Общие сведения о горизонтальном полете

Под установившимся горизонтальным полетом самолета понимается движение, параметры которого не изменяются с течением времени (рис. 3.1).

Рис. 3.1. Обеспечение горизонтального полета

Для осуществления горизонтального полета необходимо, чтобы

              

Используя данные формулы, можно определить скорость, тягу и мощность, потребные для горизонтального полета:

Величина потребной скорости V_ГП зависит от полетной массы самолета, величины  (определяемой углом атаки α) и плотности воздуха.

Величина потребной тяги Р_ГП зависит от массы самолета, аэродинамического качества, угла атаки и положения закрылков (может изменяться при обледенении самолета).

Потребная мощность горизонтального полета зависит от массы самолета, угла атаки, положения закрылков и плотности воздуха (зависящей от высоты полета самолета, температуры воздуха и атмосферного давления).

РУД двигателя устанавливается в зависимости от режима полета (высоты, скорости, массы). Рекомендованное значение мощности составляет 65–70 %. Необходимо балансировать самолет по всем каналам, в процессе полета контролировать параметры двигателя и систем.

3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей,
анализ характерных скоростей

Кривые потребных и располагаемых мощностей позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных масс самолета, высот полета и конфигураций (N_ГП = P_ГП × V_ГП).

Кривая потребной мощности выражает зависимость мощности, потребной для горизонтального полета, от скорости полета.

Кривая располагаемой мощности выражает зависимость располагаемой мощности силовой установки самолета от скорости полета .

Рис. 3.2. Кривые потребных и располагаемых мощностей самолета

На рис. 3.2 показаны кривые потребных и располагаемых мощностей для следующих условий:

– режим двигателя MAX: N = 124 кВт (165 л.с.) при 2300 об/мин, МСА;

– масса 1280 кг;

– крен g = 0°;

– закрылки d_з = 0°;

– высота Н = 0.

По данным кривым потребных и располагаемых мощностей можно определить следующее.

1. Значения скорости и мощности, потребных для горизонтального полета, значения располагаемой мощности и запаса мощности (∆N = N_р – N_ГП) на этой скорости для любого выбранного угла атаки.

2. Максимальную скорость горизонтального полета (V_max), которая определяется правой точкой пересечения кривых потребных и располагаемых мощностей.

3. Наивыгоднейшую скорость горизонтального полета самолета, для определения которой необходимо провести касательную из начала координат к кривой потребной мощности. На этой скорости запас мощности и вертикальная скорость набора высоты (V_y) максимальные.

4. Экономическую скорость (V_эк), для определения которой необходимо провести касательную к кривой потребной мощности параллельно оси абсцисс. На этой скорости мощность, потребная для горизонтального полета, минимальная, избыток тяги максимальный и часовой расход топлива минимальный.

Экономическая скорость является границей между первым и вторым режимами полета.

5. Минимальную скорость горизонтального полета (скорость сваливания V_S1), при которой сохраняется управляемость самолета с убранными и выпущенными закрылками (см. таблицу). Эта скорость соответствует критическому углу атаки.

Зависимость скорости сваливания V_S от полетной массы и угла крена

Масса 1280 кг (2822 фунта)			Угол крена             / Скорость (приборная)
			0°	30°	45°	60°
Закрылки		UP (убраны)	66 узлов	68 узлов	74 узла	88 узлов
		Т/О (взлет)	62 узла	65 узлов	71 узел	84 узла
		LDG (посадка)	60 узлов	63 узла	69 узлов	82 узла
Масса 1216 кг (2681 фунт)			Угол крена            / Скорость (приборная)
			0°	30°	45°	60°
Закрылки		UP (убраны)	64 узла	67 узлов	73 узла	87 узлов
		Т/О (взлет)	60 узлов	64 узла	69 узлов	82 узла
		LDG (посадка)	59 узлов	62 узла	68 узлов	81 узел
Масса 1080 кг (2381 фунт)			Угол крена
			0°	30°	45°	60°
Закрылки		UP (убраны)	60 узлов	63 узла	69 узлов	82 узла
		Т/О (взлет)	56 узлов	60 узлов	66 узлов	78 узлов
		LDG (посадка)	57 узлов	59 узлов	64 узла	76 узлов
Масса 980 кг (2161 фунт)			Угол крена
			0°	30°	45°	60°
	UP (убраны)		57 узлов	58 узлов	63 узла	75 узлов
Закрылки	Т/О (взлет)		54 узла	57 узлов	62 узла	74 узла
	LDG (посадка)		55 узлов	55 узлов	60 узлов	71 узел
Масса 940 кг (2072 фунта)			Угол крена
			0°	30°	45°	60°
	UP (убраны)		55 узлов	57 узлов	62 узла	74 узла
Закрылки	Т/О (взлет)		53 узла	56 узлов	61 узел	72 узла
	LDG (посадка)		54 узла	54 узла	58 узлов	69 узлов

6. Теоретический диапазон скоростей горизонтального полета:

∆V = V_max – V_min.

7. Практический диапазон скоростей (∆V_практ) – меньше теоретического диапазона скоростей и составляет 72–172 узла.

3.3. Первый и второй режимы полета. Особенности пилотирования
самолета на больших углах атаки

Диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей которых является V_эк.

На первом режиме полет осуществляется на скоростях, больших экономической (a < a_эк), и самолет обладает хорошей устойчивостью и управляемостью, имеется значительный запас по скорости до сваливания, поэтому в эксплуатации рекомендуется выполнять горизонтальный полет только на первом режиме.

Управление самолетом на первом режиме не представляет сложности. Так, для уменьшения скорости надо задросселировать двигатель (РУД на себя) и взять ручку управления самолетом на себя, и наоборот, для увеличении скорости необходимы соответствующие движения рычагов от себя. Таким образом, на первом режиме направление движения РУД и ручки управления самолетом совпадают.

На втором режиме полет производится на скоростях, меньших экономической (a > a_эк), запас скоростей небольшой, при этом продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета значительно ухудшены, особенно на околокритических углах атаки.

Установившийся горизонтальный полет на втором режиме затруднителен, его осуществление требует повышенного внимания пилота. Так, для уменьшения скорости на втором режиме необходимо отклонить ручку управления самолетом на себя (как и на первых режимах), но при этом надо использовать двойное движение РУД.

Пилотирование на малых скоростях необходимо производить при повышенном внимании для исключения сваливания самолета или попадания в штопор.

Самолет может выйти на режим сваливания при достижении минимальных скоростей V_S (n_y = 1) и на скоростях, больших V_S при перегрузках n_y > 1 после срабатывания сигнализатора о предупреждении сваливания.

Датчик подъемной силы самолета DA 40NG обеспечивает подачу предупреждения (в виде непрерывного звукового сигнала в кабине) о приближении к режиму сваливания при выходе на большие углы атаки до достижения самолетом критического угла атаки. На самолете предусмотрен обогрев лопасти датчика подъемной силы для предотвращения его обледенения.

Во всех конфигурациях вывод из сваливания производится отдачей ручки управления самолетом «от себя» за нейтраль с последующим устранением крена. В процессе вывода из сваливания не допускать выхода самолета за ограничения по скорости и перегрузке. Потеря высоты при сваливании без крена составляет не более 100 м, а при сваливании в криволинейном полете – не более 150 м.

Скорость V_эк, разделяющая первый и второй режимы полета, в эксплуатации увеличивается на виражах и разворотах в соответствии с формулой .

Скорость V_эк также должна увеличиваться при:

– обледенении;

– ливневых осадках;

– скольжении;

– увеличении высоты;

– увеличении массы самолета;

– уборке закрылков.

Возможные случаи выхода во вторые режимы полета:

– нарушение минимальных скоростей, установленных РЛЭ;

– при полете в условиях обледенения и ливневых осадках;

– при попадании в спутный след;

– превышение крена (g) больше допустимого значения;

– попадание на эшелоне в зону повышенной температуры наружного воздуха;

– отказ двигателя;

– ошибки в технике пилотирования (резкая работа ручкой управления самолетом, выход на большие углы скольжения, отрыв на малой скорости, резкий перевод на начальный набор высоты и т.п.);

– попадание самолета в условия сдвига ветра.

Признаки выхода самолета во второй режим:

– уменьшение скорости менее рекомендованной;

– срабатывание сигнализации, появление легкой тряски самолета;

– искривление траектории полета на снижение при взятии ручки управления самолетом на себя;

– отсутствие симметрии в управлении «ручка управления самолетом – РУД»;

– ухудшение продольной и боковой устойчивости и управляемости.

⇐ Предыдущая12345678910Следующая ⇒

Поделиться: