный взлет самолета.

4.8. Определение максимальной взлетной массы

Максимальная взлетная масса самолета в зависимости от высоты расположения аэродрома и температуры окружающего воздуха может ограничиваться:

- градиентом скороподъемности по требованиям к безопас­ному набору высоты после взлета с одним неработающим двига­телем;

- максимальной путевой скоростью движения по земле из условия прочности авиашин колес шасси;

- располагаемыми взлетной дистанцией, длиной разбега, дистанцией прерванного взлета на аэродроме вылета;

- возможностью обеспечения надлежащего зазора над препятствием;

- максимально допустимой посадочной массой на аэродроме назначения и запасных аэродромах.

Порядок расчета

1) Определяется максимальная взлетная масса, ограниченная градиентом скороподъемности в зависимости от высоты и температуры с точки зрения обеспечения градиента 3% на участ­ке от момента уборки шасси до набора высоты 120м при одном отказавшем двигателе, при закрылках, отклоненных на 30°.

Пример: Н =500м, t =+35°С, m =182т

2)Максимальная взлетная масса, ограниченная путевой скоростью движения по земле из условия прочности авиашин колес шасси, при закрылках, отклоненных на 30°, V_max =330км/ч,

Пример: t =+35°С, Н =1000м, m >210т

3) Полный градиент набора высоты на взлете со взлетной конфигурацией самолета с выпущенным и убранным шасси (см. рис.17). Чистый градиент меньше на 1%.

Пример: При т =210т и МСА η= 2,5% / 3,5%

При т =210т, Н =500м η= 1%/2% (при t =+35°С)

4) Полный градиент набора.высота с убранной механиза­цией (см.рис.17),

Пример: MCA, m =210n, η =4,6%

При t =+35°С, Н =500м, m =210т, η =1,65%

5) Определяется параметр Д по располагаемой дистанции прерванного взлета (ВПП+КПБ) и располагаемой дистанции про­долженного взлета (ВПП+ПВП), уклону, ветру, состоянию ВПП.

6) По найденному параметру Д, температуре и высоте определяется масса.

7) Определяется параметр R по располагаемой дистанции прерванного взлета (ВПП+КПБ) и располагаемой дистанции разбега (ВПП).

8) По меньшему весу определяются V ₁, V _{п ст}, V ₂.

9) Определяется потребная длина разбега при массе 210т

Пример: Н =500м, t =+35°, α _потр =3600м

10) Определяется возможность преодоления препятствий в полосе воздушных подходов при взлете.

Номограмма позволяет определить максимально допустимую массу и высоту начала уборка закрылков. Для этого по харак­теристикам высоты препятствия (дальность, высота препятствия + 10м) находят допустимую приведенную массу и по наибольшей из них назначат траекторию начального набора высоты.

При наборе начальной высоты уборка закрылков осуществля­ется после преодоления препятствия, а если оно выше 120м, уборку закрылков следует начинать после набора высоты 50м над препятствием.

Затем по приведенной массе и фактическим условиям взлета определяется максимально допустимая взлетная масса, ограниченная наличием препятствии в направлении взлета.

4.9. Взлет при боковом ветре

Максимально допустимая боковая составляющая скорости ветра при взлете и посадке в зависимости от коэффициента сцепления приведена в таблице.

Таблица 16

Зависимость боковой составляющей скорости ветра от коэффициента сцепления

Коэффициент сцепления	0,6 и больше	0,5	0,4	0,3
Скорость ветра, м/с

Максимально допустимая попутная составляющая скорости ветра при взлете в посадке 5м/с.

Максимально допустимая скорость ветра любого направле­ния при рулении 30м/с.

Если взлет самолета выполняется при левом боковом ветре, то при разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом β. Следовательно, относи­тельно движения потока воздуха самолет движется со скольжением под утлом β (рис. 20).

Результирующая скорость набегающего W при наличии стре­ловидности крыла раскладывается на составляющие W ₁ и W ₂. Составляющая W ₁ определяет величину аэродинамических сил: у левого крыла больше, а у правого меньше. Вследствие этого подъемная сила у ₂ и сила лобового сопротивления Х ₂ левого крала значительно больше, чем у ₁ и Х ₁ правого. В результа­те разности подъемных сил (у ₂ > у ₁). У самолета возникает кренящий момент на правое крыло (по ветру). А в результате разности лобовых сопротивлений (X ₂> X ₁) возникает разворачивающий момент, под действием которого самолет разворачивает­ся влево, т.е. против ветра. Разворачивающий момент также создается боковой силой Z _β, возникающей вследствие сколь­жения самолета в набегающем потоке.

Так как крыло самолета Ил-86 имеет положительное поперечное V = +6°48', то при наличии скольжения самолета в набегающем потоке угол атаки левого крыла несколько больше, чем правого. Вследствие разности углов атаки, разность подъемных сил (у ₂и у ₁) и лобовых сопротивлений (X ₂ и X ₁)

Рис. 20. Взлет самолета с боковым ветром.

увеличивается, а значит кренящий и разворачивавший моменты также несколько увеличиваются.

Таким образом, при взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться против ветра к имеет тенденцию к кренению по ветру.

При увеличении скорости на разбеге угол скольжения само­лета (β) в набегающем потоке уменьшается, следовательно, кренящий и разворачивающий моменты также несколько, уменьша­ются. После отрыва появляется снос самолета по ветру.

На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздуш­ном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопро­тивление. Тяга двигателей за счет косой обдувки меньше. Поэ­тому при боковом ветре 15м/с длина разбега больше на 10 %. В связи о этим, направление на разбеге следует выдерживать педалями и поворотом штурвала в сторону против ветра. По мере увеличения скорости разбега необходимо постепенно уменьшить поворот штурвала с таким расчетом, чтобы самолет отделился от ВПП без крена. На скорости V _{п ст} после доклада второго пилота "Подъем" выключить управление поворотом колеса передней опоры самолета и отклонением штурвала на себя начать подъем передней опоры. В момент подъема передней опоры необ­ходимо установить педали нейтрально.

Направление полета после отрыва и в наборе высот следу­ет выдерживать углом упреждения.

Методика выполнения взлета при попутном ветре такая же, как и в нормальных условиях.

4.10. Взлет с ВПП, покрытой осадками

Руление во РД и ВПП, покрытым атмосферными осадками, выполняется на малой скорости при повышенном внимании. Руко­ятку управления поворотом колес передней опоры самолета сле­дует отклонять плавно, при необходимости на разворотах ис­пользовать ассиметричную тягу двигателей, не допуская рез­кого изменения режима их работы.

Не следует прибегать к использованию повышенных режимов работы двигателей во избе­жание повреждения других самолетов в наземного оборудования кусками льда в снега (от действия реактивной струи). Для уменьшения скорости руления и остановки самолета следует применять плавное и постоянное обжатие тормозных педалей, при возникновении опасности выкатывания самолета на обочину или столкновения с препятствиями использовать реверс тяги. К остановке самолета необходимо приступать на расстоянии 50-60м до намеченного места.

После получения разрешения на взлет вначале выводятся на 65-70° РУД внешние двигатели, затем внутренние, далее все двигатели - на взлетный режим. В случае страгивания самолета с места следует отпустить тормоза и в процессе разбега плавно выводить двигателя на взлетный режим в ука­занном выше порядке. Следует следить за симметричностью тяги, чтобы избежать рыскания в начале разбега. На разбеге необходимо удерживать штурвал в положении "от себя" для обеспечения контакта колес передней опоры самолета с поверхностью ВПП. Не следует поднимать передаю опору до достижения скорости V _{п ст} с целью избежания загряз­нения самолета, так как в этом случав ухудшается путевая устойчивость и увеличивается лобовое сопротивление самолета.

Для остановки самолета при прекращении взлета следует использовать тормоза, спойлеры, тормозные щитки и реверс симметрично работающих двигателей. Если выдержать на­правление самолета отклонением педалей не удается, необхо­димо уменьшить режим соответствующего реверсируемого дви­гателя вплоть до малого газа (при отклонении самолета впра­во уменьшить режим правого реверсируемого двигателя, при отклонении влево - левого двигателя). По мере парирования тенденции самолета котклонению следует увеличить режим реверса этого двигателя.

При необходимости используется реверс тяги двигателей до полной остановка самолета.

4.11. Особые случаи на взлете

Останов, предкрылков (заклинивание)

Если отказ произошел при взлете, принимается решение о посадке на аэродроме вылета или ближайшем запасном аэро­дроме и о выработке или аварийном сливе топлива перед за­ходом на посадку для уменьшения полетной массы.

При уходе на запасной аэродром закрылки убираются пе­реключателем резервного управления. При посадке закрылки выпускаются переключателем резервного управления на угол, соответствующий фактическому положению предкрылков.

Останов закрылков

Если при уборке закрылков загораются светосигнальные табло "Проверь механизац." и два светосигнальных табло "Несинхрон.закр." или "Проверь-механиз." или "Заклин.закр." и закрылки останавливаются, следует оставить ручку управле­ния закрылками и предкрылками в том же положении.

Если отказ произошел при взлете, принимаются меры для посадки на аэродроме вылета или ближайшем запасном аэродроме и по выработке или аварийном сливе топлива перед заходом на посадку для уменьшения полетной массы.

Отказ управления элеронами-спойлерами или РВ (из - за заклинивания)

Если после взлета или в наборе высота при попытке повернуть (отклонить) штурвал резко возрастают усилия, стрелки на индикаторе положения элеронов я спойлеров (РВ) остаются неподвижными, то управление самолетом следует осуществлять штурвалами обоих пилотов. Рассоединить провод­ки управления переключателем иуправление самолетом осу­ществлять штурвалом с исправной проводкой. Следует принять решение о продолжении полета или посадке на ближайшем за­пасном аэродроме или аэродроме вылета с погодными

условиями, соответствующими минимуму ПСП. Необходимо учитывать, что эффективность поперечного (продольного) управления и загруз­ка на штурвалах снижаются практически вдвое.

Отказ управления спойлерами

Если после взлета при повороте штурвала при обычных усилиях элероны нормально отклоняются, а спойлеры не откло­няются в стрелки на индикаторе положения спеллеров остаются неподвижными, следует перейти на управление от левого штур­вала.

При автоматическом управлении отказ проявляется в том, что стрелки на индикаторе положения спойлеров остаются не­подвижными. Необходимо рассоединить проводки управления эле­ронами и спойлерами, принять решение о продолжении полета или о посадке на запасном аэродроме или аэродроме вылета.

Эффективность поперечного управления снижается практи­чески вдвое, при управления требуются повышенные расходы штурвала.

Посадка при рассоединенных проводках управления выпол­няется в режиме ПСП в соответствии с обычными указаниями, но держать скорость следует на 10 км/ч больше.

Боковая составляющая ветра при посадке не должна пpeвышать 7м/с

Отказ управления элеронами-спойлерами (ввиду рассоединения проводки)

Если самолет не реагирует на поворот левого (правого) штурвала, а правый (левый) штурвал, элероны, спойлеры и стрелки индикаторов положения элеронов и спойлеров остаются неподвижными и усилия на штурвале практически не ощуща­ются, тo следует перейти на управление от правого (левого) штурвала.

В случае возникновения этого отказа при автоматическом управлении штурвалы поворачиваются несинхронно, возможно появление кренов, которые автоматически не устраняются. Необходимо выключить СМУ и перейти на управление от штурвала с исправной

проводкой, продолжить полет до аэропорта наз­начения, учитывая, что управление по крену полностью сох­раняется, но только от одного штурвала. Посадка выполняет­ся в директорном режиме.

Отсутствие нагрузки на педалях (оторвался загрузочный цилиндр)

Если после взлета на педалях отсутствует нагрузка, то РН отклоняется как обычно (oбe стрелки на индикаторе положении РН перемещаются синхронно и соответственно отклоне­нию педалей), управление рулем направления на скоростях полета более 320 км/ч Пр производится небольшими и плавными отклонениями педалей, не допускаются их отклонения более 1/2 хода. На скоростях менее 320 км/ч Пр руль направления отклоняется по потребности. Полет, заход на посадку и по­садка продолжаются как обычно.

Отказ механизмов ограниче­ния руля направления или элеронов

Если после уборки механизации крыла на взлете при раз­гоне самолета срабатывает световая сигнализация и речевая информация об отказе ограничения руля направления или эле­ронов, необходимо:

- выдерживать скорость полета не выше скорости, при которой произошел отказ, выключить автопилот, если он был включен;

- непосредственно перед выпуском механизации крыла снять ограничения РН или элеронов соответствующим переклю­чателем аварийного отключения ограничений:

- уменьшить полетную массу до допустимой величины и произвести посадку на аэродроме вылета или запасном аэродроме.

Отказ механизма ограничения руля высоты

Если отказ произошел после уборки механизации крыла на взлете при скорости не более450км/ч Пр (загорелось светосигнальное таило "Отказ огран. РВ"), необходимо:

- выключить автопилот, если он был включен, уменьшить полетную массу до допустимой величины и произвести посадку на аэродроме вылета или запасной аэродроме в директорном режиме управления.

Заклинивание секций РН (ввиду заклинивания штока рулевого привода)

Если при отклонении педалей появляется дополнительное усилие и одна стрелка на индикаторе положения РН остается неподвижной, необходимо снять с помощью механизма триммерного эффекта дополнительное усилив на педалях; выключить САУ и перейти на управление от левого (правого) штурвала; посадку выполнять в режиме ПСП в соответствии о обычной методикой.

Отказ управления секций РВ в одну сторону (заклинивание золотника рулевого привода).

При отклонении штурвала на себя или oт себя появляется дополнительное усилие и загорается светосигнальное табло "Отказ РВ лев. внеш." или появляется дополнительное усилие и одна стрелка на индикаторе положений РВ остается непод­вижной. Необходимо выключить САУ перейти на управление от левого (правого) штурвала.

Моменты, созданные отказавшей секцией, уравновешива­ются отклонением стабилизатора» поворотом штурвала. При необходимости усилия на штурвальной колонке снимаются с помощью механизма триммерного эффекта.

4.12. Ошибки при выполнении взлета

К наиболее характерным ошибкам при выполнено взлета относятся неправильная установка самолета перед взлетом и отрыв самолета о большим или малым углом атаки.

Неправильная установка самолета перед взлетом (под углом к оси ВШ) приводят к тому, что необходимое направ­ление взлета не выдерживается. В этом случае командир ВС вынужден в процессе разбега исправлять ошибку, доворачивая самолет к необходимому направлению взлета. Для предотвраще­ния этой ошибки необходимо перед взлетом установить самолет точно по оси ВПП. В процессе разбега своевременно париро­вать малейшее стремление самолета к отклонению от направления взлета, управляя рулем направления и перед­ней опорой шасси.

При значительном отклонении от направления разбега и неуверенности в том, что удается вернуть самолет на ось ВПП, взлет необходимо прекратить. Следует учитывать, что при взлете со скользкой ВПП, даже при небольшом боковом ветре, направление, особенно в начале разбега, выдерживать трудно, так как руль направления малоэффективен (малая скорость), а колеса передней опоры и тормоза малоэффективны по причине малого коэффициента трения.

Отрыв самолета с большим углом атаки возможен при взлете с коротких ВПП. при возникновении неожиданных пре­пятствии на ВПП, при взлете о заснеженных полос, когда командир ВС в процессе разбега самолета вынужден начать подъем передней опори самолета на скорости меньше V _R Увеличение угла атаки при отрыве соответственно ведет к уменьшению скорости отрыва, что в определенных условиях является небезопасным.

Отрыв самолета с малым углом атаки ведет к увеличению длины разбега и скорости отрыва. Взлет на повышенной скорости сам по себе не опасен, но разбег сопровождается чрезмерными нагрузками на узлы шасси и особенно на передние колеса.

Взлет с малым утлом атаки наиболее часто происходит в тех случаях, когда начало подъема передней опоры выполня­ется с опозданием (на повышенной скорости). Если в процес­се подъема передней опоры самолета после достижения V ₂, колеса не отрываются от ВПП при обычном темпе и усилии, следует более энергично взять штурвал на себя. При дости­жении самолетом угла тангажа, соответствующего взлетному, удерживать его в этом положении.

Ошибкой при взлете с боковым ветром является невыдер­живание направления разбега. Ввиду недостаточного отклонения руля направления, особенно при скользкой и мокрой полосе, возможен уход самолета (носовой частью) по направлению к ветру.

При большем отклонении руля направления и передних колес шасси возможен уход самолета с ВПП (по ветру).

Если самолет к моменту отрыва не приобретает необхо­димого угла упреждения, то ввиду разности подъемных сил левой и правой половин крыла, возможен крен.

5. НАБОР ВЫСОТЫ

5.1. Характеристики набора высоты

Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты, изображена на рис.21. Сила тяжести G раскладывается на две составляющие:

G ₁= G cos θ _наб - проекция сил тяжести на перпендикуляр к траектории полета (θ _наб - угол набора высоты);

G ₂= G sin θ _наб - проекция сады тяжести на траекторию полета.

Для осуществления набора высоты необходимо:

- для выполнения полета с постоянным углом набора

y = G ₁= G cos θ _наб

- для выполнения набора высоты с постоянной скоростью

Р = Х + G ₂=Х + G sin θ _наб

Рас. 21. Схема сил при наборе высоты

Рис. 22. Потолки самолета Ил-86

Рис. 23. Поляра набора высоты

Учитывая, что , определим скорость, потребную при наборе высота:

Так как углы набора высоты у транспортных самолетов небольшие, то подъемная сила самолета практически равна силе тяжести (cos θ _наб). Поэтому скорость при наборе высоты практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетного утла атаки, массы самолета, плот­ности воздуха (температуры, давления, высоты полета). Влия­ние этих факторов на скорость сказывается значительно.

Характерные скорости режима набора высоты самолета ИЛ-86 при взлетной массе 210т следующие:

- минимальная скорость набора высоты 330км/ч при α _кр=22°, минимально допустимая скорость 410 км/ч;

- наивыгоднейшая скорость набора высоты при α_нв= 8° равна 510км/ч Пр. При этой скорости угол набора высоты мак­симальный, так как на этой скорости самый большой избыток тяги. Наивыгоднейшая скорость набора высоты 550 км/ч Пр. На этой скорости самая большая вертикальная скорость (самое большое произведение Δ Р ·V);

- максимально допустимая приборная скорость для само­лета Ил-86 670 км/ч Пр, а число М=0,88 с точки зрения ус­тойчивости и управляемости самолета.

Воспользовавшись вторым условием Р = Х + G sin θ _наб, опреде­лим тягу, потребную для набора высоты. Так как набор высота самолета (при каждой величине угла атаки) происходит прак­тически с той же скоростью, что горизонтальный полет, то лобовое сопротивление при этом равно лобовому сопротив­ление в горизонтальном полете.

Следовательно, для уравновешивания лобового сопротив­ления при наборе высоты необходима сила тяги такая же, как и в горизонтальном полете, т.е. P_гп=G/K. В результате потребная тяга при наборе высоты выразятся P_наб= P_гп+ G sin=G/W+ G sin θ _наб. Как видно из выражения, тяга, потреб­ная при наборе высоты, больше тяги, потребной в горизонтальном

полете на величину G ₂= G sin θ _наб,причем, чем больше полетная масса и угол набора, тем требуется больше допол­нительной тяги. Величину G ₂= G sin θ _набпри наборе высоты уравновешивает избыток тяги Δ Р.

Угол и вертикальная скорость набора высоты

Пра выполнении набора высоты Δ Р=G ₂= G sin θ _наб. Из этого выражения можно определить угол набора высоты:

sin θ _наб= Δ Р/ G

Как видно из формулы, величина угла набора высоты зависит от избытка тяги Δ Р и силы тяжести самолета. На­ибольший угол набора высоты самолет имеет при угле атаки, близком к наивыгоднейшему (α_нв= 8°), так как при этом избы­ток тяги максимальный (табл.17).

Вычислим величину максимального угла набора самолета ИЛ-86 с полетной массой 210т у земли. Из кривых потребных и располагаемых значений тяги определим:

Δ Р _max= P _ρ- P _гп =380кН-118кН= 260кН

sinθ _{наб max}= Δ Р _max/ G= 260/2100≈0.126

θ _{наб max} =7…6°.

Таблица 17

Углы набора высоты

m. т	V hb	Δ P кH	θ наб max
			7°14'
			8°12'
			9°30'
			11°10'

Вертикальная скорость набора высоты - это высота, которую набирает самолет за 1с. Из треугольника скоростей можно определить:

Как видно из формулы, вертикальная скорость набора зависит от скорости набора высоты, избытка тяги и массы самолета. Наибольшую вертикальную скорость имеет самолет при данной.массе на угле атаки, где (Δ P - V)_max. При массе 210т на наивыгоднейшей скорости набора 550 км/ч Пр самолет имеет

Скорость полета, при которой самолет имеет V_{y max}, на­зывается наивыгоднейшей скоростью набора высоты. При т =210т V _нн у земли равна 550 км/ч Пр (табл.18).

Таблица 18

Зависимость вертикальных скоростей от массы самолета

т, т
V у м/с

При увеличении или уменьшении скорости полета от наи­выгоднейшей скорости набора 550 км/ч Пр уменьшается величи­на (Δ P - V), а значит и вертикальная скорость самолета. При уменьшении массы самолета потребная тяга горизонтального полета уменьшается, а избыток тяги увеличивается. Кроме того, при меньшей полетной массе его составляющая G ₂= G sin θ _наб также меньше. Следовательно, самолет, имеющий меньшую полет­ную массу, при той же величине угла атаки имеет большие вертикальные скорости и угол набора. С поднятием на высоту при любой величине угла атаки избыток тяги уменьшается, а значит угол набора высоты и вертикальная скорость также уменьшаются. Уменьшение избытка тяги происходит за счет уменьшения располагаемой тяги с поднятием на высоту.

Кроме того, при наборе высот полетная масса самолета вследствие выгорания топлива уменьшается, благодаря чему несколько за­держивается уменьшение избытка тяги, угла набора и верти­кальной скорости (рис.22).

Величина угла набора высоты и вертикальной скорости зависит также от положения шасси и закрылков самолета. При выпущенном положении шасси и закрылков аэродинамическое качество самолета уменьшается, тяга, потребная для горизон­тального полета, увеличивается, а избыток тяги, угол набора и вертикальная скорость уменьшается (рис.23).

5.2. Порядок набора высоты

Требования, предъявляемые к набору высоты:

- набор высоты эшелона должен происходить практически за минимальное время;

- в процессе набора высоты самолет должен пролететь большее расстояние с целью уменьшения времени всего полета;

- упрощается техника пилотирования при наборе высоты. Рекомендуемый РЛЭ порядок набора этим требованиям удовлетворяет.

Набор высоты выполняется на скорости 550км/ч Пр. На скорости 550км/ч необходимо сбалансировать самолет и включить автопилот. Включается режим "Стабилизация скорости" автопи­лота. После достижения числа M 0,8 набор выполняется при этом значении числа М. На автопилоте включается "Стабилиза­ция числа М". При этом не следует уменьшать скорость ниже значения, соответствующего полету с углом 7-8° по АУАСП.

Дата добавления: 2015-05-08