Особенности выполнения полёта самолёта типа DА 40 при сваливании и при попадании в непреднамеренный штопор

Введение.

В последние годы для первоначального обучения в училищах ГА используются самолёты иностранного производства, на которых установлены кресла пилотов, не предусматривающих возможности использования парашютов для пилотов.

Как следствие в программах обучения пилотов, отсутствует упражнение для обучения курсантов выполнять ввод и вывод самолёта из «Штопора». Это приводит к тому, что курсанты не знают причин попадания самолёта в режим «Сваливания», а также точный алгоритм вывода самолёта из непреднамеренного «Штопора». Что в свою очередь снижает уровень безопасности полётов гражданских самолётов, пилотируемых пилотами, не выполнявших в процессе подготовки ввод и вывод самолёта из «Штопора».

Это методическое указание предназначено для более глубокого изучения и понимания курсантами причин попадание самолёта в режим «Сваливание самолёта» и «Штопор самолёта».

1.1 Общие сведения

DA 40NG является самолётом австрийского производства компании Diamond и обладает характеристиками очень технологичного и экономичного воздушного судна.

Среди компонентов планера есть пластик, а также углеволокно, обладающее высокой легкостью и прочностью. В производстве управляющих поверхностей самолёта, таких как РВ, РН, элероны и закрылки, была применена многослойная технология производства. В их состав входит использование углеволокна и стелкловолокна. При этом в состав лопасти винта входят не только композитные материалы, но и дерево, что придаёт дополнительную легкость конструкции, а использование нержавеющего покрытия в составе кромки винта придаёт повышенную прочность.

Самолет имеет двигатель Austro Engine E4-A, который является винтовым и четырёхцилиндровым, также имеющий редукционную передачу винта 1:1,69 и систему прямого впрыска и жидкосного охлаждения, включающую турбоохладитель. В качестве топлива может использоваться авиационный керосин и дизельное топливо, при этом выдаваемая мощность может составлять 123,5 кВт (165,6 л.с.) при 2300 об/мин.

Режим работы двигателя контролируется автоматически при помощи цифрового электронного регулятора. Данный самолёт имеет гидравлический винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69, с тремя лопастями, с возможностью изменения шага и при этом имеется система поддержания постоянных оборотов.

При производстве лопастей воздушного винта, кроме дерева, также используется стеклопластик в качестве покрытия и акриловый лак в качестве отделочного покрытия. Защитой от эрозии для передней кромки винта является оковка из нержавеющей стали, которая приклеена к лопасти на внешней части. Для внутренней части защитой служит полиуретан, представленный в качестве самоклеющейся эластичной ленты.

Из всех аварийных ситуаций в полёте следует выделить отказ двигателя и сваливание самолёта.

Из определения сваливания следует, что это движение самолёта, колебательное или апериодическое, протекающее относительно любой из его осей, не парируемое без уменьшения угла атаки из-за существенного ухудшения управляемости самолёта. Причиной возникновения сваливания является срыв потока на крыле на околокритических углах атаки.

Скорость сваливания определяется как теоретически, так и на практике. Формула скорости сваливания выглядит следующим образом:

Результат лётных испытаний позволяет определить скорость сваливания на практике. Самолёт, находясь в горизонтальном полёте, подвергается торможению с единичной перегрузкой, и скорость при которой начинается либо колебательное, либо апериодическое движение относительно одной из осей самолёта с угловой скоростью 0,1 рад/с и является скоростью сваливания.

Что касается самолёта DA 40NG , в случае достижения угла атаки 16,17 и 18 появляется тряска (небольшая), звуковая сигнализация срабатывает не сразу либо вообще не срабатывает (а срабатывает в случае потери скорости, например, при выводе самолёта из сложного пространственного положения). Как и сказано ранее, РУС необходимо отдать от себя и достичь безопасной скорости (тряски может не быть вообще в зависимости от условий внешней среды).

Самолёт отлично управляется на больших углах атаки, но о возможностях самолёта нельзя узнать в связи с ограничениями РЛЭ.

Непосредственно при выполнении сваливания самолёта (в учебных целях) ВС хорошо устойчив, при уменьшении РУД до малого газа самолёт плавно (в зависимости от окружающей среды), начинает опускать нос и стремится набрать скорость, задача пилота выдерживать самолёт в ГП до срабатывания звуковой сигнализации (приблизительно 65 knt, опять же скорость сваливания зависит от условий внешней среды, массы, конфигурации, закрылок), отдать РУС от себя, убрать тряску если она возникла, набрать необходимую скорость, вывести самолёт в ГП с дачей РУД по Vu.

При выполнении такого элемента как сваливание было замечено что:

- после того как РУД убран, РУС нужно плавно подтянуть на себя, чтобы удержать ВС в горизонте (соответственно педали нейтрально, чтобы ВС не свалилось в штопор), при достижении, скорости сваливания (в зависимости от условий внешней среды, массы и тд);
      - слышно звуковую сигнализацию;
      - при дальнейшем удерживании самолёта в ГП начинает происходить слегка заметная тряска ВС);
     - соответственно, чтобы самолёт удержать в ГП,чем больше ВС находится на таком режиме, тем больше нужно плавно подтягивать РУС на себя, не допуская кренов, «всё в нейтральном положении». Далее самолёт плавно начинает то опускать нос, то поднимать его с набором и снижением высоты, амплитуда колебания возрастает и самолёт постепенно начинает терять высоту;

- при дальнейшем расположении рулей в этом положении, колебания относительно боковой оси прекращаются, самолёт начинает двигаться вокруг продольной оси, создавая крены, с течением времени крены увеличиваются и скорость выполнения крена возрастает.

Выводится же самолёт самостоятельно дачей РУС от себя.

Режим авторотации воздушного винта используется в случае отказе двигателя. Высота полёта и скорость самолёта уменьшается, так как располагаемая тяга отсутствует, а сопротивление набегающего потока остается прежним. Первоочередная задача пилота - обеспечение безопасного завершения полета то есть – безопасной скорости и положения самолета в пространстве.

Отказ двигателя приводит к ухудшению аэродинамических характеристик самолёта (рис. 1).

Рис. 1. Влияние отказа двигателя на аэродинамические характеристики

Отказ силовой установки прекращает обдувание винтом крыла, из-за чего уменьшается скорость обтекания крыла (эффективная), что приводит к уменьшению Суа и увеличению Сха.

При скольжении на левое полукрыло происходит уменьшение критического угла атаки на 1–2°, что является результатом прекращения косой обдувки фюзеляжа и вертикального оперения. Отсюда следует, что такое скольжение может вызвать срыв потока. Также поляра смещается вправо на значение изменения лобового сопротивления, из-за чего наивыгоднейший угол атаки увеличивается на 1°, при этом изменение лобового сопротивления зависит от угла скольжения (b) (рис. 2).