Высота полета, на которой вертикальная скорость установившегося набора равна нулю, называется теоретическим (или статическим) потолком самолета

На теоретическом потолке избытка тяги нет, поэтому возможен только горизонтальный полет и только на наивыгоднейшем угле атаки (и только на наивыгоднейшей скорости), на котором наименьшая потребная тяга.

Диапазон скоростей при этом равен нулю.

Рис. 3 К определению потолка самолета: а - график зависимости Vу от высоты полета; б - кривые потребных и располагаемых тяг на теоретическом потолке

При установившемся набора самолет практически не может достигнуть теоретического потолка, так как по мере приближения к нему избыток тяги становится настолько мал, что для набора оставшейся высоты потребуется затратить слишком много времени и топлива. Из-за отсутствия избытка тяги полет на теоретическом потолке практически невозможен, потому что любые нарушения режима полета без избытка тяги нельзя устранить. Например, при случайно образовавшемся даже небольшом крене самолет теряет значительную высоту (проваливается). Поэтому кроме понятия теоретического (статического) потолка введено понятие так называемого практического потолка.

Условно считают, что практический потолок самолета есть высота, на которой максимальная вертикальная скорость набора равна 0,5 м/с.

Разница между теоретическим и практическим потолком у современных самолетов невелика и не превышает 200 м. Теоретический и практический потолки можно определить по графику (см. Рис. 3).

Современные самолеты при полете с большими скоростями полета обладают настолько большим запасом кинетической энергии, что могут использовать его для набора высоты. Причем если самолет летит вблизи практического потолка, то он за счет использования запаса кинетической энергии, сохраняя управляемость, может подняться на высоту, большую его теоретического потолка, даже при отсутствии избытка тяги.

5.4 Влияние ветра на набор высоты

Проведенные расчеты и построение графиков барограммы и траектории набора были выполнены для штилевых условий. В действительности движение самолета осуществляется при наличии ветра и представляет собой сложное движение, состоящее из относительного движения самолета с воздушной скоростью и переносного движения самолета вместе с массой воздуха со скоростью ветра W (Рис. 4).

Рис. 4 Влияние ветра на набор высоты

Скорость самолета относительно земли, так называемая путевая скорость, равна геометрической сумме относительной (воздушной) и переносной (скорости ветра) скоростей. Если самолет летит в безветрие, то u_пуг =u, если против ветра, то u_пуг= u - W, при попутном ветре u_пуг= u + W

В связи с этим изменяется угол набора высоты . Величина же вертикальной скорости подъема остается неизменной. При наборе со встречным ветром угол подъема больше, а проходимый путь меньше, чем при безветрии. Набор при попутном ветре будет проходить с меньшим углом набора, т. е. более полого, и самолет будет проходить большее расстояние.

Глава 6. СНИЖЕНИЕ

6.1. Общие сведения о снижении

Рис.1

Схема сил, действующих на самолет при снижении (Рсн>0) и при планирования (Рсн»0), изображена соответственно на рис. 1.

Для осуществления снижения необходимо:

а) условие выполнения полета с постоянным углом снижения:

Y = Gy = G cosq_н

б) условие выполнения снижения с постоянной скоростью:

X = G_x + Pсн = G sinq_сн + P_сн

Если тяга Р=0, то самолет планирует. Постоянный угол планирования обеспечивается равенством:

Y = G cos q_пл,

а полет с постоянной скоростью будет при равенстве:

X = G sinq_пл.

Воспользовавшись условием:

определим потребную скорость снижения:

Так как углы снижения транспортных самолетов небольшие, то подъемная сила практически равна полетному весу самолета (cos qсн » 1). Поэтому скорость снижения практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетного веса самолета, угла атаки и плотности воздуха. Влияние этих факторов на скорость рассмотрено вгл. 3.

При выполнении снижения Х = G sin qсн + Рсн.

Из этого равенства угол снижения определяется по формуле:

Так как при малых углах снижения Y»G и sin qcн » tg qсн, то:

Если самолет планирует, то Рсн=0, а угол планирования будет:

Отсюда видно, что угол планирования зависит от аэродинамического качества (угла атаки, положения шасси и механизации крыла, обледенения самолета и числа М).

При наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество максимальное, а угол планирования минимальный.

Из треугольника скоростей (см. рис. 1) вертикальная скорость снижения определяется по формуле:

Величина вертикальной скорости снижения зависит от полетного веса, угла атаки, положения шасси и механизации крыла (закрылков, предкрылков и гасителей подъемной силы), обледенения самолета, плотности воздуха (высоты полета), числа М и величины тяги:

а) при увеличении полетного веса самолета скорость и вертикальная скорость снижения увеличиваются;

б) при выпуске шасси и механизации крыла, а также при обледенении, аэродинамическое качество самолета уменьшается, угол снижения и вертикальная скорость возрастают;

в) при меньшей плотности воздуха скорость снижения и вертикальная скорость увеличиваются;

г) при снижении на больших числах М (на высоте) вследствие сжимаемости воздуха аэродинамическое качество уменьшается, угол и вертикальная скорость снижения возрастают;

д) увеличение тяги при снижении уменьшает угол и вертикальную скорость снижения.

Минимальную вертикальную скорость снижения самолет имеет на угле атаки несколько больше наивыгоднейшего.

Дальность снижения – это расстояние, которое проходит самолет по горизонту, снижаясь с данной высоты.

Для определения дальности снижения рассмотрим треугольник (см. рис. 1), из которого видно, что:

Если самолет планирует, то:

,

а дальность планирования:

Если тяга Р_сн>0, то:

,

а дальность снижения:

Видим, что дальность снижения зависит от высоты Н, потерянной при снижении, и угла снижения qсн.

При выпуске шасси и механизации крыла (закрылков, предкрылков и гасителей подъемной силы), при обледенении самолета аэродинамическое качество уменьшается, угол снижения увеличивается, а дальность снижения уменьшается. При увеличении Рсн, qсн и Vу сн уменьшаются, а Lсн увеличивается.

Наибольшая дальность планирования будет при aнв, так как аэродинамическое качество при этом максимальное.

На дальность снижения (планирования) влияет ветер, причем, величина дальности изменяется на величину сноса самолета ветром Wх×t, где: Wx – скорость ветра, м/с; t – время снижения, с. При попутном ветре дальность снижения увеличивается, а при встречном уменьшается на величину сноса самолета ветром. В этом случае дальность снижения:

6.2 Поляра скоростей снижения

График, показывающий зависимость вертикальной скорости снижения от поступательной скорости на различных углах атаки, называется полярой скоростей снижения.

По поляре скоростей планирования можно определить ряд характерных скоростей и режимов планирования.

1.Экономическая скорость планирования и соответствующий ей экономический угол атаки определяются проведением параллельно оси абсцисс касательной к поляре скоростей. В точке касания находится экономический угол атаки, а перпендикуляр, восстановленный из точки касания на ось скоростей планирования, обозначит экономическую скорость планирования. Планирование на экономической скорости будет происходить с наименьшей скоростью снижения Vy.

2. Наивыгоднейшую скорость планирования и наивыгоднейший угол атаки a_нв можно найти проведением касательной из начала координат к поляре скоростей. В точке касания находим угол атаки, в точке пересечения перпендикуляра, восстановленного из точки касания с осью скорости, - наивыгоднейшую скорость. На этой скорости угол снижения минимальный, а дальность планирования - максимальная.

3. Два угла атаки (a₁ и a₂) при одинаковом угле снижения находятся, если из начала координат провести секущую к поляре скоростей. Так же как на поляре самолета (Су = f (Cx, a)), на поляре скоростей планирования определяются два режима планирования I и II, границей раздела которых является наивыгоднейшая скорость полета.

Рис. 2 Поляра скоростей снижения

Глава 7. ВИРАЖИ И РАЗВОРОТЫ САМОЛЕТА

Рис.1

Схема сил, действующих на самолет при вираже или в установившемся развороте, изображена на рис. 1.

Y₁=Yв соs g – проекция подъемной силы на вертикаль к линии горизонта;

Y₂= Yв sin g – проекция подъемной силы на горизонтальную плоскость.

При выполнении виража или установившегося разворота необходимо:

P_в = Х_в –для выполнения виража с постоянной скоростью;

Y₁ = Y_в соs g = G –для сохранения высоты полета;

Y₂ = Y_в sin g = const – для выполнения виража с постоянным радиусом.

В результате криволинейного движения самолета возникает центробежная сила Fц, условно приложенная к самолету в центре массы, величина которой равна Y₂.

Подъемная сила на вираже при больших углах крена значительно больше веса самолета. Следовательно, при вираже перегрузка значительно больше единицы.

Величина перегрузки зависит от угла крена:

причем, при увеличении угла крена величина потребной подъемной силы увеличивается (соsg уменьшается), а значит, и перегрузка возрастает.

Скорость, потребную при выполнении виража, можно определить из условия:

Решив уравнение относительно скорости виража Vв, получим:

Как видно из формулы, скорость, потребная при выполнении виража, так же, как и скорость горизонтального полета, зависит от полетного веса самолета, плотности воздуха и коэффициента подъемной силы. Кроме того, величина скорости зависит от угла крена (перегрузки).

Тягу, потребную при выполнении виража, можно определить из условия:

Из формулы видно, что тяга, потребная на вираже, зависит от веса самолета и аэродинамического качества, а также от угла крена (перегрузки). Для выполнения виража с большим углом крена необходима большая скорость, а следовательно, необходима и большая тяга.

Радиус виража можно вычислить из соотношения сил при вираже следующим образом:

, так как

Зная угол крена и скорость, потребную при выполнении виража, определим радиус виража:

Время выполнения виража можно получить следующим образом:

Из формул видно, что радиус и время выполнения виража зависят от скорости и угла крена, причем при большей скорости и меньшем угле крена радиус и время выполнения виража большие.

Выполнение разворотов и других маневров ограничивается:

– минимальной и максимальной скоростями;

– значением максимально допустимой эксплуатационной перегрузки;

– углом атаки в зависимости от числа М;

– началом появления предупредительной тряски;

– углом крена 30°.

Величина радиуса и времени разворота зависит от высоты полета. При увеличении высоты полета истинная скорость, при постоянной приборной, увеличивается, что вызывает увеличение радиуса и времени разворота. Углы крена на разворотах, выполняемых по приборам, не должны превышать величину 15–25°.

Следует помнить, что чем больше угол крена, тем труднее выполнять координированный разворот, т.е. разворот без скольжения. При нарушении координации разворота появляется скольжение самолета, в результате которого увеличивается его сопротивление и создаются условия для перехода во второй режим полета. Запас отклонения рулей и их эффективность на высоте уменьшаются. Все это вместе взятое требует строгого соблюдения ограничений по углу крена и скорости.

Особая опасность выполнения разворотов с большими углами крена возникает при полете по приборам в неспокойном воздухе и при несимметричной тяге.

Глава 8. ПОСАДКА САМОЛЕТА

8.1. Общие сведения о посадке

Полная посадочная дистанция Lпп состоит из захода на посадку Lзп и собственно посадки Lпос, т.е. Lпп = Lз.п + Lпос (рис. 1).

Рис.1

Посадка (полная посадочная дистанция) Lпп – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента входа в глиссаду на высоте 400 м (над уровнем ВПП в точке ожидаемого касания самолета) при заходе на посадку до момента полной его остановки после пробега по ВПП.

Собственно посадка (фактическая посадочная дистанция) Lпос – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента пролета высоты 15 м (над уровнем ВПП в точке ожидаемого касания самолета) при посадке до момента полной его остановки после пробега по ВПП. Посадочная дистанция (собственно посадка) Lпос начинается с торца ВПП.

Длина пробега Lпр – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента касания до момента полной его остановки на ВПП.

Потребная посадочная дистанция при сухой ВПП (ППДС) должна определяться умножением фактической .посадочной дистанции Lпос при сухой ВПП на коэффициент 1/0,6 = 1,67 для посадки на основной аэродром, т.е. ППДС= Lпос/0,6 или ППДС= 1/0,7 Lпос – для запасного аэродрома.

Рис.2

В качестве потребной посадочной дистанции при влажной ВПП (ППДВ) должна приниматься потребная посадочная дистанция при сухой ВПП (ППДС), умноженная на коэффициент 1,15, т.е. ППДВ = 1,15 ППДС.

Снижение самолета на глиссаде и при подходе к высоте 15 м (торцу ВПП) в соответствии с НЛГС-2 производится на скорости Vзп = 1,3 Vсо, где Vсо – скорость срыва при посадочной конфигурации самолета, а Vзп – скорость захода на посадку (в РЛЭ она обозначена 1,3 Vс). Снижение на глиссаде должно быть установившимся.

8.2. Нормальный заход на посадку, посадка и уход на второй круг

Нормальная посадка – это посадка при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемая с использованием предусмотренной РЛЭ техники пилотирования.

Нормальный заход на посадку – это заход на посадку при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемый с использованием предусмотренной РЛЭ техники пилотирования и завершающийся нормальной посадкой.

Нормальный уход на второй круг – это уход на второй круг при нормальной работе всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняемый с использованием предусмотренной РЛЭ техники пилотирования. Уход на второй круг длится с момента принятия решения и до момента выхода на высоту 400 м над уровнем входной кромки ВПП.

Прерванная посадка – это уход на второй круг с отказавшим в процессе посадки или ранее одним двигателем, выполняемый с минимальной высоты принятия решения H₁ £ 15 м над уровнем ВПП в предполагаемой точке касания самолета.

Продолженная посадка – это посадка с отказавшими в процессе посадки или ранее одним или двумя двигателями. Аналогично существуют понятия прерванного и продолженного захода на посадку.

Рассмотрим аэродинамические основы посадки.

В процессе выравнивания Су увеличивается вследствие увеличения угла атаки и частично в результате влияния близости земли

В момент приземления подъемная сила самолета равна посадочному весу:

Посадочная скорость из этого выражения будет:

После приземления самолет опускается на переднюю опору шасси, угол атаки его уменьшается. Выпуск гасителей подъемной силы вызывает дополнительное уменьшение Су.

Увеличивается сила давления колес шасси на ВПП, увеличивается сила трения и повышается эффект тормозов. Выпуск гасителей подъемной силы и тормозящих щитков вызывает значительное увеличение коэффициента Сх и силы лобового сопротивления самолета. Применение реверса тяги двигателей дополнительно увеличивает тормозящие силы самолета.

Таким образом, вследствие применения закрылков и предкрылков Супос значительно увеличивается, а посадочная скорость уменьшается. Увеличение коэффициента Сх и силы лобового сопротивления вызывает уменьшение длины воздушного участка посадочной дистанции и длины пробега. Применение тормозных щитков, гасителей подъемной силы, реверса тяги и тормозов значительно уменьшает длину пробега.

Если известны посадочная скорость Vпос и время пробега самолета tпр, то средняя абсолютная величина ускорения будет:

Длина пробега определяется из выражения:

Среднее значение замедления пробега jср зависит от тормозящих сил (силы лобового сопротивления X, отрицательной тяги двигателей Р, силы трения и торможения Fтр₁ + Fтр₂ + Fторм) и массы самолета m=G/g, т.е:

Длина пробега:

Как видно из формулы, при меньшем посадочном весе самолета G, большем Супос, большей плотности воздуха и больших тормозящих силах Х+P+Fтр₁+Fтр₂+Fторм длина пробега значительно уменьшится. Большой эффект тормозящих сил будет особенно в начале пробега до скорости выключения реверса тяги, так как сила Х и тяга Р больше. На конечном участке пробега основной тормозящей силой являются тормоза самолета.

Наличие встречного ветра (в формулахLпр не учтено) уменьшает путевую посадочную скорость и длину пробега.

При посадке на аэродром с пониженной плотностью воздуха (высокие температуры, низкое давление или большая высота аэродрома) длина пробега увеличивается.

В случае посадки самолета с убранными закрылками Су пос уменьшается, что значительно увеличивает посадочную скорость и длину пробега самолета. При этом значительно увеличивается и длина воздушного участка посадки. Поэтому посадка с убранными закрылками является сложной и расчет на посадку должен быть точным.

Особую сложность представляет посадка на скользкую ВПП (покрытую слоем слякоти, воды или обледеневшую), так как силы торможения значительно уменьшаются.

Величина максимально допустимого посадочного веса ограничена:

– возможностью ухода на второй круг (потребный градиент набора высоты h_н ³ 2,7% при уходе на второй круг с одним отказавшим двигателем);

– располагаемой длиной ВПП.

8.3. Особенности посадки в сложных условиях и особые случаи посадки