Ограничения на взлете и посадке
Взлет и посадка разрешаются на аэродромах, расположенных на барометрической высоте от минус 300 м до 1000* м. Температура воздуха на аэродромах взлета и посадки от минус 50° С до плюс 45° С. Эксплуатация самолета допустима до Н=12000 м в диапазоне температур от «Минимальной для арктических условий» до «Максимальной межконтинентальной ИКАО» (см. РЛЭ, фиг. 2—1).
Максимально допустимая составляющая скорости ветра, м/с:
попутная Wx ............5
боковая Wz (под углом 90°):
на сухой ВПП с коэффициентом сцепления m ³ 0,5 . . . 12
на ВПП с коэффициентом сцепления 0,4 £ m < 0,5 . . . 10
на ВПП с коэффициентом сцепления 0,3< m <0,4 . . . 7
Максимальный уклон ВПП, %............. ±2;
Конфигурация самолета:
при взлете с бетонной ВПП или с грунтовой ВПП с
взлетным весом менее 120 т:
закрылки, град . . . . ........... 30
предкрылки, град . . . . ............. 14
при взлете с грунтовой ВПП с взлетным весом 120 т и более:
закрылки, град . . . . .............. 43
предкрылки, град . . . . . ............ 25
Щиток и гасители подъемной силы убраны, шасси выпущено, стабилизатор устанавливается в зависимости от взлетного веса, центровки самолета и поверхности ВПП (бетонная или грунтовая, см. рис. 20)
при посадке на бетонную и грунтовую ВПП:
закрылки, град . . . . . ............. 43
предкрылки, град . . . . . ........... 25
щитки (после приземления), град .......40
гасители подъемной силы (после приземления), град . 20
Максимально допустимая приборная скорость при выпущенной механизации крыла, км/ч:
предкрылки отклонены на 14° . . . ........ 400
предкрылки отклонены на 25° ........ 370
закрылки отклонены на 15° . . . . . ....... 400
закрылки отклонены на 30° ........ 370
закрылки отклонены на 43° . . . . ........ 280
тормозные щитки отклонены на 40° . . . ..... 250
Максимально допустимая приборная скорость при выпуске и уборке шасси
в условиях нормальной эксплуатации, км/ч: 370
при выпуске шасси для экстренного снижения .... 500
при аварийном выпуске шасси . . . ........ 350
с выпущенным шасси . . . ............ 600
Максимально допустимая путевая скорость по условиям прочности пневматиков колес основных опор шасси, км/ч:
при разбеге . . . . . ............... 290
при пробеге . . . . . ............... 225
Радиус разворота самолета в зависимости от скорости руления:
скорость руления, км/ч .........10 30 40 50
радиус разворота, м ..........13 35 63 100
На H=—305 м давление р=787 мм рт. ст., на Н=1000 м р=674 мм рт. ст.
При рулении с запасом топлива более 55 т не допускается одностороннее торможение колес основных опор шасси и резкий односторонний перевод РУД двигателей.
Минимальный состав экипажа (командир корабля, второй пилот,
штурман, бортинженер и бортрадист) . . . ..... 5 чел.
Максимальное количество сопровождающих в грузовой кабине 6 чел.
![]() |
Все ограничения по максимально допустимой приборной скорости при взлетной и посадочной конфигурации самолета введены по характеристикам прочности, а по минимально допустимой — по характеристикам устойчивости и управляемости самолета.
Взлет (полная взлетная дистанция) Lп.в состоит из собственно взлета Lвзл и начального набора высоты Lнн (рис. 21 иНЛГС-2):
Lпв = Lвзл + Lнн
Собственно взлет Lвзл состоит из разбега Lp и 1-го воздушного этапа взлета L1, т. е. Lвзл =Lp + L1.
Длина разбега Lр—расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента отрыва его от ВПП.
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 взлёта V2 = 1,2Vc.
Полная взлётная дистанция Lпв – расстояние по горизонтали, проходимое самолётом с момента страгивания на линии старта до момента выхода на высоту 400 м (над уровнем ВПП в точке отрыва самолёта) или до момента, к которому заканчивается переход от взлётной к полётной конфигурации и достигается скорость полёта, равная 1,25Vс при полётной конфигурации.
Полная взлётная дистанция состоит из разбега и четырёх этапов набора высоты:
1-й этап – набор высоты с момента отрыва самолёта до высоты 10,7 м
2-й этап – набор высоты от 10,7 м до высоты, на которой достигается скорость начального набора высоты с выпущенной механизацией
3-й этап – набор высоты 120 м с выпущенной механизацией крыла
4-й этап – набор высоты от 120 м до Н=400 м с одновременным увеличением скорости полёта и уборкой механизации (см. рис. 21).
Набор высоты на всех этапах характеризуется определённым градиентом hн . Градиент hн определяется как тангенс угла наклона траектории набора высоты qн и выражается в процентах:
hн = tgqн × 100%=DН/DL × 100%
Максимальное значение градиента набора высоты, достижимое на данном самолете в рассматриваемых эксплуатационных условиях, называется полным градиентом hпн. Полный градиент набора высоты hпн на третьем этапе должен быть не менее 5%, а на четвертом—не менее 3% при всех работающих двигателях.
В процессе подготовки к выруливанию на предварительном и исполнительном старте самолету придается взлетная конфигурация, все системы и оборудование подготавливаются для выполнения взлета (см. РЛЭ «Контрольная карта обязательных проверок самолета экипажем»).
Нормальный взлет
Нормальный взлет — это взлет при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемый с использованием предусмотренной РЛЭ техники пилотирования. Существует также определение продолженного и прерванного взлета.
Продолженный (завершенный) взлет — это взлет, протекающий как нормальный до момента отказа одного двигателя в процессе взлета, после чего взлет продолжается и завершается с одним отказавшим двигателем.
Прерванный взлет — это взлет, протекающий как нормальный. до момента отказа двигателя, после чего начинается прекращение взлета с последующим торможением самолета до полной его остановки на летной полосе ЛП (см. рис. 22).
В этом разделе будет рассмотрен порядок выполнения и аэродинамическое обоснование нормального взлета (см. рис 22, 23 и 24).
Взлет производится на взлётном режиме работы двигателей nвд=97,55 %.
Разрешается выполнять взлет на номинальном режиме работы двигателей (nвд=93 ± 1 %) при Gвзл £ 160 000 кгс.
Командир корабля сообщает экипажу о начале взлета командой «Режим взлетный». На заторможенном самолете бортинженер по этой команде плавно и синхронно выводит на взлетный режим сначала внешние, а затем внутренние двигатели. Убедившись в нормальной работе двигателей на взлетном режиме, а также систем и оборудования (по докладу бортинженера) командир корабля дает команду: «Экипаж, взлетаем», плавно отпускает тормоза, обеспечивая прямолинейность начала разбега.
Разбег самолета производится с отклоненным от себя штурвалом на угле атаки 3° при Суразб = 0,90 (dз=30°, dпр=14°), а при dз=43° и dпр=25° Суразб=1,7 (см. рис. 23) до скорости VR. Направление на разбеге выдерживается педалями, т. е. рулем направления и поворотом колес передней опоры.
Штурман в процессе разбега докладывает величину приборной скорости, выделяя скорость принятия решения V1 словом «Рубеж», скорость начала подъема колес передней опоры Vпо(VR) — «Подъем» и безопасную скорость взлета V2==1,2Vс.
При достижении скорости Vпо(VR) выключается управление поворотом колес передней опоры, плавным и непрерывным взятием штурвала на себя самолет выводится на взлетный угол атаки и производится отрыв на скорости на 10... 15 км/ч большей Vпо (VR). При dз=30° и dпр=14° Суотр= 1,5... 1,58, aотр=10°, а при dз=43° dпр=25° Суотр=2,15...2,3, aотр=9°...10° (см. рис. 23).
Скорость Vпо (VR) только на 10—15 км/ч меньше безопасной скорости взлета V2=1,2Vs=1,2Vc, на которой происходит набор высоты со взлетной конфигурацией самолета при продолжении взлета с одним отказавшим двигателем. Учитывая малую разность скоростей (V2 – Vпо), можно сделать вывод, что в процессе подъема передней опоры самолет до отрыва набирает скорость, близкую к V2, чем и обеспечивается безопасность отрыва. Поэтому подъем передней опоры необходимо начинать точно на приборной скорости Vпо (VR).
После отрыва производится разгон самолета с набором высоты так, чтобы к Н=10,7 м скорость была не меньше V2=1,2 Vс. На высоте не менее 5 м убирается шасси.
Па втором этапе набора L2 (см. рис. 24) скорость необходимо увеличить до V2+20 км/ч и поддерживать ее до высоты начала уборки механизации крыла.
При достижении высоты не менее 120 м на скорости V2+50 км/ч в процессе разгона самолета начинается уборка механизации крыла, причем уборка предкрылков производится на V=350 - 370 км/ч ПР. Увеличение скорости в процессе уборки механизации крыла должно происходить так, чтобы к концу уборки скорость была не менее безопасной при полетной конфигурации (dз=0
и dпр==0), т. е. V4=1,25 Vc. Следует также учитывать максимально допустимые приборные скорости при выпущенной механизации крыла, не допуская их превышения (см. разд. 4.1).
В процессе уборки механизации продольные усилия на штурвале необходимо балансировать перестановкой стабилизатора, нагрузки на штурвале от элеронов и на педалях управления рулем направления снимаются их механизмами триммерного эффекта.
После уборки механизации на высоте круга на скорости 370...400 км/ч ПР двигатели переводятся на номинальный режим (nвд=93±1%). Перевод двигателей на номинальный режим следует производить плавно и синхронно, контролируя их работу, причем сначала внутренние, и убедившись в отсутствии разворотов — внешние. Одновременный перевод всех четырех двигателей на номинальный режим представляет большую опасность в случае отказа двигателя, так как более трудно определить, какой из двигателей отказал.
Величина характерных скоростей на взлете определяется по графикам (рис. 25, 26 и 27), где показано пунктиром со стрелками определение этих скоростей при Gвзл==169 т (VR=260; V2=284; V4= 360 км/ч ПР).
Рассмотрим схему сил, действующих на самолет при взлете (см. рис. 24 б, в). При разбеге на самолет действуют подъемная сила Yи сила лобового сопротивления X, вес G, тяга Р, сила реакции ВПП— N1+N2, равная и противоположная силе давления колес G-Y и сила трения Fтр. Величина силы трения определяется величиной силы реакции N1+N2=G—Y и коэффициентом трения Fтр, который зависит от состояния поверхности ВПП, т. е.
Fтр = fтр(G - Y)
Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы тяга силовой установки была значительно больше суммы сил лобового сопротивления и силы трения, т. е.
P > (X+Fтр1+Fтр2)
В момент отрыва подъемная сила практически равна взлетному весу самолета: Y=СуSrV2/2=G. Из этого выражения скорость отрыва будет определяться следующим образом:
Vотр=Ö2G/(CуотрrS).
Как видно из формулы, величина скорости отрыва зависит от взлетного веса самолета, плотности воздуха и Сyотр (см. рис. 23). При большем весе, меньшей плотности воздуха и меньшем коэффициенте Сyотр скорость отрыва большая.
Если известна скорость отрыва Vотр и время разбега tраз, то среднее ускорение самолета будет jср==Vотр/tраз. Длина разбега в этом случае определяется по формуле
Lр=jср×t2раз/2, где jср×tраз = Vотр.
Как видно из формулы, длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением, причем, при уменьшении скорости отрыва и увеличении ускорения длина разбега уменьшается.
Среднее ускорение самолета jср при разбеге зависит от избытка тяги DР=Р—(Х+Fтр) и массы самолета т=G/g и при большем избытке тяги и меньшей массе самолета ускорение большее, так как
jср = DP/m = g[P – (X+Fтр)]/G
Величина длины разбега зависит от различных эксплуатационных факторов.
Плотность воздуха. При уменьшении плотности воздуха (высокая температура, низкое давление, высокогорный аэродром) длина разбега, увеличивается. Это можно объяснить следующим.
Во-первых, увеличивается истинная скорость отрыва (приборная скорость —постоянная), во-вторых, уменьшается ускорение самолета вследствие уменьшения избытка тяги DР=P(Х+Fтр), вызнанного уменьшением располагаемой тяги.
Сумма сил лобового сопротивления и силы трения (Х+Fтр) практически не изменяется, так как при уменьшении плотности на любой истинной скорости разбега лобовое сопротивление и подъемная сила уменьшаются, а сила трения увеличивается вследствие уменьшения подъемной силы.
Взлетный вес самолета. При увеличении взлетного веса длина разбега возрастает. Во-первых, при взлете с большим весом увеличивается скорость отрыва, во вторых, значительно уменьшается ускорение самолета jср. Самолет с большим весом инертнее, так как имеет большую массу. Кроме того, на любой скорости увеличивается сила трения, а на больших скоростях увеличивается еще и сопротивление самолета. Вследствие этого избыток тяги и ускорение самолета уменьшаются.
Механизация крыла. При отклонении закрылков на взлете на 30° и предкрылков на 14° Суотр увеличивается, а скорость отрыва и длина разбега уменьшаются. При таком угле отклонения закрылков и предкрылков запас тяги DР и ускорение самолета практически не изменяются, потому что сумма сил лобового сопротивления и силы трения остается постоянной, но значительно уменьшает длину разбега. При отклонении закрылков на 43° и предкрылков на 25° дополнительно увеличивается Суотр, а скорость отрыва и длина разбега дополнительно уменьшаются.
Ветер. При взлете со встречным ветром величина путевой скорости отрыва уменьшается на величину скорости ветра. Уменьшение путевой скорости отрыва вызывает уменьшение длины разбега.
Наклон взлетной полосы. При взлете с полосы, имеющей угол наклона qВПП, составляющая веса самолета G×sinqВПП направлена параллельно плоскости ВПП.
Если самолет взлетает под уклон, то к тяге силовой установки добавляется составляющая веса G×sinqВПП. Следовательно, самолет имеет большее ускорение и меньшую длину разбега, и наоборот.
Угол атаки самолета. При выполнении взлета необходимо помнить, что на aотр (Суотр) каждому взлетному весу соответствует своя приборная скорость отрыва. Если пилот обеспечит отрыв самолета на этой скорости, то это значит, что отрыв произошел на расчетном угле атаки и длина разбега будет соответствовать расчетной по номограмме взлета. Для обеспечения отрыва самолета на расчетной скорости достаточно начать подъем передней опоры так же на расчетной скорости Vпо (VR) (см. график рис. 25 и 26).