Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора

⇐ ПредыдущаяСтр 12 из 22Следующая ⇒

Зависимость Q_наб и V_y от угла атаки. Максимальный угол набора высоты имеет место на a_эк. При увеличении угла атаки от a_эк, а также при его уменьшении избыток тяги и угол набора высоты уменьшаются.

При увеличении или уменьшении угла атаки от угла атаки, где (Δ Ρ × V)_max, избыток мощности и вертикальная скорость уменьшаются.

Зависимость Q_наб и V_y от полетной массы самолета. При уменьшении массы самолета потребные тяга и мощность для горизонтального полета уменьшаются, а избытки мощности и тяги увеличиваются. Следовательно, самолет, имеющий меньшую полетную массу, при том же угле атаки имеет большую вертикальную скорость и угол набора высоты (рис. 5.4).

Рис. 5.4. Влияние массы самолета на поляру набора высоты

Зависимость Q_наб и V_y от высоты. С поднятием на высоту при любом угле атаки избытки мощности и тяги уменьшаются, вследствие чего вертикальная скорость и угол набора также уменьшаются. Но в процессе набора высоты полетная масса самолета уменьшается вследствие выработки топлива. Благодаря этому несколько задерживается уменьшение избытка тяги и угла набора с поднятием на высоту.

Влияние температуры наружного воздуха. При изменении температуры наружного воздуха изменяется плотность воздуха, а следовательно, располагаемая тяга и мощность двигателя: с увеличением температуры они понижаются, а с понижением температуры растут. Это приводит к уменьшению угла набора высоты и вертикальной скорости с ростом температуры и их увеличению с уменьшением температуры.

Влияние режима работы двигателей. Изменение режима работы двигателей вызывает изменение избытков тяги и мощности, а следовательно, угла наклона траектории и вертикальной скорости (рис. 5.5).

Рис. 5.5. Влияние режима работы двигателя на поляру набора высоты

Влияние ветра. Самолет движется относительно земли с путевой скоростью V_пут = V cos Q_наб ± W. В результате при попутном ветре путевая скорость увеличивается, а при встречном – уменьшается. При встречном ветре угол набора увеличивается, а при попутном – уменьшается. Вертикальная скорость практически не меняется (рис. 5.6).

Рис. 5.6. Влияние ветра на характеристики набора высоты

Зависимость Q_наб и V_y от положения шасси. Величины вертикальной скорости и угла набора высоты самолета зависят также и от положения шасси (рис. 5.7). При выпущенном положении шасси аэродинамическое качество самолета уменьшается, потребная тяга и мощность для горизонтального полета увеличиваются, избыток тяги и мощности уменьшается, а следовательно, угол набора и вертикальная скорость уменьшаются. Уборка шасси на самолете DA 42 дает прирост вертикальной скорости 0, 6–0, 9 м/с.

Рис. 5.7. Влияние выпуска шасси на поляру набора высоты

Порядок набора высоты

Набор высоты бывает двух видов:

1. Первоначальный набор высоты после взлета до Н = 400 м.

2. Набор высоты на эшелон.

1. Первоначальный набор высоты до Н = 400 м производится при следующих условиях:

– РУД двух двигателей в положении MAX;

– шасси и закрылки убраны;

– скорость в наборе: при массе до 1700 кг – 81 узел, при массе свыше 1700 кг – 82 узла;

– самолет балансировать без крена и скольжения (шарик в центре).

Номограммы РЛЭ позволяют определить скороподъемность самолета для различных условий взлета. Ниже приведен пример расчета (рис. 5.8) вертикальной скорости при условии, что:

– барометрическая высота аэродрома равна 0 м;

– температура наружного воздуха составляет 15 °С;

– полетная масса – 1750 кг.

На рис. 5.8 стрелками показан порядок определения вертикальной скорости; согласно этому ключу получаем V_y = 5, 6 м/с.

Рис. 5.8. Расчет вертикальной скорости на начальном этапе набора высоты до Н = 400 м

Градиент набора высоты определяется по формуле

В нашем случае получаем:

Результаты расчета показывают, что градиент набора высоты достаточно большой и обеспечит преодоление препятствий по курсу взлета, а именно, на удалении 1000 м самолет способен преодолеть препятствие высотой 120 м с зазором 50 футов (15 м).

2. Набор высоты на эшелон. На этом этапе шасси и закрылки должны быть убраны, а режим работы двигателей (вплоть до MAX) устанавливается таким, чтобы выдерживать расчетные скорости в наборе:

– 87 узлов при массе до 1700 кг,

– 88 узлов при массе свыше 1700 кг.

Внимание! Во время набора высоты при повышении температуры масла и (или) температуры охлаждающей жидкости до желтого сектора полет продолжать с воздушной скоростью, увеличенной на 10 узлов, и мощностью, уменьшенной на 10 %, для улучшения охлаждения двигателя.

Скороподъемность самолета при наборе высоты на эшелон (для справки) также определяется по номограммам РЛЭ. Ниже (рис. 5.9) представлен пример расчета для условий:

– барометрическая высота аэродрома равна 1819 м;

– температура наружного воздуха составляет 15 °С;

– полетная масса – 1750 кг.

Рис. 5.9. Расчет вертикальной скорости при наборе высоты на эшелон

Скороподъемность определяется тем же способом, что и в п. 1 (по стрелкам на рис. 5.9). В результате получаем: при заданных условиях V_y = 4, 6 м/с.

Градиент набора высоты составляет:

Общие сведения о снижении

Установившееся снижение – это движение самолета вниз по наклонной траектории с постоянным углом и скоростью.

Рис. 5.10. Схема сил на снижении

Для снижения с постоянным углом необходимо, чтобы Y = G = G cos Q_сн(рис. 5.10). Для выполнения снижения с постоянной скоростью необходимо соблюдать условие: при положительной тяге X = P_сн + G₂ = P_сн + G sin Q_сн.

Угол планирования зависит только от аэродинамического качества: чем больше качество, тем меньше угол планирования, и наоборот ( ). Минимальный угол планирования будет достигнут на наивыгоднейшей скорости, при которой аэродинамическое качество максимальное.

Вертикальная скорость планирования ( ) – это высота, которую теряет самолет в единицу времени при планировании.

Дальность планирования (L_пл = H K) – это расстояние, проходимое самолетом относительно земли при планировании с заданной высоты.

Скорость потребная для снижения определяется по формуле

Скорость снижения практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетной массы самолета, угла атаки и плотности воздуха.

Если снижение происходит с положительной тягой, то G₂ = X – P_сн, а G₁ = Y » G, поэтому угол снижения определяется по следующей формуле:

Вертикальная скорость определяется по формуле V_y = V sin Q_сн. Так как углы снижения небольшие, то

Отсюда можно вычислить вертикальную скорость снижения: .

При снижении самолета с нулевой тягой угол снижения определяется по формуле , а вертикальная скорость снижения – .

При планировании увеличение угла атаки или уменьшение его от a_нв вызывает уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла снижения. Вертикальная скорость снижения минимальная на a_сн.

При выпуске шасси и закрылков, а также при обледенении самолета аэродинамическое качество уменьшается, угол снижения самолета увеличивается, а дальность снижения уменьшается.

На дальность снижения (планирования) влияет ветер. При попутном ветре дальность снижения увеличивается, а при встречном ветре дальность уменьшается на величину , т.е.

где – скорость ветра (берется со своим знаком, «+» или «–»); t – время снижения.

На дальность снижения при ветре влияет величина массы самолета. Самолет с большей полетной массой при том же угле атаки имеет большую скорость, большую вертикальную скорость снижения, но время снижения меньше, а значит, и меньший снос самолета ветром.

Следовательно, самолет с большей полетной массой при встречном ветре имеет большую дальность снижения, а при попутном ветре меньшую, чем самолет с меньшей полетной массой, так как снос самолета ветром ( ) меньше.

Поляра снижения

Поляра скоростей планирования (снижения) – это график, показывающий зависимость угла планирования и вертикальной скорости планирования от скорости планирования (снижения) (рис. 5.11).

На поляре скоростей снижения можно выделить следующие характерные точки:

1) касательная, проведенная из начала координат, дает в точке касания a_нв и V_нв. Этой скорости соответствует минимальный угол планирования самолета. Границей первого и второго режимов планирования является наивыгоднейшая скорость;

2) касательная, проведенная параллельно оси абсцисс, дает в точке касания a_эк
и V_эк. Этой скорости соответствует минимальная вертикальная скорость снижения самолета.

Рис. 5.11. Поляра скоростей снижения

Для каждого режима работы двигателя, высоты полета, полетной массы существует своя поляра скоростей снижения (рис. 5.12–5.15).

Рис. 5.12. Влияние массы самолета на поляру снижения

Рис. 5.13. Влияние ветра на поляру снижения

Рис. 5.14. Влияние выпуска шасси на поляру снижения

Рис. 5.15. Влияние выпуска закрылков на поляру снижения

Порядок снижения

Раздел «Снижение» РЛЭ самолета DA 42 представляет полную свободу пилоту при пилотировании. Главным требованием для пилота является непревышение ограничений по скоростям, эксплуатация силовых установок и систем в соответствии с инструкцией.

При нормальном снижении рекомендуется:

1. Рычаги управления двигателями выставлять по необходимости, для получения расчетной скорости и угла снижения.

2. Скорость на снижении выдерживать по обстоятельствам, не выходя за пределы ограничений по минимальным и максимальным скоростям.

3. Балансировать самолет с нулевыми усилиями на органах управления.

4. Контролировать работу систем и двигателей.

Снижение за минимальное время возможно при максимальной вертикальной скорости. Резкий ввод самолета в снижение может привести к быстрому разгону самолета по нисходящей траектории и выходу за максимально допустимую приборную скорость, созданию отрицательной перегрузки.

Вывод из режима снижения должен быть плавным, чтобы не превысить допустимые эксплуатационные перегрузки, устанавливаемые РЛЭ исходя из условий комфорта и прочности самолета.

Особенности выполнения аварийного (экстренного) снижения. Максимально допустимая высота полета самолета – 18 000 футов или 5486 м; это достаточно большая высота, и содержание кислорода в воздухе на этой высоте пониженное. Учитывая опасности, которые возникают при пожаре или разгерметизации самолета, необходимо как можно быстрее потерять высоту, то есть применить снижение с максимальными вертикальными скоростями и большими углами снижения. Получить большую вертикальную скорость можно двумя путями:

1) увеличить поступательную скорость (V_сн), не превышая установленные РЛЭ ограничения;

2) увеличить угол снижения.

При необходимости выполнить аварийное снижение рекомендуется (рис. 5.16):

– рычаги управления двигателями установить в положение IDLE (РУД = 0 %, n = 850–900 об/мин). При этом винт, в зависимости от режима полета, переходит в режим ветряка (отрицательной тяги), то есть на винте появляется отрицательная тяга;

– выпустить шасси, это увеличит сопротивление и уменьшит аэродинамическое качество (Δ К↓ = 1-2 единицы);

– перевести самолет в снижение с перегрузкой n_у = 0, 5–0, 6;

– тангаж должен быть в пределах –10…–12°;

Рис. 5.16. Схема аварийного снижения

– в процессе снижения установить скорость по обстоятельствам: V_NO = 151 узел (максимальная конструкционная крейсерская скорость), V_N_Е = 188 узлов (непревышаемая скорость в спокойном воздухе);

– вертикальная скорость при аварийном снижении составит примерно 13–15 м/с;

– для контроля устойчивости по скорости желательно балансировать самолет с остаточными давящими усилиями на ручке управления.

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ. В случае если давящие усилия на ручке управления начинают уменьшаться, это признак ухудшения устойчивости по скорости. В этой ситуации пилоту необходимо уменьшать поступательную и вертикальную скорости снижения, чтобы не оказаться затянутым в пикирование;

– за 250 м до намеченной безопасной высоты дальнейшего полета с перегрузкой n_у = 1, 1–1, 3 начать вывод из снижения. Потеря высоты составит 180–220 м.

6. Заход на посадку, посадка самолета
и уход на второй круг

⇐ Предыдущая 7 8 9 10 111213 14 15 16 Следующая ⇒