Учебное пособие основы полета (аэродинамика самолета Боинг-757-200) Москва -2013г

Посадка самолета

Рис.29

Исходной точкой в определении потребной длины ВПП выступают продемонстрированные в летных испытаниях посадочные дистанции. Эти дистанции замеряются с высоты 50 футов над ВПП, применяется выравнивание без «добора» (касание ВПП 305 метров от торца), максимальное использование возможностей тормозов и интерцепторов. Испытания проводятся на сухой ВПП без применения реверса тяги.

Полученные данные (unfactored distances) публикуются в руководстве по летной эксплуатации вместе с поправочными добавками на изменение веса, высоты аэродрома, ветер и т.д.

Согласно нормам длина сухой ВПП для посадки не может быть меньше опубликованной посадочной дистанции (со всеми добавками), умноженной на коэффициент безопасности 1,67.

Для мокрой ВПП полученный результат увеличивают еще на 15%, т. е. коэффициент безопасности равен 1,67 * 1,15 = 1,92.

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

Рис.30

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

В процессе выравнивания Су увеличивается вследствие увеличения угла атаки и частично в результате влияния близости земли

В момент приземления подъемная сила самолета равна посадочному весу:

Посадочная скорость из этого выражения будет:

 После приземления самолет опускается на переднюю опору шасси, угол атаки его уменьшается. Выпуск гасителей подъемной силы вызывает дополнительное уменьшение Су. 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. 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 посадочной 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:

Длина пробега определяется из выражения:

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 m=G/g, т.е:

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 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 Су пос уменьшается, 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.

Величина максимально допустимого посадочного веса ограничена:

– возможностью ухода на второй круг (потребный градиент набора высоты h_н = 2,7% при уходе на второй круг с одним отказавшим двигателем);

– располагаемой длиной ВПП.
Особенности посадки в сложных условиях и особые случаи посадки
 1. Посадка с боковым ветром.

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. После приземления, плавно опустить самолет на колеса передней стойки шасси, выдерживая направление движения по оси ВПП рулем направления. 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 используется дифференциальное торможение.

При посадке самолета на мокрую, покрытую слоем воды или слякоти, а также обледеневшую ВПП значительно увеличивается длина пробега и усложняется выдерживание направления пробега, особенно при наличии хотя бы слабого бокового ветра. 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 действует эффект глиссирования колес. 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.

Посадку с весом, превышающим максимальный посадочный вплоть до взлетного включительно, разрешается производить в исключительных случаях при повышенном внимании пилота.

При подготовке к посадке выработкой топлива следует уменьшить вес самолета до минимального, оставив количество топлива, гарантирующего посадку в любых условиях. Перемещением пассажиров создать благоприятную посадке центровку. Убедиться в готовности переносных огнетушителей к действию. Максимально допустимый посадочный вес определяется на основании располагаемой длины ВПП, соблюдении требований к градиентам набора высоты в конфигурации захода на посадку (approach climb) и в посадочной конфигурации (landing climb).Также он не может быть больше максимального сертифицированного посадочного веса.

Рис. 31

      Y₁=Yв соs g – проекция подъемной силы на вертикаль к линии горизонта;

      Y₂= Yв sin g – проекция подъемной силы на горизонтальную плоскость.

При выполнении виража или установившегося разворота необходимо:

      P_в = Х_в – для выполнения виража с постоянной скоростью;

      Y₁ = Y_в соs g = G – для сохранения высоты полета;

      Y₂ = Y_в sin g = 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.

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:

причем, при увеличении угла крена величина потребной подъемной силы увеличивается (соsg уменьшается), а значит, и перегрузка возрастает.

Скорость, потребную при выполнении виража, можно определить из условия:

Решив уравнение относительно скорости виража Vв, получим:

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:

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:

,  так как

Зная угол крена и скорость, потребную при выполнении виража, определим радиус виража:

Время выполнения виража можно получить следующим образом:

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;

– значением максимально допустимой эксплуатационной перегрузки;

– углом атаки 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 15–25°.

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.