1 Преимущества и недостатки компоновочной схемы самолета DА 42 Конструктивно-аэродинамическая компоновка самолета-низкоплана имеет следующие особенности: 1 При нижнем расположении крыла сказывается влияние экрана земли. 2 На крыле расположены двигатели, это занимает полезную площадь крыла, что снижает аэродинамическое качество. 3 Обдувка крыла винтами улучшает взлетно-посадочные характеристики самолета. 4 Низкорасположенное крыло принимает на себя вместе с нижней частью фюзеляжа основной удар при аварийной посадке самолета на землю. 5 При посадке на воду самолет дольше удерживается на поверхности воды. 6 Шасси небольшой высоты, более прочное, легкое, что упрощает кинематику уборки и выпуска шасси. 7 Удобство при техническом обслуживании двигателя. 8 Законцовки крыла и горизонтального оперения (винглеты) служат для увеличения эффективного размаха крыла (оперения), снижая индуктивное сопротивление, увеличивая подъемную силу и улучшая аэродинамическое качество. 2 Характеристики горизонтального оперения (геометрические параметры, назначение). Горизонта́льное опере́ние — аэродинамический профиль, расположенный в горизонтальной плоскости самолёта. Обеспечивает продольную устойчивость, управляемость и балансировку летательного аппарата на всех режимах полёта. Горизонтальное оперение состоит из неподвижной поверхности — стабилизатора и шарнирно подвешенного к нему руля высоты. На поверхности ГО имеются средства аэродинамической балансировки самолёта и компенсации рулей. Любой установившийся режим полёта самолёта, как правило, выполняется с отклонёнными рулями, что обеспечивает уравновешивание — балансировку — самолёта относительно его центра масс. Возникающие при этом усилия на органах управления в кабине принято называть балансировочными. Чтобы зря не утомлять лётчика и избавить его от этих ненужных усилий на каждой рулевой поверхности устанавливается триммер, позволяющий полностью снимать балансировочные усилия. Общая площадь, м2 - 2,35 Площадь руля высоты, м2 - 0,66 Угол установки стабилизатора относительно продольной оси самолета (ст), град.- –1,1 Отклонение РВ, град. Вверх - –15,5 (–13,0) Вниз - +13,0 Руль высоты имеет аэродинамический компенсатор. В системе управления РВ имеется электрический исполнительный механизм, который ограничивает отклонение РВ вверх (– 13), если мощность обоих двигателей больше 20 % или переключатель управления закрылками в положении LDG. Если мощность одного двигателя уменьшается до уровня 20 % или если переключатель закрылков стоит в любом другом положении, возможность полного отклонения РВ восстанавливается. Триммер РВ – колесо черного цвета на центральной панели. Взлетное положение на колесе отмечено меткой. Вращение колеса вперед – появляется Мпик, вращение колеса назад – появляется Мкабр. 3 Характеристики вертикального оперения (геометрические параметры, назначение). ВЕРТИКАЛЬНОЕ ХВОСТОВОЕ ОПЕРЕНИЕ- Обеспечивает самолёту путевую устойчивость, управляемость и балансировку относительно вертикальной оси. Оно состоит из неподвижной поверхности — киля и шарнирно подвешенного к нему руля направления Общая площадь, м2 - 2,43 Достаточно большая площадь обеспечивает хорошую устойчивость самолета в случае отказа двигателя. Площадь руля направления, м2- 0,78 Отклонение РН, град. Влево- +27 Вправо- –29 Триммер РН – колесо черного цвета, расположен под главной приборной панелью. Вращение колеса вправо – поворот триммера вправо, вращение колеса влево – поворот триммера влево. Руль направления имеет весовую балансировку. 4 Аэродинамические характеристики самолета (полетная конфигурация). Характерные углы атаки, их анализ. Подъемная сила на самолете (97–98 %) в основном создается крылом, а сопротивление, создаваемое крылом, составляет 52-53 %, поэтому особое внимание в процессе эксплуатации необходимо уделять состоянию верхней поверхности крыла. Характерные углы аэродинамических характеристик: 0 = 1° – угол атаки нулевой подъемной силы; зависит от компоновки самолета, углов установки крыла, стабилизатора, положения механизации, типа профилей. На этом угле атаки коэффициент cy = 0 Перегрузка, действующая на самолет, также равна нулю. Углу атаки нулевой подъемной силы соответствует минимальный коэффициент сопротивления (cx0 = cx min = 0,021). нв = 8 – наивыгоднейший угол атаки; на этом угле аэродинамическое качество максимальное (Kmax = 20). Наивыгоднейшему углу атаки соответствует скорость для набора высоты с наибольшей скороподъемностью при одном неработающем двигателе VYSE = 85 узлов. тр = 18 – угол начала тряски. Это угол, при котором нарушается плавность обтекания крыла. Наличие вихрей на верхней поверхности крыла замедляет рост cy. Вихреобразование в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, которая предупреждает пилота о выходе на углы атаки, близкие к критическому. Наличие тряски является естественным признаком больших углов атаки. сигнал = 16–17 – угол срабатывания сигнализации, предупреждающий пилота о приближении самолета к скорости срыва (на самолете установлен сигнализатор, выдающий непрерывный звуковой сигнал в кабине). Если пилот не обратит внимания на сигнализацию и тряску самолета и продолжит увеличивать угол атаки, то самолет выйдет на критический угол атаки и произойдет сваливание. Скорость сваливания теоретически определяется по формуле Vсв 2mg сy S , на max практике – по результатам летных испытаний в процессе торможения самолета в горизонтальном полете при единичной перегрузке. Скорость сваливания будет соответствовать скорости, при которой самолет начинает совершать колебательные или апериодические движения относительно любой оси самолета с угловыми скоростями 0,1 рад/с. кр = 21 – критический угол атаки, при котором вся верхняя поверхность крыла охвачена срывом, самолет теряет устойчивость и управляемость. Критическому углу атаки соответствует максимальный коэффициент подъемной силы (cy max = 1,62). 5 Влияние шасси на аэродинамические характеристики самолета. Влияние выпуска шасси. Максимальная скорость выпуска шасси VLOE - 188 VLOR - 152; время выпуска шасси составляет 6–10 с. Сила сопротивления от выпуска шасси Хш будет расположена ниже центра масс, поэтому на самолете появится избыточный пикирующий момент. Одновременно, за счет смещения центра масс назад, уменьшится пикирующий момент крыла, поэтому балансировочное положение руля высоты практически не изменится. При выпуске шасси коэффициент подъемной силы остается постоянным, так как пневматики не создают подъемную силу и на работу крыла практически не влияют, а коэффициент лобового сопротивления на всех углах атаки увеличивается на 0,013 При выпуске шасси и увеличении Сx аэродинамическое качество самолета уменьшается на 1,5–2,0 единицы, что говорит об ухудшении аэродинамических и летных характеристик самолета. Наивыгоднейший угол атаки увеличивается до 9. Поляра самолета смещается параллельно вправо. В процессе выпуска (уборки) шасси не меняются кр, Сy max и Vсв. . 6.Влияние закрылков на аэродинамические характеристики самолета. Влияние выпуска закрылков. На самолете применяются щелевые внутренние и внешние закрылки, которые отклоняются на углы з = 20° ± 2 (АРР) и з = 42° ± 1 (LDG) и предназначены для улучшения посадочных характеристик самолета . На взлете закрылки не отклоняются (UP = 0), так как энерговооруженность самолета небольшая и в случае отказа одного двигателя на взлете не обеспечивается требуемый градиент набора высоты (2,4 %) на первоначальном этапе после взлета. Если при убранных закрылках пилот выведет самолет на большие углы атаки, произойдет срыв потока из-за большого перепада давления по хорде крыла, и самолет может свалиться (рис. 1.5, а). При выпущенных закрылках обеспечивается равномерное распределение давления по поверхности крыла и плавное обтекание потоком воздуха (рис. 1.5, б). При выпуске закрылков центр давления смещается назад, что наряду с ростом подъемной силы Y2 вызывает появление дополнительного пикирующего момента. Сопротивление крыла увеличивается, причем в процентном отношении быстрее, что приводит к уменьшению аэродинамического качества. При выпуске закрылков в посадочное положение аэродинамические характеристики изменяются следующим образом (рис. 1.6): – кр уменьшается, в основном за счет увеличения кривизны профиля при выпуске закрылков; – 0 уменьшается, так как полученную за счет выпуска закрылков подъемную силу можно уменьшить до нуля переводом самолета на меньшие углы атаки; – Сx увеличивается. Увеличение лобового сопротивления самолета за счет отклонения закрылков приводит к сокращению стадий выравнивания и выдерживания, а значит, уменьшает посадочную дистанцию; – Сy увеличивается на всех углах атаки, вследствие увеличения кривизны профиля крыла (см. рис. 1.5, б). Кривая cy = f() смещается вверх, при этом cy max также возрастает. За счет роста Сy на любом угле атаки уменьшаются скорость на глиссаде Vгл 2G сyS посадочная скорость и длина пробега самолета. Если У увеличивается, то скорость сваливания уменьшается. Так, если полетная масса самолета составляет 1900 кг, а шасси выпущено, то для з = 20 (APP) VS =66 узла, а для з = 42 (LDG) VS0 = 62 узла, соответственно для з = 20 (APP) VFE = 133 узла, а для з = 42 (LDG) VFE = 113 узлов; – Кmax уменьшается, так как при выпуске закрылков лобовое сопротивление растет быстрее, чем подъемная сила. 7 Влияние земли на аэродинамические характеристики самолета. Влияние близости земли. В процессе выравнивания и выдерживания при отклоненных закрылках сказывается влияние экрана земли, что выражается в образовании воздушной подушки под крылом . При движении самолета вблизи поверхности земли часть вихрей не может перетекать через торец крыла с нижней поверхности на верхнюю, это увеличивает перепад давления под и над крылом, что приводит к росту подъемной силы самолета. При движении самолета вблизи земли скос потока, вызванный крылом, уменьшается. Индуктивное сопротивление, которое пропорционально величине скоса, также уменьшается (рис. 1.8). Уменьшение индуктивного сопротивления и увеличение подъемной силы приводят к увеличению максимального качества на 2-3 единицы. Влияние экрана земли зависит от расстояния между крылом самолета и земной поверхностью, и величина прироста коэффициента подъемной силы (cy) оценивается в зависимости от отношения расстояния от задней кромки средней аэродинамической хорды до земли к ее величине ( h h b ) После отрыва самолета на малых скоростях в процессе набора высоты исчезает влияние экрана земли, увеличивается лобовое сопротивление, подъемная сила падает, возможна просадка самолета. 8 Влияние работы воздушного винта на аэродинамические характеристики самолета. Влияние работы воздушного винта. В наборе высоты и при работе двигателя на номинальном режиме коэффициент подъемной силы по сравнению с планированием увеличивается на 26–28 %, качество увеличивается на 11–13 % за счет обдувки крыла винтами с большей скоростью, чем скорость полета. Поляра самолета и зависимость cy = f () с учетом обдувки изменяют положение в системе координат . Увеличение и уменьшение подъемной силы крыла за счет обдувки необходимо учитывать при изменении режима работы силовой установки, особенно после пролета препятствий на взлете, при уходе на второй круг, перед приземлением самолета. Пилот не должен допускать резкой уборки режима, так как это может привести к просадке самолета, столкновению с препятствиями, грубому приземлению. Критический угол атаки при увеличении режима двигателя незначительно уменьшается из-за больших скоростей обтекания. 9 Работа и назначение вертикальных законцовок крыла и стабилизатора. Законцовки крыла (иначе концевые крылышки или винглеты, от англ. winglet «крылышко») – небольшие дополнительные элементы на концах крыла самолета в виде крылышек или плоских шайб . Законцовки крыла служат для увеличения эффективного размаха крыла, снижая индуктивное сопротивление (на самолете DA 42 высота винглет 800 мм). При обтекании крыла воздушным потоком образуется разность давлений под крылом и над ним. Под действием этой разности воздух начинает перетекать через торцы крыла из области большего давления (из-под крыла) в область меньшего давления, то есть на крыло. При движении крыла в воздухе образуются так называемые вихревые жгуты Они представляют собой вращающуюся массу воздуха. Вращающийся воздух в жгуте увлекает за собой окружающий воздух. Вихревые жгуты левого и правого полукрыльев вращаются в разные стороны таким образом, что в пределах крыла движение воздушных масс направлено сверху вниз. В результате скоса потока возникает индуктивное сопротивление – это дополнительное сопротивление крыла, вызванное наклоном подъемной силы. С увеличением коэффициента подъемной силы или угла атаки увеличивается скос потока и индуктивное сопротивление. Увеличивая удлинение крыла, можно уменьшить величину индуктивного сопротивления. Для уменьшения потерь из-за перетекания потока через торцы полукрыльев на законцовках крыла могут устанавливаться небольшие крылышки аэродинамические гребни. Благодаря установке законцовок крыла и стабилизатора «винглет» улучшаются следующие качества самолета: – уменьшается индуктивное сопротивление; – увеличивается угол набора. Это гарантирует безопасность взлета в аэропортах, где имеются препятствия или ограничения по шумам, при высоких температурах и больших высотах аэродромов; – увеличивается срок эксплуатации двигателей и уменьшаются расходы на их обслуживание; – улучшаются характеристики набора высоты; – увеличивается аэродинамическое качество; – уменьшается потребный режим двигателей в крейсерском полете (до 3–4 %); – улучшается топливная экономичность самолета и увеличивается дальность полета. В крейсерском полете километровый расход топлива уменьшается на 5–6 %, соответственно на ту же дальность можно перевезти больше груза. Кроме достоинств законцовки имеют ряд недостатков: – дополнительный вес конструкции; – несколько ухудшается боковая устойчивость, что приводит к дополнительным ограничениям бокового ветра, особенно на посадке; – усложняется технология изготовления; – увеличивается стоимость конструкции. 10 Общая характеристика силовой установки. Для уравновешивания сил лобового сопротивления, получения необходимой скорости и подъемной силы на самолете используется винтовая силовая установка: два двигателя ТАЕ 125-02-99 (Austro engineAE300) (объем каждого 2 л) и два трехлопастных винта МТV-6-A-C-F/CF 187-129. Для уменьшения температуры головок цилиндров применяется жидкостное охлаждение. Редуктор: 1:1,69 (на редукторе понижение оборотов). Режим MAX – Nmax = 123,5 кВт при n = 2300 об/мин и LOAD 100%, режим Nom = 114 кВт при n = 2100 об/мин. и LOAD 92%. Допускается максимальная частота вращения 2500 об/мин в течение 20 с. РУД выставляется в процентах. На 8–10 % (20% для имитации выключенного и зафлюгированного двигателя) нагрузки осуществляется имитация отказа двигателя при учебных полета. В крейсерском полете РУД в положении 65–70 % в зависимости от режима полета. Часовой расход топлива на каждый двигатель при РУД=50 % составляет 13,6 л/ч. Критический двигатель на самолете – № 1 (вращение винта, если смотреть с кресла пилота, – по часовой стрелке ). 11 Сила тяги винта, основные характеристики Винт самолета характеризуется следующими геометрическими параметрами: диаметром, профилем лопасти, радиусом сечения, формой лопасти в плане, углом установки, геометрическим шагом. Профиль лопасти аналогичен профилю крыла и характеризуется теми же параметрами. Силы, действующие на элемент лопасти при вращении винта, показаны на рис. При работе двигателя в полете все элементы лопасти совершают сложное движение, перемещаясь поступательно со скоростью V и по окружности с окружной скоростью U (см. рис. 2.8). Результирующая скорость элемента лопасти винта относительно воздуха представляет геометрическую сумму векторов V и U: W U 2 V 2 . Окружная скорость элемента лопасти равняется U = 2 r n, где n – частота вращения, об/с; r – радиус лопасти, м. Контрольный радиус винта берется на расстоянии 0,75 м от оси вращения. Поступательная скорость всех элементов (V) равна истинной скорости полета самолета. Угол между результирующей скоростью элемента лопасти винта (W) и хордой профиля элемента лопасти винта называется углом атаки элемента лопасти () (см. рис. 2.8). Угол между результирующей скоростью элемента лопасти и плоскостью вращения винта называется углом притекания струи (). Угол установки лопасти () – это угол, заключенный между плоскостью вращения винта и хордой элемента лопасти. Тяга винта определяется по формуле P n2D4 , где – коэффициент тяги, зависящий от формы лопасти и углов атаки элементов лопасти ( ≈ 0,25); – плотность воздуха; n – частота вращения винта; D – диаметр винта. Для обеспечения наивыгоднейших аэродинамических условий работы всех элементов лопасти винта угол наклона их делается переменным, т.е. лопасть имеет геометрическую крутку; наибольший угол наклона имеет сечения у корня, наименьший – на конце лопасти. Геометрический шаг винта – это расстояние, на которое продвинулся бы винт вдоль своей оси в твердой среде. Зная угол наклона и радиус сечения, легко определить геометрический шаг сечения: H = 2 r tg. Винт MTV-6-A-C-F/CF187-129 – переменного шага. У винтов переменного шага геометрический шаг изменяется вдоль длины лопасти. Эти винты имеют больший КПД, так как все элементы винта работают с одним и тем же углом атаки. Кинематическими характеристиками воздушного винта называются параметры, характеризующие механическое движение винта: частота вращения, поступь, скольжение, относительная поступь (рис. 2.9). В полете каждое сечение лопасти, вращаясь вокруг продольной оси винта, одновременно продвигается вперед со скоростью полета самолета. Расстояние, пройденное воздушным винтом за один оборот в воздухе, называется поступью винта (или действительным шагом). Она может быть определена по формуле Hq V , n где V – скорость полета, м/с; n – частота вращения винта, об/с. Рис. 2.9. Движение элемента лопасти винта: 1 – след сечения лопасти; 2 – плоскость вращения Чем больше скорость при данной частоте вращения, тем больше поступь; чем больше частота вращения при данной скорости, тем меньше поступь; при скорости равной нулю, поступь винта равна нулю. 12 Режимы работы винта Работа воздушного винта основана на тех же законах аэродинамики, что и работа крыла. Винт должен развивать достаточную тягу в различных условиях полета, работать с наибольшей полезной отдачей мощности, не создавать волнового кризиса, обладать геометрической и весовой симметрией, быть достаточно прочным при небольшой массе, обеспечивать простоту в эксплуатации и ремонте. Винт должен быть статически и динамически уравновешенным. Направление вращения винта определяется из кабины пилота: если винт вращается слева направо, то его называют винтом правого вращения, если справа налево, то – винтом левого вращения. Каждый воздушный винт имеет три лопасти, изготовленные из дерева, имеющие покрытие из стеклопластика и отделочное покрытие из акрилового лака Внешняя часть передней кромки лопастей защищена от эрозии оковкой из нержавеющей стали, приклеенной к лопасти. Внутренняя часть передней кромки лопасти защищена эластичной самоклеящейся лентой из полиуретана. 13 Работа винта при увеличении скорости полета при РУД = const. При вращении винта возникают центробежные крутящие моменты, стремящиеся повернуть лопасть в сторону уменьшения угла установки. К каждой лопасти винта самолета DA 42 прикреплены противовесы, которые обеспечивают компенсацию центробежных крутящих моментов и поворачивают лопасть в сторону увеличения угла установки Двигатель оснащен системой электронного управления (FADEС), которая осуществляет регулирование шага винта. Масло из редуктора двигателя закачивается в регулятор постоянства оборотов (РПО), который регулирует подачу масла в винт в соответствии с требуемым шагом винта: давление в цилиндре действует на поршень, поворачивающий лопасти в сторону уменьшения угла установки. Соответственно, для облегчения винта ( лопасти уменьшается) – давление масла увеличивается, для затяжеления винта ( лопасти увеличивается) – давление масла уменьшается. Регулирование шага винта осуществляется системой FADEC автоматически. В зависимости от установки мощности шаг воздушного винта регулируется таким образом, что обеспечивается поддержание заданного числа оборотов. Для ограничения поворота лопасти в сторону увеличения угла установки предусмотрен регулируемый упор. При числе оборотов двигателя свыше 1300 центробежный упорный механизм большого шага предотвращает выход лопастей за упор . При падении давления масла в полете (при оборотах двигателя свыше 1300) центробежный упорный механизм размыкается, и лопасти винта под действием противовесов проходят упор большого шага и устанавливаются в положение флюгирования. В системе управления воздушным винтом установлен азотно-масляный аккумулятор гидравлического давления . При установке главного выключателя двигателя в положение OFF отсечной клапан аккумулятора закрывается. Масло хранится в аккумуляторе при нормальном давлении системы. Для расфлюгирования воздушного винта необходимо перевести главный выключатель двигателя в положение ON. При этом открывается электрический клапан аккумулятора, масло под давлением поступает из аккумулятора в воздушный винт, и лопасти винта устанавливаются в положение малого шага. Углы установки лопастей воздушного винта при 0,75R: 1 Малый шаг – 12 ± 0,2: – обеспечивает наименьшее сопротивление, что облегчает запуск и устойчивость режима работы двигателя на малом газе (IDLE); – при пробеге обеспечивает создание небольшой отрицательной тяги при РУД = 0 % и способствует уменьшению длины пробега. 2 Фиксация рабочего положения – 15 ± 1. 3 Положение флюгирования – 81 ± 1: обеспечивает положение минимального сопротивления винта. Работа воздушного винта оказывает существенное влияние на полет самолета. При полете на малых углах атаки (до ≈ 2-3) ось вращения винта почти совпадает с направлением вектора скорости полета и направлением тяги винта (обдувка симметричная). За счет увеличения местной скорости обтекания частей самолета на величину скорости струи, отбрасываемой винтом назад, пропорционально увеличиваются подъемная сила и сила лобового сопротивления, в результате чего аэродинамическое качество самолета почти не изменяется. При полете на больших углах атаки крыла и малых скоростях полета вектор воздушной скорости не будет перпендикулярен плоскости вращения винта (косая обдувка). При косой обдувке вектор силы тяги винта (Pист) раскладывается на две составляющие: – горизонтальную составляющую (Px), обеспечивающую движение самолета; – вертикальную составляющую (Py), действующую в направлении подъемной силы крыла и увеличивающую ее. Таким образом, в полете на углах атаки более 3-4 аэродинамические характеристики самолета улучшаются за счет увеличения подъемной силы крыла на величину вертикальной составляющей силы тяги. Влияние Py на увеличение аэродинамического качества самолета тем больше, чем больше угол атаки (меньше скорость полета) и выше режим работы двигателя. 14 Высотная и скоростная характеристики двигателя. Высотной характеристикой двигателя называется зависимость эффективной мощности и эффективного удельного расхода топлива от высоты полета при постоянной частоте вращения вала двигателя. С подъемом на высоту изменяется температура и плотность окружающего воздуха. Это вызывает изменение мощности, развиваемой двигателем, и удельного расхода топлива. Уменьшение плотности воздуха приводит к уменьшению расхода воздуха и соответственно эффективной мощности. Мощность двигателя с увеличением высоты полета уменьшается , что влияет на ограничение высоты полета самолета, уменьшается вертикальная скорость набора (Vy) и угол набора (). Для обеспечения высотности двигателя на нем установлена система турбонаддува. Она обеспечивает постоянство максимальной мощности двигателя до высоты, где атмосферное давление равно 800 мб (~6000 ft). На рисунке показана высотная характеристика двигателя на различных его режимах (при различном положении РУД). Поскольку при полете по маршруту устанавливается режим не более ~70%, то можно считать, что на всем диапазоне высот полета мощностная характеристика двигателя остается постоянной. Скоростной характеристикой двигателя называется зависимость силы тяги винта на данной высоте (Н = const) при данной частоте вращения (n = const) от скорости полета. С увеличением скорости полета углы атаки элементов лопасти винта уменьшаются, поэтому уменьшается сила тяги винта (рис. 2.7). Зависимость тяги винта от скорости полета можно определить по формуле P η Nе , V где – КПД винта ( = Nт / Nпотр, Nт – тяговая мощность, Nпотр – мощность, потребная для вращения); Nе – мощность двигателя, используемая для вращения винта (эффективная);V – скорость полета. Из формулы видно, что сила тяги обратно пропорциональна скорости. Чтобы не возникал волновой кризис, между двигателем и винтом установлен редуктор, понижающий частоту вращения. Для равномерного вращения необходимо равенство Мкр = Мт. Если это условие будет нарушено, то вращение получится ускоренным или замедленным. Регулятор постоянства оборотов обеспечивает на заданном режиме постоянство частоты вращения (n = const). 15 Работа винта при вводе во флюгерное положение. В зависимости от ситуации перед переводом винта в режим флюгирования можно предпринять попытки восстановить мощность двигателя согласно РЛЭ. Останов двигателя и перевод его в режим флюгирования: – определить неработающий двигатель; – выключить главный выключатель неработающего двигателя ENGINE MASTER. ВНИМАНИЕ Запрещается останавливать двигатели краном переключения подачи топлива. Это может привести к выходу из строя насосов высокого давления. Отключение двигателя с винтом во флюгерном положении: – выключить генератор неработающего двигателя; – выключить подачу топлива неработающего двигателя. Примечания: 1 Топливо отказавшего двигателя использовать для работающего двигателя (режим кольцевания). 2 Если РУД хотя бы одного двигателя установить в положение IDLE, срабатывает сигнализация «ШАССИ» (для отключения сигнализации увеличить режим). 16 Повторный запуск двигателя и расфлюгирование винта Расфлюгирование винта и повторный запуск двигателя в полете: – повторный запуск возможен на Нбар = 8000 (10000 ft для перезапуска после не менее 2 минут и 18000 ft для немедленного перезапуск) футов, не более; – приборная скорость – от 110 до 120 узлов; – РУД соответствующего двигателя – в положении IDLE; – переключатель подачи топлива двигателя, генератор, главный выключатель двигателя ENGINE MASTER – в положении ON; После запуска двигателя РУД установить в режим умеренной мощности. ВНИМАНИЕ Воздушный винт переходит в режим авторотации на приборных скоростях от 110 узлов и выше. Во избежание заброса оборотов винта сразу после расфлюгирования и перезапуска двигателя следует выдерживать приборную скорость менее 120 узлов. Для запуска двигателя в воздухе могут использоваться либо электростартер либо набегающий поток. Запуск двигателя с помощью стартера: 1 Максимальная скорость – 100kt (либо скорость на которой винт неподвижен) 2 РУД – IDLE 3 Переключатель подачи топлива, генератор, клапан резервной подачи воздуха, ENGINE MASTER – вкл 4 Стартер – включить (Винт должен быть НЕПОДВИЖЕН) Запуск от набегающего потока: 1 Минимальная скорость – 125 kt (меньше этой скорости постоянное вращение может не обеспечиваться) 2 Максимальная скорость – 145 kt (выше этой скорости может произойти перераскрутка винта) 3 РУД – IDLE 4 Переключатель подачи топлива, генератор, клапан резервной подачи воздуха, ENGINE MASTER – вкл Если винт не флюгируется, то необходимо выдерживать наивыгоднейшую скорость планирования, при которой качество максимальное, и произвести посадку на ближайшем аэродроме. 17 Общие сведения о горизонтальном полете. Под установившимся движением самолета подразумевается движение, параметры которого не изменяются с течением времени Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы Y cy S ρV 2 ρV 2 G , X cx S PГП 2 2 Скорость, тяга и мощность, потребные для горизонтального полета, определяются по формулам: VГП P V G 2G , , PГП , N ГП ГП ГП . cy S K 75 Величина потребной скорости Vгп зависит от полетной массы самолета, величины Сy (угла атаки, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета) и плотности воздуха. Величина потребной тяги Ргп зависит от массы самолета, аэродинамического качества, угла атаки, положения закрылков, шасси и обледенения самолета. При кр = 21 коэффициент подъемной силы максимальный (Сy max = 1,62), а скорость горизонтального полета – минимальная. Потребная мощность для горизонтального полета зависит от массы самолета, угла атаки, положения закрылков, шасси, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета и плотности воздуха (высоты полета самолета, температуры воздуха и атмосферного давления). В зависимости от режима полета (высоты, скорости, массы) пилот устанавливает РУД по необходимости. Рекомендованное значение мощности составляет 70 %. Необходимо балансировать самолет по всем каналам по обстоятельствам, в процессе полета контролировать параметры двигателя и систем. Запрещено превышать разницу топлива в левом и правом полукрыльях 18,9 л.(5 gal) Максимальная истинная скорость равна 348 км/ч или по прибору 188 узлов (ограничивается прочностью самолета). 18 Кривые потребных и располагаемых мощностей, анализ скоростей. Кривые потребных и располагаемых мощностей позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных масс самолета, высот полета и конфигураций (Nгп = Pгп Vгп). Кривая потребной мощности выражает зависимость мощности, потребной для горизонтального полета, от скорости полета. Кривая располагаемой мощности выражает зависимость располагаемой мощности силовой установки самолета от скорости полета N P PP V 75 На рис. 3.2 показаны кривые потребных и располагаемых мощностей для следующих условий: – режим двигателей MAX: N =123.5 кВт (168 л.с.) при 2300 об/мин, МСА; – масса 1900 кг; – крен = 0; – закрылки = 0; – высота Н = 0 По кривым потребных и располагаемых мощностей можно определить: 1 Значения скорости и мощности, потребных для горизонтального полета, значения располагаемой мощности и запаса мощности (∆N = Nр – Nгп) на этой скорости для любого выбранного угла атаки. 2 Максимальную скорость горизонтального полета (Vmax), которая определяется правой точкой пересечения кривых потребных и располагаемых мощностей. 3 Наивыгоднейшую скорость горизонтального полета самолета, для определения которой необходимо провести касательную из начала координат к кривой потребной мощности. На этой скорости запас мощности и вертикальная скорость набора высоты (Vy) максимальные (закрылки UP – 90 kt; APP – 85 kt). 4 Экономическую скорость (Vэк), для определения которой необходимо провести касательную к кривой потребной мощности параллельно оси абсцисс. На этой скорости мощность, потребная для горизонтального полета, минимальная, избыток тяги максимальный и часовой расход топлива минимальный. Экономическая скорость является границей между первым и вторым режимами полета. 5 Минимальную эволютивную скорость (VmCА) – скорость, необходимую для сохранения управляемости самолета с одним неработающим двигателем. На скорости VmCА = 71 (UP – 76 kt; APP – 73 kt) узел срабатывает сигнализация больших углов атаки ( = 16-17), которая предупреждает о приближении к сваливанию. 6 Минимальную скорость горизонтального полета (скорость сваливания, VS 1), при которой сохраняется управляемость самолета с убранными шасси и закрылками. Эта скорость соответствует критическому углу атаки. 7 Теоретический диапазон скоростей горизонтального полета: ∆V = Vmax – Vmin 8 Практический диапазон скоростей (∆Vпракт); меньше теоретического диапазона скоростей и составляет 71–151 узел. 19 Особенности выполнения полета на первом и втором режимах полета (причины выхода на второй режим полета, признаки). Диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей которых является Vэк. На первом режиме полет осуществляется на скоростях, больших экономической ( < эк), и самолет обладает хорошей устойчивостью и управляемостью, имеется значительный запас по скорости до сваливания, поэтому в эксплуатации рекомендуется выполнять горизонтальный полет только на первом режиме. Управление самолетом на первом режиме не представляет сложности. Так, например, для уменьшения скорости пилоту необходимо увеличить угол атаки, отклонив штурвальную колонку на себя, и задросселировать двигатель, и наоборот при увеличении скорости, то есть направление движения РУД и штурвала совпадают. На втором режиме полет производится на скоростях, меньших экономической ( > эк), запас скоростей небольшой, при этом продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета значительно ухудшены, особенно на околокритических углах атаки. Установившийся горизонтальный полет на втором режиме затруднителен, его осуществление требует повышенного внимания пилота. Так, для уменьшения скорости на втором режиме необходимо отклонить штурвальную колонку на себя (как и на первых режимах), но следует увеличить мощность двигателя. Скорость Vэк в эксплуатации может увеличиваться на виражах и разворотах в соответствии с формулой Vэк Vэк гп n y вир Скорость Vэк также увеличивается при: – обледенении; – ливневых осадках; – отказе одного двигателя; – при скольжении; – увеличении высоты; – увеличении массы самолета; – уборке закрылков. Возможные случаи выхода во вторые режимы полета: – нарушение минимальных скоростей, установленных РЛЭ; – при полете в условиях обледенения и ливневых осадках; – при попадании в спутный след; – превышение крена () больше допустимого значения; – попадание на эшелоне в зону повышенной температуры наружного воздуха; – отказ одного двигателя и запоздалое вмешательство в управление; – ошибки в технике пилотирования (резкая работа штурвалом, выход на большие углы скольжения, отрыв на малой скорости, резкий перевод на начальный набор высоты и т.п.); – управление при центровках более предельно задних; – попадание самолета в условия сдвига ветра. Признаки выхода самолета во второй режим: – уменьшение скорости менее рекомендованной; – срабатывание сигнализации, появление легкой тряски самолета; – искривление траектории полета на снижение при взятии штурвала на себя; – отсутствие симметрии в управлении «штурвал – РУД»; – ухудшение продольной и боковой устойчивости и управляемости. 20 Влияние полетной массы на летные характеристики самолета. При выполнении полета масса самолета уменьшается вследствие выработки топлива. Такое изменение полетной массы вызывает изменение и летных характеристик самолета . При выполнении горизонтального полета с меньшей массой необходима меньшая подъемная сила, а значит, при том же угле атаки и высоте полета требуются меньшая скорость, сила тяги и мощность. Кривая располагаемой мощности свое положение в системе координат не изменяет. Уменьшение полетной массы на каждом угле атаки и заданной высоте полета вызывает уменьшение потребной скорости, тяги и мощности. Кривая потребной мощности перемещается в системе координат влево и вниз При уменьшении полетной массы самолета скорость сваливания, наивыгоднейшая и экономическая скорость уменьшаются, максимальная скорость полета увеличивается, избыток мощности, а значит угол набора и вертикальная скорость самолета увеличиваются. 21 Влияние высоты на летные характеристики самолета. Влияние изменения высоты на летные характеристики можно проанализировать по рис. (для m = const и = const). При выполнении горизонтального полета на любой высоте необходимо обеспечить равенство подъемной силы и силы тяжести самолета: V 2 G 2 Для выполнения этого условия на большой высоте истинная скорость горизонтального полета должна быть больше, а приборная скорость постоянная. Можно установить связь между истинной и приборной скоростями на высоте, имея в виду, что Vпр = Vист на высоте Н = 0 Для определения истинной скорости на высоте (VH) необходимо значение приборной скорости умножить на высотный коэффициент 0 / H , т.е. VH = Vпр 0 / H , Y cy S , откуда Vпр = VH 0 / H . . Сохранение приборной скорости при одних и тех же углах атаки и массе самолета на различных высотах имеет большое значение в обеспечении безопасности полета, так как позволяет пилоту определять режим полета (угол атаки). Минимально допустимые скорости полета для всех высот и элементов полета устанавливаются по величине приборной скорости. Потребная тяга для горизонтального полета от высоты не зависит, что видно из формулы Ргп= G/K. Потребная мощность при увеличении высоты полета так же, как и потребная скорость, увеличивается пропорционально высотному коэффициенту NH = N0 0 / H . 22 Изменение скоростей с поднятием на высоту. Так как при увеличении высоты полета Vгп и Nгп увеличиваются пропорционально высотному коэффициенту, каждый угол атаки и вся кривая потребных мощностей смещаются в системе координат вправо за счет повышения скорости и вверх за счет увеличения мощности. Располагаемая мощность с увеличением высоты полета непрерывно уменьшается. Вследствие такого изменения потребной скорости, потребной и располагаемой мощности изменяются летные характеристики самолета с поднятием на высоту: максимальная скорость сначала увеличивается, затем уменьшается; истинная скорость сваливания увеличивается; избыток тяги, избыток мощности, угол набора и вертикальная скорость набора высоты уменьшаются 23. Выполнение горизонтального полета. Под установившимся движением самолета подразумевается движение, параметры которого не изменяются с течением времени. Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы ρV 2 ρV 2 G , X cx S PГП . 2 2 Скорость, тяга и мощность, потребные для горизонтального полета, определяются по формулам: G P V 2G VГП , PГП , N ГП ГП ГП . cy S K 75 Y cy S Величина потребной скорости VГП зависит от полетной массы самолета, величины cy (угла атаки, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета) и плотности воздуха. Величина потребной тяги РГП зависит от массы самолета, аэродинамического качества, угла атаки, положения закрылков, шасси и обледенения самолета. При кр = 21 коэффициент подъемной силы максимальный (cy max = 1,62), а скорость горизонтального полета – минимальная. Потребная мощность для горизонтального полета зависит от массы самолета, угла атаки, положения закрылков, шасси, степени обдувки крыла винтом, обледенения самолета и плотности воздуха (высоты полета самолета, температуры воздуха и атмосферного давления). В зависимости от режима полета (высоты, скорости, массы) пилот устанавливает РУД по необходимости. Рекомендованное значение мощности составляет 70 %. Необходимо балансировать самолет по всем каналам по обстоятельствам, в процессе полета контролировать параметры двигателя и систем. Запрещено превышать разницу топлива в левом и правом полукрыльях 18,9 л.(5 gal) 24. Основные ограничения по скоростям при эксплуатации (VA, VFE, VLO, VLE, VmCA, VNO, VNE). 25. Дальность и продолжительность полета, влияние эксплуатационных факторов. Практическая дальность – это расстояние, пролетаемое самолетом при выполнении конкретного полетного задания с заранее известным количеством топлива и остатком на посадке аэронавигационного запаса (АНЗ) топлива. Практическая продолжительность – это время полета от момента взлета до посадки при выполнении конкретного полетного задания с заранее заданным количеством топлива и остатком на посадке АНЗ. Основную часть топлива транспортный самолет расходует в горизонтальном полете. Дальность полета определяется по формуле LГП G т ГП ,где Gт ГП – топливо, расходуемое в горизонтальном полете, кг; Cкм – километровый С км расход топлива, кг/км. Gт ГП = Gт полн = (Gт рул. взл + Gт наб + Gт сниж +…); Скм Ch ,где Ch – часовой расход топлива, кг/ч; V – истинная скорость полета, км/ч. V Продолжительность полета определяется по формуле G T т ,где Gт – запас топлива, кг. Ch Масса самолета. В полете за счет выгораний топлива масса самолета может уменьшаться на 30– 40 %, следовательно, уменьшается потребный режим работы двигателей для сохранения заданной скорости и часовые и километровые расходы топлива. Тяжелый самолет летит на большем угле атаки, поэтому его сопротивление больше, чем у легкого, который летит при той же скорости на меньшем угле атаки. Таким образом, можно сделать вывод, что тяжелый самолет требует больших режимов работы двигателей, а как известно, при увеличении режима работы двигателей возрастают часовые и километровые расходы топлива. В течение полета при V = const вследствие уменьшения массы самолета километровый расход топлива непрерывно уменьшается. Скорость полета. С увеличением скорости расход топлива увеличивается. При минимальном километровом расходе топлива дальность полета максимальная: Lmax Gт Cкм min . Скорость, соответствующая Скм min, называется крейсерской. Скорость полета, при которой часовой расход топлива минимальный, называется скоростью наибольшей продолжительности: Т max Gт . Ch min Скорость и направление ветра. На часовой расход топлива и продолжительность полета ветер не оказывает влияния. Часовой расход топлива определяется режимом работы двигателей, полетной массой самолета и аэродинамическим качеством самолета: Ch = P Cуд , или Ch mg C уд ,где Р – потребная тяга, Суд – удельный расход топлива, m – масса K самолета, К – аэродинамическое качество самолета. Дальность полета зависит от силы и направления ветра, так как он изменяет путевую скорость относительно земли: Lmax Gт Cкм min , но Cкм Ch , где U – составляющая ветра (попутная – со знаком «+», V U встречная – со знаком «–»). При встречном ветре километровый расход топлива увеличивается, а дальность уменьшается. Высота полета. При одинаковой полетной массе с увеличением высоты полета часовой и километровый расходы топлива уменьшаются по причине уменьшения удельного расхода топлива. Температура наружного воздуха. С повышением температуры воздуха мощность силовых установок при постоянном режиме работы двигателей падает, а скорость полета уменьшается. Поэтому для восстановления заданной скорости на той же высоте в условиях повышенной температуры необходимо увеличивать режим работы двигателей. Это приводит к росту удельного и часового расходов топлива пропорционально температуре. В среднем при отклонении температуры от стандартной на 5 часовой расход топлива изменяется на 1 %. Километровый расход топлива от температуры практически не зависит: Скм Ch , то есть дальность полета V при увеличении температуры наружного воздуха практически остается постоянной. Техническое обслуживание. При грамотной технической и летной эксплуатации двигателей дальность и продолжительность полета самолета увеличиваются. Так, например, правильная регулировка двигателей, а также установка рычагов управления двигателей в соответствии с экономическим режимом полета приводит к увеличению дальности и продолжительности полета. 26. Особенности пилотирования самолета на больших углах атаки. Пилотирование на малых скоростях необходимо производить при повышенном внимании для исключения сваливания самолета или попадания в штопор. Самолет может выйти в режим сваливания при достижении минимальных скоростей VS (ny = 1) и на скоростях, больших VS при перегрузках ny > 1 после срабатывания сигнализатора о предупреждении сваливания. Датчик подъемной силы самолета DA 42 установлен на передней кромке левого полукрыла под линией хорды крыла. Он обеспечивает подачу предупреждения (в виде непрерывного звукового сигнала в кабине) о приближении к режиму сваливания при выходе на большие углы атаки, до достижения самолетом критического угла атаки. На самолете предусмотрен обогрев лопасти датчика подъемной силы для предотвращения его обледенения. Во всех конфигурациях вывод из сваливания производится отдачей штурвала «от себя» за нейтраль с последующим устранением крена. В процессе вывода из сваливания не допускать выхода самолета за ограничения по скорости и перегрузке. Потеря высоты при сваливании без крена составляет не более 100 м, а при сваливании в криволинейном полете – не более 150 м. Скорости сваливания в узлах (приборные) на режиме малого газа Угол крена Шасси Закрылки 0 30 m = 1400 кг UP (убрано) UP (убрано) 63 67 45 60 73 86 DOWN (выпущено) APP (заход) 59 63 70 82 DOWN (выпущено) LDG (посадка) 54 58 65 78 m = 1700 кг UP DOWN DOWN m = 1785 кг UP DOWN DOWN UP APP LDG 69 65 60 73 70 65 80 77 72 94 90 86 UP APP LDG 70 64 62 74 69 67 81 75 75 95 89 89 27. Аэродинамическое обоснование взлета самолета. Взлетом называется ускоренное прямолинейное движение самолета от момента начала разбега до набора высоты 15 м (50 ft) и безопасной скорости взлета При неудовлетворительном состоянии ВПП во время руления необходимо установить минимально возможные обороты двигателей во избежание повреждения воздушных винтов камнями или другими предметами. Взлет самолета производится при взлетном режиме работы двигателей (n = 2240–2300 об/мин). Индикатор LOAD (нагрузка) должен показывать 90–100 %. При высокой температуре и при большой высоте аэродрома допускаются показания нагрузки менее 90 %. В процессе разбега штурвал удерживайте в нейтральном положении, рулем направления сохраняйте прямолинейное движение самолета, возникающие отклонения самолета немедленно устраняйте плавным отклонением руля направления. Необходимо учитывать, что перед взлетом триммер тангажа должен быть переведен в положение Т/О (взлет), а триммер РН должен находиться в нейтральном положении. При сильном боковом ветре для улучшения управления можно пользоваться тормозами основных колес шасси, но следует помнить, что это ведет к увеличению длины разбега при взлете, и поэтому использования тормозов следует избегать. Правильную симметричную работу двигателей в режиме максимальной тяги необходимо проверить на начальном этапе разбега при взлете, чтобы при необходимости прервать взлет. По достижении скорости VR плавным движением штурвала на себя поднимите переднее колесо до взлетного положения (отр = 8-9°) и удерживайте это положение до отрыва самолета. Скорость VR должна быть не менее чем на 5 % больше скорости сваливания (VR ≥ 1,05Vсв). Скорость отрыва колеса передней опоры шасси при массе до 1700 (1900)кг – не менее 75 (80) узлов (закрылки UP и 76 при закрылках APP), свыше 1700 кг – не менее 76 узлов. Скорость отрыва самолета по РЛЭ не определяется, но она должна быть не менее чем на 10 % больше скорости сваливания (Vотр ≥ 1,1Vсв). На скорости отрыва самолет должен «плотно сидеть» в воздухе, он должен отрываться на углах, при которых между хвостовой частью фюзеляжа и поверхностью ВПП сохраняется зазор 2-3. Самолет должен быть хорошо устойчив и управляем. Скорости сваливания самолета после отрыва составляют (при = 0) 63–69 узлов. Скорость первоначального набора высоты больше скорости сваливания на 12–15 узлов, что обеспечивает необходимый запас до сваливания 20–25 %. Максимальная воздушная скорость для начала набора высоты при массе до 1700 кг – не менее 81 узла, свыше 1700 кг – не менее 82 узлов. Следует иметь в виду, что после отрыва с нарастанием скорости самолет имеет тенденцию к увеличению угла кабрирования, особенно после уборки шасси. После отрыва самолета увеличение приборной скорости следует производить с постепенным набором высоты. При наборе безопасной высоты (50 футов) затормозите колеса, переключатель шасси поставьте в положение UP и контролируйте подъем самолета. Расстояние, проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты 50 футов, называется взлетной дистанцией Взлетная дистанция состоит из участка разбега и воздушного участка; определяется по формуле Lвзл = (1,5…1,6) · Lраз. 28.Силы, действующие на самолет на разбеге. Взлет самолета характеризуется скоростью отрыва, длиной разбега и длиной взлетной дистанции. При разбеге на самолет действуют подъемная сила (Y), сила лобового сопротивления (X), сила веса самолета (G), сила тяги силовой установки (P), сила реакции ВПП (N = G – Y) и сила трения (Fтр) (рис. 4.2). Сила трения определяется величиной силы реакции ВПП и коэффициентом трения (f ): Fтр = f (G – Y). Величина коэффициента трения зависит от состояния ВПП (таблица). В процессе увеличения скорости на разбеге величина сил, действующих на самолет, изменяется следующим образом: – подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются; – сила трения уменьшается; – сила тяги силовой установки уменьшается, вследствие чего уменьшается избыток силы тяги и среднее ускорение самолета: P = P – (X + Fтр) (см. рис. 4.2). 2Gвзл Скорость отрыва определяется по формуле Vотр . cy Sρ отр Как видно, скорость отрыва самолета зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха и коэффициента подъемной силы с учетом обдувки крыла винтом. При увеличении температуры или уменьшении атмосферного давления плотность воздуха уменьшается, а истинная скорость отрыва увеличивается. Отрыв самолета на одном и том же угле атаки с заданной взлетной массой происходит на одной и той же приборной скорости, так как V 2 остается величиной постоянной. 2 Длиной разбега называется расстояние, пробегаемое самолетом по земле от начала движения до момента отрыва: Lразб 2 Vотр 2 j ср . Из формулы видно, что длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением самолета jср будет больше. P ( X Fтр ) , при большей скорости отрыва и меньшем ускорении длина разбега mвзл 29.Взлетные характеристики самолета (Vотр, Lр, jх), влияние эксплуатационных факторов. 2Gвзл Vотр cy Sρ отр Lразб 2 Vотр 2 j ср P ( X Fтр ) jср mвзл Влияние различных эксплуатационных факторов на величину разбега можно установить при анализе расчетов взлетных характеристик по номограммам РЛЭ. Взлетная масса самолета. При увеличении взлетной массы длина разбега увеличивается: – во-первых, при взлете с большей массой увеличивается скорость отрыва; – во-вторых, значительно уменьшается ускорение самолета, так как при большей массе самолет имеет большую инерцию и силу трения колес. Ветер. При взлете со встречным ветром величина путевой скорости отрыва снижается на величину скорости ветра, вследствие чего уменьшается длина разбега и наоборот. Наклон ВПП. При взлете с ВПП, имеющей угол наклона, сила веса самолета раскладывается на две составляющие. Одна из них равна G·sin и направлена параллельно плоскости ВПП. Если самолет взлетает под уклон, то к силе тяги силовой установки добавляется эта составляющая силы веса, самолет приобретает большее ускорение и имеет меньшую длину разбега, и наоборот. Наличие восходящего уклона величиной 2 % (2 м на 100 м или 2 фута на 100 футов) ведет к увеличению дистанции взлета приблизительно на 10 %. Угол атаки самолета. Угол атаки при отрыве должен быть 8-9°. Если отрыв самолета производится при меньшем угле атаки самолета, то коэффициент cy будет меньшим, а скорость отрыва и длина разбега большие. Плотность воздуха. При меньшей плотности воздуха (высокая температура, низкое давление, высокогорный аэродром) длина разбега больше. Это объясняется следующим: – во-первых, при отрыве самолета на одном и том же угле атаки при меньшей плотности воздуха истинная скорость отрыва будет больше (приборная скорость постоянная); – во-вторых, самолет имеет меньшее ускорение вследствие уменьшения избытка тяги, вызванного уменьшением располагаемой тяги силовой установки. Расчеты показывают, что увеличение температуры выше стандартной на +10 увеличивает длину разбега самолета на 30 м. Повышение высоты аэродрома при неизменной температуре на 100 м увеличивает длину разбега на 15 м. Состояние ВПП. На длину разбега оказывает влияние состояние грунта: чем он мягче, тем больше деформируется под колесами самолета, что ведет к увеличению коэффициента трения качения. 30. Взлет с уменьшением шума на местности Когда не существует ограничений по уровню шума на местности, взлет с уменьшением шума не актуален, хотя такой взлет существует, и при необходимости его надо использовать. Принцип взлета с уменьшением шума на местности заключается в движении самолета вверх по более крутым траекториям по сравнению с нормальным взлетом, то есть угол набора высоты () должен быть максимальным. Из формулы P sin max max G видно, что для конкретной массы самолета угол набора будет максимальным при максимальном запасе тяги. Поэтому РЛЭ рекомендует после отрыва установить Vx = 80 (82 при APP) узлов. Из представленной схемы видно, что самолет, который движется по более крутой траектории, пролетит над контрольной точкой замера шума на большей высоте и произведет меньший шум. Результаты испытаний по замеру уровня шума на самолете DA 42 показали следующее: при m = 1700 кг уровень шума составляет 77,6 дБ(А), при m = 1785 кг – 79,1 дБ(А). 31.Взлет с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления. Если при взлете с мокрой и скользкой ВПП удержать самолет на тормозах при взлетной тяге невозможно, рекомендуется на режиме двигателей МГ или промежуточном режиме в процессе разбега довести мощность двигателей до взлетного режима (2300 об/мин). Режим увеличивать синхронно для предотвращения разворота. Необходимо помнить, что выдержать направление в начале разбега трудно, так как аэродинамические рули не эффективны, носовое колесо и подтормаживание основного колеса также не эффективно. В процессе разбега своевременно устраняйте уклонение самолета к обочине ВПП, скорость VR и Vотр расчетные, длина разбега увеличивается на 5–15 %. 32.Взлет с боковым и попутным ветром. Взлет с боковым ветром. Для самолета DA 42 максимально допустимая составляющая ветра под углом 90 (Umax 90) равна на сухой ВПП 20 (25) узлам (37 км/ч или 10,28 м/с). Это разрешенная боковая составляющая ветра, скорость, при которой в ходе испытаний для получения сертификата была продемонстрирована достаточная маневренность при взлете и посадке. Допустимый боковой ветер с учетом состояния ВПП РЛЭ не определен. Боковую составляющую для конкретных условий можно определить по номограмме. В представленном на рис. 4.4 примере для заданных условий (направление полета – 360, ветер – 32/ 30 узлов) получаем Umax 90 = 16 узлов. Взлет самолета с превышением этого ограничения не гарантирует выдерживание прямолинейного движения по ВПП. Самолет при взлете с боковым ветром стремится развернуться против ветра под действием разворачивающего момента и накрениться по ветру за счет кренящего момента. Задача пилота – уравновесить эти моменты. При разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом , т.е. относительно воздуха самолет движется со скольжением под углом со скоростью W. Вследствие затенения части правого полукрыла, а также за счет разности углов атаки левой и правой половин крыла, вызванной поперечным V крыла (5), возникает разность подъемных сил и лобовых сопротивлений. В результате разности подъемных сил (Yл > Yпр) у самолета возникает кренящий момент на правую половину крыла (по ветру), в результате разности лобовых сопротивлений (Xл > Xпр) возникает момент рыскания, под действием которого самолет разворачивается влево (против ветра). Таким образом, в процессе разбега при взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться против ветра и накрениться по ветру. При увеличении скорости V на разбеге угол скольжения в набегающем потоке уменьшается, значит, кренящие и разворачивающие моменты также уменьшаются. При подъеме передней опоры угол атаки самолета увеличивается, подъемная сила растет, растет и кренящий момент на правое полукрыло. Отрыв самолета происходит с креном на это полукрыло, появляется снос самолета по ветру. На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивление, что способствует некоторому увеличению длины разбега. Учитывая вышесказанное, взлет с боковым ветром должен выполняться следующим образом. 1. Выдерживание направления на разбеге до момента подъема передней опоры осуществляется отклонением руля направления, в крайнем случае подтормаживанием правого колеса. С увеличением скорости на разбеге эффективность руля направления возрастает, разворачивающий момент несколько уменьшается, необходимость в подтормаживании колеса отпадает. 2. До момента подъема передней опоры кренящий момент самолета уравновешивается моментом сил реакции поверхности ВПП на колеса шасси, при этом сила трения правого колеса несколько больше, благодаря чему создается момент, препятствующий развороту самолета против ветра. В процессе разбега для обеспечения прямолинейного движения по необходимости выкручивать штурвал против ветра. С момента подъема передней опоры, за счет увеличения угла атаки, начинает расти разница подъемных сил и кренящий момент по ветру. Для уравновешивания кренящего момента и предотвращения крена по ветру перед отрывом и при отрыве необходимо дополнительно отклонить штурвал элеронов против ветра (влево) с таким расчетом, чтобы дальнейший разбег и отрыв самолета произошли без крена. Разгон самолета после отрыва осуществляется с углом упреждения в сторону ветра, равным углу сноса по ветру, не допуская крена. По мере увеличения скорости самолета угол сноса постепенно уменьшается, поэтому для сохранения направления взлета угол упреждения следует уменьшать. Скорость поднятия передней опоры (VR) при взлете с боковым ветром и скорость отрыва (Vотр) обычно увеличивают по сравнению с обычным взлетом на 5–6 узлов. Взлет с попутным ветром. В исключительных случаях разрешается взлет при попутном ветре не более 5 м/с. Техника пилотирования в принципе такая же, как и при нормальном взлете. Расчеты по номограммам РЛЭ показывают, что попутный ветер 5 м/с увеличивает длину разбега при массе более 1700 кг на 90–100 м. 33.Порядок расчета взлетных характеристик самолета по номограммам РЛЭ. Для обеспечения безопасности на взлете, при конкретных условиях на аэродроме, производится расчет взлетной дистанции и дистанции разбега. Полученные расчетные величины сравнивают с располагаемыми дистанциями. Расчетные дистанции должны быть меньше тех, которые имеются в наличии. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: 1. Для безопасного взлета располагаемая длина ВПП должна быть не меньше дистанции взлета до пролета над препятствием высотой 50 футов (15 м). 2. Несоблюдение правил при техническом обслуживании самолета, отступление от установленного порядка эксплуатации и обслуживания, неровности на ВПП, а также неблагоприятные внешние факторы (высокая температура, дождь, неблагоприятные условия по ветру, включая боковой ветер) ведут к увеличению дистанции взлета. ВНИМАНИЕ На мокрой грунтовой ВПП или мокрой ВПП с мягким травяным покрытием разбег при взлете может существенно превышать расчетные значения. В любом случае пилот обязан учесть состояние ВПП, чтобы обеспечить безопасность взлета. При взлете с сухой ВПП с травяным покрытием (стриженая трава) необходимо принять следующие поправки по сравнению с ИВПП: – травяное покрытие высотой до 5 см (2 дюймов): увеличение разбега при взлете на 10 %; – травяное покрытие высотой от 5 до 10 см (от 2 до 4 дюймов): увеличение разбега при взлете на 15 %; – травяное покрытие высотой более 10 см (4 дюймов): увеличение разбега при взлете не менее чем на 25 %. Запрещается взлетать, если высота травяного покрытия ВПП превышает 25 см (10 дюймов). Для мокрого травяного покрытия дополнительно принять 10 % увеличение разбега при взлете. Наличие восходящего уклона величиной 2 % (2 м на 100 м или 2 фута на 100 футов) ведет к увеличению дистанции взлета приблизительно на 10 %. Влияние на разбег при взлете может быть еще более значительным. Для Da-42NG в РЛЭ вместо номограмм для расчета летных характеристик используются таблицы. Пример для расчета разбега и взлетной дистанции. 34.Расчет вертикальной скорости при продолженном взлете для преодоления препятствия. Примечание. Левый двигатель (вид с рабочего места пилота) для самолета DA 42 является критическим с точки зрения его влияния на управляемость и летные характеристики самолета. Порядок расчета: 1. Определяем расстояние «d» от конца взлетной дистанции до Hпреп, на которой гарантируется пролет над препятствием с запасом 50 футов (рис. 4.8). «d» = (RWL + Obst. Dist.) – TOD = (950 + 830) – 530 = 1250 м. 2. Определяем градиент набора высоты: H преп " d" 100 % 30 100 % 2,4 % . 1250 3. Определяем, какую надо выдерживать вертикальную скорость набора высоты, чтобы преодолеть препятствие по курсу (Hпреп = 30 м) с зазором 50 футов: TAS 2,4 % 85 ROC 215 ft/min [1,09 м/с]. 0,95 0,95 Рис. 4.8. Дистанции необходимые для расчета параметра «d» Таким образом, при конкретных заданных условиях взлета расчет показал, чтобы преодолеть препятствие, необходимо выдерживать вертикальную скорость набора высоты 1,09 м/с. 35. Ошибки при выполнении взлета. При выполнении взлета возможны следующие ошибки. 1. Неправильная установка самолета на исполнительном старте (левее или правее оси ВПП, или под углом к оси ВПП). Это результат небрежности пилота или желание упредить влияние бокового ветра для облегчения выдерживания прямолинейности движения. Чаще всего необходимое направление взлета не выдерживается и желание пилота не оправдывается, так как в процессе движения установить самолет по оси ВПП труднее, особенно при наличии предельных боковых ветров. 2. Отрыв на нерасчетных углах атаки (большие или малые углы атаки). Отрыв самолета с большим углом атаки возможен при взлете с коротких полос, при возникновении неожиданных препятствий на ВПП, при взлете с ВПП, имеющих неровности или снежные заносы, для уменьшения нагрузки на переднюю опору шасси. Сознательно пилот не будет «подрывать» самолет на малых скоростях, чаще всего разбег наоборот затягивается, особенно при наличии бокового ветра. Увеличение угла атаки при отрыве ведет к уменьшению скорости отрыва, что создает угрозу безопасности на взлете. Негативными явлениями являются ухудшение устойчивости и управляемости самолета, сложности в обеспечении продолженного взлета при отказе одного двигателя, повторное приземление самолета при порывах ветра и худший вариант – сваливание самолета. Отрыв самолета с малым углом атаки ведет к увеличению длины разбега, скорости отрыва и увеличивает нагрузки на опоры шасси. Отрыв на повышенной скорости сам по себе не является опасным, но разбег сопровождается чрезмерными нагрузками на узлы шасси и особенно на колеса передней опоры (колеса передней и основной опоры имеют ограничения по прочности пневматиков Vmax = 120 миль/ч). 3. Невыдерживание направления в процессе разбега самолета. В процессе разбега пилот должен своевременно парировать малейшее уклонение от направления взлета, отклоняя руль направления. Направление движения невозможно выдержать при запоздалом вмешательстве пилота, наличии бокового ветра более допустимого и плохом состоянии ВПП. При значительном уклонении от направления разбега и неуверенности в том, что удастся вернуть самолет на ось ВПП, взлет необходимо прекратить. Следует учитывать, что при взлете с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления, даже при небольшом боковом ветре, направление, особенно в начале разбега, выдерживать трудно, так как руль направления малоэффективный ввиду малой скорости, а подтормаживание и носовая опора не эффективны. 36. Общие сведения о наборе высоты. Набор высоты осуществляется после взлета до высоты круга (первоначальный набор высоты – до H = 400 м) и далее от высоты круга до высоты заданного эшелона полета по маршруту. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты, изображена на рис. 5.1. Сила тяжести раскладывается на две составляющие: G1 = G cos наб и G2 = G sin наб, где наб – угол набора высоты. Для установившегося набора высоты уравнения движения самолета запишутся в виде: – при выполнении полета с постоянным углом набора Y = G1 = G cos наб; – при выполнении набора высоты с постоянной скоростью P = X + G2 = X + G sin наб. Скорость набора высоты определяется по формуле 2G cos наб Vнаб VГП cos наб . сy ρ S Так как углы набора составляют 5–10, то сos наб = 1, и, следовательно, Vнаб = VГП. G Из равенства Pнаб PГП P G sin наб определяем, что тяга PГП уравновешивает силу K лобового сопротивления, а P – составляющую силы веса G2, т.е. P G sin наб , откуда угол P набора высоты sin наб . G Максимальный угол набора соответствует полету на экономической скорости, так как здесь максимальный избыток тяги. P V Вертикальная скорость набора определяется по формуле V y . Максимальная вертикальная G (P V ) max скорость набора V ymax может быть получена при наборе на скорости, на которой G произведение (ΔΡV)max максимальное. Теоретический потолок самолета равен 6500 м, а практический – 6200 м (рис. 5.2, 5.3). Рис. 5.2. Характеристики набора высоты Рис. 5.3. Поляра набора высоты Мощность, потребная при наборе высоты, определяется по формуле Nнаб = NГП + N. Vy G Vy P Vнаб Учитывая, что N , P G sin наб , а Vнаб , получим N . sin наб 75 75 Из этого выражения определяется вертикальная скорость набора высоты: V y N 75 G 37. Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора высоты. Зависимость наб и Vy от угла атаки. Максимальный угол набора высоты имеет место на эк. При увеличении угла атаки от эк, а также при его уменьшении избыток тяги и угол набора высоты уменьшаются. При увеличении или уменьшении угла атаки от угла атаки, где (ΔΡV)max, избыток мощности и вертикальная скорость уменьшаются. Зависимость наб и Vy от полетной массы самолета. При уменьшении массы самолета потребные тяга и мощность для горизонтального полета уменьшаются, а избытки мощности и тяги увеличиваются. Следовательно, самолет, имеющий меньшую полетную массу, при том же угле атаки имеет большую вертикальную скорость и угол набора высоты (рис. 5.4). Рис. 5.4. Влияние массы самолета на поляру набора высоты Зависимость наб и Vy от высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избытки мощности и тяги уменьшаются, вследствие чего вертикальная скорость и угол набора также уменьшаются. Но в процессе набора высоты полетная масса самолета уменьшается вследствие выработки топлива. Благодаря этому несколько задерживается уменьшение избытка тяги и угла набора с поднятием на высоту. Влияние температуры наружного воздуха. При изменении температуры наружного воздуха изменяется плотность воздуха, а следовательно, располагаемая тяга и мощность двигателя: с увеличением температуры они понижаются, а с понижением температуры растут. Это приводит к уменьшению угла набора высоты и вертикальной скорости с ростом температуры и их увеличению с уменьшением температуры. Влияние режима работы двигателей. Изменение режима работы двигателей вызывает изменение избытков тяги и мощности, а следовательно, угла наклона траектории и вертикальной скорости (рис. 5.5). Рис. 5.5. Влияние режима работы двигателя на поляру набора высоты Влияние ветра. Самолет движется относительно земли с путевой скоростью Vпут = V cos наб W. В результате при попутном ветре путевая скорость увеличивается, а при встречном – уменьшается. При встречном ветре угол набора увеличивается, а при попутном – уменьшается. Вертикальная скорость практически не меняется (рис. 5.6). Рис. 5.6. Влияние ветра на характеристики набора высоты Зависимость наб и Vy от положения шасси. Величины вертикальной скорости и угла набора высоты самолета зависят также и от положения шасси (рис. 5.7). При выпущенном положении шасси аэродинамическое качество самолета уменьшается, потребная тяга и мощность для горизонтального полета увеличиваются, избыток тяги и мощности уменьшается, а следовательно, угол набора и вертикальная скорость уменьшаются. Уборка шасси на самолете DA 42 дает прирост вертикальной скорости 0,6–0,9 м/с. Рис. 5.7. Влияние выпуска шасси на поляру набора высоты 38. Порядок набора высоты (до Н = 400 м, на эшелон). Набор высоты бывает двух видов: 1. Первоначальный набор высоты после взлета до Н = 400 м. 2. Набор высоты на эшелон. 1. Первоначальный набор высоты до Н = 400 м производится при следующих условиях: – РУД двух двигателей в положении MAX; – шасси и закрылки убраны; – скорость в наборе: при массе до 1700 кг – 81 узел, при массе свыше 1700 кг – 82 узла; до 1900 кг при закрылках UP – 90 kt при закрылках APP – 85 kt – самолет балансировать без крена и скольжения (шарик в центре). Номограммы РЛЭ позволяют определить скороподъемность самолета для различных условий взлета. Рис. 5.8. Расчет вертикальной скорости на начальном этапе набора высоты до Н = 400 м (2 – для DA-42NG) Vy Градиент набора высоты определяется по формуле 190 %. TAS В нашем случае получаем: 5,6 190 13,5 % . 79 Результаты расчета показывают, что градиент набора высоты достаточно большой и обеспечит преодоление препятствий по курсу взлета, а именно, на удалении 1000 м самолет способен преодолеть препятствие высотой 120 м с зазором 50 футов (15 м). 2. Набор высоты на эшелон. На этом этапе шасси и закрылки должны быть убраны, а режим работы двигателей (вплоть до MAX) устанавливается таким, чтобы выдерживать расчетные скорости в наборе: – 87 узлов при массе до 1700 кг, – 88 узлов при массе свыше 1700 кг. – 90 узлов при массе до 1900 кг В НИМ АН ИЕ Во время набора высоты при повышении температуры масла и (или) температуры охлаждающей жидкости до желтого сектора полет продолжать с воздушной скоростью, увеличенной на 10 узлов, и мощностью, уменьшенной на 10 %, для улучшения охлаждения двигателя. 39. Общие сведения о снижении, основные характеристики снижения. Установившееся снижение – это движение самолета вниз по наклонной траектории с постоянным углом и скоростью. Рис. 5.10. Схема сил на снижении Для снижения с постоянным углом необходимо, чтобы Y = G = G cos сн (рис. 5.10). Для выполнения снижения с постоянной скоростью необходимо соблюдать условие: при положительной тяге X = Pсн + G2 = Pсн + G sin сн. Угол планирования зависит только от аэродинамического качества: чем больше качество, тем меньше угол планирования, и наоборот ( tg пл 1 ). Минимальный угол планирования будет достигнут на K наивыгоднейшей скорости, при которой аэродинамическое качество максимальное. V Вертикальная скорость планирования ( V y пл пл ) – это высота, которую теряет самолет в единицу K времени при планировании. Дальность планирования (Lпл = H K) – это расстояние, проходимое самолетом относительно земли при планировании с заданной высоты. Скорость потребная для снижения определяется по формуле Vсн 2G cos сн VГП cos сн . cy ρ S Скорость снижения практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетной массы самолета, угла атаки и плотности воздуха. Если снижение происходит с положительной тягой, то G2 = X – Pсн, а G1 = Y G, поэтому угол снижения определяется по следующей формуле: tg сн X Pсн X Pсн 1 Pсн . Y Y Y K G Вертикальная скорость определяется по формуле Vy = V sin сн. Так как углы снижения небольшие, то sin сн tg сн 1 P . K G 1 P . K G Отсюда можно вычислить вертикальную скорость снижения: V y Vсн При снижении самолета с нулевой тягой угол снижения определяется по формуле tg сн 1 ,а K V вертикальная скорость снижения – V y сн . K При планировании увеличение угла атаки или уменьшение его от нв вызывает уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла снижения. Вертикальная скорость снижения минимальная на сн. При выпуске шасси и закрылков, а также при обледенении самолета аэродинамическое качество уменьшается, угол снижения самолета увеличивается, а дальность снижения уменьшается. На дальность снижения (планирования) влияет ветер. При попутном ветре дальность снижения увеличивается, а при встречном ветре дальность уменьшается на величину U t , т.е. Lсн H U t , 1 Pсн K G где U – скорость ветра (берется со своим знаком, «+» или «–»); t – время снижения. На дальность снижения при ветре влияет величина массы самолета. Самолет с большей полетной массой при том же угле атаки имеет большую скорость, большую вертикальную скорость снижения, но время снижения меньше, а значит, и меньший снос самолета ветром. Следовательно, самолет с большей полетной массой при встречном ветре имеет большую дальность снижения, а при попутном ветре меньшую, чем самолет с меньшей полетной массой, так как снос самолета ветром ( U t ) меньше. 40. Поляра снижения, влияние на нее эксплуатационных факторов. Поляра скоростей планирования (снижения) – это график, показывающий зависимость угла планирования и вертикальной скорости планирования от скорости планирования (снижения) (рис. 5.11). На поляре скоростей снижения можно выделить следующие характерные точки: 1) касательная, проведенная из начала координат, дает в точке касания нв и Vнв. Этой скорости соответствует минимальный угол планирования самолета. Границей первого и второго режимов планирования является наивыгоднейшая скорость; 2) касательная, проведенная параллельно оси абсцисс, дает в точке касания эк и Vэк. Этой скорости соответствует минимальная вертикальная скорость снижения самолета. Рис. 5.11. Поляра скоростей снижения Для каждого режима работы двигателя, высоты полета, полетной массы существует своя поляра скоростей снижения (рис. 5.12–5.15). Рис. 5.12. Влияние массы самолета на поляру снижения Рис. 5.13. Влияние ветра на поляру снижения Рис. 5.14. Влияние выпуска шасси на поляру снижения Рис. 5.15. Влияние выпуска закрылков на поляру снижения 41. Порядок снижения. Раздел «Снижение» РЛЭ самолета DA 42 представляет полную свободу пилоту при пилотировании. Главным требованием для пилота является непревышение ограничений по скоростям, эксплуатация силовых установок и систем в соответствии с инструкцией. При нормальном снижении рекомендуется: 1. Рычаги управления двигателями выставлять по необходимости, для получения расчетной скорости и угла снижения. 2. Скорость на снижении выдерживать по обстоятельствам, не выходя за пределы ограничений по минимальным и максимальным скоростям. 3. Балансировать самолет с нулевыми усилиями на органах управления. 4. Контролировать работу систем и двигателей. Снижение за минимальное время возможно при максимальной вертикальной скорости. Резкий ввод самолета в снижение может привести к быстрому разгону самолета по нисходящей траектории и выходу за максимально допустимую приборную скорость, созданию отрицательной перегрузки. Вывод из режима снижения должен быть плавным, чтобы не превысить допустимые эксплуатационные перегрузки, устанавливаемые РЛЭ исходя из условий комфорта и прочности самолета. 42. Особенности выполнения аварийного снижения. Максимально допустимая высота полета самолета – 18 000 футов или 5486 м; это достаточно большая высота, и содержание кислорода в воздухе на этой высоте пониженное. Учитывая опасности, которые возникают при пожаре или разгерметизации самолета, необходимо как можно быстрее потерять высоту, то есть применить снижение с максимальными вертикальными скоростями и большими углами снижения. Получить большую вертикальную скорость можно двумя путями: 1) увеличить поступательную скорость (Vсн), не превышая установленные РЛЭ ограничения; 2) увеличить угол снижения. При необходимости выполнить аварийное снижение рекомендуется (рис. 5.16): – рычаги управления двигателями установить в положение IDLE (РУД = 0 %, n = 850– 900 об/мин)(Рис 2.4 2150 rpm). При этом винт, в зависимости от режима полета, переходит в режим ветряка (отрицательной тяги), то есть на винте появляется отрицательная тяга (ВИШ??); – выпустить шасси, это увеличит сопротивление и уменьшит аэродинамическое качество (ΔК↓ = 1-2 единицы); – перевести самолет в снижение с перегрузкой nу = 0,5–0,6; – тангаж должен быть в пределах –10…–12; Рис. 5.16. Схема аварийного снижения – в процессе снижения установить скорость по обстоятельствам: VNO = 151 узел (максимальная конструкционная крейсерская скорость), VNЕ = 188 узлов (непревышаемая скорость в спокойном воздухе); – вертикальная скорость при аварийном снижении составит примерно 13–15 м/с; – для контроля устойчивости по скорости желательно балансировать самолет с остаточными давящими усилиями на ручке управления. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае если давящие усилия на ручке управления начинают уменьшаться, это признак ухудшения устойчивости по скорости. В этой ситуации пилоту необходимо уменьшать поступательную и вертикальную скорости снижения, чтобы не оказаться затянутым в пикирование; – за 250 м до намеченной безопасной высоты дальнейшего полета с перегрузкой nу = 1,1–1,3 начать вывод из снижения. Потеря высоты составит 180–220 м. 43. Порядок захода на посадку и посадка самолета. Посадка является одним из наиболее сложных и ответственных элементов полета. Для качественного выполнения посадки пилот должен заранее тщательно готовиться к ней. Траекторию центра тяжести самолета в вертикальной плоскости при посадке называют профилем посадки. Профиль посадки принято условно делить на следующие стадии: снижение, выравнивание, выдерживание, приземление, пробег. При заходе на посадку: – скорость Vзах = 120 узлов; – привязные ремни должны быть застегнуты и затянуты; Рис. 6.2. Стадии посадки – проверить отсутствие посторонних предметов в зоне перемещения органов управления; – посадочную фару использовать по необходимости; – проверить исправность звуковой сигнализации шасси; – на посадочной прямой на скорости 120 узлов переключатель шасси поставить в положение DOWN и проверить сигнализацию выпущенного положения (три зеленых светосигнализатора должны гореть); – стояночный тормоз должен быть отпущен; – балансировку самолета производить по обстановке в зависимости от условий захода, триммер РН должен находиться в нейтральном положении; – рекомендуется перед входом в глиссаду переключатель управления закрылками поставить в положение APP и установить скорость не менее 83 узлов при массе до 1700 кг и 85 узлов при массе свыше 1700 кг. В случае если переключатель управления закрылками находится в положении UP, скорость выдерживать не менее 87–88 узлов. Максимальная скорость с закрылками, выпущенными в положение APP, 133 узла; – рычаги управления двигателями устанавливать по обстоятельствам для выдерживания рекомендуемой скорости; – в процессе выпуска закрылков самолет балансировать по обстоятельствам, триммер РН должен находиться в нейтральном положении; – на глиссаде переключатель управления закрылками поставить в положение LDG и скорость на конечном этапе захода на посадку выдерживать не менее VREF = 79 узлов при массе до 1700 кг и VREF = 82 узла при массе свыше 1700 кг. Максимальная скорость с закрылками, выпущенными в положение LDG, 113 узлов. ВНИМАНИЕ 1. Превышение указанной скорости захода на посадку ведет к существенному увеличению посадочной дистанции при выравнивании. 2. При наличии внешних условий, таких как сильный ветер, признаки сдвига ветра или турбулентности, следует выбирать более высокую скорость захода на посадку. 3. Если посадочная масса самолета превышает 1700 кг, посадка считается нештатной эксплуатационной процедурой. После посадки необходимо: – рычаги управления двигателями установить в положение IDLE; – тормоза использовать по обстоятельствам; – переключатель закрылков поставить в положение UP. 44. Посадочные характеристики самолета. Основными посадочными характеристиками являются: 1. Посадочная скорость самолета с учетом влияния земли: 2G , Vпос 0,94 с y пос ρ S где 0,94 – коэффициент, учитывающий близость земли. Она определяется из условия, что в момент приземления ( 8-9) подъемная сила самолета ρV 2 G. 2 Величина посадочной скорости зависит от силы тяжести самолета, плотности воздуха, угла атаки, положения закрылков. Величина посадочной скорости не определяется по РЛЭ и устанавливается пилотом в процессе приземления. Обычно посадочная скорость меньше скорости на глиссаде на 8–10 узлов. практически равна посадочной силе тяжести, т.е. Y c y S 2. Длина пробега: Lпроб 2 j ср t проб 2 Vпос t проб 2 2 Vпос . 2 j ср Из формулы следует, что длина пробега определяется посадочной скоростью и ускорением торможения. Среднее замедление движения самолета при пробеге зависит от величины тормозящих сил (Fторм) и массы самолета (рис. 6.3). Если пренебречь силой тяги на малом газе, то Fторм X Fторм величина замедления определяется как j ср . g m G С учетом ветра длина пробега определяется по формуле Lпроб (Vпос U ) 2 . 2 j ср торм 3. Посадочная дистанция определяется по формуле Lпос = Lпроб + Lву. Длина воздушного участка – это расстояние от начала посадочной дистанции до касания ВПП. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: 1. Для безопасной посадки располагаемая длина ВПП должна быть не меньше посадочной дистанции после пролета над препятствием высотой 50 футов (15 м). 2. Несоблюдение правил при техническом обслуживании самолета, отступление от установленного порядка эксплуатации и обслуживания, неровности на ВПП, а также неблагоприятные внешние факторы (высокая температура, дождь, неблагоприятные условия по ветру, включая боковой ветер) ведут к увеличению посадочной дистанции. 45. Факторы, влияющие на посадочные характеристики. Температура и высота аэродрома. При меньшей плотности воздуха длина пробега больше, так как увеличивается истинная посадочная скорость.Изменение высоты аэродрома на 1000 футов изменяет посадочную дистанцию на 15 м, а изменение температуры на 10 C изменяет посадочную дистанцию на 10 м. Посадочная масса самолета. При увеличении посадочной массы самолета длина пробега возрастает. Так, изменение массы самолета на 100 кг изменяет длину посадочной дистанции на 30 м. Положение закрылков. Применение закрылка уменьшает длину пробега на посадке. При выпущенном закрылке cy пос больше, а посадочная скорость меньше. Кроме того, лобовое сопротивление самолета при пробеге увеличивается. В случае невыпуска закрылков в положение LDG и посадки с закрылками, отклоненными в положение APP, посадочная дистанция увеличивается на 40 %. Сила и направление ветра. При посадке со встречным ветром длина пробега меньше. При попутном ветре длина пробега увеличивается. Например, изменение скорости встречного ветра на один узел изменяет посадочную дистанцию на 4,4 м. Уклон ВПП. Наличие нисходящего уклона величиной 2 % (2 м на 100 м или 2 фута на 100 футов) ведет к увеличению посадочной дистанции приблизительно на 10 %. Угол атаки при посадке. Расчетный угол при посадке равен 9. Если самолет садится с углом менее 9, то посадочная скорость более расчетной (Vпос > Vрасч) и возможна посадка с перелетом, с перегрузкой, на три точки, выкатывание, «козление», возрастает роль дефицита времени для исправления ошибок. Если угол на посадке более 9, то посадочная скорость меньше расчетной (Vпос < Vрасч) и возможна посадка до торца ВПП, с касанием хвостовой части фюзеляжа о ВПП, выход на кр. Состояние поверхности ВПП. На мокрой грунтовой ВПП или мокрой ВПП с мягким травяным покрытием посадочная дистанция существенно увеличивается (10 %). При посадке на сухую ВПП с травяным покрытием (стриженная трава) необходимо принять следующие поправки по сравнению с ИВПП: – травяное покрытие высотой до 5 см : увеличение длины пробега при посадке на 5 %; – травяное покрытие высотой от 5 до 10 см: увеличение длины пробега при посадке на 15 %; – травяное покрытие высотой более 10 см (более 4 дюймов): увеличение длины пробега при посадке не менее чем на 25 %. Для мокрого травяного покрытия дополнительно принять 10 % увеличение длины пробега при посадке. Если посадка будет производиться на ВПП, покрытой слякотью или водой, то могут возникнуть проблемы с выдерживанием направления и возможно выкатывание самолета. При наличии на ВПП слоя воды более 2–3 мм может возникнуть эффект гидроглиссирования. Он заключается в том, что вода не успевает выскочить из-под пневматиков, самолет приподнимается над поверхностью ВПП, не имея сцепления с бетоном. Этот эффект продолжается до скорости Vгл 62 Pпн , а затем, когда колесо опускается на поверхность ВПП, силы сцепления будут малы, а длина пробега увеличивается на 50–70 % (рис. 6.4). Рис. 6.4. Гидроглиссирование на пробеге Тормоза колес. На пробеге сила лобового сопротивления невелика, поэтому для уменьшения пробега приеняют тормоза, при использовании которых возникают силы трения (см. рис. 6.3). Режим двигателей. Если РУД двигателей не будут установлены в положение IDLE, то винты будут создавать повышенную тягу, которая будет способствовать увеличению дистанций. 46. Глиссирование самолета. Состояние поверхности ВПП. На мокрой грунтовой ВПП или мокрой ВПП с мягким травяным покрытием посадочная дистанция существенно увеличивается (10 %). Пилот обязан учесть состояние ВПП, чтобы обеспечить безопасность посадки. При посадке на сухую ВПП с травяным покрытием (стриженная трава) необходимо принять следующие поправки по сравнению с ИВПП: – травяное покрытие высотой до 5 см (2 дюймов): увеличение длины пробега при посадке на 5 %; – травяное покрытие высотой от 5 до 10 см (от 2 до 4 дюймов): увеличение длины пробега при посадке на 15 %; – травяное покрытие высотой более 10 см (более 4 дюймов): увеличение длины пробега при посадке не менее чем на 25 %. Для мокрого травяного покрытия дополнительно принять 10 % увеличение длины пробега при посадке.Если посадка будет производиться на ВПП, покрытой слякотью или водой, то могут возникнуть проблемы с выдерживанием направления и возможно выкатывание самолета.При наличии на ВПП слоя воды более 2–3 мм может возникнуть эффект гидроглиссирования. Он заключается в том, что вода не успевает выскочить из-под пневматиков, самолет приподнимается над поверхностью ВПП, не имея сцепления с бетоном. Этот эффект продолжается до скорости Vгл 62 Pпн , а затем, когда колесо опускается на поверхность ВПП, силы сцепления будут малы, а длина пробега увеличивается на 50–70 % Рис. 6.4. Гидроглиссирование на пробеге Давление в основных пневматиках самолета DA 42 составляет 4,5 бар, поэтому скорость глиссирования примерно составит 72,5 узла. 47. Порядок расчета посадочных характеристик по номограммам РЛЭ. Расчет посадочных характеристик для конкретных условий аэродрома включает в себя определение: посадочной дистанции и длины пробега. Ниже представлены примеры расчетов по номограммам (рис. 6.5 и рис. 6.6; стрелками показана последовательность действий). Рис. 6.5. Определение посадочной дистанции 1. Определим посадочную дистанцию для условий (см. рис. 6.5): – высота аэродрома посадки – 4000 футов; – температура наружного воздуха на аэродроме равна 20 C; – посадочная масса – 1500 кг; – встречный ветер – 13 узлов; – закрылки в положении LDG; – РУД двигателей в положении IDLE; – VREF = 82 узла; – ВПП – сухая. Результат расчета: длина посадочной дистанции составляет 520 м. Проанализировав номограмму (см. рис. 6.5), можно установить зависимость между высотой аэродрома, температурой, посадочной массой, ветром и длиной посадочной дистанции. Попробуем изменять один из внешних параметров, оставляя при этом другие неизменными, например:– если Нбар.аэрод = 0 футов, то Lпос. д = 460 м;– если температура наружного воздуха составляет 10 С, то Lпос. д = 510 м;– если посадочная масса – 1700 кг, то Lпос. д = 580 м;– если встречный ветер – 5 узлов, то Lпос. д = 555 м. Проанализировав полученные значения, можно установить следующие соотношения: Изменение внешних параметров Изменение посадочной дистанции, м ΔНаэрод = ±1000 футов 15 Δt = ±10 С 10 Δmпос= ±100 кг 30 ΔUвстр = ±1 узел 4,4 Рис. 6.6. Определение длины пробега 2. Определим длину пробега после посадки для условий (см. рис. 6.6): – высота аэродрома посадки – 2000 футов; – температура наружного воздуха составляет 30 С; – посадочная масса –1500 кг; – встречный ветер – 15 узлов; – закрылки в положении LDG; – РУД двигателей в положении IDLE; – VREF = 79 узлов; – ВПП – сухая. Результат расчета: длина пробега равна 260 м. Проанализировав номограмму (см. рис. 6.6), можно установить зависимость между высотой аэродрома, температурой, посадочной массой, ветром и длиной пробега. Действуя аналогично п. 1 (изменяя один из внешних параметров и оставляя другие неизменными) получаем следующие соотношения: Проанализировав полученные значения, можно установить следующие соотношения: Изменение внешних параметров Изменение длины пробега, м ΔНаэрод = ±1000 футов 10 Δt = ±10 С 5 Δmпос= ±100 кг 2,5 ΔUвстр = ±1 узел 4 В заключение сделаем вывод, что для гарантии остановки самолета в пределах ВПП Lпотр. пос. д ≥ Lфакт. пос. д. 48. Аэродинамическое обоснование ухода на второй круг. Уход на второй круг может быть вызван различными причинами, например, отклонением в выдерживании режима и траектории захода на посадку, ухудшением метеоусловий, появлением препятствий на посадочной полосе, отказом какой-либо из систем самолета и т.д. Ограничений по минимальной высоте ухода на второй круг в РЛЭ нет, т. е. уход на второй круг возможен с любой высоты в процессе посадки, вплоть до высоты выравнивания. Приняв решение об уходе на второй круг, пилот должен (рис. 6.7): – установить рычаги управления двигателями в положение MAX, переместив их в крайнее переднее положение за 1,5-2 с; – не превышать перегрузку в процессе ухода самолета на второй круг 1,1–1,2. Уменьшение перегрузки менее 1,1 увеличивает просадку самолета, а с увеличением перегрузки более 1,2–1,3 просадка уменьшается незначительно, но есть опасность выхода самолета на большие углы атаки. Просадка самолета при уходе на второй круг определяется по формуле H V y2 2 g ( n y 1) , где ny – перегрузка при выводе самолета из снижения; – выдерживать скорость не менее 85 узлов; – переключатель управления закрылками установить в положение APP; – после установления положительной вертикальной скорости набора высоты переключатель шасси установить в положение UP; – контролировать набор высоты; – на высоте 394 фута (120 м) переключатель управления закрылками установить в положение UP. Рис. 6.7. Схема ухода на второй круг самолета DA 42 Важным моментом с точки зрения безопасного ухода на второй круг является значение градиента набора высоты в процессе ухода. Например, для стандартных условий, при массе 1700 кг градиент набора высоты составляет 5,25 % (или 3,0), а вертикальная скорость равна 2 м/с. Для массы 1785 кг градиент набора высоты составит 4,3 % (или 2,5), а вертикальная скорость – 1,73 м/с. Основными ошибками при уходе на второй круг являются: – позднее принятие решения об уходе на второй круг, – невыполнение рекомендаций по уходу на второй круг. 49. Посадка с боковым ветром. Для самолета DA 42 максимально допустимая составляющая ветра равна 20 узлов (37 км/ч или 10,28 м/с), как и для взлета.После выхода на посадочный курс до начала выравнивания снос самолета парировать углом упреждения. Ось самолета должна быть расположена по результирующему набегающему потоку W (рис. 6.8). Скорость снижения и приземления обычно несколько больше (на 2–3 узла), чем в нормальных условиях. Угол упреждения () при максимальном боковом ветре (W) составляет 8–9. Не допускать высокого выравнивания и сноса самолета. Перед приземлением РН убрать угол упреждения, не допуская крена и сноса по ветру. Произвести мягкое приземление, плавно опустить носовую опору, отдать ручку управления от себя. Величина отдачи ручки от себя зависит от состояния ВПП и величины бокового ветра. Если останется небольшой угол упреждения, на самолете возникает момент стабилизации (М ст), который старается развернуть носовую часть самолета по оси ВПП (рис. 6.9). Кроме Мст возникает боковой удар, который может привести к срыву пневматиков основных стоек и увеличению нагрузки на конструкцию шасси. Достоинство этого метода посадки – отсутствие крена и скольжения и сопутствующих им трудностей балансировки, Рис. 6.8. Посадка с боковым ветром недостаток – некоторая сложность определения потребного угла Ψ. При изменении бокового ветра в процессе снижения и уменьшении скорости на прямой угол упреждения обязательно должен корректироваться. Рис. 6.9. Возникновение Мст при посадке с углом упреждения На пробеге направление выдерживайте рулем направления (вплоть до полного отклонения) и носовым колесом, а при необходимости несимметричным подтормаживанием основных опор шасси. При возникновении бокового смещения самолета от оси ВПП и нарушения равновесия сил по поперечной оси ОZ необходимо: – немедленно прекратить торможение; – рулем направления и носовым колесом вывести самолет на ось ВПП; – после полного восстановления управляемости и уверенного движения по оси применить торможение колес. При посадке самолета на ВПП, покрытую осадками, момент стабилизации уменьшается, это требует дополнительного отклонения руля направления для разворота самолета вдоль оси ВПП. Угол упреждения должен быть устранен до опускания переднего колеса. Длина пробега при посадке с боковым ветром увеличивается примерно на 10–15 % в сравнении со штилевыми условиями. 50. Ошибки при выполнении посадки. Ошибки на посадке являются высокое выравнивание, взмывание и «козел». Высокое выравнивание. Причинами высокого выравнивания могут быть: – неправильное определение расстояния до земли; – неправильное направление взгляда при посадке; – стремление быстрее посадить самолет без учета высоты и скорости полета– излишняя осторожность Взмывание. Причинами взмывания могут быть: – большая скорость планирования (обычно при расчете с перелетом); – поздний перенос взгляда на землю; – неправильное направление взгляда; – отвлечение взгляда от земли; – неполная уборка наддува двигателя на выдерживании; – резкие движения штурвала управления; – позднее начало выравнивания (т.е. выравнивание производится одним энергичным движением штурвала на себя). Козел. Причинами отделения самолета от земли после приземления могут быть: – неправильное направление взгляда пилота или отвлечение взгляда от земли; – низкое выдерживание самолета; – подвод самолета к земле на повышенной скорости (при расчете с перелетом) с первоначальным касанием ВПП передней опорой; – чрезмерные и энергичные движения штурвалом от себя при исправлении взмывания (приземление на переднюю опору); – резкое движение штурвала на себя в момент приземления; – грубое приземление на три точки. Поведение самолета при «козле» и техника исправления ошибки зависят от скорости его приземления. «Козел» считается скоростным, если он происходит на скорости, большей или равной посадочной. «Козел», возникающий на скорости меньше посадочной, считается бесскоростным. Предотвращение ошибок на посадке: а) во всех случаях изменения положения самолета не отвлекать взгляд от земли; б) в момент касания колесами земли не делать движений штурвала на себя; в) во время взмывания не отдавать штурвал больше, чем это требуется; г) при потере скорости удерживать самолет от сваливания, энергично действуя педалями; д) при снижении самолета штурвал добирать на себя соразмерно приближению самолета к земле с таким расчетом, чтобы приземление прошло мягко на два основных колеса с приподнятым передним. 51. Центровка самолета, диапазон допустимых центровок. Для обеспечения летно-технических, пилотажных характеристик и безопасности полетов эксплуатация самолета должна осуществляться в пределах допустимых значений веса и центровки. Пилот обязан контролировать вес и центровку самолета и не допускать превышения установленных пределов. При этом необходимо учитывать смещение центровки по мере выработки топлива. Примечание. Если установлена дополнительная противообледенительная система необходимо учитывать следующее: – по мере выработки топлива положение центра тяжести (ЦТ) смещается вперед; – по мере расходования противообледенительной жидкости положение ЦТ смещается назад. В зависимости от расхода топлива и противообледенительной жидкости общее смещение положения ЦТ может быть как положительным, так и отрицательным. Для расчета полетной массы и центровки необходимы следующие данные: – плечо момента (удаление груза от базовой плоскости), – схема загрузки, – расчет варианта загрузки, – допустимый диапазон центровок, – допустимый диапазон моментов. Принцип расчета центровки заключается в уравновешивании моментов перед и за центром тяжести (рис. 7.3). Рис. 7.3. Принцип расчета центровки самолета Для понимания принципа расчета необходимо знать распределение массы (груза) по длине фюзеляжа, расстояния (плечи), на которых распределены эти грузы, и суммарный момент, создаваемый этими грузами. Рассмотрим пример в соответствии с рис. 7.3: Вес, кг Плечо, м Момент, кгм Два пилота заняли передние кресла 160 2,3 368,0 Багажный отсек в кабине 10 3,89 38,9 Дополнительный багажный отсек в кабине 5 4,54 22,7 Суммарный вес: 175 Суммарный момент: 429,6 Положение центра тяжести определяется делением суммарного момента на суммарный вес: 429,6 2,45 м (см. рис. 7.3). 175 При этом необходимо проверить, находится ли полученное значение центра тяжести в допустимом диапазоне, установленном РЛЭ (рис. 7.4). Расчет варианта загрузки: 1. В таблице в графе «Ваш DA 42» заполняем строку «Масса пустого самолета» (масса – 1250 кг, момент при массе пустого самолета – 2937,5 кгм) 2. Передние кресла заняли инструктор и курсант (2 80 кг = 160 кг), момент при этом составит 368,0 кгм. 3. В заднем кресле – один пассажир (80 кг), момент при этом составит 260,0 кгм. 4. В багажный отсек кабины положен багаж (10 кг), который создал момент 38,9 кгм. 5. Залита противообледенительная жидкость (10 кг), момент от которой составил 10 кгм. 6. В строке 8 в графе «Ваш DA 42» записываем суммарную массу и суммарный момент с пустыми топливными баками: m = 1510 кг и М = 3614,4 кгм. Центр тяжести при этом составит: ЦТ 3614,4 2,393 м. 1510 6. В строке 11 записываем суммарную массу и суммарный момент с топливом и противообледенительной жидкостью: m = 1610 кг и М = 3877,4 кгм. Центр тяжести в этом случае составит: ЦТ 3877,4 2,408 м. 1610 7. Если положения ЦТ и значения соответствующих масс находятся в допустимых пределах, вариант загрузки является допустимым. Результаты расчетов показывают, что центровка на взлете (2,408 м) и на посадке (2,393 м) находятся в допустимом диапазоне. При необходимости, для смещения центровки на посадке назад, необходимо переложить 10 кг из багажного отсека в кабине в дополнительный багажный отсек. Рис. 7.4. Допустимый диапазон центровок самолета DA 42 52. Характеристика масс (ограничения), используемых при расчете центровки. Масса пустого самолета – масса самолета, включающая неиспользуемый остаток топлива, все рабочие жидкости и максимальное количество масла. Максимальная взлетная масса – максимальная допустимая масса для взлета. Максимальная посадочная масса – наибольшая масса для посадки при максимальной скорости снижения. Данная скорость используется при прочностных расчетах для определения нагрузок на шасси в условиях особо жесткой посадки. Ограничения по массам: – минимальная полетная масса – 1250 кг; – максимальная взлетная масса – 1785 кг; – максимальная масса без топлива – 1650 кг; – максимальная посадочная масса – 1700 кг; – максимальная загрузка носового багажного отсека – 30 кг; – максимальная загрузка багажного отсека в кабине (за задними сиденьями) – 45 кг; – максимальная загрузка дополнительного багажного отсека (за багажным отсеком в кабине) – 18 кг; – общая максимальная загрузка багажного отсека в кабине и доп. багажного отсека – 45 кг. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Превышение указанных максимальных значений массы ведет к перегрузке самолета и ухудшению его пилотажных и летных характеристик. Примечания: 1. Масса топлива, расходуемая на рулении, равна 8 кг. 2. Превышение максимальной допустимой взлетной массы при отрыве запрещается. 3. Допускается посадка с массой от 1700 до 1785 кг. Такая посадка считается нештатной эксплуатационной процедурой. 4. Проведение проверки после жесткой посадки требуется только после фактической жесткой посадки, вне зависимости от фактической посадочной массы. 53. Ограничения по центровке. Центp тяжести, или центр масс (CG) – воображаемая точка, в которой, по предположению, сосредоточена масса самолета, принятая для расчета веса и центровки. Расстояние от этой точки до базовой плоскости равно плечу момента центpа тяжести. Базовая плоскость (БП) – это плоскость, перпендикулярная продольной оси самолета, расположенная в передней части самолета по направлению его полета. Продольная ось самолета параллельна полу носового багажного отсека. Базовая плоскость расположена на расстоянии 2,196 м впереди от крайней передней точки корневой нервюры крыла Ограничения по центровке: 1) крайнее переднее положение центра тяжести для полета: – на 2,35 м сзади базовой плоскости при массе 1250 кг, – на 2,35 м сзади базовой плоскости при массе 1468 кг, – на 2,40 м сзади базовой плоскости при массе 1785 кг; 2) крайнее заднее положение центра тяжести для полета: – на 2,42 м сзади базовой плоскости при массе 1250 кг, – на 2,49 м сзади базовой плоскости при массе 1600 кг, – на 2,49 м сзади базовой плоскости при массе 1785 кг. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. Превышение пределов центровки ведет к ухудшению управляемости и устойчивости самолета. 54. Принцип расчета центровки. Для обеспечения летно-технических, пилотажных характеристик и безопасности полетов эксплуатация самолета должна осуществляться в пределах допустимых значений веса и центровки. Пилот обязан контролировать вес и центровку самолета и не допускать превышения установленных пределов. При этом необходимо учитывать смещение центровки по мере выработки топлива. Примечание. Если установлена дополнительная противообледенительная система необходимо учитывать следующее: – по мере выработки топлива положение центра тяжести (ЦТ) смещается вперед; – по мере расходования противообледенительной жидкости положение ЦТ смещается назад. В зависимости от расхода топлива и противообледенительной жидкости общее смещение положения ЦТ может быть как положительным, так и отрицательным. Для расчета полетной массы и центровки необходимы следующие данные: – плечо момента (удаление груза от базовой плоскости), – схема загрузки, – расчет варианта загрузки, – допустимый диапазон центровок, – допустимый диапазон моментов. Принцип расчета центровки заключается в уравновешивании моментов перед и за центром тяжести (рис. 7.3). Рис. 7.3. Принцип расчета центровки самолета Для понимания принципа расчета необходимо знать распределение массы (груза) по длине фюзеляжа, расстояния (плечи), на которых распределены эти грузы, и суммарный момент, создаваемый этими грузами. Рассмотрим пример в соответствии с рис. 7.3: Вес, кг Плечо, м Момент, кгм Два пилота заняли передние кресла 160 2,3 368,0 Багажный отсек в кабине 10 3,89 38,9 Дополнительный багажный отсек в кабине 5 4,54 22,7 Суммарный вес: 175 Суммарный момент: 429,6 Положение центра тяжести определяется делением суммарного момента на суммарный вес: 429,6 2,45 м (см. рис. 7.3). 175 При этом необходимо проверить, находится ли полученное значение центра тяжести в допустимом диапазоне, установленном РЛЭ (рис. 7.4). Расчет варианта загрузки: 1. В таблице в графе «Ваш DA 42» заполняем строку «Масса пустого самолета» (масса – 1250 кг, момент при массе пустого самолета – 2937,5 кгм) 2. Передние кресла заняли инструктор и курсант (2 80 кг = 160 кг), момент при этом составит 368,0 кгм. 3. В заднем кресле – один пассажир (80 кг), момент при этом составит 260,0 кгм. 4. В багажный отсек кабины положен багаж (10 кг), который создал момент 38,9 кгм. 5. Залита противообледенительная жидкость (10 кг), момент от которой составил 10 кгм. 6. В строке 8 в графе «Ваш DA 42» записываем суммарную массу и суммарный момент с пустыми топливными баками: m = 1510 кг и М = 3614,4 кгм. Центр тяжести при этом составит: ЦТ 3614,4 2,393 м. 1510 6. В строке 11 записываем суммарную массу и суммарный момент с топливом и противообледенительной жидкостью: m = 1610 кг и М = 3877,4 кгм. Центр тяжести в этом случае составит: ЦТ 3877,4 2,408 м. 1610 7. Если положения ЦТ и значения соответствующих масс находятся в допустимых пределах, вариант загрузки является допустимым. 55. Продольная устойчивость (по скорости, перегрузке). Продольной устойчивостью самолета называется способность самолета (без вмешательства пилота) восстанавливать нарушенное продольное равновесие.Сущность продольной устойчивости самолета удобно рассматривать, используя понятия о фокусе крыла и фокусе самолета. Рис. 7.6. Объяснение фокуса крыла Фокус крыла. Точка, относительно которой момент крыла при изменении угла атаки не изменяется, называется фокусом крыла. На рис. 7.6 показано, что можно подобрать такую точку F, относительно которой величина аэродинамической силы изменяется обратно пропорционально плечу, тогда момент относительно этой точки не будет изменяться при изменении угла атаки: Mz1 = Mz2 =…= const. Можно фокус крыла определить иначе – как точку, где прикладывается прирост подъемной силы, вызванный изменением угла атаки (рис. 7.6, в): Y2 = Y1 + Y. Фокус самолета. Все части самолета (крыло, фюзеляж, оперение, гондолы двигателей) имеют свой фокус, и при попадании в восходящий порыв W на них возникают приросты подъемных сил. Равнодействующая этих дополнительных сил (Yкр, YГО, Yф) приложена на расстояниях, обратно пропорциональных величинам этих сил. Точка приложения равнодействующей дополнительных сил (Y) называется фокусом самолета (рис. 7.7). Рис. 7.7. Фокус самолета Ввиду того, что самолет по-разному реагирует на изменение по углу атаки и изменение по скорости во времени, ввели понятия:– статическая устойчивость по углу атаки (перегрузке);-статическая устойчивость по скорости. Продольная статическая устойчивость по перегрузке – это способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять или восстанавливать перегрузку (угол атаки) исходного режима полета. Критерием статической устойчивости по перегрузке является: M z c m z y 0 .О продольной c y устойчивости по скорости удобно судить по графику (рис. 7.8). Если центр масс совпадет с фокусом, то самолет нейтрален, то есть он не способен при изменении угла атаки создавать восстанавливающие моменты. Рис. 7.8. Зависимость коэффициента продольного момента от угла атаки Основными факторами, влияющими на продольную устойчивость самолета, являются: – центровка: чем более переднее расположение центра масс, тем большие восстанавливающие моменты будут создаваться на самолете при изменении угла атаки. Предел передней центровки устанавливается из условия получения приемлемых усилий в полете при пилотировании самолета и достаточности руля высоты на посадке. Предел задней центровки устанавливается из условия обеспечения запаса устойчивости по перегрузке (углу атаки). Этот запас устойчивости должен составлять не менее 10 % между фокусом самолета и предельно задней центровкой; – высота полета: с увеличением высоты фокус самолета смещается вперед, уменьшая устойчивость по перегрузке; – режим работы двигателя: влияние очень незначительное; – выпуск механизации: устойчивость в посадочной конфигурации меньше, чем в полетной; – освобождение руля высоты: при «брошенном» руле высоты устойчивость по перегрузке уменьшается. Продольная статическая устойчивость самолета по скорости Для обеспечения продольной статической устойчивости по скорости необходимо, чтобы при увеличении ее возникал кабрирующий момент, который бы стремился увеличить угол атаки самолета, перевести его в набор высоты и уменьшить скорость до заданной (рис. 7.9). И наоборот, при уменьшении скорости должен возникать пикирующий момент. Если же при увеличении скорости возникает пикирующий момент, а при уменьшении ее – кабрирующий, то самолет неустойчив по скорости. Рис. 7.9. Продольная статическая устойчивость по скорости Обязательным условием для обеспечения устойчивости самолета по скорости является расположение фокуса самолета за центром масс. Критерием устойчивости самолета по скорости является соотношение: Ya 0. V 56. Понятие о боковой устойчивости. Боковая устойчивость самолета обеспечивается определенным соотношением путевой и поперечной устойчивости. Боковая устойчивость, как и продольная, определяет динамику движения самолета при внешних возмущениях и в управляемом полете. Тоже самое что и поперечная. Поперечной устойчивостью самолета называется способность его самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать первоначальное состояние поперечного равновесия. Пусть самолет под действием порыва ветра накренился на левое полукрыло (рис. 7.15). В результате скольжения на опущенное полукрыло подъемная сила левого полукрыла увеличивается, а правого уменьшается, возникает разность подъемных сил Yл и Yпр и восстанавливающий момент крена Мх(ΔY). Рис. 7.15. Поперечная устойчивость самолета Факторы, влияющие на поперечную устойчивость самолета: – затенение крыла фюзеляжем при скольжении, – положительное поперечное V крыла, – угол атаки, – высота полета, – выпуск закрылков, – скорость полета. Совокупность поперечной и путевой устойчивости – называют боковой устойчивостью самолета. Параметром, характеризующим боковую устойчивость самолета, является коэффициент : x max m x 0,7...1,5 . e max m y При больших значениях коэффициента самолет обладает завышенной поперечной устойчивостью, что приводит к боковой раскачке самолета. При малых значениях коэффициента самолет имеет завышенную путевую устойчивость, что приводит к спиральной неустойчивости самолета. 57. Поведение самолета при отказе двигателя и действия пилота для восстановления балансировки. DA 42 в зависимости от этапа полета, при отказе двигателя можно сбалансировать следующим образом: 1. Балансировка самолета без скольжения с креном в сторону работающего двигателя (рис. 8.5). Такая балансировка самолета аэродинамически самая выгодная, так как лобовое сопротивление будет наименьшим и потребуются небольшие отклонения руля направления и элеронов, и рекомендуется при продолженном взлете, уходе на второй круг с отказавшим двигателем. В этом виде балансировки обеспечивается практически максимальный запас винтовой тяги, что важно при потере 50 % располагаемой мощности самолета. Шарик указателя скольжения отклонен в сторону крена на 0,5 диаметра, что соответствует крену 3–5. Крен в сторону работающего двигателя необходим для того, чтобы обеспечить прямолинейное движение самолета за счет равенства сил ZРН = Gz, при условии, что равенство моментов обеспечено (Мразв = Муравн). Рис. 8.5. Балансировка самолета без скольжения с креном на работающий двигатель Рис. 8.6. Балансировка без крена со скольжением на крыло с неработающим двигателем 2. Балансировка самолета без крена со скольжением на крыло с неработающим двигателем (рис. 8.6). Этот вид балансировки является простым и удобным в пилотировании (в сложных метеоусловиях) и рекомендуется в горизонтальном полете и при заходе на посадку с одним отказавшим двигателем. Недостатком этого вида балансировки является большое сопротивление самолета за счет скольжения и большого отклонения руля направления. Шарик указателя скольжения будет находиться в центре. 58. Изменение аэродинамических и летных характеристик при отказе двигателя. При отказе двигателя аэродинамические характеристики самолета ухудшаются (рис. 8.2). Рис. 8.2. Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя Коэффициент лобового сопротивления (сх) увеличивается: – вследствие скольжения самолета, – большого расхода рулей при балансировке самолета, – дополнительного сопротивления отказавшего двигателя (Хотк = 40–50 кг) (винт зафлюгирован), – вынужденного увеличения угла атаки при потере скорости. Коэффициент подъемной силы (су) уменьшается за счет уменьшения эффективной скорости обтекания при скольжении. Из анализа аэродинамических характеристик следует, что критический угол атаки уменьшается примерно на 1–2 вследствие влияния скольжения, которое вызывает преждевременный срыв. Наивыгоднейший угол атаки увеличивается примерно на 1 из-за смещения поляры вправо на величину приращения лобового сопротивления. Прирост сопротивления зависит от величины угла скольжения () (рис. 8.3). Рис. 8.3. Прирост сопротивления при скольжении самолета Уменьшение располагаемой мощности, увеличение потребной мощности и уменьшение аэродинамического качества вызывает ухудшение летных характеристик самолета (рис. 8.4). 59. Понятие о критическом двигателе. Двигатель, отказ которого вызывает наиболее неблагоприятные изменения в летных характеристиках, поведении, управляемости и условиях пилотирования самолета на рассматриваемом режиме полета. При отказе критического двигателя тяжелее парировать стремление к развороту, чем при отказе любого другого. Критический двигатель на самолете – № 1 (вращение винта, если смотреть с кресла пилота, – по часовой стрелке (рис. 2.1)). Рис. 2.1. К определению критического двигателя 60. Полет без скольжения с креном на работающий двигатель. Полет без скольжения с незначительным креном на полукрыло с работающими двигателями обеспечивает наибольший запас тяги, так как сопротивление самолета минимальное и почти равно сопротивлению в полете с нормально работающими двигателями. Этот вид равновесия является основным, им следует пользоваться при отказе двигателя во всех элементах полета и особенно при взлете или наборе высоты, так как запас тяги максимальный. Шарик указателя скольжения отклонен в сторону крена на 0,5 диаметра, что соответствует крену 3– прямолинейное движение самолета за счет равенства сил того, чтобы обеспечить 61. Полет без крена со скольжением на неработающий двигатель. 62. Особенности выполнения разворота с неработающим двигателем. 8.1. Поведение самолета при отказе двигателя При отказе двигателя самолет разворачивается в сторону отказавшего двигателя под действием моментов от силы тяги работающего двигателя (Р1) и сопротивления отказавшего двигателя (Х2) (рис. 8.1). Рис. 8.1. Поведение самолета при отказе двигателя Вследствие инерции самолет стремится сохранить направление полета, в результате чего возникает скольжение на крыло с работающим двигателем. При скольжении возникают восстанавливающие и демпфирующие моменты, но они значительно меньше разворачивающего момента, и самолет продолжает разворачиваться в сторону отказавшего двигателя. Несвоевременность устранения скольжения самолета может привести к срыву потока с вертикального оперения из-за косой обдувки и потери путевой управляемости. Самолет кренится на полукрыло с отказавшим двигателем под действием момента разности подъемных сил левого и правого полукрыла. Разность подъемных сил возникает вследствие скольжения крыла и затенения части крыла фюзеляжем. Наличие положительного V крыла несколько увеличивает кренящий момент. При вращении самолета в сторону отказавшего двигателя с угловой скоростью ω у левое полукрыло движется вперед, и скорость обдувки дополнительно увеличивается, увеличивается и подъемная сила. На правом полукрыле картина обратная, и полукрыло теряет подъемную силу, поэтому кренящий момент дополнительно увеличивается. При отказе двигателя самолет уменьшает скорость и высоту полета, так как уменьшается располагаемая тяга, cy уменьшается на 50 %. Задача пилота уравновесить разворачивающий и кренящий моменты и сбалансировать самолет в зависимости от этапа полета. 63. Отказ двигателя на взлете. 1. В случае отказа двигателя во время разбега: – установите РУД обоих двигателей в положение IDLE; – рулем направления сохраняйте направление движения; – тормоза используйте по обстоятельствам для сохранения направления и остановки в пределах ВПП. В Н И М АН И Е При наличии запаса времени опасность возникновения пожара при столкновении с препятствиями можно уменьшить следующим образом: – оба выключателя ENGINE MASTER в положение OFF; – оба переключателя FUEL SELECTOR в положение OFF. 2. В случае отказа двигателя после отрыва: – если шасси еще не убрано, а длина оставшейся части ВПП достаточна, прервите взлет и посадите самолет прямо по курсу, поворачивая для объезда препятствий; – если длина оставшейся части ВПП недостаточна, необходимо принять решение о прерывании или продолжении взлета. Продолжение взлета не рекомендуется, если вертикальная скорость установившегося набора высоты не обеспечивает градиент набора высоты, равный 3,3 % ( Vy V 100 % ). Условия для продолженного взлета: – для работающего двигателя установить взлетный режим (2300 об/мин); – неработающий двигатель остановлен, винт зафлюгирован; – закрылки и шасси убраны; – скорость VYSE = 85 узлов; – полет без скольжения с креном на крыло с работающим двигателем. На номограмме РЛЭ (для массы не более 1700 кг) приведены значения скороподъемности самолета с одним отказавшим двигателем . Градиент набора высоты сложно определить по номограмме, для его расчета пользуются формулой Vy TAS 190 [%]. Иногда навыка пилота и атмосферных условий (турбулентность, боковой ветер и сдвиг ветра) конечная скороподъемность может оказаться недостаточной для успешного ухода на второй круг.По этой причине следует избегать продолжения взлета с одним неработающим двигателем, и по возможности как можно быстрее посадить самолет. Если позволяет ситуация, можно набрать безопасную высоту полета, чтобы выполнить поиск и устранение неисправностей для восстановления мощности двигателя. 64. Отказ двигателя в наборе высоты и в горизонтальном полете. 1. При отказе одного двигателя скорость должна быть не менее 71 узла. (VmCA = 71 узел) Избегать падения воздушной скорости до уровня менее VmCA, так как в этих условиях внезапный отказ двигателя может привести к потере управляемости. В случае отказа двигателя в этой ситуации: – при необходимости уменьшите асимметрию тяги для восстановления направления по курсу; – используйте руль направления для сохранения курса; – уменьшите мощность работающего двигателя до уровня, необходимого для сохранения управления по курсу, т.е. уменьшите разворачивающий момент; – желательно выдерживать скорость VYSE = 85 узлов, но не менее VmCA = 71 узел; – после восстановления управления по курсу увеличьте мощность работающего двигателя до необходимого уровня. Сбалансируйте самолет с креном на работающий двигатель 3–5° (около половины «шарика») без скольжения; – выключите неработающий двигатель. Если позволяет ситуация, можно набрать безопасную высоту полета, чтобы выполнить поиск и устранение неисправностей для восстановления мощности двигателя. 2. Отказ двигателя на начальном этапе набора высоты при воздушной скорости более VmCA = 71 узел. Для безопасного выполнения полета пилот должен: – элеронами и рулем направления сбалансировать самолет для сохранения курса; – установить скорость VYSE = 85 узлов, но не менее VmCA = 71 узел; – после восстановления управления по курсу увеличить мощность работающего двигателя до необходимого уровня; – сбалансировать самолет с креном на работающий двигатель 3–5° (около половины «шарика») без скольжения; – выключить неработающий двигатель. Если позволяет ситуация, нужно набрать безопасную высоту полета, чтобы выполнить поиск и устранение неисправностей для восстановления мощности двигателя. 3. В случае отказа двигателя в крейсерском полете: – рулем направления и элеронами сбалансируйте самолет, сохранив направление полета; – установите скорость по обстоятельствам, но не менее VmCA = 71 узел; – после восстановления управления по курсу увеличьте мощность работающего двигателя до необходимого уровня; – сбалансируйте самолет с креном на работающий двигатель 3–5° (около половины «шарика») без скольжения; – выключите неработающий двигатель; – непрерывно контролируйте работу исправного двигателя; – следите за количеством топлива; – переключатель подачи топлива установите в положение CROSSFEED (кольцевания) или ON для сохранения балансировки самолета по крену и увеличения дальности полета. Примечание. Максимально допустимая разница количества топлива в левом и правом баках – 18,9 л. 65. Посадка с одним неработающим двигателем. Для обеспечения безопасного завершения посадки пилот должен: – застегнуть и затянуть привязные ремни; – проверить исправность звуковой сигнализации шасси; – проверить положение переключателя подачи топлива рабочего двигателя: должен быть в положении ON, при необходимости CROSSFEED; – убедиться, что неработающий двигатель остановлен (винт в режиме флюгирования); – уменьшить скорость полета до скорости выпуска шасси (в диапазоне 120–188 узлов); – выпустить шасси (переключатель – в положение DOWN, проверить срабатывание трех зеленых светосигнализаторов); – сбалансировать самолет по обстоятельствам; – уменьшить скорость до необходимого уровня в зависимости от выбранного положения закрылков; – установить скорость на конечном этапе захода на посадку в зависимости от массы и положения закрылков: m = 1700 кг m = 1785 кг Закрылки VREF, узлы Закрылки VREF, узлы UP (убраны) 87 UP 88 APP (заход) 82 APP 83 LDG (посадка) 79 LDG 82 Примечание: Превышение указанной скорости захода на посадку ведет к существенному увеличению посадочной дистанции при выравнивании; – установить РУД работающего двигателя по обстоятельствам; – балансировать самолет по обстоятельствам (триммер РН установить в нейтральное положение); – выполнить нормальное касание и торможение на земле. ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ: 1. Заход на посадку с одним неработающим двигателем с выпущенными закрылками (в любом положении) не рекомендуется, если нет уверенности в безопасности посадки. 2. Выпуск закрылков увеличивает потерю высоты в случае ухода на второй круг с одним неработающим двигателем (прерванной посадки). 3. При наличии таких условий, как, например, сильный ветер, опасность возникновения сдвига ветра или турбулентности, следует выбирать более высокую скорость захода на посадку. 66. Уход на второй круг с одним неработающим двигателем. Уход на второй круг рекомендуется при истинной высоте не менее 800 футов (243,8 м). Иногда навыка пилота и атмосферных условий (турбулентность, боковой ветер и сдвиг ветра) конечная скороподъемность может оказаться недостаточной для успешного ухода на второй круг. При необходимости ухода на второй круг с неработающим двигателем необходимо: – установить рычаг управления двигателем в положение MAX; – рулем направления сохранять направление полета; – установить скорость в процессе ухода VYSE = 85 узлов; – переключатель шасси установить в положение UP, после прекращения снижения; – переключатель закрылков установить в положение UP; – добиться минимального скольжения и маневрировать для выполнения новой попытки посадить самолет. Если установление положительной скорости набора высоты невозможно, совершите посадку с выпущенным шасси, избегая столкновения с препятствиями. Если позволяет время, для снижения риска пожара в случае столкновения с препятствиями после касания установите в положение OFF оба выключателя ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя), оба переключателя FUEL SELECTOR (переключатель подачи топлива) и главный выключатель электрооборудования ELECT. MASTER.
