Особенности полета в условиях болтанки
При полете в неспокойном воздухе на самолет действуют порывы ветра различного направления. Порыв ветра может изменить углы атаки, скольжения и скорость набегающего потока, вследствие чего изменятся величины аэродинамических сил и их моментов, которые, в свою очередь, вызывают нарушение равновесия самолета и изменение величины перегрузки.
Вектор скорости порыва ветра, действующего на самолет, можно разделить на три составляющие.
Горизонтальный порыв (Wx) не оказывает существенного влияния на равновесие, а перегрузка изменяется на небольшую величину, так как изменение подъемной силы и лобового сопротивления незначительно.
Боковой порыв (Wz) вызывает нарушение бокового равновесия самолета, что является опасным только при полете на больших углах атаки.
Вертикальные воздушные потоки – восходящие и нисходящие – имеют наибольшее значение с точки зрения безопасности полета. При попадании самолета в восходящий поток (Wy) существует две опасности:
– получение перегрузки больше максимально допустимой и разрушение самолета в воздухе;
– выход самолета на срывные углы атаки и сваливание.
В случае попадания в восходящий поток угол атаки увеличивается на DaW (рис. 9.1). Величину приращения угла атаки можно рассчитать по формуле
.
Рис. 9.1. Изменение угла атаки за счет влияния восходящего потока воздуха
Из формулы следует, что для уменьшения прироста угла атаки и предотвращения выхода самолета на сваливание необходимо держать большую скорость полета.
Рассмотрим влияние порыва ветра на изменение перегрузки. Известно, что в установившемся горизонтальном полете сумма вертикальных сил, действующих на самолет, равна нулю, а перегрузка равна единице: n = Y / mg = 1.
При попадании в восходящий порыв происходит быстрое увеличение угла атаки и, следовательно, увеличение подъемной силы (см. рис. 9.1):
.
Перегрузка nW может стать больше допустимой, и произойдет разрушение или деформация самолета. Приращение перегрузки при действии порыва ветра можно записать в виде:
, 
.
Следовательно, для уменьшения приращения перегрузки (Δny) необходимо выполнять полет на меньшей скорости.
Из вышесказанного можно сделать вывод, что полет самолета в турбулентной атмосфере должен выполняться в определенном диапазоне скоростей (рис. 9.2), нарушение которого может вызвать следующие особенности при эксплуатации:
1. Полет на излишне малых приборных скоростях (V < V1), где углы атаки большие, недопустим, так как восходящий поток может вывести самолет на околокритические углы атаки, при которых возможен срыв самолета, хотя опасность возникновения больших перегрузок отсутствует.
2. Полет на излишне больших скоростях (V > V2) также недопустим, так как при попадании в восходящий порыв на самолете возможно появление больших перегрузок.
Рис. 9.2. Диапазон скоростей при полете в условиях турбулентности
Действующие на самолет перегрузки могут быть созданы пилотом (маневренные) или воздействием внешних возмущений (болтаночные).
Величина маневренной перегрузки зависит от весовых, геометрических параметров самолета и квалификации пилота.
Допустимая положительная (отрицательная) перегрузка в зависимости от скорости и конфигурации составляет: 3,8 (–1,52) при VA; 3,8 (0) при VNE; 2,0 (–) с закрылками в положении APP или LDG.
Предельное время воздействия эксплутационной перегрузки на конструкцию:
| Коэффициент эксплуатационной перегрузки | –0,2 | –0,3 | –0,4 | –0,5 |
| Предельное время, с |
ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ:
1. Следует избегать продолжительных перегрузок с отрицательным ускорением, это может привести к ухудшению управляемости воздушного винта и помпажу двигателя.
2. Превышение максимальных конструкционных коэффициентов эксплуатационной перегрузки ведет к возникновению чрезмерной нагрузки на самолет.
3. При превышении указанных максимальных коэффициентов эксплуатационной перегрузки на силовую установку и предельного времени их воздействия высвечивается аварийный индикатор L/R OIL PRES (давление масла левого/правого двигателя).
Самолет DA 42 отвечает требованиям безопасности по условиям обеспечения неразрушаемости конструкции на различных этапах полета, в пределах ресурса, установленного фирмой изготовителем. По условиям прочности, обеспечения устойчивости и управляемости самолет имеет ограничения по скорости (скоростному напору) для различной конфигурации самолета:
1) VmCA = 71 узел – минимальная эволютивная воздушная скорость. При полете с одним неработающим двигателем воздушная скорость должна превышать данное значение;
2) VA – расчетная маневренная скорость: 133 узла при m > 1542 кг и 117 узлов при m < 1542 кг. После превышения этой скорости запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей;
3) VFE – максимальная скорость полета с выпущенными закрылками: 113 узлов при dз = 42° (LDG) и 133 узла при dз = 20° (APP). Запрещается превышение данной скорости при определенном положении закрылков;
4) VLO – максимальная скорость при выпуске/уборке шасси: VLOЕ = 188 узлов и VLOR = 152 узла. Запрещается превышение данной скорости при выпуске или уборке шасси;
5) VLE = 194 узла – максимальная скорость полета при выпущенном шасси. Запрещается превышение данной скорости при выпущенном шасси;
6) VNE = 188 узлов – непревышаемая скорость в спокойном воздухе. Превышение данной скорости запрещается вне зависимости от обстоятельств;
7) VNO = 151 узел – максимальная конструкционная крейсерская скорость.
Превышение данной скорости допускается только в спокойном воздухе, при соблюдении должных мер предосторожности.
9.2. Пилотирование в условиях турбулентности и выхода
на большие углы атаки. Выход из непреднамеренного штопора
При попадании самолета в зону турбулентности необходимо уменьшить скорость полета до 120–151 узел и принять меры для выхода из этой зоны. С уменьшением высоты полета за счет роста плотности воздуха увеличивается запас по углу атаки до сваливания. Максимальная допустимая высота полета в условиях турбулентности в РЛЭ не оговаривается. Если нет возможности обойти грозовую зону, необходимо вернуться на аэродром вылета или ближайший аэродром. Все маневры при пилотировании выполнять плавно, в момент уменьшения турбулентности, не допуская крена более 15°.
Во всех случаях попадания в зону сильной болтанки не стремитесь к точному выдерживанию исходного режима полета по высоте, скорости и крену. Полет выполняйте с полузажатым управлением, по средним показаниям авиагоризонта, не допуская резких размашистых движений рычагами управления и больших величин крена. Продольным управлением пользуйтесь тогда, когда, вследствие изменившегося угла тангажа, скорость начинает увеличиваться по сравнению с исходной на значительную величину.
При броске с увеличением высоты полета, вызванным мощным восходящим потоком, не допускайте уменьшения скорости полета, не уменьшайте режим работы двигателей и не допускайте увеличения угла атаки по сравнению с исходным. В случае интенсивного подъема самолета с одновременным переходом на пикирование, вызванного мощным восходящим потоком большой протяженности, удерживайте самолет в исходном режиме по углу атаки, не препятствуйте подъему самолета и не переводите его в режим еще большего пикирования. В этих случаях внимательно следите за скоростью и не превышайте установленных ограничений.
При интенсивном снижении самолета, вызванном мощным нисходящим потоком, не препятствуйте снижению самолета переводом его на кабрирование и удерживайте самолет в исходном режиме полета по углу атаки. В случае достижения угла атаки 16-17° срабатывает сигнализация больших углов атаки, и на 18° появляется тряска самолета за счет срыва потока на крыле.
При срабатывании сигнализации переведите ручку управления «от себя» за нейтраль до выхода на нормальные углы атаки и прекращения тряски, после чего плавно выведите самолет на нормальный режим полета.
Если сигнализация сработала на развороте, после отклонения ручки управления «на себя», необходимо вывести самолет из крена. Если по каким-либо причинам самолет в полете будет выведен на углы атаки, превышающие допустимые, то наряду с усилением тряски у самолета возникнет тенденция к опусканию носовой части фюзеляжа, к крену. Эффективность руля высоты при этом достаточна для вывода самолета на нормальные углы атаки. В случае потери скорости и срыва вывод самолета в горизонтальный полет составляет 180–220 м (в зависимости от конфигурации, массы, высоты и перегрузки при сваливании).
В случае неправильного вывода из режима сваливания, самолет может попасть в штопор. Выход из штопора не демонстрировался во время сертификационных испытаний, поскольку для самолетов этой категории данное требование отсутствует.
ВНИМАНИЕ! Выполнение преднамеренного штопора на данном самолете запрещается. В случае непреднамеренного штопора необходимо немедленно выполнить действия по выходу из штопора. Сваливание самолета с одним работающим двигателем не допускается.
Для выхода из штопора необходимо немедленнои одновременновыполнить следующие действия:
1. Рычаги управления двигателями установить в положение IDLE.
2. Руль направления полностью отклонить против вращения.
3. Ручку управления полностью отклонить вперед «от себя».
4. Элероны установить в нейтральное положение.
После прекращения вращения:
– руль направления (педали) поставить в нейтральное положение;
– ручку управления (руль высоты) осторожно взять на себя;
– вывести самолет из снижения на нормальную высоту полета. Не допускать превышения скорости VNE = 188 узлов.
Описанный порядок выхода из штопора составлен на основе общего опыта.