Исследование балансировки ВС ЯК-42 при отказавшем двигателе на различных этапах полета

Размещено на http://www.allbest.ru/

Исследование балансировки ВС ЯК-42 при отказавшем двигателе на различных этапах полета

1. Выполнение взлета

Взлет самолета (рис. 1.1) состоит из разбега и воздушного участка. Момент отделения самолета от земли называют отрывом. В процессе разбега самолет приобретает скорость отрыва, т. е. такую скорость, при которой на угле атаки отрыва подъемная сила практически равна силе тяжести самолета. После отрыва на воздушном участке самолет продолжает набирать безопасные скорости и высоту. Расстояние, которое проходит самолет по горизонту от начала разбега до набора высоты 10,7 м (35 футов), называют взлетной дистанцией.

При выполнении руления скорость выбирают в зависимости от ширины рулежной дорожки (РД), ее состояния, поверхности аэродрома, наличия препятствий. Для разворота самолета на 180° ширина рулежной дорожки должна быть не менее 40 м и скорость движения не более 15 км/ч.

На предварительном старте следует убедиться, что стабилизатор установлен в положение, соответствующее центровке самолета:

Хт %...................................... 18 20 22 24 26

Фстаб………………………… -22 -11 -10 -2 -8

Хт % ………………………… 28 30 32 34 36

Фстаб…………………….…… - 7 - 6 - 5 - 4 - 3

Взлет производят на взлетном режиме работы двигателей. После получения разрешения на взлет командир подает команду «Взлетаем». Установив колонку нейтрально, удерживая самолет на тормозах, плавным и синхронным движением он переводит рычаги управления двигателями на 74 ... 76°, а затем в процессе разбега -- в крайнее переднее положение. Убедившись в нормальной работе двигателей, плавно отпускает тормоза, выдерживая направление на разбеге.

Самолет выполняет разбег на бкр = 3°. При достижении скорости, меньшей скорости отрыва на 20 км/ч, командир энергично, но плавно увеличивает угол атаки так, чтобы при достижении скорости отрыва он был бы равен 9...10°. Отрыв самолета от земли при массе 54 000 кг с выпущенными закрылками на 20° должен произойти на скорости 230 км/ч (табл. 1.1).

После отрыва самолета от земли необходимо плавно перевести его в набор высоты. Обжатием тормозных педалей подтормозить колеса главных стоек шасси и на высоте не менее 5 м убрать шасси. На высоте не менее 120 м и скорости по прибору не менее 275 км/ч убрать закрылки. В процессе уборки закрылков разогнать самолет до скорости по прибору не менее 305 км/ч. После уборки закрылков плавно перевести двигатели на высоте 400 м на номинальный режим. При необходимости выполнить первый разворот на высоте 200 м на скорости 350 км/ч. Скорости, взятые по графикам, рекомендуется округлять в сторону увеличения до 5 км ч.

Таблица 1.1. Взлетные характеристики

Скорость км/ч	Масса, т
	54	50	48	46	44
	210	200	195	195	195
	230	220	218	215	215
	230	220	218	215	215
	275	265	260	254	248

2. Силы, действующие на самолет при взлете

При разбеге на самолет действуют подъемная сила Yа и силы лобового сопротивления Ха, G, тяга Р, сила реакции ВПП N, равная и противоположная силе давления колес G -- Уа, сила трения FТР (рис. 1.3).

Сила трения определяется величиной силы реакции N = G - Yа и коэффициентом трения f (Fтр = fN). Коэффициент трения качения зависит от состояния поверхности ВПП и для сухого бетона равен 0,02 ... 0,03.

Разбег самолета является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы тяга Р силовой установки была значительно больше суммы сил лобового сопротивления Ха и силы трения FТР, т. е. Р > X+FТР.

При увеличении скорости на разбеге силы, действующие на самолет, изменяются следующим образом:

подъемная сила Yа и сила лобового сопротивления Ха увеличиваются;

сила трения FТР уменьшается, так как давление самолета на ВПП и ее реакция N уменьшаются;

- сумма силы лобового сопротивления Ха и силы трения fТР на бетонной ВПП практически не изменяется;

- тяга Р силовой установки несколько уменьшается, вследствие чего и избыток тяги АР = Р -- (Ха + FТР) также уменьшается.

3. Скорость отрыва и длина разбега самолета

В момент отрыва подъемная сила Yа практически равна силе тяжести самолета

G. Коэффициент подъемной силы Суа = 1,45 с учетом влияния земли при аотр « 10°. Скорость отрыва зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха и коэффициента подъемной силы.

Длину разбега определяем по формуле:

= .(1.1)

Скорость отрыва от земли:

Среднее ускорение самолета jср при разбеге зависит от избытка тяги ?Р = Р -- (Ха + FТР) и массы самолета и определить его можно по формуле:

Jср = AP/m, или Jср = g[Р--(Xa + FТР)]/G

Благодаря большой тяговооруженности самолет Як-42 быстро набирает скорость отрыва и имеет маленькую длину разбега.

Плотность воздуха. При уменьшении плотности воздуха (высокая температура, низкое давление, высокогорный аэродром) длина разбега увеличивается, поскольку истинная скорость отрыва при этом больше, а тяга двигателей меньше. При уменьшении давления на 20 мм. рт. ст. длина разбега увеличивается на 5 %.

Взлетная масса самолета. При увеличении взлетной массы длина разбега возрастает. Происходит это потому, что увеличивается приборная скорость отрыва, а тяговооруженность и ускорение уменьшаются. При изменении массы на 1 т длина разбега изменится на 4 %.

Механизация крыла. Закрылки на взлете отклоняются на угол 20°. При этом Суа увеличивается, а скорость отрыва и длина разбега уменьшаются. Для самолета Як-42 при убранных закрылках и взлетной массе 54 т скорость отрыва -- 310 км/ч, а длина разбега -- 1900 м.

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

5 м/с длина разбега уменьшается на 10 %, а при таком же попутном ветре увеличивается на 16 % (Рис 1.4).

Наклон взлетной полосы. При взлете с полосы под уклон тяга увеличивается, самолет быстрее набирает скорость отрыва, длина разбега уменьшается. При уклоне 0,01 длина разбега изменяется на 6 ... 7 %.

Взлет самолета Як-42 характеризуется потребной длиной разбега. Потребная длина разбега в соответствии с НЛГС-2 -- это условная величина, равная сумме фактической длины разбега самолета до скорости отрыва в случае отказа одного двигателя на скорости V1 (рис. 1.3) и половины длины воздушного участка взлетной дистанции до набора высоты Н = 10,7 м (35 футов). Для выполнения взлета необходимо, чтобы потребная длина разбега была меньше ВПП.

Взлетная дистанция при трех работающих двигателях, увеличенная на коэффициент 1,15, показана также на рис. 1.3.

4. Определение максимально допустимой взлетной массы самолета

Высокая надежность современных ТРД значительно повысила безопасность эксплуатации пассажирских самолетов, особенно на взлете. Однако отказ двигателя на взлете является одним из наиболее сложных случаев в эксплуатации. Поэтому взлетные характеристики должны быть рассчитаны с учетом отказа одного двигателя на разбеге и взлете. Кроме того, пилот, управляющий самолетом, должен быть соответствующим образом подготовлен, чтобы в аварийной ситуации успеть быстро проанализировать создавшуюся обстановку и принять необходимые меры для предотвращения аварии.

Готовясь к взлету, экипаж должен правильно выбрать допустимую взлетную массу самолета, знать, когда продолжить взлет или его прекратить при отказе двигателя, учитывая размеры аэродрома, подходы к ВПП и маршрут выхода.

Согласно требованиям ИКАО и норм летной годности самолетов Гражданской авиации (НЛГС-2) используется несколько новых понятий:

градиент набора высоты -- тангенс угла наклона траектории набора высоты, выраженный в процентах. Для самолета Як-42 нормированным градиентом, ограничивающим взлетную массу, является полный градиент 2,7 % на участке II набора высоты (см. рис.1.1) = tgиН 100;

скорость срыва Vс - минимальная скорость самолета, полученная в летных испытаниях при торможении самолета. На этих скоростях происходит сваливание самолета;

3)безопасная скорость взлета V2 - скорость, которая не менее чем на

20 % превышает минимальную скорость сваливания самолета при соответствующей конфигурации (V2 > 1,2, Vс);

4)скорость самолета при отказе двигателя Vотк - фактическая скорость самолета в момент полного отказа двигателя;

5)скорость принятия решения V1 - наибольшая скорость самолета, на которой пилот, обнаружив отказ двигателя, принимает решение о продолжении или прекращении взлета; V1 = Vотк + 10 ... 15 км/ч. Время реакции пилота 3 с;

6)скорость подъема колес передней стойки шасси VR = Vп.ст для самолета Як-42 принимают примерно на 5 % меньше скорости отрыва самолета;

7)минимальная эволютивная скорость взлета Vmin.эв. - это скорость, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя сохраняется возможность сохранять управление самолетом и выдерживать прямолинейный полет; Vmin.эв.= l,05Vс. Минимальная эволютивная скорость разбега Vmin.эв.р. - это скорость, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя обеспечивается возможность с помощью одних аэродинамических органов управления сохранить прямолинейное движение самолета; Vmin.эв.р. < V1< VR;

участок полосы свободных подходов, используемый для разгона до V2 -- это часть аэродрома по курсу взлета, где нет препятствий до Н = 10,7 м, начиная от торца ВПП;

при прерванном взлете следует учитывать коэффициент трения торможения fТР, который для сухого бетона равен 0,25, для мокрого 0,18 ... 0,2 и для обледеневшей ВПП 0,05;

10)длина прерванного взлета -- сумма длины разбега при всех работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного двигателя и длины участка торможения до полной остановки самолета. В длину участка торможения условно включена длина, проходимая самолетом за время реакции пилота. При прерванном взлете используется концевая полоса безопасности (КПБ);

11)длина продолженного взлета -- сумма длины разбега при всех работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного двигателя, длины разгона самолета при отказавшем одном двигателе до отрыва самолета и длины воздушного участка набора 10,7 м;

12)сбалансированная длина ВПП или сбалансированная длина взлетной дистанции Д -- располагаемая длина ВПП (ВПП + КПБ), на которой в случае отказа одного двигателя (Vотк) самолет может завершить как прерванный взлет до полной остановки, так и продолженный взлет до набора высоты 10,7 м с разгоном до Vбезоп. = V2;

13)сбалансированная длина разбега R -- располагаемая длина ВПП, на которой в случае отказа одного двигателя (на Vотк) самолет может завершить как разбег, так и прерванный взлет (рис. 1.5);

14)характеристика располагаемой длины аэродрома согласно НЛГС-2 складывается из располагаемой длины разбега ВПП (РДР); располагаемой длины для прерванного взлета ВПП+КПБ (РДПВ) и располагаемой длины для продолженного взлета ВПП+ПВП (РДВ).(Рис 1.6)

Рекомендации по прерванным и продолженным взлетам с отказом двигателя для любых возможных при массовой летной эксплуатации самолета значений массы, центровки, температуры, ветра, состояния покрытия и уклона летной полосы выдаются только после проведения специальных летных испытаний.

В процессе летных испытаний при взлете стремятся наиболее точно имитировать внезапный отказ двигателя. Продолженные взлеты выполняют с постепенным уменьшением скорости имитации отказа двигателя от полета к полету (в отличие от прерванных взлетов). Вначале имитируют отказ двигателя после отрыва, затем до отрыва, но на достаточно большой скорости, обеспечивающей уверенное продолжение взлета. Затем отказ двигателя имитируется на разбеге при меньших скоростях до скорости, при которой пилот уже не в состоянии удержать самолет от разворота. В каждом случае в результате летного эксперимента определяют длину разбега и взлетную дистанцию до набора высоты 10,7 м. Полученные характеристики продолженных взлетов наносят на график, приведенный на рис. 1.4, сравнивая результаты летных испытаний с расчетом.

Прерванный взлет выполняют с постепенным увеличением, скорости отказа двигателя. Замеренную при этом дистанцию взлета наносят на тот же график в зависимости от скорости отказа. Торможение самолета после принятия решения о прекращении взлета при сравнительно большой скорости отказа двигателя может привести к весьма большой длине пробега до полной остановки самолета (см. рис. 1.4).

В точке Д пересечения зависимости дистанции продолженного взлета до набора высоты 10,7 м и дистанции прерванного взлета определяют скорость принятия решения V1 при которой в случае отказа двигателя возможно как безопасное прекращение взлета, так и его продолжение в пределах располагаемой длины летной полосы. Точка пересечения Д определяет сбалансированную длину взлетной дистанции, когда дистанции прерванного и продолженного взлетов равны между собой (Рис 1.7).

Каждому значению взлетной массы для конкретных атмосферных условий и положения закрылков соответствует своя скорость отказа двигателя (скорость принятия решения) и сбалансированная взлетная дистанция или сбалансированная длина летной полосы аэродрома. Чем больше взлетная масса самолета, тем больше и сбалансированная взлетная дистанция. Если принять решение о продолжении взлета при отказе двигателя на скорости, меньшей V1 то длина продолженного взлета превысит сбалансированную. В случае прекращения взлета при скорости, большей V1 увеличится тормозной путь самолета (Рис 1.6).

Таким образом, на основании летных испытаний по определению характеристик прерванного и продолженного взлетов можно сделать вывод: если отказ двигателя на взлете произойдет до достижения скорости V1 взлет необходимо прекратить, если же при скорости, большей V1 взлет продолжать (пилот должен твердо знать при каждом взлете для конкретных условий старта скорость принятия решения).

В точке R пересечения кривых прерванного взлета и фактической длины разбега определяется другая скорость принятия решения, на которой в случае отказа двигателя возможно завершение как разбега, так и прерванного взлета. Эта скорость отказа двигателя определяет сбалансированную длину разбега. Таким образом, летные испытания позволяют уточнить расчет и определить фактическую сбалансированную длину взлетной дистанции до набора высоты 10,7 м при отказе двигателя и сбалансированную длину разбега (см. рис. 1.4).

По параметру Д, зависящему от располагаемых длин продолженного и прерванного взлетов, определяют допустимую взлетную массу самолета, когда при отказе двигателя на разбеге возможно как завершение (в пределах располагаемой величины ВПП + ПВП для продолженного взлета), так и прекращение взлета (в пределах располагаемой длины ВПП + КПБ для прерванного взлета). По параметру R, зависящему от располагаемых длин ВПП для разбега и прерванного взлета, определяют допустимую взлетную массу самолета, когда при отказе двигателя на разбеге возможны завершение разбега до скорости отрыва или прерванный взлет и торможение в пределах располагаемой длины ВПП (Рис 1.8).

По значениям сбалансированной длины взлетной дистанции или сбалансированного разбега выбирают допустимую взлетную массу и соответствующее отношение скоростей V1/VR (относительная скорость отказа двигателя).

По полученным в летных испытаниях значениям Д и R строят графики, позволяющие в зависимости от располагаемых длины продолженного взлета, разбега и прерванного взлета с учетом ряда параметров ВПП и атмосферных условий определить допустимую взлетную массу.

Пример расчета максимально допустимой взлетной массы, скорости решения V1скорости отрыва Vотр и безопасной скорости взлета V2 приведен в Руководстве по летной эксплуатации самолета Як-42.

5. Особые виды взлета

Взлет при боковом ветре. Взлет при боковой составляющей ветра (под углом 90° к оси ВПП) более 15 м/с запрещается. Предельно допустимая боковая составляющая скорости ветра при мокрой ВПП зависит от коэффициента сцепления; если ВПП покрыта водой или слякотью (к = 0,5 ... 0,3), то она равна 5 м/с. Максимально допустимая встречная составляющая ветра -- 25 м/с, попутная -- 5 м/с.

Допустим, что взлет выполняется при левом боковом ветре (рис. 1.5). При разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом (3. Следовательно, относительно воздуха самолет движется со скольжением под углом (3. Результирующую скорость набегающего потока W при наличии стреловидного крыла разложим на составляющие W1 и W2. Составляющая W1 которая определяет величину аэродинамических сил левой половины крыла, больше, а правой половины крыла - меньше. Вследствие этого подъемная сила Yл и сила лобового сопротивления Хл левой половины крыла значительно больше, чем Yпр и Хпр правой половины крыла.

В результате разности подъемных сил (Ул> Yпр) у самолета возникает кренящий момент на правую половину крыла (по ветру), а вследствие разности лобовых сопротивлений (Хл > Хпр) возникает вращательный момент, под действием которого самолет разворачивается влево, т.е. против ветра. Вращательный момент также создается боковой силой Zв, возникающей при скольжении самолета в набегающем потоке. Дополнительный момент крена возникает при затенении правой половины крыла фюзеляжем,

При увеличении скорости на разбеге угол скольжения самолета в набегающем потоке уменьшается, следовательно, кренящий и вращательный моменты также несколько уменьшаются. После отрыва появляется снос самолета по ветру. На протяжении всего разбега самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большое лобовое сопротивление. Тяга двигателей из-за косой обдувки воздухозаборников меньше, сила трения из-за управления колесами передней стойки шасси больше. Следовательно, длина разбега при наличии бокового ветра увеличивается.

Учитывая изложенное, взлет с боковым ветром рекомендуется выполнять при

условии:

-выдерживания направления в начале разбега, колесами передней стойки шасси. С увеличением скорости на разбеге эффективность руля направления возрастает и его будет достаточно для выдерживания направления;

-отклонения элеронов движением штурвала против ветра для устранения кренящего момента на разбеге. По мере увеличения скорости кренящий момент уменьшается, а эффективность элеронов возрастает.

После отрыва от земли самолет удерживают рулем направления и элеронами, не допуская кренов и уклонений от направления взлета. Разгон после отрыва следует выполнять без скольжения и крена, но с курсом, измененным в сторону ветра на величину угла сноса. В таком положении самолета воздушный поток обтекает его симметрично, при этом обеспечивается выдерживание направления взлета.

При наличии осадков на ВПП боковая составляющая меньше. Сложность такого взлета заключается в том, что до скорости 150 км/ч трудно выдержать направление на разбеге, так как руль направления и тормоза малоэффективны. Техника выдерживания направления на разбеге такая же, как и при боковом ветре на сухой ВПП.

Взлет с попутным ветром. В некоторых случаях можно выполнять взлет при попутном ветре не более 5 м/с, а также при попутно-боковом.

Техника выполнения взлета с попутным и попутно-боковым ветром остается такой же, как соответственно при штилевых условиях или встречно-боковом ветре. Длина разбега при попутном ветре 3 м/с больше на 10 ... 12 %, соответственно увеличатся потребные дистанции продолженного и прерванного взлетов. В начале разбега при взлете с попутным ветром следует особенно внимательно выдерживать направление, управляя колесами передней стойки шасси и. тормозами.

Взлет при малой плотности воздуха (высокая температура, низкое давление). Техника выполнения взлета при малой плотности воздуха обычная, но длина разбега может быть значительно больше, чем в нормальных условиях, вследствие уменьшения тяги и увеличения истинной скорости отрыва. Отрыв самолета выполнять по приборной скорости.

Взлет с грунта. Эксплуатация самолета на грунтовых аэродромах разрешается в случае необходимости, но при условной прочности грунта не менее 640 кН/ . Руление рекомендуется выполнять на скорости 10 ... 20 км/ч. Потребное для взлета отклонение стабилизатора увеличить по сравнению с бетоном на 1°.

Разгрузку передней опоры рекомендуется выполнять на скорости 170 ... 180 км/ч. Длина разбега при этом увеличивается на 100 ... 150 м.

6. Ошибки при выполнении взлета

балансировка двигатель самолет взлет

К наиболее характерным ошибкам при выполнении взлета относятся такие, как неправильная установка самолета перед взлетом, отрыв самолета с большим или малым углом атаки.

Неправильная установка самолета перед взлетом (под углом к оси ВПП) приводит к тому, что необходимое направление взлета не выдерживается. В этом случае пилот вынужден в процессе разбега исправлять допущенную ошибку, доворачивая самолет к необходимому направлению взлета.

Для предотвращения этой ошибки необходимо перед взлетом самолет установить точно по оси взлетной полосы. В процессе разбега своевременно парировать малейшее стремление к уклонению самолета от направления взлета, управляя рулем направления и колесами передней стойки шасси. При значительном уклонении от направления разбега и неуверенности в том, что удастся вернуть самолет на ось ВПП, взлет необходимо прекратить. Следует учитывать, что при взлете со скользкой ВПП, даже при небольшом боковом ветре, направление, особенно в начале разбега, выдерживать трудно, так как руль направления малоэффективен из-за малой скорости, а колеса передней стойки шасси и тормоза -- из-за малого коэффициента трения.

Отрыв самолета с большим углом атаки возможен при взлете с коротких полос, при возникновении неожиданных препятствий на ВПП, при взлете с заснеженных полос, когда пилот в процессе разбега вынужден начать подъем колес передней стойки шасси на скорости меньше VR.

Увеличение угла атаки при отрыве соответственно ведет к уменьшению скорости отрыва, что в определенных условиях является небезопасным.

При взлете с большим углом тангажа, т. е. с сильно поднятым носом, самолет отрывается от земли на малой скорости, удлиняется участок увеличения скорости до безопасной, полет происходит при малой эффективности рулей с малым запасом угла атаки. Неблагоприятные стечения обстоятельств (порывы ветра, отказ двигателя, ошибочное движение штурвалом) могут вызвать или повторное приземление самолета на колеса, или выход самолета на режим сваливания.

Во избежание этой ошибки необходимо перед вылетом оценить вид и состояние взлетной полосы. Подъем колес передней стойки шасси производить на скоростях VR, рекомендованных Руководством по летной эксплуатации самолета Як-42.

После подъема колес передней опоры необходимо следить за тем, чтобы угол тангажа не увеличивался более взлетного, ориентируясь по приборам и по линии горизонта. При стремлении самолета к увеличению угла тангажа после отрыва следует парировать это соразмерным отжатием штурвала от себя, но резкое движение штурвала от себя может привести к повторному касанию колесами о ВПП после отрыва.

Отрыв самолета с малым углом атаки ведет к увеличению длины разбега и скорости отрыва. Взлет на повышенной скорости сам по себе не является опасным, но разбег сопровождается чрезмерными нагрузками на узлы шасси и особенно на колеса передней опоры.

Взлет с малым углом атаки наиболее часто происходит в тех случаях, когда начало подъема колес передней опоры производится с опозданием (на повышенной скорости). Если в процессе подъема колес передней стойки шасси после достижения VR пилот почувствует, что они не отрываются от ВПП, следует более энергично взять штурвал на себя.

Взлет самолета без закрылков запрещен. Скорость отрыва 230 км/ч при

т = 54 000 кг с отклоненными закрылками на 20° близка к скорости сваливания без закрылков, поэтому при взлете самолета без закрылков и попытке оторвать его на обычной скорости, как правило, возникает просадка и самолет разбивается.

При неустановке стабилизатора в положение, соответствующее центровке, усилия на штурвал остаются нерасчетными, и это потребует прекращения взлета.

7. Поведение самолета при отказе двигателя

При отказе на самолете Як-42 первого или третьего двигателя возникает вращательный момент относительно оси JY, и самолет разворачивается в сторону отказавшего двигателя. Вращение происходит под действием моментов силы тяги P1Z1 и сопротивления отказавшего двигателя XДВZ2, т. е. Муа= P1Z1 - XДВZ2.

Сопротивление отказавшего двигателя зависит от скорости и высоты полета.

Самолет имеет большие массу и скорость полета, поэтому при развороте возникает скольжение на полукрыло с работающим двигателем. Само скольжение не опасно, но оно дает крен.

Самолет кренится на полукрыло с отказавшим двигателем под действием разности моментов подъемных сил левого и правого полукрыла:

Мха = (Yа1 +?Yа1)Z1 - (Ya2 - ?Ya2)Z2,

возникающей вследствие скольжения стреловидного крыла в сторону работающего двигателя, и скользящее полукрыло работает как более прямое. В результате поворота самолета относительно оси ОY скорость обтекания скользящего полукрыла увеличивается, а полукрыла с отказавшим двигателем -- уменьшается. В процессе увеличения угла скольжения полукрыло с отказавшим двигателем все больше затеняется фюзеляжем.

Для уравновешивания вращательного момента пилот отклоняет руль направления, при этом сила ZРН относительно продольной оси X дает крен (рис. 1.6).

Крену самолета препятствуют демпфирующие моменты, но режим нерасчетный и если пилот не вмешивается в управление, то угол крена самолета Як-42 за 5 с при скорости 270 км/ч достигает 20° при работе двигателей на взлетном режиме. При большей скорости демпфирующие моменты больше, поэтому в крен самолет входит медленнее.

При отказе двигателя скорость и высота полета у самолета уменьшаются, так как сила тяги уменьшается на 33% , а сила лобового сопротивления увеличивается вследствие скольжения самолета и появления лобового сопротивления двигателя.

Для продолжения горизонтального полета необходимо устранить рулем направления вращающий момент, а элеронами -- крен и увеличить тягу работающего двигателя.

8. Полет самолета с отказавшим двигателем

Полет с креном без скольжения. Для выполнения этого вида полета надо устранить крен элеронами, а вращающий момент -- моментом руля направления. Чтобы уравновесить силу ZpH, необходимо создать крен 1...30 в сторону полукрыла с работающим двигателем. Создание такого крена даст составляющую силы тяжести G2 = G sin г, которая уравновесит силу ZpH (рис. 1.7).

При создании крена самолет имеет тенденцию опустить нос в сторону крена, поэтому пилот должен уменьшить отклонение руля направления, тогда нагрузка на педаль сразу упадет.

Контроль полета с креном без скольжения выполняется по авиагоризонту,

показывающему крен, и по шарику указателя скольжения, смещенному в сторону крена. Такой вид полета в наборе высоты рекомендуется при уходе на второй круг, так как при его выполнении возникает минимальное лобовое сопротивление и самый большой избыток тяги.

Полет без крена со скольжением. В данном виде полета вследствие большего отклонения руля направления возникает скольжение на полукрыло с отказавшим двигателем, что дает силу Zв, уравновешивающую силу ZpH, т. е. Zв = ZpH (рис. 1.8). Этот режим рекомендуется в горизонтальном полете, при снижении и заходе на посадку (Рис 1.11).

В данном случае лобовое сопротивление больше из-за скольжения самолета, поэтому набирать таким образом высоту не рекомендуется. Контролируется полет по шарику скольжения, находящемуся в центре, а авиагоризонт показывает отсутствие крена.

Полет с креном и скольжением на полукрыло с работающим двигателем. Этот вид полета применяют в том случае, когда момент руля направления меньше разворачивающего момента от несимметричной тяги P1 Z1 + Хдв Z2.Это может быть при наличии больших вращательных моментов, при недостаточном отклонении руля направления или небольшой его эффективности (отказ двигателя на малых скоростях полета).

Вращательный момент в данном случае уравновесится моментом сил ZpH и Zв действующих вследствие наличия скольжения, а для уравновешивания сил ZpH и Zв создается крен в сторону работающего двигателя.

9. Выполнение полетов при отказе двигателя

Отказ двигателя на взлете. В зависимости от длины ВПП, угла отклонения закрылков на взлете, массы самолета, атмосферных условий при отказе двигателя на разбеге пилот должен прекратить или продолжить взлет. Если отказ двигателя произошел на скорости, меньшей или равной скорости принятия решения (для т = 54 т при б3 = 20° V1 = Vr =210 км/ч), необходимо взлет прекратить (Рис 1.1).

Для пилота отказ двигателя на разбеге свидетельствует об изменении нагрузки на рычагах органов управления, вызванном стремлением самолета к развороту в сторону отказавшего двигателя, развитии продольного торможения самолета и изменении показаний приборов. В момент отказа на разбеге возникает вращающий момент Му разв. = P1 Z1 + Хдв z2, образованный тягой работающего двигателя и лобового сопротивления отказавшего, который стремится сбросить самолет с полосы.

В результате разности подъемных сил левого и правого полукрыла возникает момент крена, который неравномерно нагружает тележки. При этом резко уменьшается скорость самолета и увеличивается лобовое сопротивление самолета.

Для прекращения взлета необходимо перевести РУД обоих двигателей на режим малого газа, применить интенсивное торможение, выключить отказавший двигатель (рис. 1.8).

В случае угрозы лобового столкновения с препятствием необходимо поворотом передних колес и односторонним торможением колес тележки шасси направить самолет в безопасную сторону.

Если самолет выполнял взлет при боковом ветре со стороны отказавшего двигателя, то это увеличит вращающий момент в момент отказа и самолет более энергично начнет уходить с полосы, так как разворачивающий момент увеличится на составляющую Zфх. При отказе двигателя массой т = 54 т при V1= VR =210 км/ч дистанция прекращенного взлета 1700 ... 2000 м.

При продолжении взлета устранить вращающий момент и крен и сделать все, чтобы выдержать направление разбега (рис. 1.10). Для этого отклонить руль направления в сторону работающего двигателя, сила ZpH относительно центра масс самолета устранит вращающий момент. Необходимо отклонить штурвал в сторону работающего двигателя для обеспечения равномерной нагрузки на тележки при движении по полосе, а после отрыва элеронами не допускать крена в сторону отказавшего двигателя.

При достижении скорости подъема передней стойки шасси для т = 54 т; б3=20°; VR = 210 км/ч в стандартных метеорологических условиях плавным взятием штурвала на себя отделить самолет от земли, не допуская заброса по углу атаки. На высоте 5... 10 м убрать шасси и перевести самолет в плавный набор высоты с креном 2... 3° в сторону работающего двигателя, выдерживая безопасную скорость взлета V2 (см. табл. 1.1). На высоте 120 м пилот переводит самолет в горизонтальный полет и по достижении скорости V3 = 275 км/ч убирает закрылки, разгоняя самолет до скорости 305 км/ч.

Сбалансированная длина взлетной дистанции при массе 54 т в условиях международной стандартной атмосферы (MСА) равна 2000 м, вертикальная скорость на первом участке набора высоты Vy = 3 ...4 м/с.

По достижении безопасной высоты над препятствиями на скорости не менее 330 км/ч с креном не более 20° в любую сторону необходимо выполнить первый разворот, после чего перевести работающие двигатели на номинальный режим, выключить отказавший двигатель и закрыть пожарный кран.

При уходе на запасный аэродром или для завершения полета необходимо после уборки закрылков на взлетном режиме работающих двигателей набрать высоту 400 м (tвзл < 5 м), перевести работающие двигатели на номинальный режим, разогнать самолет до безопасной скорости набора высоты по маршруту с одним отказавшим двигателем.

Отказ одного двигателя в наборе. При отказе двигателя в наборе высоты убрать разворачивающий момент и крен и установить режим полета самолета с креном 1...20 без скольжения, выдерживая скорость набора 380 км/ч. Самолет Як-42 способен набирать высоту 7000 ... 8000 м на двух работающих двигателях. Развороты (при полете на двух двигателях при отказе крайнего двигателя с убранными закрылками) выполнять координированно с креном не более 15° в любую сторону на скорости не менее 350 км/ч (рис. 1.11).

Отказ двух двигателей в наборе. При необходимости выполнения набора, что является крайней мерой, установить скорость 330 км/ч. Самолет имеет у земли при т = 52 ... 50 т вертикальные скорости 1... 2 м/с, потолок практический 1000 ... 1500 м (см. рис. 1.11).

Отказ одного двигателя в горизонтальном полете. При отказе одного двигателя в горизонтальном полете устранить разворачивающий момент и крен, установить работающим двигателям номинальный режим и выключить отказавший двигатель. Из-за большой тяговооруженности потеря высоты незначительна, самолет продолжает полет на высотах 6000 ... 8000 м со скоростями 700 ... 800 км/ч. Дальность и продолжительность уменьшаются незначительно. Снижение с одним отказавшим двигателем выполняется, как обычно (см. рис. 1.11).

Отказ двух двигателей в горизонтальном полете. При отказе двух двигателей в горизонтальном полете установить скорость снижения 330 км/ч, а работающему двигателю -- номинальный режим. Самолет снижается с уменьшающейся вертикальной скоростью до практического потолка 1000 ... 2000 м, зависящего от массы самолета.

Заход на посадку и посадка с одним отказавшим двигателем. Заход на посадку и посадка с одним отказавшим двигателем при сбалансированном положении триммера руля поворота по технике пилотирования и действиям экипажа практически не отличаются от захода и посадки с тремя работающими двигателями в обычных условиях.

Развороты при заходе на посадку выполнять как в сторону работающего, так и в сторону отказавшего двигателя с креном не более 20° на скорости не менее 330 км/ч при убранных закрылках.

После третьего разворота на прямой установить скорость по прибору 330 км/ч и выпустить закрылки на 20°. После четвертого разворота перед переводом самолета в глиссаду снижения на скорости не более 280 км/ч выпустить закрылки на 45°. Скорость на глиссаде до высоты выравнивания выдерживать 210 ... 205 км/ч. При посадке с боковым ветром желательно, чтобы он был со стороны отказавшего двигателя. В этом случае при уборке крена перед приземлением не возникает сноса самолета.

Для предотвращения грубой посадки начинать дросселировать двигатели нужно позднее. В отдельных случаях (большая посадочная масса, высокая температура) может потребоваться использование взлетного режима работы двигателей вплоть до приземления. Для обеспечения ухода на второй круг при малых давлениях и высоких температурах закрылки рекомендуется отклонять только на 20°.

Уход на второй круг с одним отказавшим двигателем возможен с высоты не менее 30 м. После принятия решения об уходе на второй круг необходимо перевести работающие двигатели на взлетный режим, выдерживая скорость, равную скорости начала ухода, но не меньше 210 ... 205 км/ч, перевести самолет в горизонтальный полет, после выхода двигателей на взлетный режим убрать закрылки до 20°, а затем шасси и перевести самолет в набор высоты на скорости не менее 220 ... 230 км/ч (по прибору).

Для получения максимальной вертикальной скорости выдерживать режим с креном 2...30 в сторону работающего двигателя. На высоте не менее 120 м на скорости не менее Уз убрать закрылки, разгоняя самолет до скорости 350 км/ч, и на безопасной высоте выполнить первый разворот. Затем перевести работающие двигатели на номинал и повторить заход на посадку.

Заход на посадку и посадка с двумя отказавшими двигателями. После выполнения четвертого разворота на скорости не менее 300 км/ч выпускают шасси и увеличивают режим работающего двигателя для сохранения горизонтального полета. После выпуска шасси необходимо выпустить закрылки и предкрылки на 20°, сохраняя скорость по глиссаде в зависимости от полетной массы при бз = 20°. Режим работы двигателя устанавливается такой, который обеспечивает движение по глиссаде вплоть до взлетного. При т = 40 ... 44 т Уз.п - 215...220 км/ч. Посадка выполняется обычно.

Уход на второй круг с двумя отказавшими двигателями практически невозможен.

Посадка с тремя отказавшими двигателями. При выключении двигателей в полете до высоты 2500 м нужно попытаться их запустить. Если до высоты 2500 м двигатели запустить не удалось, дальнейшие попытки запуска прекратить и выполнить расчет на посадку с выключенными двигателями на аэродром или любую подходящую площадку. Решение о выпуске шасси пилот принимает самостоятельно, в зависимости от состояния поверхности выбранной площадки и рельефа местности.

Самолет снижается на VН.В =350 км/ч (при этом Vу - 10 ... 12 м/с). На высоте не менее 1200 м разгерметизировать кабину и выпустить шасси, закрыть пожарные краны всех двигателей. На удалении 14 ... 15 км от ВПП подать команду второму пилоту выпустить закрылки на 20° аварийно. После выпуска закрылков установить скорость планирования 300 км/ч (Vу = 13,5м/с). Пролет ДПРМ (удаление 4 км от ВПП или площадки) выполнять на высоте не менее 800 м, пролет БПРМ (удаление 1 км от ВПП) - на высоте не менее 280м. На высоте 30...40 м выполнить первое выравнивание с уменьшением скорости до 270 км/ч (Vy= 11 м/с). На высоте 10 ...15 м выполнить второе выравнивание. Необходимо по возможности больше погасить скорость (Vuoc = 230...240км/ч). После опускания передней опоры приступить к интенсивному аварийному торможению (Рис 1.14).

Размещено на Allbest.ru