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

а) для выполнения полета с постоянным углом набора

Y = Gy = G cosн

б) для выполнения набора высоты с постоянной скоростью

Pн = X + Gx = X + G sinн

Воспользовавшись первым условием Y=СуSV²/2=G cosн, определим скорость, потребную при наборе высоты,

Vн = 2G cosн/(CyS) = Vгпcosн

Так как углы набора транспортных самолетов небольшие, то подъемная сила самолета практически равна полетному весу са­молета. Учитывая это, скорость при наборе высоты практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетного ве­са самолета, угла атаки и плотности воздуха (температуры, дав­ления и высоты полета). Влияние этих факторов на потребную ско­рость рассмотрено в гл. 3. Воспользовавшись вторым условием P = X + G sinн определим тягу, потребную при наборе высоты.

Для уравновешивания лобового сопротивления при наборе вы­соты необходима тяга такая же, как и в горизонтальном полете, т. е. Pгп = Х= G/К. Составляющую веса G sinн уравновешивает избыток тяги Р. Следовательно, Pн = Pгп+P=G/K+Gsinн. Как видно, тяга, потребная для набора высоты, больше тяги, пот­ребной в горизонтальном полете, на величину Gsinн=Р, при­чем, чем больше полетный вес и угол набора, тем требуется боль­ше дополнительной тяги.

П
ри выполнении набора высоты Р=Gsinн. Из этого выражения можно определить угол набора высоты

Как видно из формулы, величина угла набора высоты зависит от избытка тяги Р и веса самолета. Наибольший угол набора са­молет имеет при угле атаки, близком к наивыгоднейшему (см. рис. 15), так как при этом избыток тяги максимальный. Максималь­ный угол набора высоты самолета Ил-76Т с полетным весом 160 т у земли равен н max = 640' на V= 400 км/ч ПР.

Вертикальная скорость набора высоты—это высота, которую набирает самолет за 1 с. Из треугольника скоростей (см. рис. 40) Vy н =V sinн = VнР/G.

Как видно из формулы, вертикальная скорость набора зависит от скорости набора, избытка тяги и веса самолета. Наибольшую вертикальную скорость имеет самолет при данном полетном весе на угле атаки, где (РVн)max.

Скорость полета, при которой самолет имеет Vун mах, называет­ся наивыгоднейшей скоростью набора высоты Vнв.наб.

Из кривых потребных и располагаемых тяг (см. рис. 15) видно что при увеличении, а также при уменьшении угла атаки по срав­нению с =9° (V = 400 км/ч ПР) избыток тяги и угол набора вы­соты уменьшаются. При увеличении, а также при уменьшении ско­рости от 530 км/ч ПР (=5°) величина VнР уменьшается, а зна­чит, уменьшается и Vy н, но в диапазоне V= 500. ..530 км/ч ПР Vy н почти постоянная.

При уменьшении веса самолета потребная тяга горизонтально­го полета уменьшается, а избыток тяги увеличивается. Кроме того, при меньшем полетном весе его составляющая Gх=Gsinн также меньше. Следовательно, самолет, имеющий меньший полетный вес, при одном и том же угле атаки имеет большую вертикальную ско­рость и угол набора высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избыток тяги уменьшается, а значит, угол набора высо­ты и вертикальная скорость также уменьшаются.

Уменьшение избытка тяги происходит вследствие уменьшения располагаемой тяги с поднятием на высоту. Кроме того, при наборе высоты полетный вес самолета вследствие выгорания топлива уменьшается, благодаря чему несколько задерживается уменьше­ние избытка тяги, угла набора и вертикальной скорости.

5.2. Порядок набора высоты
После уборки механизации крыла и перевода двигателей на но­минальный режим производится разгон самолета до приборной скорости 530 км/ч. По мере увеличения высоты при V=530 км/ч ПР истинная скорость и число М увеличиваются и на высоте 8300 м число М становится равным 0,73. Дальнейший набор высо­ты производится при этом числе М, истинная скорость до Н= 11000 м уменьшается, а на большей высоте она поддерживает­ся постоянной. Изменение истинной скорости в процессе набора высоты показано на графике (см. рис. 19. 2). Приборная скорость при увеличении высоты при числе М=0,73 уменьшается, а угол атаки увеличивается. Не следует уменьшать приборную скорость ниже значения, соответствующего полету с углом 6 по АУАСП.

Дальность, время и расход топлива при наборе высоты на но­минальном режиме работы двигателей в зависимости от полетного веса, набираемой высоты и отклонения температуры от стандарт­ной определяются по номограммам (рис. 41, 42, 43). На номограммах показано пунктирными линиями со стрелками направление ве­дения расчета для определения дальности, времени выбора высо­ты 9000 м и расхода топлива с полетным весом 169 т при стан­дартной температуре воздуха и температуре выше стандартной на 10° С. При стандартной температуре дальность набора 256 км, время набора—22,2 мин, расход топлива 5000 кг, а при темпера­туре выше стандартной на 10° С, соответственно: 343 км; 30,6 мин; 6500 кг. Как видно из примера, повышение температуры от стан­дартной только на 10° С увеличивает дальность набора на 87

км, время на 8,4 мин, а расход топлива на 1500 кг. Это следует учиты­вать точно при подготовке к полету. Причиной этому является па­дение располагаемой тяги и ее избытка Р на номинальном режи­ме работы двигателей. Вследствие уменьшения Р уменьшается угол и вертикальная скорость набора, а время, дальность и расход топлива возрастают.

Для обеспечения достаточного запаса устойчивости, по углам атаки и скорости следует ограничивать максимальную высоту на­бора в зависимости от полетного веса самолета:

вес самолета, т ..... 165 150 140 130 125 и менее

высота, м . . ...... 10000 10750 11250 11750 12000

На рис. 44 изображен график, позволяющий определить макси­мально допустимую высоту полета по маршруту и практические по­толки самолета в зависимости от полетного веса самолета при различной температуре воздуха при четырех, трех и двух работа­ющих двигателях на номинальном режиме и только при двух ра­ботающих двигателях на взлетном режиме.

С
хема сил, действующих на самолет при снижении (Рсн>0) и при планирования (Рсн0), изображена соответственно на рис. 45,а, б.

а) условие выполнения полета с постоянным углом снижения

Y = Gy = G cosн

б) условие выполнения снижения с постоянной скоростью

X = Gx + Pсн = G sinсн + Pсн

Если тяга Р=0, то самолет планирует. Постоянный угол пла­нирования обеспечивается равенством Y = G cos пл, а полет с пос­тоянной скоростью будет при равенстве X = G sinпл.

Воспользовавшись условием Y=СуSV²/2 = G cosсн, опреде­лим потребную скорость снижения

Vсн = 2G cosсн/(CyS) = Vгп cosсн

Так как углы снижения транспортных самолетов небольшие, то подъемная сила практически равна полетному весу самолета (cos сн  1). Поэтому скорость снижения практически равна ско­рости горизонтального полета и зависит от полетного веса самоле­та, угла атаки и плотности воздуха. Влияние этих факторов на ско­рость рассмотрено в гл. 3.

П
ри выполнении снижения Х=G sin сн + Рсн. Из этого равен­ства угол снижения определяется по формуле sin сн=(Х—Рсн)/G Так как при малых углах снижения YG и sin cн  tg сн, то

Если самолет планирует, то Рсн=0, а угол планирования будет

tg пл = 1/К

Отсюда видно, что угол планирования зависит от аэродинамичес­кого качества (угла атаки, положения шасси и механизации кры­ла, обледенения самолета и числа М).

При наивыгоднейшем угле атаки (нв= 7,5°) аэродинамическое качество максимальное (Kmах = 15,5), а угол планирования мини­мальный (пл min = 3°40').

Из треугольника скоростей (см. рис. 45) вертикальная скорость снижения определяется по формуле

Vy сн =Vсн sinсн  Vсн(1/К – Рсн/G)

Величина вертикальной скорости снижения зависит от полет­ного веса, угла атаки, положения шасси и механизации крыла (закрылков, предкрылков и гасителей подъемной силы), обледене­ния самолета, плотности воздуха (высоты полета), числа М и ве­личины тяги:

а) при увеличении полетного веса самолета скорость и верти­кальная скорость снижения увеличиваются;

б) при выпуске шасси и механизации крыла, а также при об­леденении, аэродинамическое качество самолета уменьшается, угол снижения и вертикальная скорость возрастают;

в) при меньшей плотности воздуха скорость снижения и верти­кальная скорость увеличиваются;

г) при снижении на больших числах М (на высоте) вследствие сжимаемости воздуха аэродинамическое качество уменьшается, угол и вертикальная скорость снижения возрастают;

д) увеличение тяги при снижении уменьшает угол и вертикаль­ную скорость снижения.

Минимальную вертикальную скорость снижения самолет имеет на угле атаки несколько больше наивыгоднейшего.

Дальность снижения—это расстояние, которое проходит само­лет по горизонту, снижаясь с данной высоты. Для определения дальности снижения рассмотрим треугольник (см. рис. 45), из ко­торого видно, что

Lсн = Нсн / tg сн

Если самолет планирует, то tgсн = 1/К, а дальность планиро­вания Lпл=НК.

Если тяга Рсн>0, то tgсн = 1/К - Рсн/G, а дальность снижения Lсн=Hсн/(1/K-Рсн/G).

Видим, что дальность снижения зависит от высоты Н, потерян­ной при снижении, и угла снижения сн.

При выпуске шасси и механизации крыла (закрылков, пред­крылков и гасителей подъемной силы), при обледенении самолета аэродинамическое качество уменьшается, угол снижения увеличи­вается, а дальность снижения уменьшается. При увеличении Рсн, сн и Vу сн уменьшаются, а Lсн увеличивается.

Наибольшая дальность планирования будет при нв==7,5°, так как аэродинамическое качество при этом максимальное.

На дальность снижения (планирования) влияет ветер, причем, величина дальности изменяется на величину сноса самолета вет­ром Wхt, где: Wx—скорость ветра, м/с; t— время снижения, с. При попутном ветре дальность снижения увеличивается, а при встреч­ном—уменьшается на величину сноса самолета ветром. В этом случае дальность снижения

Lсн = Н/(1/К - Рсн/G) + Wx t.

В летной эксплуатации существуют три вида снижения: нор­мальное снижение с эшелона полета, экстренное снижение н сни­жение при заходе на посадку.

При сохранении числа М==0,75 по мере уменьшения высоты полета истинная, приборная и вертикальная скорости снижения увеличиваются, причем истинная увеличивается пропорционально увеличению скорости звука, а приборная—вследствие увеличения истинной скорости и плотности воздуха. Вертикальная скорость (см. формулу Vyсн) увеличивается в результате увеличения истин­ной скорости и угла снижения, вызванного падением аэродинами­ческого качества вследствие уменьшения угла атаки от нв (увеличение приборной скорости).

На высоте около 7400 ...8000 м (высота по стандартной атмос­фере) при М==0,75 приборная скорость станет 570 км/ч. Дальнейшее снижение выполняется на этой скорости до Н =5000 м. В про­цессе снижения с постоянной приборной скоростью 570 км/ч и Vyсн  15 м/с истинная скорость и число М уменьшаются. С высо­ты 5000 м до 4000 м приборная скорость уменьшается до 500 км/ч. Вертикальная скорость не должна превышать 10 м/с. С высоты 4000 м до эшелона перехода вертикальная скорость должна быть не более 10 м/с при Vсн  500 км/ч ПР. С эшелона перехода до вы­соты круга Vyсн  450 км/ч ПР, а вертикальная скорость не более 7 м/с.

При необходимости вертикальную скорость снижения можно увеличить в результате выпуска гасителей подъемной силы на 20. Вследствие выпуска гасителей подъемной силы уменьшается аэро­динамическое качество самолета, а угол снижения и вертикальная скорость увеличиваются. При появлении крена в процессе выпуска гасителей подъемной силы следует приостановить их выпуск, па­рируя кренение самолета, а затем гасители подъемной силы убрать. Учитывая это, выпуск гасителей подъемной силы следует производить плавно в течение 3- 4 с.

Д
ля определения дальности снижения, времени и расхода топ­лива на снижение в стандартных условиях (двигатели работают на режиме малого полетного газа, гасители подъемной силы убра­ны) на рис. 46 изображены номограммы. Порядок определения этих характеристик снижения с высоты 12000 до 500 м с полетным весом 99 т показаны пунктиром и стрелками в направлении рас­чета. Как видно из графиков, дальность снижения будет 162 км, время снижения-13,2 мин, расход топлива—660 кг.

6.3. Экстренное снижение
При обнаружении пожара на самолете, а также при других опасных случаях, требующих быстро уменьшить высоту полета, не­обходимо немедленно начать снижение, включив САУ.

Для обеспечения экстренного снижения с максимальной верти­кальной скоростью двигателям устанавливается режим малого га­за, выпускаются гасители подъемной силы на 20°, выпускаются шасси на скорости, не превышающей М=0,77 и V=500 км/ч ПР. Одновременно самолет переводится в снижение с перегрузкой n_у не менее 0,5. Вертикальная скорость снижения увеличивается. До Н=7500 м снижение производится с числом М  0,77, а на мень­ших высотах на скорости V  600 км/ч ПР.

В процессе снижения с постоянным числом М по мере уменьше­ния высоты температура воздуха, скорость звука и истинная ско­рость полета возрастают. Увеличение истинной скорости и плотно­сти воздуха вызывает увеличение приборной скорости (уменьше­ние угла атаки самолета). При уменьшении углов атаки аэродина­мическое качество самолета уменьшается, а угол снижения увели­чивается.

Увеличение истинной скорости и угла снижения вызывает уве­личение вертикальной скорости, так как Vyсн= V sin сн.

На высоте 7500 м при максимально допустимом числе М=0,77 приборная скорость становится 600 км/ч. Дальнейшее снижение следует производить на этой скорости. При снижении с постоянной приборной скоростью угол атаки и угол снижения самолета сохра­няются постоянными, но истинная и вертикальная скорости умень­шаются вследствие увеличения плотности воздуха.

При достижении безопасной высоты плавным взятием штурва­ла на себя с перегрузкой 1,2... 1,3, но не более 1,5... 1,6 перевести самолет в горизонтальный полет, убрать гасители подъемной силы и шасси самолета. Если к безопасной высоте пожар не ликвидиро­ван. следует выполнять посадку.

Необходимо помнить, что продольная балансировка самолета к процессе снижения до приборной скорости 530 км/ч достигается перестановкой стабилизатора при отклонении руля высоты на углы не более ±2°. При скоростях более 530 км/ч ПР балансировка дос­тигается отклонением руля высоты. Усилия на штурвале в этом случае снимаются механизмом триммерного эффекта.

Глава 7. ВИРАЖИ И РАЗВОРОТЫ САМОЛЕТА
С
хема сил, действующих на самолет при вираже или в устано­вившемся развороте, изображена на рис. 47.
Y₁=Yв соs —проекция подъемной силы на вертикаль к линии го­ризонта;

Y₂= Yв sin  — проекция подъемной силы на горизонтальную плос­кость.

При выполнении виража или установившегося разворота необ­ходимо:

Pв = Хв — для выполнения виража с постоянной скоростью;

Y₁ = Yв соs  =G — для сохранения высоты полета;

Y₂ = Yв sin  = const — для выполнения виража с постоянным ради­усом.

В результате криволинейного движения самолета возникает центробежная сила Fц, условно приложенная к самолету в центре массы, величина которой равна Y₂.

Величина центробежной силы определяется как произведение массы самолета т=G/g на ускорение при криволинейном движе­нии j=Vв²/r_в, т. е. Fц=GVв²/(gr_в), где Vв—скорость при вираже, а r_в—радиус.

Подъемная сила на вираже при больших углах крена значи­тельно больше веса самолета. Следовательно, при вираже пере­грузка значительно больше единицы.

Величина перегрузки зависит от угла крена n_у=Yв/G=1/соs, причем, при увеличении угла крена величина потребной подъемной силы увеличивается (соs —уменьшается), а значит, и перегрузка возрастает.

Скорость, потребную при выполнении виража, можно опреде­лить из условия

Yв cos = CySVв²cos/2=G

Решив уравнение относительно скорости виража Vв, получим

Vв = 2G/(CyS cos = Vгп1/cos = Vгпn_y

Как видно из формулы, скорость, потребная при выполнении ви­ража, так же, как и скорость горизонтального полета, зависит от полетного веса самолета, плотности воздуха и коэффициента подъ­емной силы. Кроме того, величина скорости зависит от угла крена (перегрузки).

Тягу, потребную при выполнении виража, можно определить из условия

Pв = Хв = СхSVв²/2 = CxSVгп²n_y/2 = Pгп n_y = Gn_y/R

Из формулы видно, что тяга, потребная на вираже, зависит от веса самолета и аэродинамического качества, а также от угла крена (перегрузки). Для выполнения виража с большим углом крена необходима большая скорость, а следовательно, необходима и большая тяга.

Радиус виража можно вычислить из соотношения сил при вираже следующим образом: tg  = Fц/G = Vв²/(gr_в), так как Fц = GVв²/(gr_в). Зная угол крена и скорость, потребную при выполнении виража, определим радиус виража r_в = Vв²/(g tg).

Время выполнения виража можно получить следующим образом:

tв = 2r_в/Vв = 2Vв/(g tg) = 6,28Vв/(9,8 tg)  0,64V/tg

Из формул видно, что радиус и время выполнения виража зависят от скорости и угла крена, причем при большей скорости и меньшем угле крена радиус и время выполнения виража большие.

Выполнение разворотов и других маневров ограничивается:

минимальной и максимальной скоростями (см. рис. 19);

значением максимально допустимой эксплуатационной пере­грузки (n_у=2, а с выпущенной механизацией крыла n_у=1,7),

углом атаки по АУАСП в зависимости от числа М;

началом появления предупредительной тряски;

углом крена 30°.

Величина радиуса и времени разворота зависит от высоты по­лета. При увеличении высоты полета истинная скорость, при по­стоянной приборной, увеличивается, что вызывает увеличение ра­диуса и времени разворота. Углы крена на разворотах, выполняе­мых по приборам, не должны превышать величину 15—20.

Следует помнить, что чем больше угол крена, тем труднее вы­полнять координированный разворот, т. е. разворот без скольже­ния. При нарушении координации разворота появляется скольже­ние самолета, в результате которого увеличивается его сопротив­ление и создаются условия для перехода во второй режим полета. Запас отклонения рулей и их эффективность на высоте уменьша­ются. Все это вместе взятое требует строгого соблюдения ограни­чений по углу крена и скорости.

Особая опасность выполнения разворотов с большими углами крена возникает при полете по приборам в неспокойном воздухе и при несимметричной тяге.
Глава 8. ПОСАДКА САМОЛЕТА

8.1. Общие сведения о посадке
Полная посадочная дистанция Lпп состоит из захода на посад­ку Lз.п и собственно посадки Lпос, т. е. Lпп = Lз.п + Lпос (рис. 48).

Посадка (полная посадочная дистанция) Lпп—расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента входа в глиссаду на высоте 400 м (над уровнем ВПП в точке ожидаемого касания самолета) при заходе на посадку до момента полной его останов­ки после пробега по ВПП.

Собственно посадка (фактическая посадочная дистанция) Lпос—расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момен­та пролета высоты 15 м (над уровнем ВПП в точке ожидаемого касания самолета) при посадке до момента полной его остановки после пробега по ВПП. Посадочная дистанция (собственно посад­ка) Lпос начинается с торца ВПП.

Длина пробега Lпр—расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента касания до момента полной его остановки на ВПП.

Потребная посадочная дистанция при сухой ВПП (ППДС) дол­жна определяться умножением фактической .посадочной дистанции Lпос при сухой ВПП на коэффициент 1/0,6 = 1,67 для посадки на основной аэродром, т. е. ППДС=Lпос/0,6 или ППДС= 1/0,7 Lпос— для запасного аэродрома (рис. 49).

В качестве потребной посадочной дистанции при влажной ВПП (ППДВ) должна приниматься потребная посадочная дистанция при сухой ВПП (ППДС), умноженная на коэффициент 1,15, т. е. ППДВ=1,15 ППДС.

Снижение самолета Ил-76Т на глиссаде и при подходе к высоте 15 м (торцу ВПП) в соответствии с НЛГС-2 производится на ско­рости Vз.п=1,3 Vсо, где Vсо—скорость срыва при посадочной кон­фигурации самолета, а Vз.п—скорость захода на посадку (в РЛЭ она обозначена 1,3 Vс). Снижение на глиссаде должно быть уста­новившимся и производится с градиентом снижения сн, не превы­шающим 5% (сн=2°52'). Летные ограничения при посадке для самолета Ил-76Т указаны в разд. 4.1.

8.2. Нормальный заход на посадку, посадка и уход на второй круг




Нормальная посадка — это посадка при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемая с ис­пользованием предусмотренной РЛЭ техники пилотирования.




Нормальный заход на по­садку — это заход на посадку при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемый с ис­пользованием предусмотрен­ной РЛЭ техники пилотирова­ния и завершающийся нор­мальной посадкой.

Нормальный уход на второй круг — это уход на второй круг при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемый с использованием предусмотренной РЛЭ техники пилотирования. Уход на второй круг длится с момента принятия решения и до момента выхода на высоту 400 м над уровнем входной кромки ВПП.
Прерванная посадка — это уход на второй круг с отказавшим в процессе посадки или ранее одним двигателем, выполняемый с минимальной высоты принятия решения H₁  15 м над уровнем ВПП в предполагаемой точке касания самолета.

Продолженная посадка — это посадка с отказавшими в про­цессе посадки или ранее одним или двумя двигателями. Аналогич­но существуют понятия прерванного и продолженного захода на посадку.

Рассмотрим заход на посадку (рис. 50 и 51) с момента выхода самолета на траверз ДПРМ (Н=400 ...600 м). В этом месте на V=370 км/ч ПР выпускается шасси. При заходе на посадку по кратчайшему пути шасси выпускаются на удалении 22 ...25 км от ВПП.

Третий разворот выполняется на скорости 370 км/ч ПР с углом крена 15... 20°.

После третьего разворота, а при заходе на посадку по кратчай­шему пути на удалении 18 ... 20 км, на скорости 330 ... 360 км/ч ПР (в зависимости от полетного веса самолета, табл. 8 или рис. 51) выпускаются предкрылки на 25°, а затем закрылки на 30°.

В процессе выпуска предкрылков и закрылков скорость умень­шается так, чтобы в конце выпуска она была не менее 300 км/ч ПР. Продольные усилия на штурвале после выпуска предкрылков и закрылков снимаются перестановкой стабилизатора. Если в про­цессе выпуска предкрылков или закрылков самолет начинает кре­ниться, следует немедленно приостановить их выпуск и выполнить посадку с механизацией крыла в том положении, при котором на­чалось кренение самолета

Четвертый разворот выполняется на скорости 300 км/ч ПР в го­ризонтальном полете с углом крена 15...20. После выхода из чет­вертого разворота до входа в глиссаду на скорости 250 ...280 км/ч ПР (в зависимости от веса, см. табл. 8 и рис. 51) выпускаются закрылки на 43°. Выпуск закрылков на 43° приводит к быстрому уменьшению скорости и увеличению тянущих усилий на штурвале вследствие появления пикирующего момента самолета. Продоль­ная балансировка достигается перестановкой стабилизатора на кабрирование.

После выпуска закрылков на 43° и балансировки самолета ста­билизатором на расчетной скорости по глиссаде вплоть до призем­ления пользоваться стабилизатором не следует. Нагрузки на штурвале и педалях необходимо снимать механизмами триммерного эффекта.

Снижение по глиссаде должно происходить с постоянной приборной скоростью равной 1,3 Vсо (1,3 Vs), но не более максималь­но допустимой для полета с выпущенной механизацией крыла (см. табл. 8 и графики на рис. 51). Для выдерживания режима снижения по глиссаде устанавливается одинаковая частота вращения всех двигателей. В случае необходимости, уточнять снижение по глиссаде синхронным изменением режима внутренних двигателей.

При стандартном расположе­нии ДПРМ и БПРМ и угле на­клона глиссады 2°40' высота прохода ДПРМ равна 200 м, а БПРМ—60 м. Пролет торца ВПП при движении самолета по глиссаде происходит на вы­соте 15 м, но не менее 10 м.

На высоте 10. ..12 м начи­нается выравнивание. В про­цессе выравнивания двигатели плавно дросселируются до малого газа. Выравнивание самолета должно быть с плавным увеличением угла тангажа. Призем­ление производится с зафиксированным штурвалом на скорости на 20 ... 25 км/ч ПР меньше скорости пересечения входного торца ВПП. Не допускается приземление самолета на скорости ниже 190км/ч ПР (см. рис. 51).

После касания ВПП колесами основных опор шасси самолет плавно опускается на переднюю стойку шасси, затем штурвал пол­ностью дается «от себя», выпускаются гасители подъемной силы, тормозные щитки, включается реверс тяги внешних двигателей и применяются тормоза. Направление вначале пробега выдерживает­ся рулем направления. На скорости не более 170 км/ч ПР включа­ется управление поворотом колес передней опоры шасси от педа­лей. С этого момента направление пробега выдерживается рулем направления и управлениями колес передней опоры шасси от пе­далей. На скорости не менее 50 км/ч ПР выключается реверс тяги.

В случае крайней необходимости (посадка на скользкую ВПП, при отказе тормозов, малый размер ВПП и т. д.) реверс тяги мож­но использовать до меньшей скорости, вплоть до полной остановки самолета.

В исключительных случаях допускается использование реверса тяги всех двигателей с последующим тщательным их осмотром.

В конце пробега на скорости не более 50 км/ч необходимо пе­реключить поворот колес передней опоры шасси на управление от штурвальчика (ручное). После освобождения ВПП механизация крыла убирается.

Р
ассмотрим аэродинамические основы посадки (рис. 50, 51 и 52). Нормальное снижение по глиссаде до начала выравнивания происходит на угле атаки около 3° при Су=1,68 (см. точка 1 на рис. 52). В процессе выравнивания Су увеличивается вследствие увеличения угла атаки и частично в результате влияния близости земли. Приземление самолета происходит на углах атаки 7°...9° при Супос=2 ... 2,2 (точки 2 и 2' на рис. 52). В момент приземле­ния подъемная сила самолета равна посадочному весу Y=СуSV²/2=G.

Посадочная скорость из этого выражения будет

Vпос=2G/(C_yпосS)

После приземления самолет опускается на переднюю опору шасси, угол атаки его уменьшается до =3°, а Су до 1,68 (точка 3 на рис. 52). Выпуск гасителей подъемной силы на 20° вызывает до­полнительное уменьшение Су до величины 0,46 (точка 4 рис. 52). Следовательно, после приземления самолета коэффициент Су и подъемная сила уменьшаются почти в 5 раз

увеличивается сила давления колес шасси на ВПП, увеличивается си­ла трения и повышается эффект тормозов. Выпуск гасителей подъ­емной силы и тормозящих щитков вызывает значительное увеличе­ние коэффициента Сх и силы лобового сопротивления самолета. Применение реверса тяги двигателей дополнительно увеличивает тормозящие силы самолета (рис.53).

Таким образом, вследствие применения закрылков и предкрыл­ков Супос значительно увеличивается, а посадочная скорость уменьшается. Увеличение коэффициента Сх и силы лобового со­противления вызывает уменьшение длины воздушного участка по садочной дистанции и длины пробега. Применение тормозных щит­ков гасителей подъемной силы реверса тяги и тормозов значитель­но уменьшает длину пробега.

Если известны посадочная скорость Vпос и время пробега само­лета tпр, то средняя абсолютная величина ускорения будет jср=Vпос/tпр. Длина пробега определяется из выражения Lпр = jсрtпр²/2=V²пос/2jср.

Среднее значение замедления пробега jср зависит от тормозя­щих сил (силы лобового сопротивления X, отрицательной тяги двигателей Р, силы трения и торможения Fтр₁ + Fтр₂ + Fторм) и мас­сы самолета т=G/g, т. е.

J = g(X+P+Fтр₁+Fтр₂+Fторм)/G

Длина пробега

Как видно из формулы, при меньшем посадочном весе самолета G, большем Супос, большей плотности воздуха и больших тормозя­щих силах Х+P+Fтр₁+Fтр₂+Fторм длина пробега значительно уменьшится. Большой эффект тормозящих сил будет особенно в начале пробега до скорости 50 км/ч (скорость выключения реверса тяги), так как сила Х и тяга Р больше. На конечном участке про­бега основной тормозящей силой являются тормоза самолета.

Наличие встречного ветра (в формулах Lпр не учтено) умень­шает путевую посадочную скорость и длину пробега.

При посадке на аэродром с пониженной плотностью воздуха (высокие температуры, низкое давление или большая высота аэродрома) длина пробега увеличивается.

В случае посадки самолета с убранными закрылками Супос уменьшается с 2,2 до 0,7 (в 3 раза), что значительно увеличивает по­садочную скорость и длину пробега самолета. При этом значитель­но увеличивается и длина воздушного участка посадки. Поэтому посадка с убранными закрылками является сложной и расчет на по­садку должен быть точным. Особую сложность представляет по­садка на скользкую ВПП (покрытую слоем слякоти, воды или об­леденевшую), так как силы торможения значительно уменьшаются.

Влияние всех факторов на длину расчетной (фактической) по­садочной дистанции и длины пробега учитывается номограммами (рис. 54). На рис. 54 показано определение потребной посадочной дистанции при следующих условиях:

температура воздуха +15° С;

высота аэродрома в стандартной атмосфере 0 м (р=760 мм рт ст.);

посадочный вес 150 т;

скорость встречного ветра 10 м/с;

уклон ВПП вверх 1%:

закрылки выпущены на 43°, предкрылки на 25°;

гасители подъемной силы и тормозные щитки выпущены на полный угол;

два внешних двигателя на режиме реверса;

ВПП сухая.
Посадочная дистанция расчетная (фактическая) равна 1120м, потребная посадочная дистанция ППДС=Lпос/0,6==1,671120=1870 м на основной аэродром, а на запасной 11201,43 =1600 м.

Посадочная дистанция рас­четная (фактическая) в стан­дартных условиях (t=15°С, H=0, Wx = 0, впп=0, ВПП -сухая, посадочный вес 150 т) равна 1350 м.

Потребная посадочная ди­станция ППДС = 1350/0,6=2250 м—на основной аэро­дром и 1350/0,7=1935 м—на запасной (см. рис. 54).

Уход на второй круг. При нормальном снижении по глиссаде безопасный уход на второй круг возможен с любой высоты вплоть до высоты 15 м, если вес самолета не превышает максимально допустимого, ве­личина которого определяется по номограммам (рис. 55). При Vзп=250 км/ч ПР,  глиссады=2°40', Wx=0, Vyсн=3,2 м/с (Gпос=150 т). При вертикаль­ной скорости снижения более 4 м/с минимальная высота ухо­да на второй круг увеличивает­ся.

Для ухода на второй круг двигатели выводятся на взлет­ный режим и экипаж преду­преждается об уходе на второй круг.

По мере увеличения тяги самолет плавно выводится из снижения с сохранением посто­янной скорости и курса посад­ки. При появлении вертикаль­ной скорости набора и наличии высоты не менее 5 м убирается шасси. Набор высоты произво­дится с постоянной скоростью, равной скорости снижения по глиссаде, определяемой по но­мограмме (см. рис. 51), но не превышающей 280 км/ч ПР. Такое ограничение скорости обусловлено прочностью самолета при выпущенных закрылках на 43° и предкрылках—25.

На высоте 120 м убираются закрылки до 30° на скорости, рав­ной скорости снижения (см. рис. 51). Полная уборка механизации крыла производится так

же, как и при взлете. Величина скорости к концу уборки механизация определяется по номограмме (см. рис. 25) и табл. 7.

Величина максимально допустимого посадочного веса ограни­чена:

возможностью ухода на второй круг

располагаемой длиной ВПП.

1. Максимально допустимый посадочный вес самолета при посадочной конфигурации (з=43°, пр=25, шасси выпущено), огра­ниченный потребным градиентом набора высоты _н  2,7% при уходе на второй круг с одним отказавшим двигателем, определя­ется в зависимости от высоты расположения аэродрома (атмос­ферного давления) и температуры воздуха по номограмме (см. рис. 55). Так, при высоте аэродрома 0 м (р=760 мм рт. ст.) и тем­пературе воздуха 15С максимально допустимый посадочный вес равен 151,5 т (см. рис. 55).

2. Максимально допустимый посадочный вес, ограниченный располагаемой посадочной дистанцией (длиной ВПП) можно опре­делить по номограмме (см. рис. 54). При этим за исходные точки расчета берем температуру воздуха на аэродроме и располагаемую посадочную дистанцию, откладываемую на потребной посадочной. дистанции, ведем расчет в направлении графиком учета посадочно­го веса. Так, при температуре воздуха 15° С, высоте аэродрома 0 м, встречном ветре 10 м/с, уклоне ВПП вверх 1% и располагаемой посадочной дистанции 1870 м получим максимально допустимый посадочный вес 150 т.

Особенности посадки на грунтовую ВПП. Подготовка к посад­ке такая же, как и на бетонную ВПП, но максимальный посадоч­ный вес самолета равен 135500 кгс. Процесс захода на посадку и посадка до момента приземления нормальные. Величина скоростей при заходе на посадку определяется по графику (см. рис. 51) или по табл. 8 для нормальной посадочной конфигурации.

После приземления на колеса основных опор шасси следует удержанием штурвала «на себя» обеспечить плавное опускание самолета на переднюю опору шасси, так как вследствие повышен­ных сил трения действует повышенный пикирующий момент. Торможение самолета на пробеге после опускания на переднюю опору шасси достигается с помощью гасителей подъемной силы, тормозных щитков и тормозов колес без использования реверса тяги двигателей.

Вследствие переменного коэффициента трения (неровности н неоднородная поверхность ВПП) пробег самолета сопровождается повышенной тряской и колебаниями по тангажу, крену и курсу. Рыскание самолета по курсу значительно при посадке на ВПП с влажным верхним слоем грунта и на заснеженной ВПП. Учитывая это, направление на пробеге следует выдерживать с повышенным вниманием педалями (рулем направления и отклонением колес пе­редней опоры шасси) и при необходимости, торможением колес.

При посадке с неполностью выпущенной механизацией крыла, отказавшими тормозами и в других аварийных ситуациях допус­кается применение реверса тяги двигателей для уменьшения длины пробега. Разрешается выполнять отдельные посадки (не более 3%) при повышенном внимании с посадочным весом, близким к макси­мальному взлетному для грунта.

При заходе на посадку с боковым ветром в процессе предпосадочного снижения, при выравнивании и выдерживании до момен­та приземления бороться со сносом углом упреждения по курсу, не допуская кренов. Непосредственно перед приземлением отклонением руля направления довернуть самолет по оси ВПП. Возникаю­щий при этом крен по ветру необходимо парировать отклонением штурвала в направлении «против ветра». Кроме того, в момент приземления на самолет действует пара сил (сила трения колес и сила инерции, условно приложенная в центре масс самолета), мо­мент которых стремится повернуть продольную ось самолета по оси ВПП. Скорость касания самолетом ВПП должна быть на 10 км/ч больше, чем при посадке в нормальных условиях.

После приземления, плавно опустить самолет на колеса перед­ней стойки шасси, выдерживая направление движения по оси ВПП рулем направления. Включается реверс тяги внешних двигателей и при устойчивом пробеге по направлению выпускаются тормозные щитки и гасители подъемной силы.

На пробеге так же, как и на разбеге, самолет стремится развернуться против ветра и создается кренящий момент по ветру. Направление пробега выдерживать рулем направления и передней опорой, а кренящий момент по ветру поворотом штурвала элеронов "против ветра». При необходимости используются тормоза колес шасси.

Увеличение длины пробега и усложнение выдерживания на­правления на пробеге зависит от вида и толщины осадков.

На влажной ВПП несколько уменьшается коэффициент сцеп­ления, понижается эффект торможения колес и увеличивается дли­на пробега.

На мокрой ВПП понижается коэффициент сцепления, а также появляются гидродинамические силы воды, действующие на коле­са шасси, причем величина коэффициента сцепления и гидродина­мических сил переменная, так как вследствие неровностей ВПП слой воды различный и большая часть поверхности ВПП выступа­ет над водой. При пробеге на такой полосе самолет рыскает, чем значительно усложняется выдерживание направления. Длина про­бега увеличивается.

На ВПП, покрытой слоем воды или слякоти, уменьшается коэф­фициент сцепления, на колеса самолета действуют гидродинамиче­ские силы и до скорости не менее 62,2р_ш/ = 187 км/ч действует эффект глиссирования колес (см. разд. 4.5 п. 2).

При посадке на такую ВПП значительно увеличиваются длина пробега, в среднем почти в два раза по причине потери эффекта тормозов. Самолет на пробеге рыскает, передние колеса не эффек­тивны и во второй половине пробега, где руль направления также не эффективен, направление выдерживать почти невозможно.

Учитывая эти особенности пробега самолета на ВПП, покрытой осадками, следует:

1) при определении допустимого посадочного веса по номо­грамме (см. рис. 54) за исходную длину ВПП принимать факти­ческую длину ВПП, уменьшенную в 2 раза при слое мокрого снега 12 мм, и в 1,55 раза при слое воды 10 мм (сильный дождь);

2) с целью сокращения длины, пробега посадку выполнять с точным расчетом, не допуская перелета, при нормальной посадоч­ной конфигурации (з=43°, пр=25°), с выпуском гасителей подъ­емной силы и тормозных щитков и использованием реверса тяги двигателей до полной остановки самолета. При подготовке к по­садке путем расхода топлива уменьшить посадочный вес до минимально допустимого. Помнить, что до скорости не менее 62,2р_ш/ = 187км/ч колеса шасси могут глиссировать, причем бе­лесый след от глиссирования начинается через 250—400 м после касания ВПП и начала глиссирования. Это дает возможность определить момент касания самолета при посадке. На снижении и при посадке не допускать превышения скорости;

3) с целью выдерживания направления по оси ВПП направле­ние движения самолета в момент касания должно совпадать с осью ВПП. При появлении рысканья самолета отжатием штурвальной колонки полностью «от себя» повысить эффект передней опоры и действием педалей (отклонением руля направления и передних ко­лес) сохранять направление пробега. Быть внимательным в мо­мент включения реверса тяти и выпуска гасителей подъемной силы и тормозных щитков, своевременно парируя разворот самолета. Помнить, что при скользкой ВПП эффект тормозов колес может быть обратным, т. е. при применении раздельного несинхронного торможения колес с целью выдерживания направления самолет может разворачиваться не в сторону нажатой тормозной педали, а наоборот. Причиной этого является уменьшение силы сопротивле­ния заторможенного колеса относительно колеса, находящегося в состоянии качения:

4) посадка на ВПП, покрытую осадками, с коэффициентом сцепления менее 0,3 недопустима:

5) посадка на ВПП, покрытую осадками, с малым коэффици­ентом сцепления, близким к 0,3...0,35, должна производиться в ис­ключительных случаях, когда нет возможности направить самолет на запасной аэродром. Перед посадкой самолета необходимо ВПП обработать горячим абразивным материалом.

Посадку с весом, превышающим максимальный посадочный вплоть до взлетного включительно, разрешается производить в ис­ключительных случаях при повышенном внимании пилота. При подготовке к посадке необходимо по номограмме (см. рис. 55) определить максимальный вес, при котором обеспечен уход на вто­рой круг в нормальной посадочной конфигурации (з=43°, пр=25°, шасси выпущено) в случае отказа одного двигателя.

Если полетный вес самолета равен или меньше определенного по номограмме, то заход на посадку и посадку выполнять по ре­комендациям, изложенным в разд. 8.2, определив скорость на всех этапах захода на посадку в зависимости от посадочного веса по номограмме (см. рис. 51 или табл. 8). При выдерживании этих скоростей самолет снижается практически на тех же углах атаки, что и при нормальных посадочных весах.

Если полетный вес самолета превышает вес, определенный по номограмме (см. рис. 55), то заход на посадку и уход на второй круг с одним отказавшим двигателем будет возможен при з=30° и пр=25. Следовательно, весь заход на посадку, включая чет­вертый разворот, выполняется, как при заходе, изложенном в разд. 8.2. При входе в глиссаду и на глиссаде выдерживается ско­рость 300 км/ч ПР. После пролета ДПРМ, убедившись в нормаль­ном движении самолета по глиссаде и наличии разрешения на по­садку, необходимо выпустить закрылки на 43 установить скорость в соответствии с номограммой (см. рис. 51 или табл. 8) для посадочного веса. На высоте 10 м начинается выравнивание с та­ким расчетом, чтобы скорость касания была на 20-25 км/ч мень­ше скорости на высоте 10 м.

В процессе выравнивания плавно дросселируются двигатели до режима малого газа. Приземление самолета происходит на боль­шей скорости в зависимости от посадочного веса, причем с низкого подвода и минимально возможной вертикальной скоростью сни­жения. После приземления самолет опускается на переднюю опору шасси, выпускаются гасители подъемной силы и тормозные щитки, включается реверс тяти двигателей и применяется система тормо­жения колес. Длина пробега значительно увеличивается, поэтому расчет на посадку должен быть без перелета. Перед посадкой определить расчетную (фактическую) посадочную дистанцию по номограмме (см. рис. 54). Для этого необходимо потребную поса­дочную дистанцию, определенную по номограмме, разделить на 1,67. После посадки производится осмотр самолета. Уход на второй круг можно производить с высоты не ниже 50 м.

4. Посадка при неисправных системах выпуска шасси или пов­режденном шасси. Посадка в этих случаях выполняется на грунтовую полосу. При подготовке к посадке выработкой топлива следу­ет уменьшить вес самолета до минимального, оставив количество топлива, гарантирующего посадку в любых условиях. Перемеще­нием грузов и людей создать благоприятную посадке центровку. Убедиться в надежности крепления грузов и готовности перенос­ных огнетушителей к действию. Входные двери и аварийные люки должны быть открытыми. Рассмотрим ряд случаев посадки при неисправном шасси.

Посадка с невыпущенной передней опорой шасси. Посадка про­изводится на основные опоры шасси при выпущенных закрылках на 43 и предкрылках—25. Для обеспечения безопасности такой посадки кроме общих рекомендаций, указанных ранее, перемеще­нием грузов и членов экипажа, не принимающих участия в посад­ке, необходимо создавать более заднюю центровку, но не более мак­симально допустимой. Уменьшение посадочного веса и создание задней центровки обеспечивает приземление самолета на меньшей скорости и позволяют сохранять его продольное равновесие на пробеге до значительно меньшей скорости.

Заход на посадку, снижение по глиссаде и приземление выпол­няются как нормальные. После приземления штурвалом устано­вить угол тангажа такой, как при нормальном пробеге, не допус­тив опускания самолета на носовую часть фюзеляжа. На пробеге тормоза колес и реверс тяги двигателей не применяются, а гаси­тели подъемной силы и тормозные щитки не выпускаются. По мере уменьшения скорости следует выбором штурвала «на себя» от­клонять руль высоты вверх на полный угол с целью опускания самолета на носовую часть фюзеляжа на меньшей скорости. На­правление на пробеге выдерживается рулем направления и по пот­ребности тормозами. Перед опусканием самолета на носовую часть фюзеляжа двигатели выключаются, а электропитание переключа­ется на аварийное.

Перед выравниванием выключаются внутренние двигатели. Приземление выполняется на передние основные опоры шасси с меньшим углом атаки, чем при обычной посадке. Посадочная ско­рость увеличена.

После приземления отдачей штурвала «от себя» самолет опус­кается на колеса передней опоры шасси, причем штурвал, полно­стью отданным «от себя», удерживается до остановки самолета. Тормозные щитки и гасители подъемной силы выпускаются после опускания самолета на колеса передней опоры, применяются тор­моза колес, но реверс тяги двигателей не включается. Следует помнить, что при полном отклонении штурвала «от себя» давящие усилия на штурвале составляют 50 ... 60 кгс.

Посадка при неисправности двух основных опор шасси с одной стороны. Посадка в этом случае выполняется с убранным шасси на фюзеляж. Заход на посадку производится с вылущенными закрыл­ками на 43 и предкрылками на 25°. Процесс захода на посадку до начала выравнивания нормальный. Перед выравниванием внешние двигатели выключаются. Выравнивание и приземление производят с низкого подвода (с незначительной вертикальной скоростью) на нормальных углах атаки, не допуская их превыше­ния. После касания ВПП внутренние двигатели выключаются. На­правление, по мере возможности, выдерживается рулем направ­ления.

5. Посадка с неполностью выпущенной и убранной механиза­цией крыла. Если при заходе на посадку закрылки или предкрыл­ки не выпускаются в посадочное положение, следует выполнять по­садку при положении механизации и выдерживанию режимов, ука­занных в табл. 9.

Из таблицы видно, что если закрылки не выпускаются или вы­пускаются только до 15°, то не рекомендуется выпускать пред­крылки; при выпуске закрылков на 30° предкрылки следует выпус­тить на 14, если предкрылки не выпускаются, закрылки выпускать только на 30°. Скорости на снижении при глиссаде выдерживать указанными и таблице в зависимости от полученной конфигурации и посадочного веса. Для определения расчетной посадочной дис­танции, необходимо расчетную посадочную дистанцию, полученную по номограмме (см. рис. 54) увеличить в число раз, указанное в табл. 8.

При сочетании углов отклонения закрылков и предкрылков и выдерживании рекомендуемых приборных скоростей (в зависимо­сти от посадочного веса), указанных в табл. 9, обеспечивается до­пустимая продольная балансировка самолета на снижении и в про­цессе посадки.

Следует учитывать, что при снижении по глиссаде на указан­ных скоростях вертикальная скорость снижения будет большей. Так, например, при угле наклона глиссады 2°40' (sin сн=0,04б5) с посадочным весом самолета 130 т при з=43° и пр=25, Vсн=230 км/ч=64 м/с, Vусн=2,98 м/с, а при з=0 и пр=0, Vсн=335 км/ч=93 м/с, Vусн=4,33 м/с (скорость ветра Wx=0).

Величину вертикальной скорости снижения по глиссаде необхо­димо учитывать при определении выcоты начала выравнивания, причем при большей вертикальной скорости высота начала вырав­нивания должна быть большей. Процессы выравнивания и призем­ления самолета будут нормальными при высоте начала выравни­вания, равной (2,5 ... 3) Vусн. Это значит, что при Vусн=3 м/с вы­сота начала выравнивания должна быть 7,5 ...9 м, а при Vусн=4,3 м/с — 11... 13м.

Скорость касания (приземления) ВПП на 20.. .25 км/ч меньше скорости снижения. Для предотвращения касания ВПП хвостовой частью фюзеляжа при приземлении недопустимо превышение угла атаки 13° по АУАСП. При убранных закрылках и предкрылках по­садочный вес не должен превышать 130 т.

После приземления выпускаются тормозные щитки, гасители подъемной силы и включается реверс тяги, причем при з=15 включается реверс тяги всех двигателей, а выключаются: внутрен­ние двигатели на скорости 180 км/ч, а внешние на V=50 км/ч.