Глава 10. Полет при несимметричной тяге

Отказ одного или двух двигателей на одной половине крыла ухудшает аэродинамические и летные характеристики самолета. Наличие несимметричной тяги усложняет обеспечение балансиров­ки самолета, особенно в боковом отношении, и требует внимания и напряжения пилота в полете. Особенно усложняется управление самолетом в момент отказа двигателя, при выполнении разворо­тов и при уходе на второй круг. Для обеспечения безопасности по­лета при отказе одного или двух двигателей необходимо достаточ­но хорошо знать особенности такого полета и летные характерис­тики самолета

1. При отказе одного двигателя в полете (рис. 81, показан от­каз четвертого двигателя) самолет разворачивается вокруг нор­мальной оси OY в сторону отказавшего двигателя (вправо). Раз­ворот происходит под действием момента тяги первого двигателя и небольшого момента силы сопротивления (отрицательной тяги) отказавшего четвертого двигателя

My_разв = P₁z₁ + P₄z₄

Вследствие инертности самолет стремится сохранить направле­ние полета, в результате чего возникает скольжение на левое по­лукрыло с работающими двигателями. В процессе увеличения угла скольжения возникают восстанавливающие и демпфирующие мо­менты (включая моменты рулей, которые отклоняются автономны­ми рулевыми машинами (АРМ) по сигналам датчиков угловых скоростей _x и _y системы демпфирования по  и ), препятствую­щие развороту, но они значительно меньше Му_разв. Следовательно, самолет продолжает разворот в сторону отказавшего двигателя, увеличивая угол скольжения  на противоположное полукрыло.

2. Практически одновременно с разворотом самолет начинает крениться на полукрыло с отказавшим двигателем под действием момента разности подъемных сил левой и правой половин крыла:

Mx_крен = (Yл+Yл)z_л – (Yп - Yп)z_п

Разность подъемных сил возникает вследствие скольжения стреловидного крыла в сторону работающего двигателя и «затене­ние» фюзеляжем части крыла с отказавшим двигателем. Эффективная скорость полукрыла V₁, на которое происходит скольжение (левого) значительно больше, чем у противоположного (правого) полукрыла; в процессе разворота полукрыло с работающим двига­телем имеет также большую истинную скорость, а значит, и соз­дает большую подъемную силу, чем полукрыло с отказавшим двигателем.

3. В процессе разворота и накренения самолет опускает нос в сторону крыла с отказавшим двигателем.

4. Самолет уменьшает скорость полета, так как располагаемая тяга силовой установки уменьшается, а сила лобового сопротивле­ния самолета увеличивается из-за появления скольжения самолета.

Следует иметь в виду, что процесс нарушения равновесия само­лета определяется прежде всего величиной Му_разв. Так, при отказе двигателя на взлетном режиме тяга Р_1mах и разворачивающий мо­мент будут наибольшими.

Особую опасность представляет собой отказ двух двигателей на одной половине крыла. В этом случае самолет более энергично и с большими угловыми скоростями _y и _x разворачивается и кренится в сторону отказавших двигателей, более интенсивно уменьшается скорость полета с одновременным увеличением углов атаки. При запоздалом и неэнергичном вмешательстве пилота та­кой процесс может привести к боковому срыву самолета.

Основным признаком отказа одного двигателя на какой-либо половине крыла является стремление самолета к энергичному раз­вороту и созданию угла крена в сторону отказавшего двигателя с постепенным уменьшением скорости полета.

Особенно опасным является отказ двигателя в процессе разво­рота с той стороны, куда происходит разворот, так как в этом слу­чае пилоту значительно труднее по поведению самолета определить отказ. Поэтому следует немедленно вывести самолет из разворота и восстановить равновесие.

Продольное равновесие (балансировка) при отказе двигателя нарушается незначительно и самолет сравнительно легко балансируется в продольном отношении небольшим отклонением руля вы­соты.

В зависимости от величины разворачивающего момента и ско­рости полета отклонением руля направления и элеронов можно обеспечить следующие виды балансировки самолета.

Zнх_н = Р₁z₁ + P₄z₄

При этом же условии набор высоты и снижение самолета так­же происходит без скольжения, только углы отклонения руля на­правления н и элеронов э будут другими (большими—в наборе, меньшими—при снижении). В случае отказа третьего и четвертого двигателей это условие выражается так:

Zнх_н = P₁z₁ + P₂z₂ + P₃z₃ + P₄z₄

Это главнейшее условие полета без скольжения—полета с на­именьшим сопротивлением самолета при несимметричной тяге.

Кренящий момент в сторону полукрыла с отказавшим двигате­лем (отказавшими двигателями), который возникает вследствие бо­ковой силы вертикального оперения Zну_н, уравновешивается мо­ментом разности подъемных сил, возникающих из-за отклонения элеронов и гасителей подъемной силы

Mx(Y_э.сп.л; Y_э.п) = Zну_н


Если при равновесии моментов крена выполнять полет без крена, подъемная сила уравновешивает вес самолета, тяга работающих двигателей—силу лобового сопротивления самолета, а бо­ковая сила Zн остается неуравновешенной и вызывает искривление траектории полета (разворот самолета в сторону неработающего двигателя).

Для обеспечения равновесия боковых сил (обеспечения прямо­линейности полета) необходимо создать небольшой крен (2... 3) в сторону работающих двигателей. При этом боковая сила Zн уравновешивается составляющей веса Gz, которая в горизонталь­ном полете равна Gsin, а в других видах полета (набор высоты, снижение) — Gsincos.

Таким образом, боковое равновесие самолета (равновесие сил и моментов) при полете без скольжения достигается только при наличии незначительного крена (2...3°) на полукрыло с работаю­щим двигателем. При этом следует обратить внимание на то, что боковая сила вертикального оперения и потребный угол крена за­висят от разворачивающего момента несимметричной тяги.

При увеличении тяги работающих двигателей разворачиваю­щий момент Mу_разв возрастает. Для обеспечения бокового равно­весия в этих случаях необходимо увеличить момент силы верти­кального оперения Zнх_н путем дополнительного отклонения руля направления и увеличения силы Zн. Для уравновешивания боль­шей силы Zн необходима большая составляющая веса Gz=Gsin, которую можно получить при большем угле крена.

В горизонтальном полете без скольжения подъемная сила урав­новешивает составляющую веса Gy=Gcos, а тяга Р₁+Р₂+Р₃ ра­ботающих двигателей—силу лобового сопротивления самолета X+P₄ (X—сопротивление самолета без скольжения, а Р₄—сопро­тивление отказавшего двигателя).

При выполнении горизонтального полета по приборам с несим­метричной тягой без скольжения указатель авиагоризонта и командного пилотажного прибора КПП показывает величину угла крена, а шарик указателя скольжения под действием веса несколь­ко отклонен в сторону крена (см. рис. 82). При выполнении коор­динированных разворотов (без скольжения) шарик указателя скольжения должен находиться в таком же положении, т. е. не­сколько отклонен в сторону работающих двигателей.

2
.

В горизонтальном полете без крена подъемная сила Y уравно­вешивает вес самолета G, тяга работающих двигателей P₁+P₂+P₃ —силу лобового сопротивления самолета X+P₄X_ (Х_—до­полнительное сопротивление самолета, вызванное скольжением), а сила вертикального оперения Zн уравновешивается боковой си­лой Z_, возникающей вследствие скольжения самолета на полукры­ло с отказавшим двигателем

Y=G; P₁+P₂+P₃=X+P₄+X_; Zн=Z_

Кренящий момент силы Zн уравновешивается моментом сил Y_, возникающих вследствие скольжения самолета на полукрыло с от­казавшим двигателем и незначительной добалансировкой элерона­ми и гасителями подъемной силы.

Таким образом, боковое равновесие самолета без крена дости­гается при наличии незначительного скольжения на полукрыло с отказавшим двигателем.

При выполнении горизонтального полета по приборам без кре­на указатель авиагоризонта командного пилотажного привода КПП показывает отсутствие крена, а шарик указателя скольжения находится в центре под действием своего веса.

Если в процессе разворота самолета с несимметричной тягой шарик указателя скольжения находится в центре, разворот проис­ходит со скольжением на полукрыло с отказавшим двигателем не­зависимо от стороны разворота.

3
. Полет с креном и скольжением на полукрыло с работающи­ми двигателями (рис. 84). Такой вид полета будет в том случае, когда момент силы отклоненного руля направления Zнх_н будет меньше разворачивающего момента несимметричной тяги Mу_разв. Это может иметь место при наличии большого разворачивающего момента несимметричной тяги (отказ внешнего двигателя на взле­те, при уходе на второй круг, отказ двух двигателей на одной поло­вине крыла и т. п.), а также при недостаточном отклонении руля направления пилотом (ошибка в технике пилотирования) или не­большой его эффективности (отказ двигателя на малой скорости).
Во всех случаях, когда момент руля направления Zнх_н окажет­ся меньше разворачивающего момента несимметричной тяги Му_разв, самолет продолжает разворачиваться вокруг оси OY в сторону от­казавшего двигателя (отказавших двигателей), создавая угол скольжения  на крыло с работающими двигателями. В процессе увеличения угла скольжения возникает боковая сила фюзеляжа и оперения Z_, которая создает момент Z_x_, противоположный по направлению разворачивающему моменту несимметричной тяги При определенном угле скольжения  разворачивающий момент несимметричной тяги уравновешивается суммой моментов боковой силы вертикального оперения Zнх_н и моментом силы Z_, возникающей вследствие скольжения Z_x_, т. е.

Zнх_н + Z_x_ = P₁z₁ + P₂z₂ + P₃z₃ + P₄z₄ (см. рис. 84) .

Для равновесия боковых сил необходимо создать крен на полукрыло с работающими двигателями несколько большим, чем при полете без скольжения. При этом составляющая веса Gz=Gsin (горизонтальный полет) или Gz = Gsincos (набор вы­соты или снижение) уравновесит сумму боковых сил Zн + Z_, тяга работающих двигателей P₁ + P₂ - силу лобового сопротивления самолета X+X_+P₃+P₄. Кренящий момент на полукрыло с отка­завшими двигателями от силы руля направления Zну_н и момента разности подъемных сил, возникающих вследствие скольжения Mx(Y_л; Y_п), уравновесятся моментом от отклоненных элеронов и гасителей подъемной силы Mx(Yэ.л; Yсп.л; Yэ.п) при отклоне­нии штурвала элеронов в сторону работающих двигателей.

Таким образом, боковое равновесие самолета достигается при наличии крена и скольжения на полукрыло с работающими двига­телями. Указатель авиагоризонта командного прибора показывает величину крена, а шарик указателя скольжения под действием ве­са отклонен в сторону крена.

Если момент Zнх_н незначительно меньше разворачивающего мо­мента несимметричной тяги, то полет происходит с небольшим скольжением и сила Z_ возникает небольшая, крен на работающий двигатель незначительно больше чем при полете без скольжения и полет протекает нормально.

При недостаточном отклонении руля направления балансировка может быть обеспечена только при больших углах скольжения и крена, сопротивление значительно увеличивается, летные характе­ристики самолета ухудшаются и полет становится опасным.

При незначительном отклонении руля направления, что явля­ется грубейшей ошибкой в технике пилотирования, самолет продолжает энергично разворачиваться в сторону отказавшего (отка­завших) двигателя, угол скольжения и кренящий момент резко увеличиваются. Если при критическом угле скольжения (кр  15) моменты сил Zн и Z_ не уравновешивают разворачивающего мо­мента несимметричной тяги, то при дальнейшем увеличении угла скольжения Zн и Z_ даже при увеличении угла отклонения руля направления уменьшаются, что является особенно опасным. Вслед­ствие увеличения угла скольжения кренящий момент самолета рез­ко увеличивается и момента элеронов с гасителями подъемной силы будет недостаточно для его уравновешивания. Таким образом, в результате выхода самолета на закритический угол скольжения самолет может потерять боковое равновесие и наступит срыв. Приз­наком такого опасного состояния полета является то, что при полном отклонении штурвала элеронов самолет продолжает уве­личивать крен. Предотвратить срыв самолета в этом случае мож­но только полным отклонением руля направления, дросселировани­ем работающего внешнего двигателя с отжатием штурвала от себя.

Рассмотрев возможные виды равновесия (балансировка) поле­та с несимметричной тягой, можно сделать следующий вывод.

1. Полет без скольжения с незначительным креном на полукрыло с работающими двигателями обеспечивает наибольший за­пас тяги, так как сопротивление самолета минимальное и почти равно сопротивлению в полете с нормально работающими двига­телями. Этот вид равновесия является основным, им следует поль­зоваться при отказе двигателя во всех элементах полета и особен­но при взлете или наборе высоты, так как запас тяги макси­мальный.

2. Развороты в полете при одном или двух отказавших двигате­лях должны выполняться координированно (без скольжения) с уг­лом крепа до 15°.

Если до ввода в разворот самолет полностью сбалансирован механизмами триммерного эффекта (триммерами) при отсутствии скольжения, техника выполнения и поведение самолета в процессе разворота практически не отличается от обычного разворота при несимметричной тяге с таким же углом крена, так как усилия на рычагах управления небольшие и прямые. Радиус разворота в сто­рону работающих двигателей несколько больше, так как эффек­тивный угол крена самолета в этом случае несколько меньше.

Допустим, что равномерный и прямолинейный полет без сколь­жения происходит с креном 2° в сторону работающих двигателей Следовательно, при развороте в сторону работающих двигателей с углом крена 15 эффективный угол крена составляет только 13, а при развороте в сторону отказавших двигателей с креном 15 эф­фективный угол крена равен 17°.

Если до ввода в разворот самолет не сбалансирован механиз­мами триммерного эффекта (триммерами), разворот в сторону ра­ботающих двигателей более безопасный. Координированный раз­ворот в сторону отказавших двигателей своеобразен по технике пилотирования. Для ввода в такой разворот необходимо уменьшить усилие в сторону работающих двигателей на штурвале уп­равления элеронами и педалях управления рулем направления. Учитывая особенности человеческого организма при «измерении" уменьшающихся усилий, может быть допущено излишнее их умень­шение, особенно на педалях управления рулем направления. Само­лет в таком случае начинает резко разворачиваться в сторону от­казавшего двигателя, создавая скольжение на полукрыло с рабо­тающим двигателем. Крен самолета резко увеличивается, на что пилот ошибочно реагирует поддержанием крена штурвалом. В этом случае скольжение продолжает нарастать с увеличением угла кре­на, а возможно, и с уменьшением скорости. Увеличение угла скольжения и крена создает срывную ситуацию в полете, о которой уже говорилось.

Учитывая это, для обеспечения безопасности полета при выпол­нении разворотов с несимметричной тягой необходимо самолет еще в прямолинейном полете предварительно полностью сбалансиро­вать механизмами триммерного эффекта (триммерами) при поло­жении без скольжения, а затем координированно ввести в разво­рот. Если же требуется выполнять небольшие довороты на самоле­те, не сбалансированном триммерами, что может иметь место при отказе двигателя на взлете, заходе на посадку и уходе на второй круг, то следует выполнять их с небольшими кренами, используя для этой цели, в основном, штурвал управления элеронами и гаси­телями подъемной силы. При небольших углах крена требуется небольшое отклонение руля направления, поэтому, если и не от­клонять руль направления, развороты происходят с незначитель­ным скольжением.

Очень опасно при выполнении разворотов даже небольшое уменьшение скорости, так как оно может послужить причиной сры­ва самолета.

При выполнении координированного разворота с небольшой по­терей скорости уменьшается момент боковой силы вертикального оперения. У самолетов развивается скольжение на полукрыло с ра­ботающими двигателями, увеличивается сопротивление. При по­пытке пилота сохранить высоту в процессе разворота происходит дальнейшее уменьшение скорости, увеличение угла скольжения и возможен срыв самолета. Учитывая это, скорость в процессе разво­рота следует выдерживать постоянной, а для большей безопас­ности — несколько увеличенной.

На рис. 85, 86 и 87 изображены балансировочные кривые, вы­ражающие зависимость углов отклонения элеронов э, руля направления н, а также усилий, прикладываемых к штурвалу управ­ления элеронами Рэ и педалям управления рулем направления Рн в зависимости от угла крена  для обеспечения прямолинейного полета с креном и скольжением при трех работающих двигателях (1-й, 2-й и 3-й двигатель) на номинальном режиме (см. рис. 85), на взлетном (см. рис. 86) и при двух работающих двигателях (1-й и 2-й) на взлетном режиме (см. рис. 87).

Для обеспечения боковой балансировки самолета без крена со скольжением на полукрыло с неработающим 4-м двигателем необ­ходимо: отклонить штурвал влево с усилием 6 кгс, при этом пра­вый элерон отклонится вниз на 2°, и приложить усилие к левой педали 4,5 кгс для отклонения руля направления влево на угол около 2° (см. рис. 85, точка 1). На рис. 86 и 87 этот вид баланси­ровки отмечен точкой 1.

Для обеспечения балансировки самолета (см. рис. 85, поз. 2) с углом крена 2 на полукрыло с работающими двигателями (угол скольжения самолета, близкий к нулю) необходимо усилие на штурвале увеличить до 7 ...7,5 кгс для отклонения правого элерона вниз на 3...3,5°, а усилие на левой педали уменьшить до 1,5 кгс при отклонении руля направления влево на 1. На рис. 86 и 87 (точ­ка 2) показаны усилия балансировки самолета с углом крена 3 на полукрыло с работающими двигателями.

Из приведенных примеров видно, что при отказе одного четвер­того двигателя самолет легко балансируется даже при полете без крена. Более благоприятные условия балансировки самолета с уг­лом крена 2...3 на полукрыло с работающими двигателями, так как полет происходит практически без скольжения. При отказе двух двигателей на одной половине крыла следует обеспечить бо­ковую балансировку самолета с углом крена около 3° на полукрыло с работающими двигателями, так как расход усилий особенно на педалях управления рулем направления сравнительно большой.

Следует обратить внимание, что расход усилий на штурвале уп­равления элеронами и педалях управления рулем направления указаны при условии нахождения механизмов триммерного эффек­та в нейтральном положении. Усилия на штурвале и педалях пол­ностью снимаются механизмами триммерного эффекта при бустерном управлении или триммерами при безбустерном управлении.
10.3. Особенности полета при отказе одного или двух двигателей
1. Отказ одного двигателя при взлете. При отказе одного дви­гателя на разбеге до скорости принятия решения V₁ включительно необходимо взлет прекратить. При прекращении взлета выдержи­вается направление движения самолета, все двигатели переводятся на режим малого газа, отклоняется штурвал «от себя», применя­ются тормоза колес, выпускаются тормозные щитки и гасители подъемной силы на полный угол, включается реверс тяги симмет­рично работающих двигателей, выключается отказавший двигатель и его генератор.

Направление на пробеге выдерживается отклонением педалей, т. е. рулем направления и управлением колес передней опоры шас­си. При прекращении взлета следует учитывать, что в момент отка­за двигателя самолет разворачивается в сторону отказавшего дви­гателя из-за несимметричной тяги. В момент перевода двигателя на малый газ самолет разворачивается в сторону работающих двигателей. Учитывая это, следует своевременно органами управления парировать развороты. При необходимости сокращения длины про­бега реверсом тяги следует пользоваться до полной остановки са­молета.

При отказе двигателя на разбеге на скорости большей скорости принятия решения V₁ взлет необходимо продолжать, выдержи­вая направление движения самолета рулем направления и управ­лением передних колей. При достижении скорости V_R выключается управление колес передней опоры и непрерывным взятием колонки штурвала «на себя» самолет выводится на взлетный угол атаки и производится отрыв самолета. Следует учитывать, что в момент отделения колес передней опоры самолет стремится развернуться и накрениться в сторону отказавшего двигателя по причине прек­ращения действия эффекта колес передней опоры и под действием боковой силы вертикального оперения Zн. Учитывая это, в момент отрыва следует дополнительно дать ногу и штурвал элеронов в сто­рону работающих двигателей. После отрыва самолет должен про­должать прямолинейный полет без скольжения с углом крена до 2... 3° в сторону работающих двигателей, увеличивая высоту и ско­рость. К высоте 10,7 м скорость должна быть не меньше V₂ (см. рис. 25 и 26 и табл. 6 и 7). На высоте не менее 5 м убираются шасси. Начальный набор высоты должен происходить на скорости не меньше V₂.

При полете без скольжения (с углом крена 2...3° на работаю­щий двигатель) на скорости V₂ обеспечивается набор высоты с полным градиентом _пн=3%, но не меньше чистого градиента 2% (см. разд. 4.3).

Уборка механизации крыла и балансировка самолета произво­дится так же, как и при взлете со всеми работающими двигателя­ми (см. разд. 4.2). После уборки механизации крыла и баланси­ровки самолета устанавливается скорость полета 370 км/ч и режим работы двигателей, соответствующий этой скорости.

При отказе двигателя на взлете посадка производится на аэродроме вылета или ближайшем запасном аэродроме в зависи­мости от метеоусловий.

При отказе двигателя при наборе высоты необходимо вос­становить равновесие самолета с углом крена 2...3° в сторону ра­ботающих двигателей, сняв нагрузку с рычагов управления меха­низмами триммерного эффекта, выключить отказавший двигатель и продолжать полет на скорости 450 км/ч ПР при номинальном режиме работы двигателей.

При отказе двигателя в горизонтальном полете необходимо са­молет сбалансировать в положении без скольжения и на номиналь­ном режиме работающих двигателей продолжать полет, сохраняя скорость 450 км/ч ПР. Высота полета будет определяться потол­ком самолета (см. рис. 44). Так при G=160 т в стандартных ус­ловиях практический потолок будет 8100 м.

3. Заход на посадку, посадка и уход на второй круг с одним от­казавшим двигателем. При заходе на посадку с одним отказавшим двигателем необходимо определить максимально допустимый по­садочный вес самолета из условий безопасного набора высоты при уходе на второй круг в зависимости от высоты аэродрома и тем­пературы воздуха (см. рис. 55).

Для обеспечения безопасности полета, особенно разворотов в процессе захода на посадку, необходимо самолет балансировать механизмами триммерного эффекта до полного снятия нагрузки с рычагов управления рулями. Заход на посадку и посадка в этом случае (по технике пилотирования) выполняется так же, как и при всех работающих двигателях. Скорость на глиссаде выдерживается на 10 км/ч ПР больше, чем при всех работающих двигателях. Сле­дует помнить, что при изменении режима работающих двигателей необходимо своевременно парировать рулями дополнительные раз­ворачивающие и кренящие моменты. После приземления включа­ется реверс тяги внешних (внешнего) двигателей. Предкрылки, закрылки, гасители подъемной силы, тормозные щитки и тормоза используются как и при посадке на всех двигателях. Длина пробега несколько увеличивается, если отказал внешний двигатель, так как используется реверс тяги только одного двигателя.

При необходимости преодоления препятствий можно работаю­щим двигателям увеличить режим вплоть до взлетного.

Заход на посадку до момента входа в глиссаду выполняется так же, как и при всех работающих двигателях. На V=370 км/ч ПР выпускаются шасси и выполняется третий разворот.

Развороты должны выполняться строго координированно с уг­лом крена не более 15. После третьего разворота выпускаются предкрылки на 25° и закрылки на 30 при скорости 330...360 км/ч ПР (в зависимости от веса самолета). Продольная балансировка самолета достигается перестановкой стабилизатора. Четвертый разворот выполняется на V=300 км/ч ПР.

Снижение самолета по глиссаде происходит с углом крена 2...3° в сторону работающих двигателей на скорости не менее 270 км/ч ПР. Режим работы двигателей устанавливается такой, который обеспечивает движение самолета по глиссаде. Непосред­ственно перед касанием крен убирается так, чтобы касание само­лета произошло без крена и сноса на основные опоры шасси на ско­рости, меньшей скорости снижения по глиссаде на 30 ... 40 км/ч.

После приземления выпускаются тормозные щитки и гасители подъемной силы, включается реверс тяги внешнего двигателя, при­меняются тормоза. Направление пробега выдерживается педалями управления. Длина пробега увеличивается вследствие большей посадочной скорости и меньшего эффекта реверсивной тяги.

Уход на второй круг сложен, требует повышенного внимания и допускается в случае крайней необходимости с высоты не ниже 60 м. На скорости не менее 270 км/ч ПР двигатели выводятся на взлетный режим с одновременным отклонением педалей и штурва­ла с увеличением крена до 5...7° в сторону работающих двигате­лей. Самолет выводится со снижения при сохранении скорости. Убираются шасси. Уборка механизации крыла и продольная ба­лансировка самолета осуществляется так же, как и при уходе на второй круг со всеми работающими двигателями. По достижении скорости 350 км/ч ПР на высоте круга устанавливается потребный режим работы двигателей.