Поведение самолета при отказе двигателя

При отказе двигателя самолет разворачивается в сторону отказавшего двигателя под действием моментов от силы тяги работающего двигателя (Р₁) и сопротивления отказавшего двигателя (Х₂) (рис. 8.1).

Рис. 8.1. Поведение самолета при отказе двигателя

Вследствие инерции самолет стремится сохранить направление полета, в результате чего возникает скольжение на крыло с работающим двигателем. При скольжении возникают восстанавливающие и демпфирующие моменты, но они значительно меньше разворачивающего момента, и самолет продолжает разворачиваться в сторону отказавшего двигателя. Несвоевременность устранения скольжения самолета может привести к срыву потока с вертикального оперения из-за косой обдувки и потери путевой управляемости.

Самолет кренится на полукрыло с отказавшим двигателем под действием момента разности подъемных сил левого и правого полукрыла. Разность подъемных сил возникает вследствие скольжения крыла и затенения части крыла фюзеляжем. Наличие положительного V крыла несколько увеличивает кренящий момент. При вращении самолета в сторону отказавшего двигателя с угловой скоростью ω_у левое полукрыло движется вперед, и скорость обдувки дополнительно увеличивается, увеличивается и подъемная сила. На правом полукрыле картина обратная, и полукрыло теряет подъемную силу, поэтому кренящий момент дополнительно увеличивается.

При отказе двигателя самолет уменьшает скорость и высоту полета, так как уменьшается располагаемая тяга, c_y уменьшается на 50 %.

Задача пилота уравновесить разворачивающий и кренящий моменты и сбалансировать самолет в зависимости от этапа полета.

8.2. Изменение аэродинамических и летных характеристик
при отказе двигателя

При отказе двигателя аэродинамические характеристики самолета ухудшаются (рис. 8.2).

Рис. 8.2. Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя

Коэффициент лобового сопротивления (с_х) увеличивается:

– вследствие скольжения самолета,

– большого расхода рулей при балансировке самолета,

– дополнительного сопротивления отказавшего двигателя (Х_отк = 40–50 кг) (винт зафлюгирован),

– вынужденного увеличения угла атаки при потере скорости.

Коэффициент подъемной силы (с_у) уменьшается за счет уменьшения эффективной скорости обтекания при скольжении.

Из анализа аэродинамических характеристик следует, что критический угол атаки уменьшается примерно на 1–2° вследствие влияния скольжения, которое вызывает преждевременный срыв. Наивыгоднейший угол атаки увеличивается примерно на 1° из-за смещения поляры вправо на величину приращения лобового сопротивления. Прирост сопротивления зависит от величины угла скольжения (b) (рис. 8.3).

Рис. 8.3. Прирост сопротивления при скольжении самолета

Уменьшение располагаемой мощности, увеличение потребной мощности и уменьшение аэродинамического качества вызывает ухудшение летных характеристик самолета (рис. 8.4).

Рис. 8.4. Изменение летных характеристик при отказе двигателя