2018-01-21
2944
Руление – это движение самолёта по земле с использованием тяги двигателя.
Преимущества шасси с носовым колесом (опорой):
1. Хорошая путевая устойчивость самолёта при движении по земле (Ц.Т. расположен впереди центра сопротивления).
2. Обеспечивает возможность торможения с большим коэффициентом трения.
Недостатки.
1. Возможно возникновение самопроизвольных колебаний шипа «Шимми».
2. Трудно использовать самолёт на грунтовых аэродромах из-за зарывания носового колеса.
Схема сил, действующих на самолёт при движении.
Руление на самолёте Як-18т.
- Убедиться в нормальной работе двигателя.
- Увеличить «n» до 54-57% (РУД).
- Запросить разрешение на выруливание.
- Перед выруливанием опробовать тормоза на оборотах n = 64-68%.
Скорость руления по грунту не > 15км/ч;
по бетону не > 30км/ч.
При выполнении разворотов скорость не > 5км/ч.
По неровному, вязкому грунту рулить на пониженной скорости. При невозможности руления на оборотах 44%, которые обеспечивают работу генератора, выключить максимум электропотребителей.
|
|
|
Взлёт самолёта.
Взлётом называется ускоренное движение самолёта от момента начала до набора эволюционной скорости (Н=10м установленных высот и скоростей полёта применительно к конкретному В.С.).
Взлёт состоит из следующих стадий:
1. разбег;
2. отрыв;
3. выдерживание (разгон);
4. первоначальный набор высоты.
Разбег – предназначен для достижения скорости отрыва, при которой подъёмная сила поднимает самолёт от земли (Y = G).
Отрыв – это отделение самолёта от земли (Н = 0,75м).
Выдерживание (разгон) – ускоренное прямолинейное движение самолёта на высоте 0,75-1,25м предназначено для набора V эволюционной скорости.Выдерживание – с незначительным отходом от земли.
Первоначальный набор «Н» – это неустановившееся движение по траектории постоянно изгибающейся вверх при некотором увеличении V.
Схема.
| Схема сил, действующих на различных стадиях взлёта. | 
Набор «Н»
Р = G2 + X
Y = G1
Өпод. – const, V – const
|
 g
Первоначальный набор
Р > Х + G2 V↑
Y > G1 H↑
| |
Выдерживание
Р > Х V↑
Y > G H↑
| |
Отрыв
Р > Х V↑ Y = G
N = 0 Fтр. = 0
| |
Разбег с поднятым нос колесом.
Р > Х + Fтр.осн.
Y < G
V↑ув
Fтр.нос. = 0
| |
 Разбег в трёхточечном положении.
Y < G
Р > Fтр.осн. + Х + Fтр.нос.
Vув (↓)
|
Основные параметры взлёта.
Скорость отрыва – это скорость, при которой создаётся подъёмная сила, обеспечивающая отделение самолёта от земли.
(м/с).
Длина разбега (Lразб) – это расстояние, пробегаемое самолётом по земле от начала движения до момента отрыва.
(м).
где: j – ускорение на разбеге.
|
|
|
( м/с).
Взлётная дистанция(Lвзл. дист.) – это расстояние, пролетаемое самолётом относительно земли от начала движения до набора высоты 10м.
Lвзл. дис. = (1,8 ÷ 2,1) Lразб L = (2,5 - 3) Lразб
Факторы, влияющие на параметры взлёта:
1. От полётного веса:
– чем > G, тем > Vотр, > Lразб, > Lвзл. дист..
Увеличение веса на 1% Lразб увеличивается на 2%
2. Встречный ветер уменьшает Lразб, попутный ветер увеличивает Lразб.
3. Режим работы двигателя:
– чем > режим работы двигателя, тем < Lразб, (т.к. Су под↑ от струи винта и вертикально составляющая силы тяги Ру >).
4. От плотности воздуха (ρ).
– чем > tºн.в., тем ρ <, 
Vотр >, Lразб >, Lвзл. дист. >.
↑tн.в. на 1º – на 1% Lразб↑.
5. От высоты аэродрома
– чем > Наэр над уровнем моря, тем ρ < тем > Vотр, Lразб, Lвзл. дист..
Н = 1000м Раэр – на 12% меньше Lразб возраст на 24%.
6. Чем мягче и вязче грунт, тем > Lразб(Fтр).
7. При взлёте на уклон Lразб >; под уклон уменьшается (составл. веса).
8. Тип шасси (колёса, лыжи).
Взлёт (см. РЛЭ)
1. Наметить ориентир.
2. Увеличить режим до Nвзл. в процессе разбега штурвала «нейтрально».
3. На Vпр = 80-90км/ч штурвал на себя, поднять носовое колесо 10-15см и зафиксировать (удерживать).
4. Отрыв на V = 125-136км/ч (G = 1620 кг).
на V = 119-129км/ч (G = 1470 кг).
5. После отрыва самолёт переводят на выдерживание до увеличения V до 160-170км/ч.
6. Перевод самолёта в набор Н
на Н=10м убирают шасси
на Н не < 50м устанавл. Nном. (70%).
Взлёт с боковым ветром (см. РЛЭ)
Разрешается при Uб не > 12м/с под углом 90º к ВПП при самостоятельных полётах не более 5 м/с.
Вначале разбега штурвал отклоняем в сторону, откуда дует ветер.
- Это необходимо для равномерной нагрузки на основные колёса шасси и предупреждения возникновения крена.
- Для выдерживания направления ногу (педаль) отклонить по ветру.
(боковой ветер на разбеге создаёт кренящий момент в сторону, куда дует ветер и разворачивающий момент против ветра, а так же после отрыва сносит самолёт по ветру).
В процессе разбега скорость растёт и увеличивается эффективностью рулей, поэтому отклонение штурвала и педали («ноги») постепенно убрать к нейтральному положению для избежания отрыва с одного колеса.
Подъём носового колеса на V = 100км/ч.
Скорость отрыва должна быть на 5-10км/ч больше, чем обычная.
После отрыва выдерживать самолёт до безопасной скорости. Снос парировать (устранять) углом упреждения.
Характерные ошибки при взлёте.
1. Не полностью даётся Рк (увелич. Lразб.).
2. Резко даётся Рк – разворот самолёта вправо.(Реакция винта).
3. Не отклоняется левая педаль (нога), не выдерживается направление взлёта.
4. Излишняя дача левой ноги (направление).
5. Ранний отрыв носового колеса на V < 80км/ч. Возможен отрыв самолета на малой скорости с последующим касанием колёсами земли или сваливание самолёта на крыло.
6. Излишне поднято носовое колесо (см. выше п.5).
7. Отрыв с трёх точек (поздний подъём носового колеса, большая нагрузка на переднюю стойку).
8. На выдерживании крен и снос – возможен удар колёсами о землю.
9. Низкое выдерживание.
10. Взлёт без выдерживания (переход в набор на малой скорости).
11. Слишком долгое выдерживание – перевод в набор Н на большой скорости.
Схема действия сил на взлёте с боковым ветром.
Посадка самолёта.
Посадкой называется замедленное движение самолёта с Н=15(9)м до полной остановки на земле после приземления.
Основной вид посадки на самолётах с носовым колесом является посадка на две точки с последующим опусканием носового колеса.
Перед выполнением посадки производится расчет на посадку.
Расчетом на посадку называется манёвр самолёта по высоте дальности, и направлению с целью приземления в заданном месте.
Расчет может быть выполнен:
а) - с прямой;
б) - разворотом на 180º;
|
|
|
в) - разворотами на 90º.
а) с прямой б) на 180º в) на 90º(П.М)
Неточности при выполнении расчёта:
- недолёт;
- перелёт.
Способы уточнения расчета:
- при недолёте:
1. доворот самолёта при полёте от третьего к четвёртому развороту;
2. подтягивание на двигателе (режим) на последней прямой (после четвёртого разворота);
3. уход на второй круг.
- при перелёте:
1. отворот при полёте от третьего к четвёртому развороту;
2. увеличение угла планирования, с одновременным уменьшением наддува (Рк) с сохранением постоянной скорости;
3. уход на второй круг.
- При подтягивании:
- увеличить Рк и отклонить штурвал на себя, сохраняя скорость – 150км/ч со щитком и 160-170км/ч (без щитка);
- при значительном недолёте разрешается подтягивание в Г.П. на V=160км/ч. Подтягивание разрешается до высоты начала выравнивания 5-6м.
- при перелёте:
- увеличить угол планирования и одновременно убрать наддув при сохранении заданной скорости(150км/чЩ) таким образом, расчет исправляется до Н=50м, затем пилот должен производить снижение с использованием наддува (Рк). Если исправить расчет на посадку не удалось, то необходимо уйти на второй круг.
Уход на второй круг.
Как правило, выполняется не ниже Н=50м, но в случае крайней необходимости с любой высоты при уходе на второй круг:
- не меняя угла снижения, увеличить наддув (Рк) до Nвзл.;
- набрать скорость 170км/ч;
- перевести самолёт в набор Н;
- на Н=70-80м убрать щиток (просадка самолёта 10м);
- продолжить набор Н.
При уходе с высоты выравнивания: (5-6м):
- не отрывая взгляда от земли увеличить мощность до Nвзл. (за 2-3сек);
- плавно перевести самолёт на V = 150км/ч в набор Н;
- набрав Н=10м, убрать шасси (при необходимости);
- на Н=70-80м, убрать щиток (просадка 10м);
- набрать V по прибору 160-170км/ч (установить).
При увеличении мощности работы двигателя у самолёта возникают кобрирующий и разворачивающий (вправо) моменты. Эти моменты парировать отклонением штурвала от себя и отклонением педали.
Стадии посадки, их назначение, схема сил действующих на самолёт в различных стадиях.
|
|
|
Посадка самолёта состоит из стадий:
1. Снижение – предназначено для приближения к земле на безопасной скорости (с Н=9м) до высоты начала выравнивания.
2.Выравнивание – для погашения вертикальной скорости и(Vсн) уменьшения угла планирования.
3.Выдерживание – для погашения скорости полёта и создания самолёту посадочного положения(0,15-0,25м).
Начало выдерживания – 0,75-1м.
4. Приземление – момент касания колёсами земли.
5. Пробег – для погашения скорости от Vпос до «0» (до Vруления).
У самолётов с носовым колесом пробег состоит из двух фаз:
- первая – пробег на основных колёсах;
- вторая – пробег на трёх колёсах, в стояночном положении.
Основные параметры посадки.
Глиссада снижения – это линия, по которой движется центр тяжести самолёта при снижении (задаётся системой посадки 2º40'-4º).
Угол снижения – угол, заключённый между траекторией снижения самолёта и горизонтом.
(удобные 5º-6º)
Увеличение угла снижения – отклон. щиток, дроселир. дв-ля.
Посадочная скорость – скорость, при которой происходит приземление самолёта.
(м/с)
0,94 – коэффициент, учитывающий влияние воздушной подушки при полёте у земли.
Длина пробега – это расстояние, проходимое самолётом от точки касания ВПП до полной остановки.
– ускорение замедления.
| Схема сил, действующих на посадке самолёта. |  СНИЖЕНИЕ
Р + G2 = X→ Vпост. Y = G1 → Өпл. пост.
|
 НАЧАЛО ВЫРАВНИВАНИЯ
Өпл↓ Vпл↓ Y > G1(на ∆Y)
| |
КОНЕЦ ВЫРАВНИВАНИЯ
Р = 0: Х↑ V↓ Y↓
| |
 ВЫДЕРЖИВАНИЕ
Р = 0: Х↑ V↓ Y↓
| |
 ПРИЗЕМЛЕНИЕ
Y < G V↓
V = Vпос.
| |
 ПРОБЕГ
Y < G
X + Fтр. → V↓
|
Посадочная дистанция – расстояние по горизонтали, проходимое самолётом за время снижения с Н=9м до полной остановки после пробега.
Lпос.дис. = (2÷2,5) Lпроб
У самолёта Як-18т в стандартных условиях:
Vпос = 125-130 км/ч. Меньшее значение для G=1510кг
Lпроб = 350-470м Большее G=1650кг
Lпос.дис = 650-790м
На посадочные характеристики влияют факторы:
1. Посадочный вес:
Gпос > Vпос >; Lпр >; Lпос.д. >
2. Положение посадочного щитка
Щиток выпущен Су пос > Сх > Vпос < Lпроб < Lп.д. <
3. Посадочный угол атаки:
αпос > Су пос > Vпос < Lпроб < Lп.д. <
4. Атмосферное давление:
Р > ρ < Vпос >; Lпр >; Lпос.д. >
5. Температура наружного воздуха:
tºН.В. > ρ < Vпос >; Lпр >; Lпос.д. >
6. Высота аэродрома:
Наэр > ρ < Vпос >; Lпр >; Lпос.д. >
7. Угол наклона:
на уклон Lпр <
под уклон Lпр >
8. Состояние поверхности аэродрома:
Чем мягче и вязче грунт, тем меньше Lпробега
9. Применение тормозов:
Без тормозов – 650м уменьшается Lпробега
10. Направление и скорость ветра:
Встречный ветер Lпр <
Попутный ветер Lпр >
Выполнение посадки с выпущенным шитком.
- Снижение на посадочной прямой на V = 150 км/ч.с выпущенным щитком;
- С Н=30м взгляд на землю в т.н. выравнивания (Vпл и Өпл выдерживается виз-но);
- Определив высоту начала выравнивания (5-6м) плавно штурвал на себя (уменьш. Өпл) с таким расчетом, чтоб подвести самолёт к земле на 0,5-0,7м. В начале выравнивания – взгляд перенести в сторону на 20º-25º и вперёд на 20-25м. Взгляд скользит по земле;
- Выдерживание с постепенным снижением, для чего плавным движением штурвала на себя создать самолёту посадочное положение, чтобы приземление произошло с Н=0,15-0,25м на основные колёса (Vпос=125-130км/ч.);
- Задержать штурвал в положении, при котором произошло приземление;
- После опускания носового колеса на V = 110 км/ч. приступить к торможению;
- Уборку щитка выполнять после сруливания с ВПП на нейтр. полосе.
Посадка без щитка.
Применяется при невозможности выпуска щитка (аварийно).
В этом случае:
дальность снижения >;
(Этап) время выдерживания >;
скорость приземления >.
Скорость после четвёртого разворота (на прямой) 150-160 км/ч. Техника выполнения посадки не имеет существенных отличий от посадки со щитком.
Посадка с боковым ветром.
- Усложняется заход на посадку;
- После выхода из четвёртого разворота (на прямую) появляется снос
Uб = 10м/с под < 90º к ВПП.
Снос при посадке с боковым ветром парируют углом упреждения.
Необходимо помнить:
- При боковом ветре слева самолёт имеет тенденцию к посадке (при уборке газа).
После приземления самолёта на два основных колеса отклонение руля направления совмещают продольную ось самолёта с осью ВПП.
Элероны в сторону ветра.
Рнапр по ветру.
Ошибки при выполнении посадки, причины и их исправление.
Основными ошибками при посадке являются:
1. Высокое выравнивание;
2. Взмывание;
3. «Козёл» - это взмывание после касания колёсами земли.
Высокое выравнивание.
Причины: 1. Неумение определять расстояние до земли.
2. Неправильное направление взгляда на землю, слишком близко и крылу и фюзеляжу.
3. Стремление быстрее посадить самолёт без учёта Н и V при расчете с перелётом.
4. Излишняя осторожность при неуверенности в точном определении расстояния до земли.
Порядок исправления:
- если пилот заметил, что начал выравнивать высоко (> 4-5м), необходимо прекратить выравнивание (лёгким нажимом штурвала от себя), дать возможность самолёту снизиться до нужной высоты, а затем продолжить выравнивание и закончить на Н=0,5-0,7м. По мере снижения самолёта с этой высоты создать самолёту посадочное положение на Н=0,15-0,20м.
- если выравнивание закончено высоко (до 2м) необходимо задержать штурвал, дать возможность самолёту снизиться до Н=0,5-0,7м и затем по мере приближения земли создать самолёту посадочное положение, взяв штурвал на себя.
Взмывание.
Причины: 1. Большая скорость планирования.
2. Неполностью убран наддув.
3.Неправильный взгляд на землю, слишком близко к крылу;
4. Резкое взятие штурвала на себя.
5. Позднее начало выравнивания, вследствие чего выравнивание произошло одним энергичным движением штурвала на себя.
6. Отвлечение взгляда от земли.
Порядок исправления.
Виражи и развороты самолёта.
Криволинейным полётом – называется полёт, при котором Ц.Т. самолёта движется по дуге окружности какого-либо радиуса.
Может быть выполнен в любой плоскости. Для искривления траектории необходимо создать неуравновешенную силу, перпендикулярную траектории движения. Неуравновешенная сила создаёт ускорение, а возникает при отклонении рулей управления, изменении режима работы двигателя и при порывах ветра.
Виражом – называется полёт самолёта по замкнутой траектории в горизонтальной плоскости с креном.
Угол, заключённый между линией горизонта и поперечной осью самолёта называется углом крена.
Мелкие виражи с γ < 45º
Глубокие виражи с γ > 45 
от величины крена.
От направления вращения:
- левые;
- правые.
По технике выполнения:
- правильные;
- неправильные.
-
Правильный вираж – полёт самолёта по дуге окружности в горизонтальной плоскости с постоянной скоростью, углом крена и без скольжения.
При правильном вираже продольная ось (Х) самолёта является касательной к окружности.
Схема сил на вираже.
Условия правильного виража.
Y1 = G H – const
Y2 = FЦ.б. Rвир – const
Р = Х Vвир – const
Подъёмная сила на вираже должна быть больше, чем в горизонтальном полёте.
Характеристики виража.
Перегрузка на вираже – число, показывающее во сколько раз Yвир больше Gс-та.
Зависит только от величины угла крена(γ).
γ >; cos γ >; n >
при γ = 30º n = 1,16
γ = 40º n = 1,43
γ = 50º n = 1,56
γ = 60º n = 2
при γ = 90º → n = ∞(бесконечность).
Скорость потребная для виража.
– Это скорость, необходимая для создания подъёмной силы, уравновешивающей вес самолёта.
Но Y1 = Yвир ∙ cosγ Y1 = G
Зависит от факторов:
1. G > Vвир >
2. α > Су > Vвир <
3. Н > ρ < Vвир >
4. S > Vвир <
5. γ > cosγ < n> Vвир >
Vэк. вир. = Vэк. Г.П. ∙ 
Установлены следующие допустимые скорости виража:
при γ = 45º Vвир = 180 км/ч.
при γ = 60º Vвир = 200 км/ч.
Тяга потребная для виража.
Это тяга, необходимая для уравновешивания силы сопротивления на вираже.
Зависит от тех же факторов, что и тяга горизонтального полёта и кроме этого зависит от величины крена.
γ > n > Pвир >
Мощность потребная для виража.
Это мощность, необходимая для выполнения правильного виража, на данном угле атаки с заданным креном.
Мощность, потребн. для виража зависит от тех же факторов, что и мощность потребная для Г.П. и, кроме того, зависит от угла крена: чем > γ, тем > n, тем > Nвир.
Вираж выполняется за счёт избытка мощности: чем > ∆N, тем большая возможная величина крена на вираже.
Предельный вираж – это правильный вираж с максимально возможным углом крена, при котором используется вся мощность двигателя.
Можно выполнить только на Vэк и Nвзл.
На самолёте Як-18т предельный крен по N у земли равен 70º.
Радиус виража.
Равенство Y2 = FЦ.Б. обеспечивает постоянство радиуса виража.
Зависит от факторов:
1. Vвир > Rвир >;
2. G >: Vвир > Rвир >;
3. α > Vвир < Rвир <;
4. Н > ρ < Vвир > Rвир >;
5. γ >: tg γ > Rвир <.
Время виража.
Зависит: Vвир > Rвир > tвир >
γ > tg γ > tвир <, т.к Rвир<
Явления, сопровождающие вираж.
При выполнении виража наблюдаются следующие явления:
1. Самопроизвольное увеличение крена – при выполнении виража внешнее крыло движется с большей скоростью и имеет большую подъёмную силу. В результате чего самолёт на вираже самопроизвольно стремится увеличить крен.
Необходимо на вираже поддерживать отклонение штурвала и педалей в
сторону противоположную крену.
2. Реакция винта:
левое вращение – реакция вправо;
– на правом вираже стремиться увеличить крен;
– на левом вираже – уменьшить.
3. Гироскопический момент винта (положение капота):
– на левом – опустить капот;
– на правом – поднять капот.
4. Перемена плоскости действия рулей управления относительно горизонта.
– на глубоких виражах с γ > 45º наблюдается перемена плоскости действия рулей управления относительно горизонта, т.е. «руль высоты» начинает выполнять роль «руля поворота», а руль поворота – роль руля высоты.
Положение капота относительно горизонта необходимо поддерживать рулём поворота, а угловую скорость вращения создавать рулём высоты.
Выполнение виражей с γ = 30º-45º.
1. Наметить ориентир для ввода в вираж и вывода из него.
2. Установить режим работы двигателя 70% и V = 180 км/ч.
3. Сбалансировать самолёт (триммер).
4. Плавным и координированным движением штурвала и педалей ввести самолёт в вираж.
5. Величину крена определить по положению капота и передних частей фонаря кабины относительно горизонта. Контроль по показанию авиагоризонта.
6. При достижении заданного крена и угловой скорости вращения штурвал отклонить в сторону, противоположную виражу (сохранить крен) и от себя, одновременно движением педали против вращения устранить стремление самолёта увеличивать скорость вращения.
7. За 20-30º до намеченного ориентира координированным движением педалей и штурвала в сторону, обратную вращению самолёта начать вывод из виража, незначительно отжимая штурвал от себя.
8. Как только самолёт прекратит вращение и выйдет из крена, поставить рули в нейтральное положение.
Вираж с γ = 60º.
1. Перед вводом в вираж установить режим работы двигателя 70% и скорость равную 200 км/ч.
2. В глубокий вираж самолёт вводится также как и в мелкий.
3. По мере увеличения крена – увеличивать Рк, чтоб при γ = 45-50º он был дан полностью.
4. При достижении γ = 45º необходимо незначительно выбирать штурвал на себя и ослабить нажим на педаль.
5. При крене равном 60º координированными движениями штурвала и педалей удерживать самолёт в режиме виража.
6. Штурвалом – сохранять угловую V вращения и крен.
Педалями – положение капота по горизонту.
7. Вывод начинать за 30-35º до намеченного ориентира координированными движениями штурвала и педалей, при этом штурвал одновременно отжимать от себя. После вывода штурвала и педали в нейтральное положение.
Восьмёрка.
– Это два виража, противоположного направления, связанные быстрым, энергичным переходом из одного виража в другой.
Восьмёрка выполняется: с γ = 45º – Vкр = 180 км/ч;
γ = 60º – Vкр = 200 км/ч.
По мере уменьшения крена при выводе из первого виража Рк уменьшается до 480-500мм рт ст., а при вводе увеличивается полностью.
Выполнение требует большого внимания и точной координации движения рулями управления.
Стандартный разворот.
Манёвр самолета по горизонтали для изменения направления полёта на 180º с выходом в ту же вертикальную плоскость, откуда начат разворот.
Стандартный разворот состоит из двух частей:
- Отворот на 80º в сторону противоположную стандартному развороту;
- Разворот на 260º в сторону от разворота.
Применяют для захода в сложных М.Условиях.
V = 170-180 км/ч, крен = 15º.
Скорость, крен и допустимая высота.
При полёте по кругу:
подъём носового колеса: 80-90 км/ч;
отрыв самолёта: 125-135 км/ч;
набор высоты: 160-170 км/ч.
I-ый разворот Н = 150м V = 180 км/ч, γ не > 20º;
II-ой разворот V = 180 км/ч, γ не > 30º;
III-ий разворот в режиме Г.П. V = 180 км/ч, крен = 30º Н = 300м.
Планирование (снижение) от 3его к 4ому развороту V = 170 км/ч,
4-ый разворот γ = 20º; Vпл = 170 км/ч вывод из разворота Н не < 150м
Снижение после 4ого разворота: V = 150 км/ч, щиток выпущен;
Посадочная скорость: V = 120-125 км/ч;
По ППП = V = 180 км/ч, в СМУ на посадке – + 5-10 км/ч от стандартной.
Спираль.
Это полёт самолёта по винтовой траектории с V-const при заданном угле крена.
Спираль, выполняемая с потерей высоты, называется нисходящей, а с набором высоты – восходящей.
Крен до 45º – мелкая спираль.
Крен > 45º – глубокая спираль.
Нисходящая спираль представляет собой сочетание установившегося планирования и виража.
Параметры спирали:
1. перегрузка: 
γ> n >; Ө> n<;
2. скорость потребная: 
;
3. радиус спирали: 
Vсп > rсп >
γ > rсп <
Ө > rсп <
4. Шаг спирали – высота, которую самолёт теряет за один виток спирали.
Vсп > Нсп >
Кс-та > Нсп <
Ө > Vсп > Нсп >
γ > Vсп < Нсп <
Спираль с минимальным шагом (Нсп. min) называется наивыгоднейшей.
(на V = 180 км/ч, с γ = 45º).
Развороты самолёта в наборе Н и при планировании являются частью восходящей и нисходящей спирали.
При выполнении спирали нельзя допускать:
- уменьшения скорости;
- увеличения крена;
- нарушать координацию отклонения рулей.
(возможно, приведёт к сваливанию самолёта).
Тема №12. Фигурные полёты.
Называется криволинейный полёт по сложной траектории обычно связанный с разгоном и торможением самолёта и с вращением относительно главных осей.
Фигурой – движение самолёта по заранее определённой траектории, изображающей ту или иную строго очерченную форму движения самолета, которому придают положения, не свойственные обычному полёту.
Основные элементы фигурных полётов:
- глубокий разворот;
- пикирование;
- горка;
- скольжение;
- штопор;
- бочка;
- петля;
- перевёрнутый полёт.
Могут быть выполнены в различных вариантах:
- по характеру и темпу вращения;
- углу поворота;
- направлению траектории.
В полёте на самолёт действуют нагрузки от веса самолёта (G), от манёвра при отклонении штурвалов, от действия воздушных потоков.
Прочность – способность конструкции выдерживать действующие в полёте нагрузки без разрушения и появления остаточных деформаций.
Для оценки величины действующих сил на конструкцию введено понятие перегрузки.
Нормальной нагрузкой – называется отношение подъёмной силы к весу самолёта.
;
Для каждого самолёта установлена разрушающая и максимально- допустимая эксплуа-тационные перегрузки.
Разрушающая – это “n” при которой происходит разрушение конструкции самолёта или появляется остаточные деформации.
Як-18 G=1650 кг nразр = 7,5
G=1510 кг nразр = 9,6
Максимально- допустимая – гарантирующая самолёт от разрушения и появления остаточные деформации.
Як-18т G = 1650 кг nmax доп. эксппл. = 5(-2,5)
G = 1510 кг nmax доп. эксппл. = 6,4(-3,2)
Коэффициент запаса прочности самолёта.
Перегрузка на вираже 
Перегрузка на манёвре (при взятии штурвала):
Зависит: Vпол > nманёвр > (штурвал на себя);
от темпа отклонения штурвала;
чем резче, тем nманёвр >.
Безвредная скорость – скорость пикирования, позволяющая выводить самолёт на αкр без остаточной деформации в конструкции самолёта.
Г.П. n = 1 (G = Y)
при подъёме и планировании n < 1 (Y < G, Y = G1);
на вираже n > 1 (т.к. Y > G, Y1 = G);
на фигурах 1 < n < 1.
Пикирование.
Называется ускоренно снижение самолёта по прямолинейной траектории с углом, превышающим угол планирования.
По углу наклона траектории:
пологое;
крутое;
отвесное;
отрицательное.
По способу вывода:
пикирование с прямой;
пикирование с разворота;
пикирование с переворота.
Скорость на выводе – 150 км/ч;
Угол пикирования – 40-50º;
Скорость начала вывода – 280 км/ч;
Скорость в конце вывода не > 300 км/ч.
Боевой разворот.
Это быстрый разворот самолёта на 180º с набором «Н» с выводом самолёта из разворота на скорости не менее эволютивной(150 км/ч).
Рк = ↑ n = 70%
скорость на вводе – 280 км/ч;
начальный крен – 15-20º (n = 3,5 – 4);
при развороте на 130º;
γ = 50º Өпод = 50º
скорость на выводе – 150 км/ч.
Ошибки: «перетягивание» штурвала;
некоординация отклонения рулей;
выход из боевого разворота на малой “V”.
Горка.
Это прямолинейный полёт самолёта с углом набора высоты, превышающим максимальный угол установившегося подъёма самолёта.
Выполняется за счёт запаса скорости.
угол набора до 50º;
n = 70%;
V ввода – 280 км/ч;
начало вывода на V - 170 км/ч (не < 140 км/ч);
конец вывода на V не < 140 км/ч.
Ошибка: – непостоянство угла горки;
– потеря V при выводе из горки.
Переворот.
Это поворот самолёта вокруг продольной оси на 180º, с последующим переходом на пикирование и выводом из пикирования в направлении, обратном направлению ввода.
скорость ввода – 160 км/ч;
угол кабрирования – 10-15º;
придаётся вращение рулями;
скорость вывода из пикирования – 190-200 км/ч;
конец вывода V – 240-250 км/ч.
Ошибки: – поворот самолёта > чем на 180º (V↓ свалив.);
– недоворот на 180º(потеря направления при выводе);
– потеря V при выводе из пикирования.
Потеря H – 260-280м. за переворот
Скольжение.
Выполняется с убранным и выпущенным щитком.
на V – 170 км/ч.
– выбирается ориентир;
– установить V в режиме планирования;
– отворот от ориентира на 10-15º;
– создать крен до 20º в сторону скольжения;
– удерживать самолёт от разворота отклонением педали в сторону противоположную крену.
Вывод одновременным движением штурвала и педалями.
Бочка.
Это полёт самолёта с вращением вокруг продольной оси на 360º.
Управляемая бочка.
- скорость – 230 км/ч;
- угол кабрирования – 10-15º(зафиксировать);
- плавным движением штурвала в сторону бочки вращать самолёт вокруг продольной оси;
- при крене 45-50º, начать отдавать штурвал, от себя не прекращая вращения;
- пройдя перевёрнутое положение при γ=40-50º увеличит нажим на педаль по вращению, и по мере подхода к положению самолёта с γ = 30-20º – штурвал подтягивать на себя;
- при подходе к Г.П., приостановить вращение, а затем поставить руки в нейтральное положение.
Ошибки: – малая V ввода (потеря Н);
– ввод в бочку без кабрирования (Н↓);
– уменьшается Nдв.(V↓, срыв.).
Штопорная бочка.
- установить V = 230 км/ч, n = 70%, Pk = 650-700 мм рт ст;
- угол кабрирования – 10-15º;
- отклонение педали на ⅓ хода в сторону бочки и незначительным взятием штурвала на себя с одновременным отклонением его в сторону отклон. педали придать самолёту вращение;
- за 20-30º до выхода самолёта в Г.П. установить рули на вывод в сторону, противоположную вращению;
- при выходе самолёта в горизонтальное положение – рули нейтрально.
Петля Нестерова.
Это полёт самолёта по замкнутой кривой в вертикальной плоскости.
- скорость на вводе – 280 км/ч, Рк – мах;
- по достижении V начать выполнение петли;
- скорость начала вывода – 190-200 км/ч;
- скорость в конце вывода – 270-280 км/ч.
Ошибки: – малая скорость ввода – (срыв в штопор);
– резкое отклонение штурвала на себя (потеря V);
– перетягивание штурвала (самолёт переворачивается и сваливается на крыло);
– в положении вверх колёсами – отклон. штурвал от себя – (возможен перевёрнутый штопор);
– на пикировании не откл. штурвал от себя – (V малая, возможен срыв);
– не учитывается гироскопический момент винта (возможна потеря направления вывода).
Тема №13.Особые случаи в полёте и полёт в особых условиях.
Отказ двигателя в полёте.
При отказе двигателя винт либо останавливается, либо будет авторотировать, создавая отрицательную тягу, зависящая от угла установки лопасти, частоты вращения, скорости и высоты полёта. Отрицательная тяга создаётся за счёт набегающего потока с углом установки лопасти, который был в полёте перед отказом.
При отказе двигателя:
К↓; Vу сн↑; необходимо Vпл↑.
Действия пилота при отказе двигателя.
На разбеге до отрыва:
- убрать газ;
- приступить к торможению;
- выключить зажигание;
- в случае опасности столкновения с препятствием необходимо торможением одного колеса развернуть самолёт, так чтобы избежать лобового удара;
- если не избежать лобового удара:
– закрыть ПК;
– сбросить дверь;
– убрать шасси.
В наборе высоты до 1ого разворота:
- перевести самолёт на планирование;
- выключить зажигание;
- выключить генератор;
- закрыть П.К.;
- посадку производить прямо перед собой;
- на выдерживании перед приземлением сбросить дверь кабины (выдерживание V = 160-170 км/ч).
Если посадка перед собой угрожает жизни экипажа из-за удара о препятствия, пилот может изменить направление.
При отказе между 1ым и 2ым разворотом действовать в соответствии (КУПП, РЛЭ).
При отказе после 2ого и в зоне действовать в соответствии (КУПП, РЛЭ).
Вынужденная посадка.
Планировать на V = 160-170 км/ч, щиток убран, шасси убраны.
Шасси и щиток выпускать только при полной уверенности в правильном расчете на посадку: (на аэродром), на вне аэродрома и на неизвестную площадку – с убранным шасси.
Действия пилота:
- установить V = 160-170 км/ч;
- убрать шасси (сопротивл.↓);
- закрыть пожарный кран;
- выключить зажигание (АЗС), аккумулятор;
- наметить площадку;
- выпустить щиток (решен. КВС) расчет производить с небольшим перелётом(уточнение скольжением);
- на выдерживании перед приземлением аварийно сбросить дверь кабины.
Изменение АДХ крыла и лётных характеристик самолёта при обледенении.
Обледенение одно из опасных метеоявлений, т.к. оно:
– искажает аэродинамические формы крыла и оперения;
– ухудшает состояние поверхности;
– ухудшается устойчивость и управляемость;
– нарушается работа двигателя и работа анероид.приб;
– могут выйти из строя агрегаты, системы самолёта и т.д.
Признаки обледенения:
– тряска самолёта;
– тряска рулей (иногда даже заклинивание);
– падение мощности двигателя;
– падение (уменьшение) скорости полёта (при неизм. режиме);
– ухудшение аэродинамических характеристик и лётных характеристик самолёта.
Различают виды обледенения:
- Прозрачный лёд. (Гололёд).
Возникает в среде(при полёте в облаках) содержащих достаточно крупные переохлаждённые капли при tн.в. от 0º до -5º. Распространяется по профилю вдоль хорды с образованием корытообразного нароста на носке профиля, а затем бугристого, шероховатого льда на расстоянии 200-300 мм по хорде.
- Непрозрачный. (Матовый) лёд.
Возникает в облаках, содержащих мелкие переохлаждённые капли или смесь мелких капель и кристаллов.
Образуется на передней кромке профиля в виде клиновидного нароста.
Обледенение характеризуется степенью и интенсивностью.
- Степень обледенения.
- Это количество льда, образовавшегося на самолёте за время всего полёта в условиях обледенения, чем больше время полёта, тем больше степень обледенения.
Слабое – менее 15мм;
Среднее – от 15мм до 30 мм;
Сильное – более 30мм(по шкале) указатель.
Интенсивность обледенения.
– Это скорость нарастания льда за 1 мин.
Слабая – 0,1 -0,5 мм/мин.
Средняя – от 0,51 до 1мм/мин.
Сильная – > 1 мм/мин.
Об интенсивности можно судить по уменьшению V – если через 5-10 мин после начала обледенения Vпол уменьшается на 5-10 км/ч – это большая интенсивность.
Влияние обледенения на АДХ крыла и на лётные характеристики самолёта.
– увеличивается Xлоб (в основном за счёт ↑ Xпроф)
Хпроф = Р1 – Р2 Хлоб = ↑ Хпроф + Хинд
– уменьшается Yкр, αкр (объясняется более ранним срывом воздушного потока)
Су ↓ (поляра) αкр ↓ (поляра)
– уменьшается качество самолёта (К) 
– увеличивается Nпотр; Рпотр, а Nрасп и Ррасп уменьшаются.
↑ 
↑ 
↓ 
↓ 
– уменьшаются избытки тяги и мощности
∆Р=↓Ррас – Рпотр↑ ∆N=↓Nрас – Nпотр↑
∆Р↓ ∆N↓
– лётные характеристики самолёта ухудшаются:
Г.П. 
: Су↓ VГ.П.↑(требуется) см. (кривые Жуковского).
Подъём: 
∆Р↓
см. (указательницу скоростей подъёма)
∆N↓ Vy под↓
Планирование: Lпл = Н·k ± U·t (K↓) Lпл↓
Vy пл = 
K↓ Vy пл↑ см. (указат. скорости планирования)
tg Өпл = 
K↓ Өпл >
Устойчивость и управляемость самолёта при обледенении.
При обледенении крыла, киля, стабилизатора значительно ухудшается устойчивость и управляемость.
– Причина:
обледенение нарушает их обтекание.
(уменьшается Y);
рули попадают в завихренный сходящий с крыла, с киля, стабилизатора поток, в результате снижается эффективность рулей (а, следовательно, ухудшается управление).
Недопустимость взлёта на обледеневшем самолёте.
– увеличивается Lразб (скорость нарастает медленно);
– возможность вывода самолёта на углы, близкие к критическим (при взятии штурвала на себя – подъём носового колеса и на выдерживание) и достаточно незначительных колебаний воздуха или ручки управления (на себя), чтобы произошёл срыв потока с крыла;
– при преодолении препятствий (т.к. Өпод↓, глиссада подъёма полагая, стремление пилота взять штурвал на себя, → αкр. срыв.);
– нарушение аэродинамической, геометрической симметрии самолёта.
Полёт в неспокойной атмосфере.
При полёте самолёта в неспокойной атмосфере действуют горизонтальные и вертикальные порывы воздуха. Горизонтальные порывы ветра не оказывают существенного влияния на самолёт. Перегрузка при горизонтальных порывах возрастает незначительно за счёт увеличения местной скорости обтекания крыла.
Вертикальный порыв оказывает существенное влияние на полёт ВС. Перегрузка при вертикальных порывах возрастает значительно и может достигнуть разрушающей величины.
Пример: при W до 10 м/с в Г.П. ∆П↑ на 0,2
при вертикальном порыве до 10 м/с ∆П↑ на 2,2.
∆Y = ∆Y1 + ∆Y2
где: 1 – величина перегрузки в Г.П. до порыва;
[+] – учитывает восход порывы;
[–] – учитывает нисход порывы;
- удельная нагрузка на крыло;
V – скорость полёта ВС;
W – скорость (ветра) порыва;
Су – производная Cy по углу атаки;
– плотность воздуха.
Из формулы: чем > Vполёта, тем > возникает перегрузка при действии на самолёт вертикального порыва.
В связи с этим в целях предупреждения возникновения чрезмерных нагрузок полёт в болтанку желательно выполнить на минимальной скорости, однако, полёт на Vmin в болтанку также опасен – возможностью перехода самолёта на закритические углы атаки и срыва в штопор. Поэтому полёт в болтанку рекомендуется выполнять на V = (1,8 – 2,2) Vmin.
Перегрузочный график.
Из графика: – при меньших скоростях полёта, рекомендованных в болтанку, самолёт испытывает меньшую нагрузку, но при этом будет приближаться к опасной зоне по управляемости.
– при полёте на скоростях, больше рекомендованных, самолёт будет испытывать большие перегрузки и при попадании в интенсивные вертикальные порывы приближается к опасной зоне по условиям прочности.
Рекомендуем. V=(1,8 – 2,2)Vmin.
С в а л и в а н и е с а м о л ё т а.
Сваливание – непроизвольное накренение и опускание носа самолёта на околокритических углах атаки.
Сваливание происходит вследствие срыва потока на крыле и уменьшения подъёмной силы крыла. При симметричном срыве потока с левой и правой половины крыла сваливание происходит на нос (уменьшен. Укр на крыльях одинаковое).
При несимметричном срыве – самолёт кренится и опускает нос (уменьшен. Укр) разное – кренение опускания носа – нарушение равновесия сил в направлении вертикали Укр < G, а так же возникающим при кренении скольжением на опускающееся крыло. (Восстанавливающий момент рыскания стремиться устранить возникающее скольжение и опускает нос самолёта вниз).
Сваливание происходит большей частью неожиданно, опасно, т.к. сопровождается потерей управляемости и высоты. Сваливание возможно переходом в спираль или в штопор.
В процессе сваливания появляется срывная тряска конструкции самолёта и рулей вызванная появлением пульсирующих аэродинамических сил при возникновении срыва потока. Пилот немедленно должен приступить к выводу самолёта из режима сваливания.
При выводе – действовать только органом управления(продольного – Руль высоты) штурвал от себя. Элероны и руль направления удерживать нейтрально до выхода самолёта на нормальные эксплуатационные углы (V > ↑).
Рули самолёта Як-18т сохраняют свою эффективность на малых скоростях полёта вплоть до сваливания.
Для предупреждения пилота о приближении к скорости сваливания на самолёте имеется:
Сигнализатор «Опасная скорость» табло и звуковая.
(130 км/ч 15 сек.)
Система ССКО-1 – световая срабатывает за 20-10 км/ч до сваливания
Звуковой и световой сигнал «Срыв» за 10-5 км/ч до сваливания.
Приборные скорости сваливания.
Масса самолёта (G) 1510 кг G =1650 км
123 км/ч – в крейсерской конфигурации на режиме Малый газ – 120 км/ч.(РЛЭ)
102 – в крейсерской конфигурации на режиме I Nном – 150 км/ч. (РЛЭ)
144 – в посадочной конфигурации режим Малый газ - 112 км/ч.(РЛЭ)
97 – в посадочной конфигурации Взлетный режим - 97 км/ч.(РЛЭ)
Вывод из сваливания.
Необходимо: – энергично штурвал от себя, не пытаясь исправить крен;
– после достижения V безопасной, элеронами убрать крен и вывести самолёт в Г.П.
Ш т о п о р.
Это снижение самолёта по крутой нисходящей спирали малого радиуса с одновременным вращением вокруг главных осей.
Штопор подразделяется:
По виду: нормальный;
перевёрнутый.
По углу наклона продольной оси к горизонту:
крутой 50 – 90º > 45º
пологий < 45º (30º – 50º)
плоский <30º <45º
По характеру протекания:
устойчивый
неустойчивый.
Причина штопора.
Считалось, что причиной штопора является попадание самолёта в вихревую воздушную воронку.
1916 год русский лётчик Арцеулов сознательно ввёл самолёт в штопор и вывел.
В 1925-29 годах академик Пышков разработал научнообоснованную теорию штопора. Было установлено, что причиной штопора является самовращение крыла на закритических углах атаки.
Схема сил
Если срыв развивается очень быстро, то прежде,чем образуется зона срыва на другой половинке крыла, подъёмная сила крыла с сорванным на половину обтеканием упадёт, и возникает момент Мх, вращающий самолёт вокруг продольной оси (Х) в сторону крыла, у которого понизился Су, момент настолько велик, что отклонение элеронов не в состоянии приостановить накренение самолёта.
На рис. Нарушение поперечного равновесия – αат опускающегося крыла становится > αкр в результате Су↓, а Сх↑.
Поднимающееся крыло: Су↓ и Сх, однако, Су уменьшается в меньшей степени, чем на опускающемся, что обуславливает более благоприятным обтеканием его на αат < αкр.
Разность Су(У) создаёт момент Мх вращающий крыло в сторону крена.
Момент разности лобовых сопротивлений Му вращает самолёт (крыло) вокруг вертикальной оси в сторону опущенного крыла.
Самовращение усугубляется из-за концевого срыва потока у опускающегося крыла и наличия скольжения вызывающего более ранний срыв потока на отстающем крыле.
Факторы, влияющие на штопор.
1. Центровка.
– при передней центровке у самолёта возникает пикирующий момент, что не способствует штопору. Самолёт неохотно входит в штопор и охотно выходит.
– при задней центровке у самолёта возникает кабрирующий момент, что способствует штопору. Самолёт охотно входит в штопор и неохотно выходит из штопора, в процессе штопора стремится перейти из крутого в плоский.
2. Разнос грузов по продольной оси самолёта.
– на ввод в штопор влияния не оказывают;
– в процессе штопора – дают большие центробежные силы, которые создают кабрирующий момент и способствует переходу из крутого штопора в плоский.
