П. Т. Бехтир, В. П. Бехтир практическая аэродинамика

При подготовке к взлету:

анализируются метеорологические ус­ловия полета на заданном маршруте и на аэродромах взлета и посадки;

по номограммам определяется максимально допустимый взлет­ный и посадочный вес самолета;

разрабатывается план полета по заданному маршруту в соот­ветствии с требованиями РЛЭ;

для выбранного взлетного веса определяются скорость приня­тия решения V₁, скорость начала подъема колес передней опоры V_R, безопасная скорость взлета со взлетной конфигурацией самолета V₂, безопасная скорость начала уборки механизации V₃, безопасная скорость с полетной конфигурацией самолета V₄;

рассчитывается коммерческая нагрузка и потребное количество топлива на полет;

выбирается схема размещения загрузки и рассчитывается цент­ровка самолета, обеспечивающая допустимый диапазон центровок в течение всего полета;

определяется угол установки стабилизатора;

производится предполетный осмотр самолета и его оборудова­ния каждым членом экипажа в соответствии с РЛЭ.

В процессе подготовки к полету и взлету необходимо учитывать все летные ограничения самолета Ил-76Т.
Ограничения по весу и центровке самолета

Бетонная ВПП Грунтовая ВПП

Максимальный рулежный вес, кгс . ..... 171000 153000
Максимальный взлетный вес *, кгс . ..... 170000 152000
Максимальный посадочный вес, кгс ..... 151500 135500
Максимальный вес самолета без топлива, кгс 128000 118000
Максимально допустимое количество топлива
на исполнительном старте, кгс . . ...... 84600 66600

Максимально допустимое количество топлива

для самолетов с № 0905 .......... 50000 30000

Максимальный вес коммерческой нагрузки

(включая вес контейнеров и поддонов), кгс . . 40000 30000

* Максимальный взлетный вес самолета на аэродромах класса «Б» с покрытием класса «В» 155 000 кгс.

2. Емкость топливной системы около 112000 л.

Предельно передняя допустимая центровка, % ba......... 20

Предельно задняя допустимая центровка, % ba......... 40

Взлет и посадка разрешаются на аэродромах, расположенных на барометри­ческой высоте от минус 300 м до 1000* м. Температура воздуха на аэродромах взлета и посадки от минус 50 С до плюс 45° С. Эксплуатация самолета допусти­ма до Н=12000 м в диапазоне температур от «Минимальной для арктических условий» до «Максимальной межконтинентальной ИКАО» (см. РЛЭ, фиг. 2—1).

Максимально допустимая составляющая скорости ветра, м/с:

попутная Wx ............5

боковая Wz (под углом 90°):

на сухой ВПП с коэффициентом сцепления   0,5 . . . 12

на ВПП с коэффициентом сцепления 0,4   < 0,5 . . . 10

на ВПП с коэффициентом сцепления 0,3<  <0,4 . . . 7

Максимальный уклон ВПП, %............. 2;

Конфигурация самолета:

при взлете с бетонной ВПП или с грунтовой ВПП с

взлетным весом менее 120 т:

закрылки, град . . . . ........... 30

предкрылки, град . . . . ............. 14

при взлете с грунтовой ВПП с взлетным весом 120 т и более:

закрылки, град . . . . .............. 43

предкрылки, град . . . . . ............ 25

Щиток и гасители подъемной силы убраны, шасси выпущено, стабилизатор устанавливается в зависимости от взлетного веса, центровки самолета и поверх­ности ВПП (бетонная или грунтовая, см. рис. 20)

при посадке на бетонную и грунтовую ВПП:

закрылки, град . . . . . ............. 43

предкрылки, град . . . . . ........... 25

щитки (после приземления), град .......40

гасители подъемной силы (после приземления), град . 20

Максимально допустимая приборная скорость при выпущен­ной механизации крыла, км/ч:

предкрылки отклонены на 14° . . . ........ 400

предкрылки отклонены на 25° ........ 370

закрылки отклонены на 15° . . . . . ....... 400

закрылки отклонены на 30° ........ 370

закрылки отклонены на 43° . . . . ........ 280

тормозные щитки отклонены на 40° . . . ..... 250

Максимально допустимая приборная скорость при выпуске и уборке шасси

в условиях нормальной эксплуатации, км/ч: 370

при выпуске шасси для экстренного снижения .... 500

при аварийном выпуске шасси . . . ........ 350

с выпущенным шасси . . . ............ 600

Максимально допустимая путевая скорость по условиям прочности пневматиков колес основных опор шасси, км/ч:

при разбеге . . . . . ............... 290

при пробеге . . . . . ............... 225

Радиус разворота самолета в зависимости от скорости руления:

скорость руления, км/ч .........10 30 40 50

радиус разворота, м ..........13 35 63 100

На H=—305 м давление р=787 мм рт. ст., на Н=1000 м р=674 мм рт. ст.

Минимальный состав экипажа (командир корабля, второй пилот,

штурман, бортинженер и бортрадист) . . . ..... 5 чел.

Максимальное количество сопровождающих в грузовой кабине 6 чел.

Lпв = Lвзл + Lнн

Собственно взлет Lвзл состоит из разбега Lp и 1-го воздушного этапа взлета L₁, т. е. Lвзл =Lp + L₁.

Длина разбега Lр—расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента от­рыва его от ВПП.

Взлетная дистанция Lвзл—расстояние по горизонтали, прохо­димое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента набора высоты 10,7 м (над уровнем ВПП в точке отрыва) с одновременным достижением скорости не менее безопасной скорости взлёта V₂ = 1,2Vc.


Полная взлётная дистанция Lпв – расстояние по горизонтали, проходимое самолётом с момента страгивания на линии старта до момента выхода на высоту 400 м (над уровнем ВПП в точке отрыва самолёта) или до момента, к которому заканчивается переход от взлётной к полётной конфигурации и достигается скорость полёта, равная 1,25Vс при полётной конфигурации.

Полная взлётная дистанция состоит из разбега и четырёх этапов набора высоты:

1-й этап – набор высоты с момента отрыва самолёта до высоты 10,7 м

2-й этап – набор высоты от 10,7 м до высоты, на которой достигается скорость начального набора высоты с выпущенной механизацией

3-й этап – набор высоты 120 м с выпущенной механизацией крыла

4-й этап – набор высоты от 120 м до Н=400 м с одновременным увеличением скорости полёта и уборкой механизации (см. рис. 21).

Набор высоты на всех этапах характеризуется определённым градиентом _н . Градиент _н определяется как тангенс угла наклона траектории набора высоты н и выражается в процентах:

_н = tgн  100%=Н/L  100%

Максимальное значение градиента набора высоты, достижимое на данном самолете в рассматриваемых эксплуатационных условиях, называется полным градиентом _пн. Полный градиент набора вы­соты _пн на третьем этапе должен быть не менее 5%, а на четвер­том—не менее 3% при всех работающих двигателях.

В процессе подготовки к выруливанию на предварительном и исполнительном старте самолету придается взлетная конфигура­ция, все системы и оборудование подготавливаются для выполне­ния взлета (см. РЛЭ «Контрольная карта обязательных проверок самолета экипажем»).

Взлет производится на взлётном режиме работы дви­гателей n_вд=97,55 %.

Разрешается выполнять взлет на номинальном режиме работы двигателей (n_вд=93 ± 1 %) при Gвзл  160 000 кгс.

Командир корабля сообща­ет экипажу о начале взлета командой «Режим взлетный». На заторможенном самолете бортинженер по этой команде плавно и синхронно выводит на взлетный режим сначала внешние, а затем внутренние двигатели. Убедившись в нор­мальной работе двигателей на взлетном режиме, а также сис­тем и оборудования (по док­ладу бортинженера) командир корабля дает команду: «Эки­паж, взлетаем», плавно отпус­кает тормоза, обеспечивая прямолинейность начала раз­бега.

Разбег самолета производится с отклоненным от себя штурвалом на угле атаки 3° при Су_разб = 0,90 (з=30°, пр=14°), а при з=43° и пр=25° Су_разб=1,7 (см. рис. 23) до скорости V_R. На­правление на разбеге выдер­живается педалями, т. е. рулем направления и поворотом ко­лес передней опоры.

Штурман в процессе раз­бега докладывает величину приборной скорости, выделяя ско­рость принятия решения V₁ словом «Рубеж», скорость начала подъема колес передней опоры Vпо(V_R) — «Подъем» и безопас­ную скорость взлета V₂==1,2Vс.

При достижении скорости Vпо(V_R) выключается управление поворотом колес передней опоры, плавным и непрерывным взятием штурвала на себя самолет выводится на взлетный угол атаки и производится отрыв на скорости на 10... 15 км/ч большей Vпо (V_R). При з=30° и пр=14° Су_отр= 1,5... 1,58, _отр=10, а при з=43° пр=25° Су_отр=2,15...2,3, _отр=9°...10° (см. рис. 23).

Скорость Vпо (V_R) только на 10—15 км/ч меньше безопасной скорости взлета V₂=1,2Vs=1,2Vc, на которой происходит набор высоты со взлетной конфигурацией самолета при продолжении взлета с одним отказавшим двигателем. Учитывая малую разность скоростей (V₂ – Vпо), можно сделать вывод, что в процессе подъема передней опоры самолет до отрыва набирает скорость, близкую к V₂, чем и обеспечивается безопасность отрыва. Поэтому подъем передней опоры необходимо начинать точно на приборной скорости Vпо (V_R).

После отрыва производится разгон самолета с набором высоты так, чтобы к Н=10,7 м скорость была не меньше V₂=1,2 Vс. На высоте не менее 5 м убирается шасси.

Па втором этапе набора L₂ (см. рис. 24) скорость необходимо увеличить до V₂+20 км/ч и поддерживать ее до высоты начала уборки механизации крыла.

При достижении высоты не менее 120 м на скорости V₂+50 км/ч в процессе разгона самолета начинается уборка механизации кры­ла, причем уборка предкрылков производится на V=350 - 370 км/ч ПР. Увеличение скорости в процессе уборки механизации крыла должно происходить так, чтобы к концу уборки скорость была не менее безопасной при полетной конфигурации (з=0

и пр==0), т. е. V₄=1,25 Vc. Следует также учитывать максимально допусти­мые приборные скорости при выпущенной механизации крыла, не допуская их превышения (см. разд. 4.1).

После уборки механизации на высоте круга на скорости 370...400 км/ч ПР двигатели переводятся на номинальный режим (n_вд=93±1%). Перевод двигателей на номинальный режим сле­дует производить плавно и синхронно, контролируя их работу, при­чем сначала внутренние, и убедившись в отсутствии разворотов — внешние. Одновременный перевод всех четырех двигателей на но­минальный режим представляет большую опасность в случае отказа двигателя, так как более трудно определить, какой из двигате­лей отказал.

Величина характерных скоростей на взлете определяется по графикам (рис. 25, 26 и 27), где показано пунктиром со стрелками определение этих скоростей при Gвзл==169 т (V_R=260; V₂=284; V₄= 360 км/ч ПР).

Рассмотрим схему сил, действующих на самолет при взлете (см. рис. 24 б, в). При разбеге на самолет действуют подъемная сила Y и сила лобового сопротивления X, вес G, тяга Р, сила реакции ВПП— N₁+N₂, равная и противоположная силе давления колес G-Y и сила трения Fтр. Величина силы трения определяется вели­чиной силы реакции N₁+N₂=G—Y и коэффициентом трения Fтр, который зависит от состояния поверхности ВПП, т. е.

Fтр = fтр(G - Y)



Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы тяга силовой установки была значительно больше суммы сил лобового сопротивления и силы трения, т. е.

P > (X+Fтр₁+Fтр₂)

В момент отрыва подъемная сила практически равна взлетному весу самолета: Y=СуSV²/2=G. Из этого выражения скорость отрыва будет определяться следующим образом:

Vотр=2G/(Cу_отрS).

Как видно из формулы, величина скорости отрыва зависит от взлетного веса самолета, плотности воздуха и Сyотр (см. рис. 23). При большем весе, меньшей плотности воздуха и меньшем коэффи­циенте Сyотр скорость отрыва большая.

Если известна скорость отрыва Vотр и время разбега tраз, то среднее ускорение самолета будет jср==Vотр/tраз. Длина разбега в этом случае определяется по формуле

Lр=jсрt²_раз/2, где jсрtраз = Vотр.

Как видно из формулы, длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением, причем, при уменьшении скорости отрыва и увеличении ускорения длина разбега уменьшается.

Среднее ускорение самолета jср при разбеге зависит от избытка тяги Р=Р—(Х+Fтр) и массы самолета т=G/g и при большем избытке тяги и меньшей массе самолета ускорение большее, так как

jср = P/m = g[P – (X+Fтр)]/G

Величина длины разбега зависит от различных эксплуатацион­ных факторов.

Во-первых, увеличивается истинная скорость отрыва (приборная скорость —постоянная), во-вторых, уменьшается ускорение са­молета вследствие уменьшения избытка тяги Р=P(Х+Fтр), выз­нанного уменьшением располагаемой тяги.

Сумма сил лобового сопротивления и силы трения (Х+Fтр) практически не изменяется, так как при уменьшении плотности на любой истинной скорости разбега лобовое сопротивление и подъ­емная сила уменьшаются, а сила трения увеличивается вследствие уменьшения подъемной силы.

Взлетный вес самолета. При увеличении взлетного веса длина разбега возрастает. Во-первых, при взлете с большим весом увели­чивается скорость отрыва, во вторых, значительно уменьшается ускорение самолета jср. Самолет с большим весом инертнее, так как имеет большую массу. Кроме того, на любой скорости увели­чивается сила трения, а на больших скоростях увеличивается еще и сопротивление самолета. Вследствие этого избыток тяги и уско­рение самолета уменьшаются.

Механизация крыла. При отклонении закрылков на взлете на 30° и предкрылков на 14° Суотр увеличивается, а скорость от­рыва и длина разбега уменьшаются. При таком угле отклонения закрылков и предкрылков запас тяги Р и ускорение самолета практически не изменяются, потому что сумма сил лобового сопро­тивления и силы трения остается постоянной, но значительно уменьшает длину разбега. При отклонении закрылков на 43° и предкрылков на 25° дополнительно увеличивается Суотр, а скорость отрыва и длина разбега дополнительно уменьшаются.

Ветер. При взлете со встречным ветром величина путевой ско­рости отрыва уменьшается на величину скорости ветра. Уменьше­ние путевой скорости отрыва вызывает уменьшение длины разбега.

Наклон взлетной полосы. При взлете с полосы, имеющей угол наклона _ВПП, составляющая веса самолета Gsin_ВПП направ­лена параллельно плоскости ВПП.

Если самолет взлетает под уклон, то к тяге силовой установки добавляется составляющая веса Gsin_ВПП. Следовательно, са­молет имеет большее ускорение и меньшую длину разбега, и наоборот.

1) скорость принятия решения V₁

2) скорость начала подъема передней опоры Vпо (V_R)

3) безопасная скорость взлета V₂

4) скорость и полные градиенты набора высоты на различных этапах (участках) взлета;

5) потребная взлетная дистанция при всех работающих дви­гателях.

1. Собственно взлет, в случае отказа одного двигателя Lзв, дол­жен закончиться на располагаемой дистанции (продолженного) взлета (РДВ), которая включает: длину ВПП, уменьшенную на участок выруливания самолета (Lвыр  100 м) и длину свободной зоны (Lсз) полосы воздушных подходов (ПВП), причем участок свободной зоны, включаемый в длину РДВ, должен быть не более 1/2 длины ВПП. В расчете обычно берется 2/3 Lсз = ПВП

Lзв  РДВ = ВПП – Lвыр + ПВП

2. В случае продолжения взлета при отказе одного двигателя разбег самолета должен закончиться на ВПП, причем после отры­ва самолет должен пролететь над ВПП 1/2 первого этапа набора высоты L₁ (Н=10,7 м). Общее расстояние Lзр = Lр + L₁/2 должно быть не более располагаемой длины разбега РДР, которая равна длине ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания Lвыр

Lзр = Lр + L₁  РДР = ВПП - Lвыр.

3. В случае прекращения взлета при отказе одного двигателя самолет должен остановиться в пределах располагаемой дистанции прерванного взлета (РДПВ), которая равна длине располагаемой летной полосы (РЛП), уменьшенной на участок выруливания Lвыр. РЛП включает длину ВПП и длину концевой полосы безопасности КПБ.

Lпрекр.взл  РДПВ = РЛП – Lвыр = ВПП - Lвыр + КПБ.

4. Уклон полосы  —это тангенс угла уклона ВПП в % ( = tg _ВПП 100%), должен быть не более 2%.

5. По величине скорости и направлению ветра определяется со­ставляющая ветра Wx по оси ВПП и составляющая Wz под углом 90° к оси ВПП.

По величине боковой составляющей ветра Wz, с учетом состоя­ния поверхности ВПП (коэффициента сцепления ) определяется возможность взлета. Осевая составляющая ветра Wx учитывается при определении максимально допустимого взлетного веса, причем расчетные графики построены так, что поправка на встречный ве­тер учитывает 0,5 Wx, а на попутный - 1,5 Wx. Такая величина коэффициентов предотвращает взлет самолета с завышен­ным весом, так как в момент взлета встречный ветер мо­жет уменьшиться, а попут­ный увеличится.

6. Температура в С и атмосферное давление в мм. рт. ст. на аэродроме взлёта.

При наличии этих условий и характеристик полной взлётной дистанции можно определить максимально допустимый взлётный вес Gвзл max доп и скорости V₁, Vпо (V_R) и V₂.

Порядок определения этих величин. Допустим, что взлёт самолёта Ил-76Т происходит на аэродроме, где:

длина ВПП = 2140 м

длина КБП = 120 м

длина свободной зоны, включаемая в длину РДВ, ПВП = 460 м

уклон ВПП встречный (вверх) 1%

встречная составляющая ветра Wx = 10 м/с

боковая составляющая ветра Wz = 6,5 м/с с учётом состояния поверхности ВПП позволяет выполнить взлёт [величина составляющих скорости ветра Wx и Wz определяется по скорости и направлению ветра на графике (рис. 28)]
давление воздуха 760 мм.рт.ст.

В результате расчёта определим:

максимально допустимый взлётный вес самолёта Gвзл max доп;

скорость принятия решения V₁;

скорость начала подъема передней опоры Vпо (в графиках РЛЭ эта скорость обозначена V_R);

безопасную скорость взлета V₂ (2-й и 3-й этап);

безопасную скорость набора высоты V₄ (4-й этап).

Расчет и его аэродинамическое обоснование. По характеристи­ке полной взлетной дистанции определим:

располагаемую длину разбега (РДР):

РДР=ВПП –Lвыр = 2140 – 100 = 2040 м;

располагаемую дистанцию продолженною взлета (РДВ) :

РДВ=ВПП – Lвыр + ПВП = 2140 – 100 + 460 = 2500 м;

располагаемую дистанцию прерванного взлета (РДПВ):

По графику (рис. 30 а) определим максимально допустимый взлетный вес самолета, обеспечивающий нормируемый полный гра­диент набора высоты _пн = 3% на безопасной скорости взлета V₂==1,2 Vс при трех работающих двигателях на взлетном режиме (один двигатель отказал, шасси убрано, закрылки выпущены на 30, предкрылки на 14 и _п.н=1,7% на 4-м этапе при скорости равной 1,25 Vс с убранным шасси и механизацией крыла, при ра­боте трех двигателей на номинальном режиме). В нашем примере величина максимально допустимого взлетного веса определяется по стандартной высоте аэродрома 0 м и температуре воздуха 15° С.

Такой метод определения максимально допустимого веса мож­но объяснить следующим. Угол набора высоты определяется

sinн = Р/G=(Рр— X— Gsin)/G  tgн, а градиент _н = tgн100%

Это означает, что градиент набора характеризует угол набора вы­соты, причем, для малых углов набора tgн  sinн. Величина за­паса тяги Р, угла набора и градиента набора высоты при полете без скольжения определяется величиной располагаемой тяги трех двигателей. При увеличении высоты (уменьшении атмосферного давления и температуры воздуха) располагаемая тяга трех двига­телей и запас тяги уменьшаются, следовательно, для сохранения угла и градиента набора (sinн и tgн100%) необходимо умень­шить вес (см. формулу для определения в sinн). Так, например, при t=30° С и высоте аэродрома 1000 м (р=674 мм.рт.ст.) мак­симально допустимый вес уменьшается до 162,5 т (см. графики рис. 29 и 30). При грубых ошибках в технике пилотирования (боль­шое скольжение самолета) градиент набора значительно умень­шится при максимально допустимом взлетном весе.

4. В разд. 4.2. было указано, что скорость начала подъема ко­лес передней опоры шасси Vпо(V_R) выбрана так, чтобы обеспечить отрыв самолета на безопасной скорости посредством скорости сры­ва Vc, причем Vпо=1,15 Vc. Безопасная скорость начального на­бора высоты со взлетной конфигурацией самолета при убранном шасси V₂ = 1,2 Vc.

Рассмотрим условия выбора скорости принятия решения V₁. Во-первых, эта скорость должна удовлетворять условию Vmin ЭР  V₁  Vпс, где Vmin ЭР—минимальная эволютивная скорость разбега. В случае отказа критического двигателя на разбеге на ско­рости Vmin ЭР должна обеспечиваться возможность только с по­мощью аэродинамических органов управления (руля направления) сохранить прямолинейное движение самолета. Во-вторых, скорость

принятия решения V₁ = Vотк1дв + V_t=3c. Это выражение означает, что решение о продолжении или прекращении взлета пилот прини­мает не в момент отказа двигателя, а на несколько большей скорости (после доклада бортинженера). Скорость принятия решения V₁ должна быть не больше Vпо (V_R), так как по достижении Vпо (V_R) начинается подъем передней стойки шасси и через 2...3 с наступает отрыв самолета от ВПП. После отрыва прекращать взлет запрещается потому, что не гарантируется безопасность по­садки вследствие большого веса самолета и, главным образом, по технике пилотирования. Самолет после отрыва находится на боль­ших углах тангажа и под действием несимметричной тяги разво­рачивается и кренится в сторону отказавшего бокового двигателя. Пилот отклонением руля направления и элеронов парирует разво­рот, но при уменьшении РУД для выполнения посадки вследствие отклоненных рулей самолет будет разворачиваться и крениться в сторону двух работающих двигателей с одновременным снижением и увеличением углов атаки. Все это может привести к грубой по­садке на одну основную опору на больших углах атаки и с боко­вым ударом при взлетном весе самолета. Возможен в этом случае и срыв самолета. Таким образом, при отказе критического двига­теля после скорости Vпо (V_R) взлет необходимо продолжать, а скорость принятия решения V₁ должна быть не больше скорости Vпо, т. е. V₁  Vпо (V_R). Такие требования к выбору скорости V₁ определяются техникой пилотирования.

Вместе с этим скорость V₁ выбирается такой, чтобы при отказе одного двигателя на разбеге гарантировалась безопасность как при прекращении взлета, так и при его продолжении. При прекра­щении взлета на V₁ самолет должен остановиться в конце распо­лагаемой дистанции прерванного взлета (РДПВ). При продолже­нии взлета на V₁ отрыв самолета должен произойти с ВПП на рас­четной скорости Vотр и к концу располагаемой дистанции разбега (ВПП) самолет должен пролететь 0,5 L₁, а к концу располагаемой дистанции (продолженного) взлета набрать высоту 10,7 м и достиг­нуть скорости V₂. Учитывая это, при отказе одного двигателя на разбеге до скорости V₁ включительно взлет прекращать, а на боль­шей скорости обязательно продолжать.

Для определения максимально допустимого взлетного веса и скорости принятия решения V₁ из условий безопасности при отказе одного двигателя на разбеге по данным взлетной дистанции необ­ходимо выполнить два независимых расчета:

а) определить максимально допустимый взлетный вес и отно­шение V₁/Vпо (в РЛЭ отношение V₁/V_R), ограниченных распола­гаемой дистанцией продолженного взлета (РДВ) и располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ);

б) определить максимально допустимый взлетный вес и отно­шение V₁/Vпо (V₁/V_R), ограниченных располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ). Наименьший из определенных весов по пп. «а» и «б», а также по полному градиенту набора высоты _пн (см. п. 3) принимается за максимальный взлетный вес. Отно­шение V₁/Vпо должно соответствовать принятому взлетному весу.

Примечание. 1. При отсутствии свободной зоны для взлета (ПВП) на­добность в расчете по п. «б» отпадает.

2. Порядок расчета по п. «а» (рис. 31 и 32) и п. «б» (рис. 33 и 34) одинаков, поэтому будет описан только по п. «а».

Проводим горизонтальную линию от точки, соответствующей величине рас­полагаемой дистанции (продолженного) взлета РДВ=2500 м (см. рис. 31) до пе­ресечения с линией отсчета, а затем вносим поправку на уклон «вверх» 1%. Для этого из точки линии отсчета эквидистантно графикам проводим наклонную до пересечения с вертикальной линией, соответствующей заданному уклону ВПП «верх» 1 %. Из этой точки проводим горизонтальную линию до пересечения с линией отсчёта поправок на ветер. Для этого проводим наклонную линию до пересечения с вертикалью соответствующей заданной величине скорости встречного ветра 10 м/с. Из этой точки проводим горизонтальную линию, пересекающую график D=f(G).

Нетрудно видеть, что при введении поправки на встречный уклон РДВ умень­шилась до величины 2350 м, а при введении поправки на встречный ветер она вновь увеличилась до 2600 м. Как объяснить эти поправки? Известно, что при взлете на

встречный уклон с заданным весом самолета длина разбега и взлетной дистанции увеличиваются. Для обеспечения достаточности заданных РДР и РДВ необходимо взлетный вес самолета уменьшить. Это значит, что взлетный вес на РДВ=2350 м без уклона ВПП будет таким же, как на РДВ=2500 м со встреч­ным уклоном ВПП—1%. Из этого объяснения следует, что влияние уклона и других факторов (скорости и направления ветра, состояния поверхности ВПП) на величину максимально допустимого взлетного веса самолета в процессе рас­чета учитывается заменой заданных взлетных дистанций эквивалентными, на ко­торых максимально допустимый взлетный вес самолета такой же, как и на за­данных.

По аналогии, начиная отсчет от точки, соответствующей заданной распола­гаемой дистанции прерванного взлета РДПВ=2160 м, двигаясь вверх по направ­лению стрелок, вводим поправки на величину этой дистанции при уклоне ВПП «вверх» 1% и встречном ветре 10 м/с. После введения поправок проводим верти­кальную линию, пересекающую график величины D=f(G).

В точке пересечения горизонтальной и вертикальной секущих на графике D читаем значение D=2550 м и относительной скорости V₁/V_R=0,892 (см. рис. 31).

Величина D — сбалансированная взлетная дистанция. При взлете с аэродро­ма, имеющего равные РДВ и РДПВ, без уклона, при безветрии величина D бу­дет равна этим двум дистанциям, т. е. D=РДВ=РДПВ. В этом легко убедить­ся на графике (см. рис. 31), например, при РДВ=2000 м и РДПВ=2000 м D также равна 2000 м, а V₁/V_R = 0,88. Следует обратить внимание, что для каж­дой дистанции D независимо от величины РДВ и РДПВ максимально допусти­мый взлетный вес одинаковый, а V₁/V_R и V₁ будут различными. Если РДВ уве­личивается, а РДВП уменьшается при одной и той же дистанции D, то V₁/V_R и V₁ будут меньшими, т. е. большей дистанции РДВ будет достаточно для завер­шения взлета в случае меньшей V₁, а при меньшей V₁ потребная РДПВ для прекращения взлета будет меньшей, так как длина разбега до V₁ и длина про­бега будут меньшими

По величине D=2550 м максимально допустимый взлётный вес определя­ется по номограмме (см. рис. 32) с учетом температуры воздуха на аэродроме 15 и стандартной высоте аэродрома 0 м.

Расчет начинаем от t=15С. Проводим вертикальную линию до графика Н=0 м. Из этой точки проводим горизонтальную линию до линии отсчета, соответствующей взлётному весу самолета 140 т. Далее проводим линию, эквидистантную линиям графиков до пересечения с горизонтальной линией, проведенной из точки дистанции D=2550 м. Опустив вертикальную линию вниз из указанной точки пересечения, определим максимально допустимый взлетный вес 172 т (при РДВ=2500 и РДПВ=2160 м). Так как по условиям прочности максимально до­пустимый взлетный вес равен 170 т, то этот вес и будет по параметру D взлётным.

Расчет максимально допустимого взлетного веса самолета и отношения V₁/V_R по располагаемой длине разбега РДР=2040 м и располагаемой дистанции прерванного излета РДПВ=2160 производится по номограммам (рис. 33 и 34) в таком же порядке как и предыдущий расчет, только в этом случае определяется величина R - сбалансированная длина разбега (см. рис. 33), а затем по но­мограмме (см. рис. 34) определяется максимально допустимый взлётный вес.

Порядок расчет показан пунктиром и стрелками в направлении расчета. За исходные точки расчета для определения R (см. рис. 33) берется РДР-2040 м и вносятся поправки на уклон «вверх» 1% и встречный ветер 10 м/с, затем в РДПВ=2160 м вносятся поправки на уклон «вверх» 1% и встречный ветер 10 м/с. В точке пересечения горизонтальной и вертикальной линий расчета находим дистанцию R=2220 м и отношение V₁/V_R=0,91.

На рис. 34 показан порядок определения максимально допустимого взлетного веса самолета по дистанции R=2220 м с учетом t=15°С и Н=0 м. Максималь­но допустимый взлётный вес будет 169 т (при РДР=2040 м и РДПВ==2160 м).

Сравнивая три полученных взлетных веса: по градиенту набора высоты - 170 т; по дистанции D - 170 т: по дистанции R - 169 т, выбираем наименьший вес за макси­мально допустимый взлетный. В на­шем примере он будет 169 т и ог­раничен по РДР=2040 м и РДПВ =2160м (R=2220м).

5. Для определения скорости при­нятия решения V₁ берем отношение V₁/V_R соответствующее Gвзл = 169 т и по номограмме (рис. 35) находим величину V₁=236 км/ч ПР. Расчет V₁ показан пунктиром и стрел­ками. За исходную точку расчета берем вес 169 т, вносим поправку на V₁/V_R=0,91 и получаем V₁=236 км/ч.
6. По графикам (см. рис. 25) для максимально допустимого взлет­ного веса 169 т определим:

скорость начала подъема перед­ней стойки шасси Vп.ст.(V_R)=260 км/ч ПР;

безопасную скорость взлета V₂=285 км/ч ПР;

безопасную скорость набора высоты на 4-м этапе (механизация крыла убра­на) - 310 км/ч ПР.

Величина скоростей на различных этапах взлета для различных полетных весов дана в табл.6





Результаты расчета:

Максимально допустимый взлетный вес . . . . . 169 т

Скорость самолета в точке принятия решения V₁ . 236 км/ч ПР

Скорость начала подъема передней опоры шасси

Vпо (V_R) ..................... 260 км/ч ПР

Безопасная скорость взлета V₂ . . ........ 285 км/ч ПР

Безопасная скорость набора высоты на 4-м этапе V₄ 360 км/ч ПР.

Если при расчете максимально допустимого взлетного веса по располагаемой дистанции (продолженного) взлета РДВ и располагаемой дистанции прерванно­го взлета РДПВ (см. рис. 31) точка пересечения вертикальной и горизонтальной секущих на графике D=f(G) лежит правее линии V₁/V_R=1 то РДПВ превы­шает длину, потребную для прекращения взлета, даже при V₁=V_R (Vп.ст.) В этом случае следует определить величину D на пересечении РДВ с линией V₁/V_R=1 и по этой величине D определить максимально допустимый взлётный вес по номограмме (см. рис. 32). Скорость принятия решения V₁ в этом случае равна V_R.

Такой же случай может иметь место при расчете максимально допустимого взлетyого веса по РДР и РДПВ (величина R). В этом случае поступать так же, только величину R определяем но номограмме (см. рис. 33), а максимально допустимый взлетный вес по номограмме (см. рис. 34). Скорость принятия решения V₁ также будет равна V_R.

Если точка пересечения вертикальной и горизонтальной секущих лежит вы­ше сетки номограмм величины D (R), (см. рис. 31 или рис. 33), то это значит, что максимально допустимый взлетный вес не ограничен располагаемой взлетной дистанцией РДВ (или РДР) и должен быть определен только исходя из усло­вия обеспечения установленных градиентов набора высоты (см. рис. 30). Для определения скорости принятия решения V₁ в этом случае находим потребную величину D (R) для этого взлетного веса самолета по номограммам на рис. 32 (или рис. 34) с учетом условий взлета (температуры и высоты аэродрома). По величине D (R) на рис. 31 (или рис. 33) в точке пересечения полученной линии D (R) с располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ) определяем отношение V₁/V_R. Если эта точка лежит правее сетки номограмм D (R), то бе­рем V₁/V_R=1. На графике (см. рис. 35) по весу самолета и V₁/V_R находим V₁.

7. Если максимально допустимый взлетный вес, определяемый по условиям отказа одного двигателя на взлете, не ограничивается дистанциями РДР, РДВ и РДПВ, то для принятого значения взлетного веса необходимо определить пот­ребную взлетную дистанцию при всех работающих двигателях (рис. 36). Указан­ная потребная взлетная дистанция дана с коэффициентом длины ВПП, рав­ным 1,15.


На рис. 36 пунктирными линиями со стрелками приведен пример определе­ния потребной взлетной дистанции для следующих условий:

температура воздуха, ° С................ 15

высота аэродрома, м........ ......... 0

взлетный вес, кгс . . . . .............. 169000

встречная составляющая ветра, м/с .....10

уклон ВПП «вверх», 1%............... 1

Потребная взлетная дистанция при всех работающих двигателях равна 2100 м. При этом фактическая длина взлетной дистанции 1820 м, а длина раз­бега 1500 м (см. рис. 24, а).

Для определения полного градиента набора высоты _пн с выбранным взлет­ным весом на 2-м, 3-м и 4-м этапе набора при одном отказавшем двигателе в РЛЭ имеются номограммы.

При взлете с грунтовой ВПП со взлетным весом 120 т и более з=43° и пр=25°. Для определения _пн на 3-м этапе в РЛЭ имеется специальная номо­грамма, но метод определения такой же, как и при з=30% и пр=14°.

Расчёт полного градиента набора _пн необходим при выполнении взлёта с аэродрома, имеющего препятствия в направлении взлёта.

4.4. Особенности взлета с грунтовых ВПП
Эксплуатация самолета Ил-76Т допускается на грунтовых ВПП при прочности грунта 8 кгс/см² и более. Допускаются отдельные полеты на грунтовых ВПП с прочностью грунта 6...7 кгс/см². Раз­решается эксплуатация самолета на заснеженных аэродромах при толщине снежного покрова до 15 см любой плотности и температу­ре снега не выше минус 1 С.

Руление самолета по сухой грунтовой ВПП с прочностью грун­та более 7 кгс/см2 и по заснеженной полосе аэродрома северных широт выполняется так же, как и на бетонной полосе. При влаж­ном верхнем слое грунта, а также заснеженной полосе аэродрома средних широт рекомендуется рулить с повышенным вниманием на скорости не более 20 км/ч, учитывая снижение эффективности тормозов колес. Развороты на рулении выполнять с повышенным радиусом (20...25 м) на скорости не более 10 км/ч.

Взлет с грунтовых и заснеженных ВПП с взлетным весом 120... ... 152 т выполняется с отклоненными закрылками на 43° и пред­крылками 25°, а с весом менее 120 т

з=30° и пр=14°.

Максимально допустимый взлетный вес самолета в зависимости от температуры наружного воздуха и высоты аэродрома определя­ется по номограмме (см. рис. 30, б), причем во всех случаях он должен быть не более 152 т.

Взлетное положение стабилизатора при з=43 и пр=25° за­висит от центровки и определяется по графику (см. рис. 20, б), а при з=30° и пр=14° по графику (см. рис. 20, а).

Техника выполнения взлета такая же как и с бетонной ВПП. При этом следует учитывать ряд особенностей в начале и в про­цессе пробега.

На сухой грунтовой ВПП с прочностью грунта более 7 кгс/см² и на заснеженных аэродромах северных широт самолет удержива­ется на тормозах при всех работающих двигателях на взлетном режиме. Следовательно, начало разбега в этом случае обычное.

На ВПП с влажным верхним слоем грунта и на заснеженных ВПП аэродромов средних широт самолет не удерживается на тор­мозах при увеличении режима работы всех двигателей более 75— 80%. В этом случае после страгивания самолета с места плавно отпустить тормоза, сохраняя направление разбега, и синхронно увеличить режим работы всех двигателей до взлетного в процессе пробега.

В процессе разбега вследствие неровностей и переменного ко­эффициента трения ВПП наблюдаются периодические изменения ускорения, рыскания и колебания самолета по тангажу и крену, тряска самолета. В результате этих явлений заметно увеличивает­ся длина разбега и затрудняется выдерживание направления, что требует повышенного внимания пилота. При взлете с закрылками, отклоненными на 43°, и предкрылками — на 25°, особенно при передних центровках, усилия на штурвале заметно увеличены по сравнению с обычным взлетом.

После отрыва на высоте не менее 5 м начинается уборка шасси. При з=30° и пр=14° порядок действия экипажей такой же, как и при взлете с бетонной ВПП. При з=43° и пр=25° по достиже­нии высоты 120 м в процессе разгона на скорости не менее 240 км/ч ПР убираются закрылки с 43 до 30°, а по достижении скорости 300 км/ч ПР начинается уборка закрылков с 30° до 0. На скорости 350 км/ч ПР начинается уборка предкрылков. Скорости на взлете (з=43° и пр=25°) определяются в зависимости от взлетного ве­са самолета по графику (см. рис. 26, где их величина определена для Gвзл=150 т: V_R=210 км/ч; V₂=230 км/ч ПР; V₄=340 км/ч ПР) и по табл. 7.

В результате разности подъемных сил (Y₁+Y₁ >Y₂—Y₂) у самолета возникает кренящий момент на правое крыло (по ветру), а в результате разности лобовых сопротивлений (X₁+X₁ > X₂+X₂) возникает разворачивающий момент, под действием кото­рого самолет разворачивается влево, т. е. против ветра. Развора­чивающий момент также создается боковой силой Z_, возникаю­щей вследствие скольжения самолета в набегающем потоке. Эта же сила создает дополнительный кренящий момент самолета по ветру.

Так как крыло самолета Ил-76Т имеет обратное поперечное =-3°, то при наличии скольжения самолета в набегающем по­токе угол атаки левого крыла несколько меньше, чем у правого. Вследствие разности углов атаки, разность подъемных сил (Y₁ и Y₂) и лобовых сопротивлений (X₁ и X₂) уменьшается, а значит, кренящий и разворачивающий моменты также несколько умень­шаются.

Таким образом, в процессе разбега при взлете с боковым вет­ром самолет стремится развернуться против ветра и накрениться по ветру. При увеличении скорости на разбеге угол скольжения самолета  в набегающем потоке, кренящие и разворачивающие моменты уменьшаются. При подъеме передней опоры угол атаки самолета увеличивается, подъемная сила растет, причем на левой половине крыла она достигает величины, равной половине веса са­молета до скорости отрыва. Поэтому при дальнейшем увеличении скорости самолет начинает крениться на правое полукрыло и от­рыв его происходит с креном на это полукрыло. После отрыва по­является снос самолета по ветру.

На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивле­ние, чем при отсутствии бокового ветра, что способствует некото­рому увеличению длины разбега.

Учитывая изложенное, взлет с боковым ветром должен выпол­няться следующим образом (см. рис. 38).

Направление на разбеге выдерживается с помощью управления колесами передней опоры шасси и отклонением руля направления вправо. С увеличением скорости на разбеге эффективность руля направления возрастает и расход педалей уменьшится.

Кренящий момент самолета уравновешивается моментом эле­ронов путем отклонения штурвала в наветренную сторону, при­чем по мере увеличения скорости эффект элеронов увеличивается и угол отклонения штурвала следует уменьшать с таким расчетом, чтобы отрыв самолета от ВПП был 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 также уменьшать.

2. Взлет с ВПП, покрытой осадками. При взлете с мокрых, покрытых слоем воды или слякоти и обледеневших ВПП, необходимо учитывать, что самолет до выхода двигателей на взлетный редким не удерживается на тормозах. Поэтому синхронный вывод двигателей до взлетного режима следует производить в процессе начала разбега, выдерживая направление рулем направления, пе­редней опорой и плавным, несколько несинхронным, растормажи-ванием колес даже при слабом боковом ветре. Сложность взлета с боковым ветром со скользкой ВПП, особенно в начале разбега, заключается в трудности выдерживания направления, так как руль направления, колеса передней опоры и тормоза малоэффективны. Техника выдерживания направления на разбеге такая же, как и при боковом ветре на сухой ВПП, но движение педалями должны быть более плавными, упреждающими рысканье самолета.

Наличие осадков на ВПП влияет на изменение длины разбега, причем она может как уменьшаться, так и увеличиваться. Так, на влажной полосе вследствие уменьшения коэффициента сцепления сила трения колес уменьшается, ускорение самолета увеличивается, а длина разбега уменьшается. Значительное влияние на длину раз­бега оказывает толщина слоя осадков d и их относительная плот­ность  (с чертой) — отношение плотности осадков _ос к плотности воды , т. е. =_ос/. Из определения  следует, что для воды =1, для слякоти или снега <1 (для сухого снега =0,2, для слякоти в за­висимости от количества снега и воды 0,2<<1). При большой толщине (8...12 мм) и относительной плотности осадков длина разбега увеличивается (в 1,2 раза), так как кроме обычных сил сопротивления, действующих на самолет (X+Fтр), появляется гид­родинамическая сила, действующая на колеса шасси, Rгл (рис. 39). Ее составляющая Xгл увеличивает общее сопротивление самолета, уменьшается запас тяги и ускорение самолета. При большой тол­щине осадков на больших скоростях (меньших Vотр) Хгл достигает большого значения, запас тяги и ускорения самолета могут стать равными нулю, самолет может не достигнуть скорости отрыва, взлет станет невозможен.

Появление гидродинамической силы Rгл и ее составляющих Yгл и Xгл можно объяснить следующим. При наличии слоя воды или слякоти в процессе разбега самолета впереди колес появляется гидродинамическая волна, создающая гидродинамическое давле­ние на поверхности колес. При большей толщине слоя воды и большей скорости (до Vгл) гидродинамическая волна больше и контактная площадь колес с поверхностью воды увеличивается, что вызывает увеличение гидродинамической силы Rгл. Гидродина­мическая сила Rгл увеличивается пропорционально контактной площади колес с поверхностью волны, пропорционально относи­тельной плотности осадков и квадрату скорости разбега. Под дей­ствием гидродинамической силы происходит деформация колес (особенно с малым давлением р_ш), контактная площадь воды и ко­лес увеличивается, что дополнительно увеличивает гидродинами­ческую силу. Величина силы Rгл зависит также от формы пневматиков и вида поверхности их протектора.

В начале глиссирования зазор между колесами и ВПП неболь­шой, а относительная скорость скольжения колес по слою воды большая. Вследствие сил вязкости пограничного слоя воды у по­верхности колес при длительном скольжении происходит значи­тельный нагрев их поверхности. Нагрев настолько большой, что вода от контакта с колесами превращается в пар. Большая темпе­ратура и гидродинамическое давление вызывают плавление резины протектора колес, которые оставляют белесый след на ВПП, под­тверждающий наличие глиссирования. Иногда по этому следу су­дят о моменте отрыва самолета при взлете или моменте касания самолета при посадке. Это не совсем правильно. Дело в том, что при увеличении скорости разбега увеличивается подъемная сила крыла, что способствует увеличению зазора между колесами и по­верхностью ВПП, волна воды уменьшается и уменьшается гидро­динамическая сила Rгл и ее составляющие Yгл и Xгл, причем Yгл уменьшается на величину прироста подъемной силы, сохраняя Y+ Yгл = G. К моменту отрыва самолета подъемная сила Y ста­новится равной весу самолета, колеса выходят на поверхность во­ды, гидродинамическая волна и гидродинамическая сила Rгл (и ее составляющие Yгл и Xгл) исчезают. Учитывая это, можно сделать вывод, что по мере приближения скорости разбега к скорости V_R и Vотр слой воды между поверхностью колес и ВПП увеличивается, а прогрев ее у поверхности ВПП уменьшается и указанный след исчезает еще за несколько секунд до отрыва самолета.

Большую опасность при взлете и посадке представляет неравно­мерное покрытие ВПП осадками, что может стать причиной выкатывания самолета за обочину ВПП.

максимально допустимый взлетный вес самолета, ограниченный градиентом скороподъемности 3% в зависимости от высоты аэро­дрома и температуры воздуха;

потребную дистанцию прерванного взлета при отказе одного двигателя на скорости V₁ = V_R;

потребную взлетную дистанцию и потребную длину разбега при всех работающих двигателях;

скорости на взлете.

Значение скорости принятия решения V₁ принимается равным значению скорости подъема передней опоры V_R. Безопасная ско­рость при взлетной конфигурации V₂=1,2 Vс, а при полетной 1,25 Vс.