Скорость, тяга, потребные при наборе высоты 6 страница

Если предполагается прохождение зон сильной турбулентности, следует воздерживаться от набора максимальной крейсерской высоты.

Максимальный эшелон полета ограничивается в зависимос­ти от массы самолета (табл.19),

Таблица 19

Максимальный эшелон

Масса самолета, кг				≤167000
Высота,м

При нарушении этих ограничений уменьшается запас угла атаки от полетного до критического, от полетной скорости до скорости сваливания. При нарушении этого ограничения и вследствие действия восходящего порыва самолет может выйти на закритические углы атаки и свалиться (см.табл.18).

Самолет в наборе высоты имеет следующие характеристики набора высоты (табл20).

Таблица 20

Характеристики набора высоты

Высота.м	α км	m. т	t,мин

6. СНИЖЕНИЕ САМОЛЕТА

6.1. Характеристики снижения

Угол между линией горизонта и траекторией снижения называется углом снижения θ _сн. Если при снижении сила тяги силовой установки близка к нулю, то такое снижение называется планированием, а угол снижения - утлом планиро­вания θ (рис.2.4).

Сила тяжести раскладывается на две составляющие:

G ₁= G cos θ _сн - проекция силы тяжести на перпендикуляр с траектории снижения;

G ₂= G sin θ _сн- проекция силы тяжести на траекторию снижения.

Рис. 24. Схема сил при снижении

Рис. 25. Посадка самолета

Для осуществления снижения необходимо, чтобы y = G ₁= G cos θ _сн; Р = Х + G ₂=Х + G sin θ _сн

Если сила тяга Р =0, то самолет планирует.

Скорость, угол снижения и планирования

Из условия y = G cos θ _сн

из равенства Р +G₂ =X, P+ G sin θ _сн= Х

sin θ _сн=1/ К- Р²/G илиsin θ _пл=1/ К

Отсюда видно, что угол планирования зависит от аэродинамического качества (угла атаки, положения шасси, закрыл­ков, обледенения и числа М). При наивыгоднейшем угле атаки (α _HB=8°) аэродинамическое качество максимальное (К=17,5), а угол планирования минимальный (θ _пл ≈ 3°30'). На углах атаки больше или меньше α_нв аэродинамическое качество самолета уменьшается, а угол планирования увеличивается. При выпуске шасси и закрылков, а также при обледенении самолета аэродинамическое качество самолета уменьшается, а угол планирования самолета увеличивается. Если на глиссаде задросселировать двигатели, то V _y = 12-14м/с, θ _пл = 9-10°. Даже перевод ЕУД на взлетный режим не избавит самолет от просадки 60-70м, что приведет к удару самолета о землю после пролета БПРМ.

Вертикальная скорость снижения ипланирования

Из треугольника скоростей вертикальная скорость снижения определяется по формуле V _{y сн} = V _сн · sin θ _пл подставив sin θ _пл=1/ К, имеем V _{y сн} = V _сн(1 /К-P/G) или V _{y пл}= V _пл /K

Минимальная вертикальная скорость планирования полу­чается при шдврживанмЕ скорости наивыгоднейшей, зависящей от кассы.

При m =175т, V _нв450км/ч Пр.

V_у =130м/с/17,5=7…8м/с

Если на глиссаде задросселировать двигатели, то V_у увеличивается до 12-14м/c.

Дальность планирования L=Н·K. Наибольшая дальность плакирования будет при выдерживании скорости наивыгоднейшей. При планировании со встречным или попутным ветром

L _пл= H·K=U·t

6.2. Порядок снижения с эшелона полета.

После получения разрешения на снижение включается режим "Стабилизация числа М" автопилота и уменьшается режим работы двигателей до значения, обеспечивающего потребную верти­кальную скорость снижения. Заданная вертикальная скорость снижения обеспечивается также установкой ручки "Спуск-Подъем" на пульте САУ в нужное положение. Одновременно вы­ключается режим "Стабилизация высоты" автопилота. Устанавливается на ПВМ эшелон снижения, заданный службой УВД. Конт­ролируются параметры работы двигателей я систем самолета.

При достижении скорости 550км/ч Пр включается режим "Стабилизация скорости" автопилота и продолжается снижение до высоты 4000 м на этой скорости. В зависимости от навигационной обстановки разрешается выдерживать скорость при снижении 500-650км/ч Пр. Контролируются перепад давления воздуха в высота в кабине. Для обеспечения комфорта в кабине необходимо установить вертикальную скорость снижения такой, чтобы вариометр в кабине показывал скорость спуска не более 3м/с. В случае необходимости для увеличения верти­кальной скорости снижения с любой высоты до эшелона пере­хода выпускаются спойлеры в тормозном режиме. Вертикальную скорость при этом может увеличиться до 20м/с.

Выпуск и уборка спойлеров производится в прямолинейном полете плавно, в два приема, и контролируется их положение по индикатору и сигнализации. Одновременно необходимо сбалансировать само­лет стабилизатором. При выпуске в уборке спойлеров в тормоз­ном режиме должны быть отключены режимы "Стабилизация ско­рости" и "Стабилизация числа М" автопилота.

На высоте 4000м нажатием ручки "Спуск-Подъем" выключа­ется режим "Стабилизация скорости" и переводится автопилот 8 режим "Стабилизация тангажа".

С высота 4000м следует постепенно уменьшать скорость так, чтобы на высоте 3000м она не превышала. 500км/ч Пр и вертикальная скорость была не более 10м/с. Снижение на этой скорости продолжается до эшелона перехода.

К моменту достижения эшелона перехода устанавливается скорость 450км/ч Пр, убирается спойлеры, если они были выпу­щены.

Снижение с эшелона перехода до высоты круга выполняется на скорости не более 450км/ч Пр с вертикальной скоростью не более 7м/с (табл. 21.).

Таблица 21

Характеристики снижения

Н. м	t сн	m. т	L. км

6.3. Экстренное снижение

Аэродинамически экстренное снижение обосновывается выражением V _{у пл}= V _пл/ К, из которого видно, что чем больше скорость и меньше аэродинамическое качество, тем больше вертикальная скорость снижения.

Экстренное снижение выполняется при разгерметизации кабин, пожаре и в других случаях, когда командир ВС найдет нужным.

Для выполнения экстренного снижения следует отключить САУ кнопкой на штурвале в перевести РУД на малый газ, отклонить спойлеры на 20° в тормозном режиме. Одновременно откло­нением стабилизатора и штурвала необходимо парировать возникший при выпуске спойлеров кабрирующий момент, при необходи­мости использовать также механизма триммерного эффекта. За­паздывание в действиях по парированию кабрирующего момента может привести к увеличению перегрузки до 1,5.

Если скорость превышает 530км/ч Пр, ее следует уменьшить до этого значения и дать команду второму пилоту выпустить шасси. До окончания выпуска шасси скорость не деляна превы­шать 530км/ч Пр. С перегрузкой не менее 0,5 самолет вводится в снижение.

При снижении не следует превышать число М0,88, a скорость 670км/ч Пр. При подходе к безопасной высоте 4000м самолет плавно выводится из режима снижения с перегрузкой не более 1,5-1,6. При выдерживании М=0,88 и скорости 670км/ч Пр время экстренного снижения с высоты 11000м до 4000м составляет 2,5мин. Убираются спойлеры, возникающий пикирующий момент парируется отклонением стабилизатора и штурвала, увеличивает­ся режим работы двигателей.

7. ПОСАДКА САМОЛЕТА

Посадка самолета состоим из воздушного участка (пред­посадочное снижение, выравнивание, выдерживание), приземле­ния и пробега. В процессе предпосадочного снижения обеспечи­вается точный расчет на посадку. Процесс выравнивания служит для погашения вертикальной скорости, которую имел самолет при снижении. Выравнивание начинается на высоте 10-8м, после пролета торца ВПП, и производятся с таким расчетом, чтобы на высоте 1-0,5м прекратилось снижение самолета.

В процессе выдерживания, самолет движется почта горизон­тально, в конце выдерживания, на посадочной величине угла атаки подъемная сила становится несколько меньше силы тяжес­ти, и самолет приземляется. Скорость, на которой происходит приземление, называется посадочной.

Скорость V _зп= V _ато= V _REF - минимальная скорость пересече­ния входной кромки ВПП. Особенностью посадки самолета Ил-86 является короткая стадия выравнивания и выдерживания, объяс­няющаяся его большим лобовым сопротивлением. Это позволяет проходить торец ВПП на высоте 10м и приземляться на расстоя­нии 330м от торца ВПП.

7.1. Заход на посадку, и, посадка самолета

Перед заходом на посадку производится расчет элементов захода на посадку с учетом посадочной массы, центровки, сос­тояния ВПП, скорости и направления ветра, температуры и атмос­ферного давления на аэродроме, V _зп, посадочной скорости са­молета (рис.25).

Обычно заход на посадку до ВПР при автоматическом управ­лении контролирует, а при директорном выполняет второй пилот. Командир ВС управляет скоростью, осуществляет контроль за выдерживанием режимов захода на посадку, принимает решение и выполняет посадку.

В процессе автоматического захода на посадку пилоты должны держать руки на штурвале, ноги должны находиться на педалях для того, чтобы быть готовыми к переходу на ручное управление самолетом, особенно когда один из пилотов занят выполнением других операций.

При автоматическом заходе на посадку на высоте круга включается режим "Стабилизация высоты" автопилота. Устанавливается на задатчике высоты радиовысотомера ВПР (или 60м, если ВПР более 60м). Уменьшается скорость до 410-430км/ч Пр и дается команда бортинженеру "Шасси выпустить". После вы­пуска шасси устанавливается скорость 390-410км/ч Пр. На этой скорости выпускаются предкрылка на 25°, а закрылки на 15°. Скорость уменьшается в процессе выпуска-механизации до 350-360км/ч Пр. На этой скорости выполняется третий разворот (см. рис. 25).

Выпуск закрылков в предкрылков следует производить в прямолинейном полете. Если в процессе выпуска механизации крыла самолет начнет крениться, необходимо приостановить выпуск переключателем резервного управления закрылками, устра­нить крен поворотом штурвала и выполнить посадку с механиза­цией крыла в том положении, при котором началось кренение самолета. После выполнения третьего разворота на скорости 350-330км/ч выпустить закрылки на 30° и уменьшить скорость полета до 320-300км/ч Пр. Скорость сваливания при массе 175т и механизации 30°/25° V _св =226км/ч Пр. При этом самолет хорошо устойчив в управляем. Четвертый разворот выполняется на скорости 320-300км/ч Пр. Перед входом в глиссаду, за 3-5км (в момент отшкаливания планки), следует установить на УЗС AT скорость 280км/ч Пр и при уменьшения скорости до 300км/ч Пр дать команду второму пилоту "Механизация 40°/35°". Если скорость выпуска больше рекомендованной, то закрылки выпускаются лишь на 33°.

В процессе выпуска механизации крыла необходимо контро­лировать работу АПС, который должен обеспечивать положение руля высоты, близкое к нейтральному. После полного выпуска закрылков, перед входом в глиссаду, установить на УЗС AT значение скорости захода на посадку (табл.21).

Снижение на посадку по глиссаде следует выполнять на постоянной скорости вплоть до высоты начала выравнивания. При снижении по глиссаде пользоваться стабилизатором не ре­комендуется. В случае необходимости им можно обеспечивать продольную балансировку до погасания пневмосигнализатора "Переставь стаб."

На глиссаде второй пилот докладывает командиру ВС об отклонении скорости от расчетной, если разница более 10км/ч.

На высоте менее 100м нужно особенно внимательно следить за вертикальной скоростью снижения. При пролете ДПРМ оцени­вается возможность продолжения захода на посадку до ВПР. Отклонения самолета от заданной траектории по курсу и глис­саде не должны превышать одной точки по шкале ПНП. Высота пролета ДПРМ должна соответствовать значению, установленному для данного аэродрома. Углы крена недолжны превышать 8° после вписывания в равносигнальную линию курса.

После входа в глиссаду при включении AT контролируется перемещение РУД бортинженером. При достижении высоты, на 40-60м превышающей ВПР, второй пилот докладывает: "Оценка".

На высоте, на 40-50м превышающей ВПР, командир ВС дает команду второму пилоту: "Держать по приборам" и начинает уста­навливать визуальный контакт с наземными ориентирами. Устано­вив визуальный контакт с наземными ориентирами и определив возможность выполнения посадки, сообщает экипажу: "Садимся".

Если до достижения ВПР положение самолета будет оценено как непосадочное, командир ВС нажимает кнопку "2-й круг" и одновременно сообщает экипажу: "Уходим".

Выравнивание начинается на высоте не ниже 8-12м. В про­цессе выравнивания, убедившись в точности расчета, на Н≤5м дает команду бортинженеру: "Малый газ". Уборка РУД на малый газ до начала выравнивания может привести к потере скорости и грубой посадки.

Во время снижения при болтанке в предполагаемом сдвиге ветра скорость полета по глиссаде следует увеличивать пропор­ционально порывам ветра у земли, но не более чем на 20км/ч. При попадании самолета в интенсивный нисходящий поток, при­водящий к увеличению установленной вертикальной скорости сни­жения по вариометру на величину более 2,5м/с или при прираще­нии перегрузки по акселерометру более 0,4 единицы, а также, если для сохранения полета по глиссаде требуется увеличение режима двигателей до номинального, необходимо установить дви­гатели на взлетный режим, уйти на второй круг.

Снижение самолета с высоты 15м и до начала выравнивания следует производить по осевой линии ВПП на соответствующих полетной массе самолета и условиям полета постоянных вертикальных и поступательных скоростях; осуществлять визуальное наблю­дение за землей для оценки и выдерживания угла снижения и на­правления полета. Отклонения органов управления на этом этапе доданы быть небольшие по амплитуде, действия упреждающие, чтобы не вызвать поперечного и продольного раскачивания само­лета. Необходимо следить, чтобы самолет прошел над порогом ВПП на установленной высоте, с подобранным курсом на расчетной приборной и вертикальных скоростях.

По мере уменьшения высоты полета все большее внимание следует уделять определению высоты начала выравнивания как глазомерно, так и по радиовысотомеру, которая составляет 8-12м. При увеличении вертикальной скорости пропорционально следует увеличивать высоту начала выравнивания. На выравни­вании необходимо сосредоточить внимание на визуальном опреде­лении расстояния до поверхности ВПП (взгляд направлен вперед на 50-100м, скользит по поверхности ВПП) и на выдерживании самолета без кренов и скольжения. На высоте начала выравни­вания следует плавно взять штурвал за себя для увеличения угла тангажа. При этом увеличивается угол атаки крыла и подъем­ная сила, которая приводит к уменьшению вертикальной скорости снижения. Самолет продолжает движение по криволинейной траек­тории (рис. 26).

Величина отклонения штурвальной колонки в значительной мере зависит от скорости полета и центровки самолета. При пе­редней центровке и меньшей скорости величина отклонения штурвальной колонки больше, при задней центровке и большей скорос­ти - меньше.

В посадочной конфигурации запрещается дросселировать двигатели до высоты начала выравнивания, т.к. это способст­вует быстрому увеличению вертикальной скорости в уменьшении поступательной скорости. Уменьшение режима работа двигателей до малого газа следует начинать в процессе дальнейшего сниже­ния. В процессе выравнивания РУД ставится в положение "МГ" (Н≤5м).

С приближением самолета к поверхности ВПП начинает ска­зываться эффект близости земли, который также увеличивает подъемную силу и уменьшает вертикальную скорость снижения. Учитывая влияние изменения балансировки придросселировании двигателей и влияние эффекта близости земли, необходимо задерживать отклонение штурвала на себя.

После приземления передняя опора плавно опускается. В процессе опускания передней опоры командир ВС дает команду бортинженеру: "Спойлеры, реверс". После опускания передней опоры самолета включается управление поворотом колес передней опоры от педалей.

Рис. 28. Предпосадочное снижение самолета

Рис. 27. Схема захода на посадку согласно ЕНЛГС

Торможение колес шасси применяется сораз­мерно длине ВПП.

По мере уменьшения скорости пробега эффективность руля направления уменьшается, а эффективность поворота передних колес возрастает. Самолет обладает хорошей устойчивостью и, как правило, сам сохраняет направление пробега. Стремление к развороту зачастую свидетельствует о несинхронном торможе­нии, которое может иметь место по различным причинам.

При скорости не менее 100км/ч реверс тяги выключается.

В случае крайней необходимости по усмотрению командира ВС разрешается использовать реверс тяги до полной остановки са­молета. После такой посадки двигатели тщательно осматривается.

Таблица 22

Скорости на посадке

Скорости посадки	Масса, т
Скорость при выпуске шасси, км/ч
Скорость при выпуске предкрылков на 25°, закрылков на 15°
Скорость при выполне- нии третьего разворота
Скорость при выпуске закрылков на 25°
Скорость при выполне- нии четвертого разворота
Скорость при выпуске закрылков на 40°, пред- крылков на 35°
Скорость на глиссаде

7.2. Посадочная скорость и длина пробега самолета.

В момент приземления (α_кр=9-10°) подъемная сила само­лета практически равна силе тяжести, т.е.

Посадочная скорость (в м/с) будет равна

Из формулы видно, что величина посадочной скорости зависит от посадочной массы самолета, плотности воздуха и С _{у пос}. При увеличении посадочной массы, уменьшении угла атаки, уве­личении температуры и уменьшении давления посадочная скорость увеличивается. При m _пос=175т, стандартных атмосферных усло­виях, α_пос=9°

Длина пробега (м) как равнозамедленного движения опре­делится по формуле , где j _ср= V _пос/ t _проб - абсолютная величина ускорения торможения при пробеге.

Величина среднего замедления при пробеге зависит от ве­личины тормозных сил j _ср= F _торм/ m

Таким образом, длина пробега зависит от посадочной ско­рости и среднего замедления. Все то, что уменьшает величину посадочной скорости, уменьшает и длину пробега самолета.

Сила трения определяется: F _тр =f _тр (G·y)

где f _тр = 0,25-0,05 - коэффициент трения торможения.

Сила тяги реверса Р _рев =4д·40кН,

Рассмотрим факторы, влияние на длину пробега самолета.

Плотность воздуха. При меньшей плот­ности воздуха (высокая температура, низкое атмосферное давление высокогорный аэродром) длина пробега больше, так как истин­ная посадочная скорость увеличивается, меньше будет обратная тяга двигателей. При понижении давления на 20 мм рт.ст. длина пробега увеличивается на 5-6%.

Температура. При увеличении температуры на 15° увеличивается истинная посадочная скорость и уменьшается обратная тяга; длина пробега увеличивается на 5-6%.

Механизация крыла. При посадке с убранными закрылками С _{у пос}.меньше. При m =175т, V _зп = 365км/ч, V _пос = 340км/ч. Посадочная дистанция увеличивается в 2 раза.

Ветер. При посадке со встречном ветром 5м/с ввиду меньшей путевой скорости длина пробега уменьшается на 14-15%, а при попутном ветре 5м/с увеличивается на 23-22%.

Наклон ВПП. При пробеге самолета на уклон 0,01 (1м/100м) составляющая силы тяжести G₂=Gsinθ _вппявляется тормозящей силой, что уменьшает длину пробега в среднем на 6-7%. При посадке под уклон - наоборот.

Реверс тяги. Своевременное включение реверса тяги сокращает длину пробега на 20-25%.

Спойлеры и щитки выпускается сразу после приземления, что увеличивает лобовое сопротивление самолета; уменьшается С _у, что приводит к уменьшению подъемной силы и лучшей ра­боте тормозов. Выпуск спойлеров и щитков уменьшает длину пробега на 20-25%, Запаздывание в их выпуске на 2с увеличи­вает длину пробега на 100-150м.

Масса. При изменении массы воздушного судна на 1т приборная скорость на глиссаде изменяется на 1км/ч, это изменяет длину пробега на 2-3%.

7.3. Влияние состояния ВПП

Взлет и посадка при наличии осадков (вода, слякоть, снег, лед на ВПП) для современных реактивных самолетов - сложный процесс. Под термином "осадки" понимаются любые осадки на ВПП: от сухого снега до стоячей вода. Несмотря на разнообразие средств торможения современного самолета, основ­ными все же являются тормоза колес иреверс тяги. Если при посадке на сухую бетонную полосу около 8% энергии движения самолета гасится в результате использования тормозов ире­верса тяги и около 20% - за счет аэродинамического сопротив­ления самолета (закрылки, интерцепторы и т.д.), то при посад-

ке на мокрую ВПП только около 40% кинетической энергии гасят­ся тормозами, а в случае износа покрышек еще меньше. Реверс тяги и интерцепторы в этом случае играют большую роль.

При взлете в посадке во время дождя или при наличии осадков авиашины становятся неэффективными, вследствие резко­го ухудшения характеристик их сцепления с поверхностью ВПП, я управление колесами передней опоры ухудшается.

Наличие осадков на ВПП оказывает отрицательное влияние на- конструкцию самолета и его взлетно-посадочные характерис­тики: появляется дополнительное сопротивление от ударов мок­рого снега, брызг воды о самолет возникает опасность попа­дания жидкости в воздухозаборники двигателей, управление самолетом затрудняется и увеличивается длина разбега и про­бега.

Особенно опасна посадка при наличии бокового ветра. Незначительное отклонение самолета от оси ВПП при воздейст­вии разворачивавших моментов и сил не всегда удается испра­вить органами управления самолета, вследствие чего самолет может оказаться за пределами ВПП, так как боковая сила, воз­никающая при скольжении на разбеге или пробеге, не может быть уравновешена силами сцепления колес с ВПП и аэродина­мическими силами органов управления. Поэтому величина макси­мально допустимого бокового ветра при наличия осадков на ВПП составляет 5м/с.

Указанные особенности взлета и посадки самолета явля­ются следствием возникновения гидроглиссирования (аквапланирования). Проведенные исследования показали, что при опре­деленной толщине слоя жидкости на ВПП и при некоторых пара­метрах авиашин имеется определенная скорость самолета, при которой авиашины полностью отрываются от поверхности ВПП под действием гидродинамических сил, создаваемых жидкостью, заключенной между авиашиной и поверхностью ВПП. Эта скорость называется скорости, гидроглиссирования (аквапланирования).

При длительном скольжении протектор нагревается. Степень нагрева столь велика, что вода от контакта с ним превращается в пар. Большая температура и высокое давление могут вызвать плавление

резины - ревулканизация. Резина размягчается, ста­новится клейкой и пузырька пара оказываются как в ловушке. В итоге на площади отпечатка колеса образуется паровая подуш­ка (этим объясняются характерные белые следы, оставляемые колесами шасси на мокрых ВШ, в отличие от черных следов, образующих на сухой ВПП). Эффект гидроглиссирования значительно увеличивает длину пробега на мокрой ВПП. Исследования показали, что гидроглиссирование возникает при скоростях в среднем 170-190км/ч (за­висит от давления в авиашинах V₂ =62 ). При этом контакт между колесами и покрытием полосы нарушается и между ниш появляется водяная пленка. Это приводит к потере эффек­тивности тормозов в затрудняет выдерживание направления про­бега самолета.

Физическая сущность гидроглиссирования заключается в том, что при взлете и посадке на ВПП, покрытой водой или мокрым снегом, перед каждым колесом образуется волна, в которой воз­никает повышенное гидродинамическое давление. При этом появ­ляется сила сопротивления вращению колеса, вследствие сме­щения вперед и роста вертикальной реакции земли на давление колеса. В результате колесо останавливается, даже если не был использован тормоз. Когда гидродинамическое давление в этой волне сравняется с давлением в авиашине, колесо приподнимается над поверхностью ВПП и начинает скользить по водяному слою. Но до наступления аквапланирования, пока сохраняется некото­рый контакт колеса с поверхностью ВПП, создается так называемый водяной клин. В нем молекулы воды под действием гидродина­мического давления проникают между авиашиной и поверхностью ВПП, уменьшая его контактную площадь. В то же время они слу­жат как бы смазкой, снижающей коэффициент трения. Вследствие гидродинамического давления создается гидродинамическая подъемная сила у _гл, которая в сумме с аэродинамической подъемной силой способна уравновесить приходящуюся на него долю силу тяжести самолета.

7.4. Факторы, влияющие на возникновение гидроглиссирования

Как показали испытания, эффект гидроглиссирования воз­никает лишь при определенной глубине слоя воды или слякоти и в значительной степени зависит от состояния шины колеса и поверхности ВПП.

Дата добавления: 2015-05-08