Особенностей эксплуатации самолета Diamond 42NG в весенне-летний период

Размещено на http://www.allbest.ru/

Аннотация

Цель ВКР - обзор особенностей эксплуатации ВС DA-40 NG в весенне-летний период.

Объект исследования ВКР - изучение особенностей весенне-летнего периода, анализ синоптических процессов, характерных для этого периода в Оренбургской области, основных метеорологических явлений и факторов, влияющих на самолетовождение и принятие решения на вылет на этапе подготовки к полету.

В данной работе приведены некоторые рекомендации по самолетовождению и штурманской подготовке пилотов в опасных метеоусловиях весенне-летнего периода, а так же рассмотрены эксплуатационные ограничения и рекомендации по эксплуатации ВС DA-40 NG в условиях учебно-тренировочных полетов.



Оглавление

Введение

1. Описание самолета Diamond 42NG

1.1 Краткая характеристика и описание Diamond 42 NG

1.2 Основные геометрические и летно-технические

характеристики Diamond 42 NG

2. Теоретическое описание выполнения взлета

2.1 Взлет самолета (общее понятие), этапы и основные параметры взлета

2.2 Выполнение нормального взлета на Diamond 42 NG

3. Разработка рекомендаций действий экипажа при отказе двигателя при взлете на Diamond 42 NG

3.1 Содержание и свойства психического образа, регулирующего действия при отказе двигателя на этапе взлета

3.2 Разработка рекомендаций взаимодействий экипажа при прерванном взлете

3.2.1 Рекомендаций взаимодействия экипажа при прерванном взлете, до скорости отрыва

3.2.2 Рекомендаций взаимодействия экипажа при прерванном взлете, после скорости отрыва

3.2.3 Рекомендаций взаимодействия экипажа при прерванном взлете, после скорости отрыва и уборки шасси

3.3 Разработка рекомендаций взаимодействий экипажа при продолженном взлете

Выводы и рекомендации

Список использованной литературы



Введение

Крупные катастрофы являются редкими, вместе с тем авиационные происшествия с менее катастрофическими последствиями, а также самые разнообразные инциденты происходят достаточно часто. Менее существенные случаи угроз безопасности могут быть предвестниками скрытых проблем обеспечения безопасности полётов. Игнорирование таких проблем может способствовать увеличению числа более серьёзных происшествий.

Проводя работу по совершенствованию систем безопасности обеспечения полётов, необходимо уделить особое внимание вопросам безопасности при взлёте воздушного судна.

Одной из острых проблем безопасности взлетов является проблема прерванных взлетов, дающих, по имеющимся данным, наибольшее число авиационных происшествий на этапе взлета.

Проблема предотвращения происшествий при прерванных взлетах имеет много аспектов, из которых в данной работе рассматривается только один - принятие экипажем решения о прекращении (при отказе двух двигателей на самолете Diamond 42NG) или продолжении взлета (при отказе одного двигателя).

Целью данной дипломной работы является разработка рекомендаций по взаимодействию и действиям экипажа на этапе взлета при отказавшем двигателе или двигателях. Также необходимо разобрать дополнительные проблемы, связанные с безопасностью взлета на Diamond 42NG, обработка критериев принятия решения о прекращении или продолжении взлета на основе обзора различных факторов и определенных условий.

В авиации более 30% авиационных происшествий и инцидентов происходит на этапе взлета. Опасность отказов двигателей систем ВС на взлете объясняется тем, что парирование их последствий осуществляется в условиях жестких ограничений по времени и с малыми запасами по скорости и высоте полета.

На разбеге при выполнении каждого взлёта командир ВС, учитывая множество влияющих факторов, принимает решение: продолжить запланированный полёт или прекратить его. В большинстве случаев принятие решения не вызывает проблем. Однако иногда возникают обстоятельства, ставящие под угрозу безопасность прерванного или продолженного взлёта.

Если рассмотреть происшествия, связанные с проблемой прекращения или продолжения взлёта, в зависимости от характера проявления отказа или причины, то можно выделить два вида событий:

I - причинный фактор возникает и проявляется внезапно (например, отказ двигателя, разрушение пневматики, срабатывание предупредительной сигнализации, попадание птицы, возникновение препятствия на ВПП и др.);

II - причинный фактор действует на протяжении разбега (например, дефицит тяги, подтормаживание колёс и др.).

В данной же дипломной работе предлагается разработка рекомендаций действий экипажа по сценарию I вида, то есть при отказе двигателя или же двигателей на самолете Diamond 42NG при взлете.

Актуальность темы подтверждается еще и тем, что в последние года данный самолет начали внедрять в учебный процесс летных учебных заведений, что предполагает более детальное изучение данной проблемы.



1. Описание самолета Diamond 42NG

1.1 Краткая характеристика и описание Diamond 42 NG

Diamond 42 NG - четырёхместный двух двигательный самолёт (приложение 1) для частного использования. Очень часто используется в качестве авиатакси. Так же используется как самолёт для аэрофото- и видеосъёмки, аэроразведки (модель DA-42 MPP). Корпус самолёта выполнен из углеродных композитных материалов. Diamond DA-42 - первый самолёт с дизельными двигателями, совершивший беспосадочный полёт вдоль Северной Атлантики в течение 28 часов со средним расходом топлива 11,2 галлона в час. Diamond 42 NG, первый сертифицированный аппарат с двумя дизельными установками на борту. Самолет получил сертификат в мае 2004 года.

Планер самолета изготовлен из пластика, армированного углеволокном для большей прочности и легкости, что соответствует новым правилам, принятым Европейским ведомством авиационной безопасности EASA 21. Кроме того, он отличается эффективной аэродинамикой и высоким эксплуатационным ресурсом.

Двигатели, установленные на самолете, - дизельные, Austro Engine (модель E4-B), с турбонаддувом, мощностью 168 л. с., с цифровым электронным регулятором режимов работы двигателя, что позволяет управлять силовой установкой и винтом с помощью одной ручки управления. И наконец, на DA-42 установлена интегрированная цифровая авионика Garmin G-1000.

Фонарь самолета шарнирно укрепленный спереди кабины, а для облегчения доступа пассажиров к задним сиденьям слева установлена открывающаяся дверь. Задняя часть фюзеляжа имеет похожее Т-образное хвостовое оперение с форкилем.

Элероны, рули высоты и направления, а также крыльевые закрылки выполнены из углеволокна и стекловолокна с применением многослойной технологии. Элеронами, рулем высоты и закрылками можно управлять с помощью ручки управления, в то время как руль направления имеет тросовое управление. Общее управление полетом осуществляется вручную, но закрылки имеют электропривод и управляются с помощью трехпозиционного выключателя, который расположен в кабине. Простые закрылки занимают 2/3 каждой консоли крыла, а щелевые закрылки размещены между фюзеляжем и гондолами двигателей. Руль высоты и руль направления имеют в тросовое управление от раздельных штурвальчиков а для руля высоты применяется двухпозиционный переключатель на ручке управления. Левосторонний элерон имеет неподвижный триммер, который может быть установлен на земле вручную.

Шасси с гидравлическим приводом и пружинной подвеской. Давление в гидросистеме обеспечивается электронасосом. Носовая стойка убирается вперед, а основные - внутрь в направлении центроплана, тем самым обеспечивая DA-42 колею, равную 2,95 м.

Дисковые тормоза на основных колесах с гидравлическим приводом управляются отдельно с использованием (ножной) тормозной гашетки на верхушке каждой соответствующей педали управления рулем направления. Стояночный тормоз также с гидравлическим приводом и управляется небольшой ручкой управления на центральной приборной доске. Управление носовой стойки осуществляется с помощью педалей управления рулем направления; когда шасси убирается, носовое колесо автоматически центрируется и управление разъединяется.

Двигатели - четырехтактные, четырехцилиндровые Austro Engine E4-B, с жидкостным охлаждением, оснащенные системой смазки с мокрым картером и с редукционной передачей винта 1:1:69. Каждый двигатель работает на дизельном топливе Jet A-1 и Jet A, и развивает мощность 165,6 л. с. при 2300 об/мин. Цифровой электронный регулятор автоматически контролирует режимы работы двигателя, количество оборотов в минуту также регулируется автоматически. На самолете установлены два трехлопастных воздушных винта mt-Propeller MTV-6-R-C-F / CF 187-129 с постоянным числом оборотов, с гидравлической системой регулировки шага и возможностью флюгирования. Каждый воздушный винт оснащен деревянно-композитными лопастями с обшивкой из пластмассы, армированной волокном, и защитной накладкой на кромке из нержавеющей стали.

Каждый бак состоит из трех алюминиевых камер, которые соединяются гибким шлангом. Заливка топлива в бак осуществляется через заливную горловину во внешней топливной камере. Неиспользуемый остаток топлива в каждом крыле составляет всего 4 л (1 ам. галл.), поэтому общее количество расходуемого топлива в каждом крыле равно 94,6 л (25 ам. галл.).

На DA-42 предусмотрена 28-вольтная электросистема с двумя 60 амперными генераторами переменного тока и 24-вольтная свинцовая батарея в 10 ампер-час. Батарея аварийного питания установлена на случай отказа электропитания приборов визуального полета.

Данные приемника воздушного давления (ПВД) под левым крылом преобразуются в цифровые сигналы и с помощью вычислителя воздушных сигналов передаются на дисплеи Garmin G100. Навигация осуществляется с помощью GPS и всенаправленного курсового радиомаяка УKB-диапазона. При желании на самолет устанавливается система предупреждения столкновений в воздухе (TCAS). Имеется автопилот GFC 700.

По бокам от основной панели управления установлены патрубки. Кроме того, во время стоянки передняя часть фонаря кабины может оставаться приоткрытой для проветривания. Небольшие форточки с двух сторон фонаря также открываются. Кабина самолета обогреваемая, а при необходимости фонарь можно обогреть с помощью радиатора отопителя, работающего от двигателя. В аппарате предусмотрены два багажных отделения: один в носовой части, с люком, открываемым вперед, и второй - в хвостовой части. Доступ к нему возможен со стороны задних сидений[2].

Имеется ПОС, жидкостного типа, с баллоном жидкости в 30 литров, расположенный в носовой части самолета. Противообледенительная жидкость смазывает переднюю кромку крыльев, а также винт и фонарь кабины.

Виды полетов: На самолете разрешены следующие виды полетов при условии соблюдения национальных эксплуатационных требований:

*полеты по ПВП в дневное время

*с соответствующим оборудованием: полеты по ПВП в ночное время

*с соответствующим оборудованием: полеты по ППП в ночное время (NVFR)

*взлет с ВПП с искусственным покрытием и посадка на такие ВПП

*взлет с ВПП с травяным покрытием и посадка на такие ВПП

1.2 Основные геометрические и летно-технические характеристики Diamond 42 NG

Размах крыльев: 13,42 м

Длина: 8,56 м

Высота: 2,49 м

Количество мест: 4

Экипаж: 1

Вес пустого самолета: 1430 кг

Максимальный взлетный вес: 1900 кг

Загрузка: 470 кг

Запас топлива (стандартный бак): 189 л(50 US галл)

Запас топлива (стандартный бак с дополнительным баком): 289 л (76.4 US галл)

Расход при 60%: 39,4 литров/ч (10,4 ам. галл/ч)

Максимальная скорость: 365 км / ч TAS(197 узлов/ч TAS)

Дальность полёта: 1475 км

Площадь крыльев: 16,29 м²

Средняя аэродинамическая хорда: 1,271 м

Относительное удлинение крыла: 11,06

Аэродинамическое качество: 20

Угол поперечного V крыла: 5°

Стреловидность по передней кромке: 1°

Колея шасси: 2,95 м

База шасси: 1,735 м

Дистанция взлета (для МСА на среднем уровне моря, при массе 1900 кг):

- Разбег при взлете: 458м

- Дистанция взлета до пролета над препятствием высотой 15 м: 733 м

Скороподъемность при установке мощности 100% равна 1180 фут/мин (6,0 м/с) на среднем уровне моря в условиях международной стандартной атмосферы.

Посадочная дистанция (для МСА на среднем уровне моря, при массе 1900 кг):

- Посадочная дистанция после пролета над препятствием высотой 15 м: 618 м

- Пробег: 369 м

самолет взлет взаимодействие экипаж



2. Теоретическое описание выполнения взлета

2.1 Взлет самолета (общее понятие), этапы и основные параметры взлета

Взлетом называется ускоренное движение самолета от начала разбега до набора установленной высоты и достижения эволютивной (безопасной) скорости полета. В практике летной эксплуатации находит применение также понятие «полный взлет», который заканчивается выходом самолета на высоту круга и достижением полетной конфигурации самолета.

Траектория движения самолета при нормальном взлете состоит из четырех этапов: 1- разбег, 2- начальный набор высоты 10,7 м и увеличение скорости до безопасной, 3- разгон самолета до высоты и скорости уборки механизации крыла, 4- окончание перехода самолета к полетной конфигурации.

Этап разбега заканчивается отрывом от ВПП колес основных опор шасси. На этапе начального набора высоты с целью уменьшения лобового сопротивления уборка шасси производится с предварительным подтормаживанием колес. Если самолет не оборудован системой автоматического подтормаживания колес, эту операцию выполняет экипаж с использованием системы основного торможения.

В конце третьего этапа взлета производится уборка закрылков до промежуточного положения (для самолета Diamond 42NG выпуск закрылков на этапе взлета не предусмотрен РЛЭ). Поэтапная уборка закрылков позволяет экипажу своевременно парировать последствия несинхронного выпуска закрылков.

Основными геометрическими характеристиками взлета являются:

полная взлетная дистанция Lп в - это расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента выхода на высоту круга или до момента, к которому заканчивается перевод самолета от взлетной к полетной конфигурации и достигается скорость полета не менее 1,25Vсв для полетной конфигурации; она состоит из дистанции взлета Lвзл и дистанции начального набора высоты Lн н :

Lп в = Lвзл + Lн н (1)

взлетная дистанция Lвзл - расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента набора высоты 10,7 м (над уровнем ВПП в точке отрыва) с одновременным достижением скорости не менее безопасной скорости взлета V2 = 1,2Vсв; взлетная дистанция включает в себя дистанцию разбега Lр и дистанцию разгона с набором высоты L1:

Lвзл = Lр + L1 (2)

дистанция разбега Lр - это расстояние по горизонтали, проходимое

самолетом с момента страгивания на линии старта до момента отрыва от ВПП.

Таким образом, полная взлетная дистанция включает в себя разбег и четыре воздушных участка (приложение 1):

1-й этап - набор высоты с момента отрыва самолета до высоты 10,7 м, на которой достигается скорость V₂;

2-й этап - набор высоты от 15 футов со скоростью V₂ и разгоном до скорости, обеспечивающей безопасный набор высоты с выпушенными элементами механизации и определенным углом наклона траектории;

3-й этап - разгон самолета до безопасной скорости начала уборки элементов механизации V₃ с одновременным набором высоты 50 футов;

4-й этап - разгон самолета до рекомендованной скорости начального набора высоты V₄ с одновременным набором высоты круга и завершением уборки средств механизации.

Набор высоты на всех этапах характеризуется определенными градиентами. Градиент hн определяется как тангенс угла наклона траектории набора высоты Ин и выражается в процентах:

hн = tgИн · 100% = (ДH/Дl) · 100% (3)

Максимальное значение градиента набора высоты, достижимое на данном самолете в рассматриваемых эксплуатационных условиях, называется полным градиентом hп н. Полный градиент набора высоты на участке набора высоты 50 футов при одном отказавшем двигателе должен быть не менее 2,4%.

Кроме названных геометрических характеристик в инженерных расчетах элементов полета используются такие характеристики, как располагаемая длина разбега (РДР) и располагаемая дистанция прерванного взлета (РДПВ).

Скорость подъема колес передней опоры шасси V_R зависит от скорости отрыва самолета и равна (0,6-0,75) V_отр.

При разбеге на самолет действуют подъемная сила Y , сила лобового

сопротивления X, сила тяжести G, сила тяги P, сила реакции ВПП N, равная силе давления колес (G ? Y ) и противоположно ей направленная, а также сила трения Fтр. Сила трения определяется величиной силы реакции ВПП N = G ? Y и коэффициентом трения f (Fтр = f · N).

Коэффициент трения качения зависит от состояния поверхности ВПП и для сухого бетона равен 0,02. . . 0,03. Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы сила тяги P силовой установки была значительно больше суммы силы лобового сопротивления X и силы трения Fтр, т. е. P > X + Fтр.

При увеличении скорости на разбеге силы, действующие на самолет,

изменяются следующим образом: подъемная сила Y и сила лобового сопротивления X увеличиваются; сила трения Fтр уменьшается, так как давление самолета на ВПП и ее реакция N уменьшаются; сумма силы лобового сопротивления X и силы трения Fтр на бетонной ВПП практически не изменяется; сила тяги P силовой установки несколько уменьшается, вследствие чего и избыток тяги ДP = P ? (X + Fтр) также уменьшается.

Так как в момент отрыва подъемная сила Y равна силе тяжести самолета G, то скорость отрыва самолета от ВПП определяется по формуле:

(4)

где коэффициент подъемной силы Cy отр ? 0,85 Cy макс при угле атаки отрыва 8є.

Таким образом, скорость отрыва зависит от взлетной массы самолета,

плотности воздуха и коэффициента подъемной силы.

Длина разбега определяется по формуле:

(5)

где Vотр = jср · t² разб.

Среднее ускорение самолета jср при разбеге зависит от избытка тяги

ДP = P ?(X+Fтр) и массы самолета m = G/g. При большем избытке тяги

и меньшей массе самолета ускорение самолета большее:

(6)



Взлетные характеристики самолета зависят от конкретных условий взлета. Особенно сильно влияют на эти характеристики взлетная масса самолета, режим работающих двигателей и их количество, температура и давление на аэродроме, положение средств механизации, скорость и направление ветра, состояние и уклон ВПП.

Взлетная масса самолета. При ее увеличении ухудшаются все взлетные характеристики самолета: увеличивается приборная скорость отрыва, снижаются тяговооруженность и ускорение на разбеге, вследствие чего увеличивается длина разбега. Изменение взлетной массы приводит к изменению длины разбега.

Плотность воздуха. При уменьшении плотности воздуха (высокая температура, низкое давление, высокогорный аэродром) длина разбега увеличивается, поскольку истинная скорость в указанных условиях больше, а тяга двигателей меньше, чем у земли. Приборная скорость от температуры и давления не зависит.

Средства механизации крыла. Закрылки на взлете для Diamond 42 NG не отклоняются. Но в других случаях при отклонений закрылков Cy увеличивается, а скорость отрыва и длина разбега уменьшаются.

Ветер. При взлете со встречным ветром путевая скорость отрыва уменьшается на величину скорости ветра. При уменьшении путевой скорости отрыва уменьшается длина разбега.

Увеличение сопротивления при боковом ветре и уменьшении тяги из-за косой обдувки двигателей вызывает некоторое увеличение длины разбега. Приборная и истинная скорости отрыва от скорости ветра не зависят.

Уклон ВПП. При взлете с ВПП под уклон тяга увеличивается за счет составляющей силы веса, приборная скорость отрыва самолета увеличивается, длина разбега уменьшается.

Состояние ВПП. Наличие осадков на ВПП ухудшает взлетные характеристики самолета вследствие изменения сил сопротивления колес шасси.

При разбеге самолета по сухой бетонной полосе сила сопротивления колес Fтр зависит от коэффициента трения качения. Для сухого бетона он равен 0,02. При обледеневшей ВПП на разбеге этот коэффициент практически не уменьшается. Однако на старте, когда тяга двигателей увеличивается до взлетной, самолет не удерживается на тормозах и начинает разбег при тяге, меньшей, чем взлетная. Это приводит к некоторому увеличению длины разбега.

При наличии на ВПП слоя воды, грязи или снега сопротивление колес шасси при разбеге значительно возрастает. Длина прерванного взлета при обледеневшей или влажной ВПП возрастает значительно, так как тормоза колес в этом случае почти не эффективны.

В процессе взлета самолета могут возникнуть ситуации, при которых

взлет должен быть прекращен. Обычно различают следующие три режима взлета:

нормальный взлет - это взлет при нормальной работе всех двигателей,

систем и агрегатов самолета, выполняемый в соответствии с требованиями РЛЭ;

продолженный взлет - это взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя в процессе взлета, после чего взлет продолжается и завершается с отказавшим двигателем;

прерванный взлет - это взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя, после чего наступает прекращение взлета с последующим торможением самолета до полной его остановки на летной полосе.

Основные требования к скоростям полета состоят в том, что в любой

момент на взлете скорость самолета должна иметь определенный запас до тех границ, при которых могут возникнуть какие-либо опасные явления(приложение 3).

В качестве таких границ приняты скорости сваливания Vсв при различных конфигурациях и минимальные эволютивные скорости Vmin э.

Скорость сваливания Vсв возникает при срывных обтеканиях верхней поверхности крыла и наблюдается на больших углах атаки. Она зависит от конфигурации и полетной массы самолета. Таблица скоростей сваливания для Diamond 42 NG дана в приложений 2.

Минимальная эволютивная скорость разбега Vmin э р определяется

следующим образом: в процессе разбега при внезапном полном отказе критического двигателя, распознаваемом экипажем, на этой скорости обеспечивается возможность с помощью только основных органов управления восстанавливать управление самолетом и затем сохранять прямолинейное движение самолета с неработающим двигателем.

Минимальная эволютивная скорость взлета Vmin э в определяется следующим образом: в процессе взлета при внезапном полном отказе критического двигателя на воздушном участке полной взлетной дистанции на этой скорости обеспечивается возможность с помощью одних только основных аэродинамических органов управления сохранить установившийся прямолинейный режим полета самолета. Для Diamond 42 NG Vmin э в равна 76 узлов.

Безопасная скорость взлета V₂ - это скорость, которая не менее чем на 20% превышает минимальную скорость сваливания самолета при соответствующей конфигурации (V₂ ? 1,2Vсв).

Скорость принятия решения V₁ - это 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.

Участок полосы свободных подходов, используемый для разгона до V₂, - это часть аэродрома по курсу взлета, где нет препятствий до H = 10,7 м,

начиная от торца ВПП. При прерванном взлете следует учитывать коэффициент трения торможения, который для сухого бетона равен 0,25, для мокрого - 0,18. . . 0,20 и для обледеневшей ВПП - 0,05.

Длина прерванного взлета - это 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.

Длина продолженного взлета - это 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 высоты 10,7 м.

Располагаемая длина аэродрома, согласно ЕНЛГС, включает в себя

располагаемую длину разбега самолета по ВПП (РДР), располагаемую длину для прерванного взлета ВПП+КПБ (РДПВ) и располагаемую длину для продолженного взлета ВПП+ПВП (РДВ).

Максимальная допустимая приведенная взлетая масса mпр взл - это такая масса, при которой взлетные характеристики на уровне моря в СА равны взлетным характеристикам при фактической взлетной массе в ассматриваемых атмосферных условиях.

Для Diamond 42 NG в качестве основания для сертификации используются Общие авиационные требования JAR-23 в редакции от 11 марта 1994 г. с Поправкой 1, а также дополнительно требования CRI A-01.

Эксплуатационные скорости при взлете согласно JAR-23:
V_EF - индикаторная земная скорость, на которой предположительно происходит отказ критически важного двигателя. V_EF должна устанавливаться эксплуатантом, но не может быть ниже чем V_MCG.

V₁ - максимальная скорость, на которой экипаж может принять решение о прекращении взлета, будучи уверен, что сможет остановить воздушное судно в пределах ВПП.

V₁ в выражении индикаторной земной скорости устанавливается

эксплуатантом; однако V₁ не может быть меньшей, чем V_EF плюс скорость, достигнутая при неработающем критически важном двигателе в течение отрезка времени между временем отказа этого двигателя и моментом, когда пилот убедился в отказе двигателя и отреагировал на него, о чем свидетельствует принятие пилотом первых мер (например, применение тормозов, уменьшение тяги, включение аэродинамических тормозов) для остановки самолета в ходе испытаний по прерыванию взлета. V₁ может устанавливаться эксплуатантом, имея ввиду, что отказ двигателя произошел на скорости V_EF. Учитываемое время между отказом критически важного двигателя на скорости V_EF и осознанием этого пилотом на скорости V₁ составляет 1 секунду(рисунок 1). Таким образом: V_MCG ? V_EF ? V₁

V_LOF - индикаторная земная скорость, на которой самолет оказывается в воздухе.

V_TIRE - максимальная скорость использования пневматика

Фирма-изготовитель пневматиков устанавливает максимальную скорость, развиваемую на земле, чтобы не допустить возрастания центробежных сил и увеличения нагрева, способных повредить конструкцию. Из этого следует, что:

V_LOF ? V_TIRE

Рисунок 1

2.2 Выполнение нормального взлета на Diamond 42 NG

Взлет на Diamond 42NG производится на взлетном режиме работы двигателей 89. . . 100% при 2250-2300 оборотов в минуту. Закрылки при этом в положений UP, насосы низкого давления, посадочная фара(при необходимости) включены.

Командир ВС удерживает самолет тормозами и дает команду “Взлетаем!”. На заторможенном самолете двигатели плавно и синхронно выводятся на взлетный режим. Убедившись в нормальной работе двигателей на взлетном режиме, а также систем и командир ВС плавно расторможивает самолет так, чтобы обеспечить прямолинейность начала разбега.

Разбег самолета производится с прижатой передней стойкой шасси до скорости V_R. Направление на разбеге выдерживается педалями, т. е. управлением рулем направления и передними колесами. Самолет на разбеге движется устойчиво, и для выдерживания направления достаточно управления рулем направления и колесом передней стойки шасси.

В особых случаях взлета при крайней необходимости допускается плавное подтормаживание колес главных опор самолета.

Второй пилот в процессе разбега докладывает командиру ВС значения приборной скорости, начиная со скорости 50 узлов и далее через каждые 10 узлов. При достижении скорости V₁ он подает команду “Рубеж!”, а на скорости начала подъема передней стойки V_R(80 узлов)- команду “Подъем”.

При достижении скорости V_R плавным и непрерывным отклонением рукоятки на себя командир ВС выводит самолет на взлетный угол атаки б = 8?. Отрыв самолета производится при Cy отр ? 0,85 Cy макс.

После отрыва самолета от ВПП на высоте не менее 15 футов убирается шасси и самолет разгоняется до скорости V₂ с набором высоты 50 футов. Режим двигателей устанавливается на 92 %, обороты на 2100 об/мин.

На высоте 50 футов выключаются топливные насосы и посадочная фара. Режим устанавливается 80 %. Скорость набора V₃ составляет 90 узлов. Минимальная скорость на взлете-85 узлов.

Далее производится набор высоты указанной в схеме вылета для данного аэродрома или же высоты круга, с последующим чтением контрольной карты после взлета.



3. Разработка рекомендаций действий экипажа при отказе двигателя при взлете на Diamond 42 NG

3.1 Содержание и свойства психического образа, регулирующего действия при отказе двигателя на этапе взлета

Предметное содержание оперативных образов, регулирующих поведение человека в нестандартных, в частности аварийных, ситуациях, во многом определяется информацией, поступающей в момент возникновения и в процессе развития таких ситуаций.

Система информации в аварийной ситуации обладает следующими двумя интегральными характеристиками: 1) степенью, или уровнем привлекающего эффекта сигнала о возникновении ситуации и 2) степенью полноты и определенности информации о смысле случившегося. Достаточно высокий уровень первой характеристики обеспечивает переключение внимания на неожиданно возникшую ситуацию; достаточная полнота и определенность сигнала обеспечивают формирование адекватного оперативного образа, основными функциями которого является регуляция процессов опознания случившегося и принятия решения о действии.

Затруднения, возникающие в нестандартных ситуациях, в большей мере связаны с недостаточностью привлекающего эффекта, полноты и определенности сигналов, чем с выполнением действия после опознавания случившегося и принятия решения двигательных операций. Пилот нередко тратит на опознание ситуации две трети того времени, которым он располагает в полете для предотвращения аварии. Опознание нестандартной ситуации и принятие решения о необходимом действии осложняются тем, что эти ситуации многообразны, а сигналы многозначны. Разные ситуации часто отображаются внешне сходными сигналами, и наоборот.

Сигналы о возникновении аварийной ситуации в полете могут быть как инструментальными, так и неинструментальными. Даже инструментальные сигналы (загорание специальной сигнальной лампы, изменения показаний приборов) далеко не всегда являются однозначными показателями возникновения определенной ситуации. Неинструментальные сигналы, поступающие в результате изменения положения самолета, тряски, вибрации, изменения звукового фона и т.п., чаще всего не несут полной и определенной информации о событии.

Высоким привлекающим эффектом обладают физически сильные неинструментальные сигналы (угловое вращение самолета с ускорением 10 град/с, тряска, резкий звук), а также звуковые инструментальные сигналы (сирена, звонок, голос человека). Сигнальные лампы, световые табло обладают средним привлекающим эффектом, так же как и некоторые неинструментальные сигналы (несимметричная тяга, угловые ускорения от 5 до 10 град/с, изменение усилий на ручке управления). Наконец, некоторые инструментальные сигналы (изменение показаний стрелочных приборов, расположенных вне центрального поля зрения) обладают столь низким привлекающим эффектом, что могут долгое время быть незамеченными, в результате чего усугубляется опасность неблагополучного исхода полета.

С точки зрения степени определенности и полноты информации можно выделить следующие типы сигналов: 1) несущие определенную и полную информацию; 2) несущие противоречивые сведения; 3) не обладающие полнотой сведений о случившемся. Определенная информация поступает от таких инструментальных средств, как табло, на которые сообщения выдаются в виде надписи; речевые информаторы; некоторые индикаторы, сообщающие о состоянии самолетных систем. Противоречивая информация связана с поступлением сигналов, косвенно сообщающих о событии, например, появление рассогласований в показаниях группы приборов при отказе одного из них.

Как правило, совокупность сигналов, возникающих в нестандартных (аварийных) ситуациях, не обеспечивает возможность для человека-оператора быстро опознавать ее и находить нужное действие. Поэтому его надежность во многом зависит от способности сформировать полноценный оперативный образ на основе преобразования именно неполноценной информации, превращения ее в субъективно полную и определенную, преодоления противоречивости сигналов. Это означает, что психический образ, регулирующий действия в аварийных ситуациях, должен обладать некоторыми специфическими чертами и свойствами, отличающими его от психического образа, регулирующего действия в стандартных условиях полета.

Исследование действий пилотов в аварийных ситуациях показало, что формирование у пилота адекватного задаче образа во многом случайный процесс, что высока вероятность возникновения неполноценного, бесполезного (и даже вредного!) для действий в данных конкретных условиях оперативного образа. Нередко оперативный образ, адекватный задаче, формируется лишь после цикла пробных и ошибочных действий, приводящих к усложнению и без того сложной обстановки полета.

Такие действия неизбежно возникают в том случае, если у пилота отсутствует эталонный, т.е. соотносящий оперативный образ. Это связано с недостатками профессионального обучения. Дело в том, что в процессе подготовки к действиям в нестандартных ситуациях отрабатываются преимущественно автоматизированные навыки, обеспечивающие быстрое и точное выполнение двигательных операций; формированию же эталонного образа при этом не уделяется должного внимания. Как правило, обучающимся называют и демонстрируют отдельные информационные признаки, сообщают последовательность их появления, но далеко не всегда выделяются действительно существенные признаки предсказываемой ситуации; в результате нередко создается неправильный образ-эталон, не только не помогающий, но даже мешающий узнаванию события. Обычно только после реальной непредвиденной встречи с конкретной аварийной ситуацией приобретается необходимый опыт и вырабатывается требуемый образ-эталон, способствующий своевременному формированию оперативного образа, адекватного задаче человека.

Анализ действий пилотов при реальных отказах двигателя показал, что оперативный образ формируется сначала как гипотеза, регулирующая поиск дополнительной информации. Гипотеза формируется на основании только части признаков, прежде всего неинструментальных сигналов. Для производства исполнительских действий требуется подтверждение гипотезы путем извлечения инструментальных признаков отказа -- показаний приборов. Пилот, ощутив разворачивающий момент или изменение тяги, обращается к приборам, при этом латентный период обращения к приборам составляет 0,3--0,8 с. Однако инерционность системы индикации такова, что за это время на приборах еще не успевает отобразиться ситуация отказа. В результате гипотеза, возникшая на основе неинструментальных сигналов и нередко правильная, отвергается, поиск направляется по неверному пути, а опознание опасной ситуации чрезвычайно затягивается.

Оперативный образ события в этом случае формировался до поступления инструментальных сигналов, и вместо поиска информации пилот стремился лишь сличить сформированный (гипотетический) образ с показаниями приборов. Он искал информацию не для определения события, а для подтверждения гипотезы, и смысл его действия заключался в сопоставлении оперативного образа с образом-эталоном. Однако эти действия не принесли ожидаемого результата в связи с неполноценностью сформированного в процессе подготовки образа-эталона.

В инструкции, определяющей состав и очередность восприятия информационных признаков отказа, указывается на 1) прогрессивно увеличивающийся крен и разворот самолета, 2) загорание лампочки "отказ двигателя", 3) изменение (падение) показаний приборов ИКМ (индикатор крутящего момента), давления топлива, числа оборотов. В инструкции не указано на те важнейшие неинструментальные признаки, которые воспринимаются в первую очередь и которые переключают внимание пилота к нарушению работы силовой установки.

Неточность инструкции -- причина формирования неточного образа-эталона и, следовательно, ошибочных действий.

При анализе действий пилотов обращает на себя внимание тот факт, что они часто не включают в содержание образа восприятия такой важный и определенный признак, как загорание сигнальной лампочки "отказ двигателя". Они не обращают внимания на этот сигнал, не замечают его, сигнал не включается в перцептивный образ, хотя в инструкции на него указывается и, следовательно, он должен был бы содержаться в образе-эталоне. Тем не менее оперативный образ ситуации формируется без учета столь важного ее признака. При сопоставлении оперативного образа с образом-эталоном этот признак также выпадает. Причина, вероятно, заключается, в том, что с момента появления неинструментальных сигналов, которые не учитывались при формировании образа-эталона (и не отражены в инструкции), в действие вступает другая, отличающаяся от сформированной в процессе обучения модель события, которая не предполагает обязательной нацеленности на такой признак отказа, как сигнальная лампа. Дело в том, что роль, которую в информационном потоке признаков должны были бы выполнить сигнальные лампы (привлечение внимания к факту отказа), уже до их намеренного восприятия выполнили неинструментальные сигналы. Пилот, уже узнав о событии по другим источникам информации, не хочет тратить усилия на восприятие, как ему кажется, дублирующих сигналов.

Собственно, и неинструментальные сигналы, и красный сигнал отказа представляют собой сенсорно-перцептивную основу образа, предметным содержанием которого является представление о выключении двигателя. Вследствие подмены этой основы (инструментальный сигнал подменен неинструментальным) сигнальная лампа выпала из комплекса сигналов, нужных для оценки ситуации. У пилота сразу же возникла установка на тот поиск информации, который обычно следует за восприятием сигнальной лампы, т.е. на восприятие показаний приборов. Важный момент оказался выпавшим из процесса поиска информации. В связи с этой установкой две трети пилотов, участвовавших в летных экспериментах, не восприняли сигнала: не увидели сигнальной лампы, расположенной в центральной зоне приборной доски. В результате -- опасная задержка (от 1 до 5 мин) опознания аварийной ситуации, отсутствие необходимых для безопасности полета и отработанных до автоматизма двигательных операций.

Разберем психологический механизм ошибки пилотов. В общем плане его основным звеном оказывается несовпадение оперативного образа ситуации с образом-эталоном, формирующимся на основе показаний приборов. Оперативный образ, сформированный на основе неопределенной неинструментальной информации и функционирующий как образ-гипотеза, регулирует не исполнительские двигательные операции, а извлечение дополнительной информации, подтверждающей гипотезу. Но информационная модель (показания приборов) не дает своевременного (в интервале от восприятия неинструментальных сигналов до обращения к приборам) подтверждения гипотезе. Между тем уже в момент появления первых неинструментальных сигналов у пилота обычно формируется предположение: "Что-то случилось с тягой, с двигателем"; таким образом, непосредственные ощущения как бы предвосхищают поступление инструментальной информации. Первая реакция летчика является своего рода компенсацией несовершенства системы индикации, которая, естественно, не может сразу отобразить весь комплекс внешних воздействий на самолет. Разворачивающий момент, еще до того как он отобразился на визуальных индикаторах, был принят механорецепторами. Оперативный образ события формировался до поступления инструментальных сигналов и только сличался с показаниями индикаторов. В связи с этим пилоту не требовалось осуществлять информационный поиск в прямом смысле этого слова. Он искал информацию не для определения события, а для подтверждения своей гипотезы.

В условиях неожиданного возникновения аварийной ситуации регулирующим механизмом, определяющим процесс опознания, служит оперативный образ этой ситуации. Однако в связи с неопределенностью сигналов, вызвавших формирование такого образа, он требует подтверждения со стороны инструментальных сигналов. В случае отсутствия своевременного подтверждения первоначальной гипотезы значительно увеличивается вероятность ошибочных действий.

В нашем конкретном случае в аварийной обстановке возникла та нестандартная ситуация, для корректировки которой не было готовой схемы действий. Поэтому, несмотря на наличие значимых нарушений в работе двигателя, произошла "деформация" оперативного образа-эталона. Обращаясь к результатам экспериментов, мы обнаруживаем, что первым сигналом, побудившим пилота сменить цель действий, были непосредственные ощущения разворачивающего момента самолета, т.е. первый сигнал не был представлен на информационной модели и не извлекался, не выбирался пилотом, он был навязан ему извне. Поэтому действия его начинались не с поиска признаков на информационной модели, а с актуализации мысленной модели, т.е. восстановления опыта, знаний инструкции и т.д. Именно в первый миг человек как бы абстрагируется от реальных событий, представленных на приборной доске. Непосредственные ощущения предвосхищают поступление инструментальной информации и определяют формирование оперативного образа, регулирующего выбор информации.

Сложившаяся модель события сличается с информационной по сокращенной свернутой схеме, так как человеку требуется произвести не информационный поиск в прямом смысле слова, а лишь сопоставить образ-представление о ситуации с перцептивным образом, формируемым при восприятии информационной модели, и получить подтверждение возникшей гипотезе. Этот факт имеет принципиальное значение для раскрытия механизма ошибки летчика. Поскольку на основе непосредственных ощущений пилот построил гипотезу о случившемся, он, по-видимому, должен обращаться к тем информативным признакам, которые, по его мнению, характеризуют состояние двигателей, т.е. к показаниям прибора. Напомним следующие два важных обстоятельства: а) наличие одиннадцати параметров, характеризующих состояние; б) инерционность приборов указателя оборотов и индикатора крутящего момента (как раз тех приборов, на которые в первую очередь направлено внимание). Эти обстоятельства приводят к тому, что время сопоставления образов затягивается.

Как уже отмечалось, до переноса взгляда на приборы контроля силовой установки у пилот а формируется оперативный образ ситуации, и цель восприятия приборов -- сличение образа представления с ожидаемым содержанием перцептивного образа. Однако в силу инерционности приборов истинное состояние двигателя еще не находит отображения в информационной модели и сопоставляемые образы не согласуются. Создаются условия для возникновения того, что принято называть коллизией представлений. Мы предполагаем, что, не найдя ожидаемого подтверждения гипотезы, человек в аварийной обстановке направляет усилия на поиск не дополнительной информации для ее подтверждения, а новой гипотезы, на формирование нового образа. Так начинается цикл пробных действий. Остановимся на причинах неиспользования пилотом информации от аварийных сигнализаторов. Ведь их восприятие безусловно сняло бы элемент неопределенности ситуации. Однако эти сигнализаторы использовались только в 30% случаев, да и то в последнюю очередь.

Исключение важнейшего вида информации -- одна из причин ошибочных и запоздалых решений, особенно в случае возникновения коллизии представлений (между ожидаемой и наличной информацией). Известно, что аварийная сигнализация (а конкретнее -- ее привлекающий эффект) рассчитана на использование ориентировочного рефлекса. Именно ориентировочный рефлекс запускает дальнейший цикл реакций и действий. Но в разбираемом случае не аварийная сигнализация сыграла роль пускового механизма; первым сигналом об изменении заданного состояния силовой установки явился разворачивающий момент самолета, воспринятый механорецепторами. Отсюда побуждающим стимулом для осуществления информационного поиска была не сигнальная лампочка, а непосредственно ощущаемое угловое ускорение.

В этих условиях аварийная сигнализация как бы выпала из логики информационного поиска и построения умозаключения, прогноз осуществлялся на основе прошлого опыта. Но почему, прошлый опыт, который, как известно, во многом представляется в виде знаний инструкций, не способствует привлечению внимания к сигнальным лампам?

Для ответа на этот вопрос было проведено специальное сравнение тех действий, которые предписаны инструкцией, и тех, которые реально осуществляет пилот.

Сравнение инструкции с фактической структурой сбора информации при отказе двигателя показывает существенное расхождение рекомендуемого и фактического состава действия. Характерно, что инструкция дает лишь приблизительное представление об информативных признаках отказа. Возникает противоречие между предписанным и реальным поведением; так, ни один пилот не назвал увеличение крена среди признаков отказа, а в инструкции он стоит на первом месте.

Из этого следует, что содержание оперативного образа, формируемого при появлении разворачивающего момента, отличается от того идеального представления, которое формировалось в процессе профессиональной подготовки. Отсюда -- выпадение нацеленности на восприятие сигнализации.

Для дополнительной проверки правильности наших рассуждений была смоделирована конфликтная ситуация: имитация отказа двигателя путем создания разворачивающего момента при помощи триммера и одновременного введения искажений в показаниях приборов: сигнализация при имитации не срабатывала. Поскольку ситуация вводилась после отказа двигателя, летчик мог ожидать повторения реального отказа, но вместе с тем он не должен быть исключать и возможности имитации отказа.

В 7 случаях из 10 пилоты оценивали имитацию как реальный отказ. Во всех случаях ошибочные оценки обусловливались разворачивающим моментом и подкреплялись показаниями приборов (напомним, что при реальном отказе показания приборов не сразу подтверждали гипотезу). В реальном полете аналогичная ситуация может привести к грубой и опасной ошибке: выключению исправного двигателя.

Анализ радиообмена, записанного в полете, показывает, что во многих случаях пилоты принимали имитацию за настоящий отказ, не замечая противоречивости показаний приборов и отсутствия аварийных сигналов. Таким образом, тот факт, что аварийная сигнализация не включается в систему информативных признаков ситуации, не случаен. Эту сигнализацию не используют даже при ожидании отказа, что очень повышает вероятность принятия ошибочного решения.

Исключение сигнальных ламп из перцептивного образа связано не только с внутренним содержанием действий пилота (с тем, в частности, что он ставит задачу получить информацию от приборов контроля параметров работы двигателей), но и с неудачным размещением сигнальных ламп на значительном удалении от группы приборов контроля работы двигателей.

Исходя из особенностей формируемого оперативного образа, мы считаем необходимым обеспечить принудительное восприятие сигнализации путем оптимизации компоновки сигнальных ламп (например, конструирование встроенной сигнализации).

В ситуации имитированных отказов представилась возможность более полно изучить характер воздействия неинструментальной информации на действия пилот а в аварийной обстановке. Известно, что на практике имеют место ошибочные выключения исправного двигателя. Так, после взлета произошла авария самолета по следующей причине. В процессе уборки шасси борттехник снял руку с сектора газа, что привело к частичному отходу назад сектора правого двигателя. Падение тяги правого двигателя привело к развороту самолета влево. Командир принял его за отказ двигателя и дал команду зафлюгировать винт правого двигателя. В результате самолет потерял скорость. Этот факт указывает на то, что предложенная нами модель имитации отказа вполне адекватна условиям летного труда. Сымитировав подобную ситуацию, мы тем самым получаем возможность смоделировать практически без потери информации самое сложное -- реальную структуру ошибочного действия пилота.

Исключение аварийной сигнализации из системы информативных признаков повышает вероятность ошибочного решения. Во всех наблюдавшихся нами случаях, когда имитация была принята за реальный отказ, информация от аварийных сигнализаторов первоначально не использовалась.

Окончательными признаками для оценки ситуации служили: а) разворачивающий момент; б) аварийная сигнализация; в) заброс (а не падение!) показаний индикатора крутящего момента (ИКМ); г) отставание на 15--20 с падения температуры выходящих газов (ТВГ) от всех остальных параметров.

Возникающая при имитации коллизия представлений провоцирует импульсивные действия. Учитывая, что данная импульсивность определяется закономерностями психофизиологических процессов, следует ожидать большую вероятность ошибочных действий пилота. Экспериментальные материалы показывают, что специфическое ощущение разворачивающего момента органически присуще содержанию мысленной модели события "отказ двигателя". Это объясняет формирование оперативного образа, предвосхищающего поступление инструментальной информации. Именно ложная антиципация в условиях имитации отказа является одной из причин ошибочных умозаключений.

Все изложенное выше позволяет считать доказанным положение о том, что, если формируемый на основе неполной информации оперативный образ не подкрепляется конкретной инструментальной информацией, быстрое обнаружение нарушений в работе техники не может гарантировать адекватность выполняемой образом регулирующей функции.