Глава 1. конструктивно-аэродинамические особенности и характеристики самолета

Механизация крыла

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик, характе­ристик прерванного полета, нормального и экстренного снижения самолет Ил-76Т имеет мощную (большой эффективности) механи­зацию крыла, которая позволила реализовать значительные прира­щения коэффициента подъемной силы ( С_умах = 3) и обеспечить эксплуатацию самолета не только на ВПП с искусственным покры­тием, но и на грунтовых.

Система механизации состоит из закрылка, предкрылка, тор­мозного щитка и гасителя подъемной силы (см. рис. 2).

1. Закрылок трехщелевой (выдвижной и раздвижной) с пере­менной кривизной. Состоит из четырех секций (см. рис. 2, 2 и 3): две внутренние секции установлены на средних частях крыла (СЧК) и две внешние—на отъемных частях крыла (ОЧК). Пло­щадь закрылка Sз составляет 22,35% площади крыла Sкр, хорда b_з 26 ... 36% хорды крыла bкр, размах lз—64% размаха крыла lкр. Максимальный угол отклонения внутренних секций 43°, а внеш­них—40⁰. При отклонении до 30° закрылок остается однощелевым, так как его элементы (собственно закрылок, дефлектор и хвосто­вая часть) остаются сомкнутыми (см. рис. 2 и 8 б). При отклоне­нии на угол более 30° элементы закрылка, раздвигаясь, искривляют профиль и образуют дополнительно две щели (см. рис. 2 и 8 в). Полный эффект от всех трех щелей будет при полном отклонении закрылка (43⁰ и 40°). Закрылки отклоняются при взлете: с бетон­ной ВПП на 30°: с грунтовой ВПП при взлетном весе до 120 т — 30⁰, а с большим весом —43°, при посадке—на 43°.

Рассмотрим обтекание крыла и аэродинамические характерис­тики самолета при отклоненных закрылках. Для выяснения этого сначала рассмотрим обтекание профиля крыла на больших углах атаки при убранных закрылках (см. рис. 8 а). В этом случае поток, обтекающий профиль, в наименьшем сечении (точка В) имеет на­ибольшую скорость, так как и этом месте минимальное давление. Давление в пограничном слое по профилю распределяется точно так же, как в основном потоке (в точке В оно также минималь­ное).

Слева и справа от точки В давление в пограничном слое будет больше. Под действием разности давлений частицы воздуха стре­мятся перетекать из зон повышенного давления в зоны пониженно­го. Слева от точки В пограничный слой течет в направлении основ­ного потока (в зону падения давления). Обратное явление наблю­дается справа от точки В, где частицы воздуха под действием раз­ности давлений стремятся перемещаться против основного потока и у самой поверхности профиля они уже перемещаются. Такой ха­рактер течения приводит к тому, что движущиеся в различном на­правлении массы воздуха сталкиваются, толщина пограничного

слоя увеличивается, слой подхватывается набегающим потоком и отрывается в виде вихрей. Плавность обтекания профиля крыла нарушается, образуется зона срыва пограничного слоя. При этом давление по профилю крыла перераспределяется, коэффициент подъемной силы Су уменьшается, а коэффициент лобового сопро­тивления Сх увеличивается.

Если при этих углах атаки отклонить трехщелевые выдвижных закрылки переменной кривизны (см. рис. 8,6 и в), то воздух, находящийся под крылом, проходит через щели между крылом и де­флектором закрылка, а также через щели самого закрылка. Сечение потока постепенно уменьшается, его скорость течения увели­чивается, а давление в конце каждой щели (сверху профиля кры­ла) уменьшается. Понижение давления в этих местах вызывает отсос пограничного слоя на верхней части профиля в направлении основного потока, вследствие чего вся верхняя поверхность крыла обтекается плавно, без вихрей, пограничный слой над закрылком приобретает большую скорость, а это значит, что и закрылок обтекается более плавно и с большей скоростью. В результате этого давление на всей поверхности профиля значительно понижается, а под крылом давление возрастает.

При отклонении закрылков увеличивается кривизна профиля, а также и площадь всего крыла. Вследствие изменения картины обтекания и увеличения кривизны профиля и площади крыла ко­эффициенты Су и Сх значительно возрастают. Причем Сх возраста­ет в большей степени, что приводит к падению аэродинамического качества. Все эти изменения можно видеть на кривых Су=f(а) с отклоненными закрылками (см. рис. 3, кривые 2, 3).

Значительное понижение давления в верхней задней части по­верхности профиля крыла, а также значительное повышение дав­ления в этой же части профиля снизу кроме увеличения коэффици­ента Су вызывает значительное перемещение центра давления кры­ла назад. В результате этого возникает большой пикирующий мо­мент крыла и самолета в целом.

2. Предкрылок расположен на передней кромке крыла и состав­ляет 87% размаха крыла. По две секции предкрылка установлено на СЧК и по три—на ОЧК. Площадь предкрылка составляет 11,63% площади крыла, а его хорда— 15,5% хорды крыла. Макси­мальный угол отклонения 25⁰. Предкрылки отклоняются на взлете: с бетонной ВПП—на 14° (dз=30°); с грунтовой ВПП при взлет­ном весе до 120 т—на 14° (dз==30°), а при большем весе—на 25° (dз=43°), при посадке — на 25° (dз=43°).

При выпуске предкрылка (см. рис. 8 б, в и г) воздушный по­ток, проходящий через щель между крылом и предкрылком, уско­ряется. Вследствие этого улучшается плавность обтекания всей по­верхности крыла. Давление в этой части потока понижается. На повышенных углах атаки увеличивается коэффициент Су, крити­ческий угол атаки a_кр и Су max.

Так, при выпущенных только закрылках на 30° a_кр=17°, Сумах==2, а при выпущенных закрылках и предкрылках a_кр=24,5°, Сумах==2,37. При выпущенных только закрылках на 43° a_кр=13,5°, Сумах==2,5, а при выпущенных закрылках и предкрылках a_кр=25°, Сумах=3 (см. рис. 3, кривые 2, 4 и 3,5).

Выпуск закрылков с предкрылками обеспечивает требуемые значения Су для взлета и посадки. Кроме того, вследствие улучше­ния обтекания концевых частей профиля обеспечивается благопри­ятный характер изменения коэффициента продольного момента самолета m_z до углов атаки 24... 26° и этим обеспечивается доста­точная устойчивость и управляемость на эксплуатационных углах атаки. Следует подчеркнуть, что при углах атаки менее 0° возни­кает срыв потока на нижней поверхности профиля крыла и возни­кает тряска при полностью выпущенных закрылках и предкрыл­ках. Это следует учитывать при заходе на посадку, не допуская полета на углах атаки менее 0°.

3. Тормозные щитки и гасители подъемной силы расположены на верхней задней поверхности профиля крыла впереди закрылков. Тормозные щитки состоят из двух внутренних и двух внешних сек­ций, установленных на каждой СЧК (см. рис. 2, 4 и 5). Площадь щитка составляет 5,27% площади крыла, размах—30% размаха крыла, отклоняются вверх на угол—40°. Тормозные щитки откло­няются на полный угол после приземления и при прерванном взле­те. Гасители подъемной силы состоят также из двух внутренних двух внешних секций, установленных на каждой ОЧК. Площадь гасителей подъемной силы составляет 3,62% площади крыла, размах—25,2% размаха крыла, отклоняются вверх на угол 20°. Гасители подъемной силы работают в двух режимах: в тормозном режиме на пробеге после приземления и при прерванном взлете, а также при экстренном снижении и, по усмотрению командира корабля, при нормальном снижении с эшелона полета: в элеронном режиме. Причем в этом случае отклоняется гаситель подъемной силы вверх на той ОЧК, где элерон поднимается вверх. Если при выпущенных закрылках и предкрылках выпустить тормозные щитки на 40° и гасители подъемной силы на 20° (см. Рис. 2 и рис. 8, г), картина обтекания и распределения давления по профилю значительно изменится. В верхней части профиля впереди тормозного щитка или гасителя подъемной силы поток тормозится, а давление увеличивается. За щитком или гасителем подъемной силы создается большое разрежение и давление уменьшается. При таком изменении давления коэффициент подъемной силы значительно уменьшается, а Сх увеличивается, причем при выпуске щитка в большей степени, чем при выпуске гасителя подъёмной силы. Кривая зависимости Су=f(a) при выпущенных закрылках на 43°, предкрылках на 25°, тормозных щитках - на 40" и гасителях подъемной силы - 20° изображена на рис. 3, 6. Легко видеть, что если после приземления выпустить щиток и гаситель подъемной силы на полный угол, то на a=3° Су уменьшится от 1.8 до 0,5 , т.е. DСу=1,3 , на a=10° DСу»-1,2 (см. Рис. 3, 3 и 6 ) .

Изменение аэродинамических характеристик при различной конфигурации самолёта кроме графиков (см. Рис. 3) показано в табл. 1.

Изменение аэродинамических характеристик, вызванное выпуском механизации крыла, вызывает значительные изменения и лётных характеристик самолёта.

1. Уменыпается скорость отрыва. В момент отрыва подъемная сила практически равна взлётному весу самолёта. При отклонении закрылков и предкрылков Су увеличивается и равенство Y»G будет достигнуто на меньшей скорости на разбеге. Самолёт Ил-76 отрывается на угле атаки около 10°. С убранной механизацией Су=0,8, а при dз=30° и dпр=14° Су=1,58. Следовательно, Су увеличится в »1,96, а скорость отрыва уменьшится в Ö1,96=1,4. Так, например, при взлётном весе 170 т скорость отрыва с выпущенной механизацией 14/30 равна 270 км/ч, а с убранной – она была бы 370 км/ч. Как видно из этого примера скорость отрыва вследствие выпуска механизации уменьшается на 100 км/ч.

При отклонении закрылков на 43° и предкрылков на 25° (взлёт с ГВПП) Су увеличивается в большей степени, а скорость отрыва уменьшается в 1,6 – 1,7 раза. Следует помнить, что максимально допустимая путевая скорость самолёта на разбеге по условиям прочности пневматиков колёс основных опор шасси равна 290 км/ч. Следовательно, учитывая это ограничение взлёт с убранной механизацией недопустим.

2. Уменьшается длина разбега. Если закрылки и предкрылки отклонены во взлетное положение, ускорение самолета при разбеге почти не изменяется, так как при любой скорости на разбеге лобо­вое сопротивление увеличено, но сопротивление трения качения ко­лес по ВПП примерно на такую же величину уменьшено.

Уменьше­ние трения объясняется уменьшением давления колес самолета на поверхность ВПП в результате большей подъемной силы при любой скорости разбега. Следовательно, самолет при разбеге с вы­пущенной механизацией увеличивает скорость с тем же ускорени­ем, что и с убранной, но скорость отрыва значительно уменьшается, а значит время и длина разбега также значительно уменьшаются.

3. Упрощается расчет на посадку. Следует помнить, что прос­тота и точность расчета на посадку определяется длиной воздуш­ного участка посадки (расстояние, проходимое самолетом по гори­зонтали с высоты 15 м до момента приземления) и чем он меньше, тем расчет на посадку проще. Величина воздушного участка по­садки определяется в основном разностью между скоростью сни­жения и скоростью касания (приземления) самолета и чем эта разность меньше, тем длина воздушного участка посадки тоже меньше, а расчет на посадку проще.

На самолете Ил-76Т безопасная скорость снижения только на 20...30 км/ч больше скорости приземления. Так, например, при Gпос==108 т Vсн==210 км/ч, а скорость приземления не менее 190 км/ч. Небольшое значение безопасной скорости снижения объясняется большой величиной Су снижения Су=1,65...1,7 вследст­вие выпуска закрылков и предкрылков.

Воздушный участок посадки также значительно уменьшается вследствие большого коэффициента Сх при посадочной конфигура­ции самолета.

Так, при посадочном весе 120 т длина воздушного участка по­садки около 350 м, а при (Gпос==150 т - 450 ...500 м (безветрие).

4. Уменьшается посадочная скорость и длина пробега после приземления. В момент приземления (касания) Y=G. Так как при выпущенных закрылках Су больше, то приземление происходит на меньшей скорости. Уменьшение посадочной скоро­сти вызывает уменьшение длины пробега самолета. При угле от­клонения закрылков на 43° и предкрылков на 25° сила лобового сопротивления самолета увеличивается в большей степени, чем уменьшается трение колес шасси на пробеге благодаря дополни­тельной подъемной силе. Значительное увеличение лобового сопро­тивления вызывает более быструю потерю скорости и уменьшение длины пробега. После приземления выпускаются тормозные щитки и гасители подъемной силы. Подъемная сила и ее коэффициент Су значительно уменьшаются (Су уменьшается на 1,2 или в 2 ...2,1 раза), сила трения и эффект тормозов значительно возрастают, возрастает и лобовое сопротивление вследствие роста Сх. Рост тормозящих сил способствует значительному уменьшению длины пробега. Реверс тяги дополнительно уменьшает длину пробега (см. табл. 9).

5. Улучшаются характеристики нормального и экстренного сни­жения с эшелона полета в результате выпуска гасителей подъемной силы. При выпущенных гасителях подъемной силы уменьшение Су и увеличение Сх вызывает падение аэродинамического качества. Увеличивается угол и вертикальная скорость снижения, что зна­чительно уменьшает время и дальность снижения.

СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

Глава 4. ВЗЛЕТ

Общие сведения о взлете

При подготовке к взлету:

анализируются метеорологические ус­ловия полета на заданном маршруте и на аэродромах взлета и посадки;

по номограммам определяется максимально допустимый взлет­ный и посадочный вес самолета;

разрабатывается план полета по заданному маршруту в соот­ветствии с требованиями РЛЭ;

для выбранного взлетного веса определяются скорость приня­тия решения V₁, скорость начала подъема колес передней опоры V_R, безопасная скорость взлета со взлетной конфигурацией самолета V₂, безопасная скорость начала уборки механизации V₃, безопасная скорость с полетной конфигурацией самолета V₄;

рассчитывается коммерческая нагрузка и потребное количество топлива на полет;

выбирается схема размещения загрузки и рассчитывается цент­ровка самолета, обеспечивающая допустимый диапазон центровок в течение всего полета;

определяется угол установки стабилизатора;

производится предполетный осмотр самолета и его оборудова­ния каждым членом экипажа в соответствии с РЛЭ.

В процессе подготовки к полету и взлету необходимо учитывать все летные ограничения самолета Ил-76Т.

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 n_вд=97,55 %.

Разрешается выполнять взлет на номинальном режиме работы двигателей (n_вд=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 Су_разб = 0,90 (dз=30°, dпр=14°), а при dз=43° и dпр=25° Су_разб=1,7 (см. рис. 23) до скорости V_R. 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(V_R) — «Подъем» и безопас­ную скорость взлета V₂==1,2Vс.

При достижении скорости Vпо(V_R) 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 (V_R). При dз=30° и dпр=14° Су_отр= 1,5... 1,58, a_отр=10°, а при dз=43° dпр=25° Су_отр=2,15...2,3, a_отр=9°...10° (см. рис. 23).

Скорость Vпо (V_R) 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 (V_R).

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 (n_вд=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 (V_R=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/(Cу_отрrS).

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×t²_раз/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 q_ВПП, составляющая веса самолета G×sinq_ВПП направ­лена параллельно плоскости ВПП.

Если самолет взлетает под уклон, то к тяге силовой установки добавляется составляющая веса G×sinq_ВПП. 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 (V_R) (см. график рис. 25 и 26).

Особые виды взлета

Взлет при боковом ветре. Величина максимально допустимой составляющей скорости ветра Wz (под углом 90° к оси ВПП) в за­висимости от состояния ВПП указана в разд. 4.1.

Допустим, что взлет самолета выполняется при левом боковом ветре (рис. 38). При разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом b. Следовательно, отно­сительно воздуха самолет движется со скольжением под углом b. Результирующая скорость набегающего потока V при наличии стреловидности крыла c раскладывается на составляющие V₁ и V₂. Составляющая V₁, которая определяет величину аэродинамических сил, у левого крыла больше, а у правого меньше. Вследствие этого подъемная сила Y₁+DY и сила лобового сопротивления X₁+DX₁ левого крыла больше, чем Y₂—DY₂ и X₂—DX₂ правого.

В результате разности подъемных сил (Y₁+DY₁ >Y₂—DY₂) у самолета возникает кренящий момент на правое крыло (по ветру), а в результате разности лобовых сопротивлений (X₁+DX₁ >X₂+DX₂) возникает разворачивающий момент, под действием кото­рого самолет разворачивается влево, т. е. против ветра. Развора­чивающий момент также создается боковой силой Z_b, возникаю­щей вследствие скольжения самолета в набегающем потоке. Эта же сила создает дополнительный кренящий момент самолета по ветру.

Так как крыло самолета Ил-76Т имеет обратное поперечное j=-3°, то при наличии скольжения самолета в набегающем по­токе угол атаки левого крыла несколько меньше, чем у правого. Вследствие разности углов атаки, разность подъемных сил (Y₁ и Y₂) и лобовых сопротивлений (X₁ и X₂) уменьшается, а значит, кренящий и разворачивающий моменты также несколько умень­шаются.

Таким образом, в процессе разбега при взлете с боковым вет­ром самолет стремится развернуться против ветра и накрениться по ветру. При увеличении скорости на разбеге угол скольжения самолета b в набегающем потоке, кренящие и разворачивающие моменты уменьшаются. При подъеме передней опоры угол атаки самолета увеличивается, подъемная сила растет, причем на левой половине крыла она достигает величины, равной половине веса са­молета до скорости отрыва. Поэтому при дальнейшем увеличении скорости самолет начинает крениться на правое полукрыло и от­рыв его происходит с креном на это полукрыло. После отрыва по­является снос самолета по ветру.

На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивле­ние, чем при отсутствии бокового ветра, что способствует некото­рому увеличению длины разбега.

Учитывая изложенное, взлет с боковым ветром должен выпол­няться следующим образом (см. рис. 38).

Направление на разбеге выдерживается с помощью управления колесами передней опоры шасси и отклонением руля направления вправо. С увеличением скорости на разбеге эффективность руля направления возрастает и расход педалей уменьшится.

Кренящий момент самолета уравновешивается моментом эле­ронов путем отклонения штурвала в наветренную сторону, при­чем по мере увеличения скорости эффект элеронов увеличивается и угол отклонения штурвала следует уменьшать с таким расчетом, чтобы отрыв самолета от ВПП был без крена.

Разгон самолета после отрыва осуществляется с углом упреж­дения в сторону ветра, равным углу сноса по ветру, не допуская крена. По мере увеличения скорости самолета угол сноса постепен­но уменьшается, поэтому для сохранения направления взлета угол упреждения следует также уменьшать.

2. Взлет с ВПП, покрытой осадками. При взлете с мокрых, покрытых слоем воды или слякоти и обледеневших ВПП, необходимо учитывать, что самолет до выхода двигателей на взлетный редким не удерживается на тормозах. Поэтому синхронный вывод двигателей до взлетного режима следует производить в процессе начала разбега, выдерживая направление рулем направления, пе­редней опорой и плавным, несколько несинхронным, растормажи-ванием колес даже при слабом боковом ветре. Сложность взлета с боковым ветром со скользкой ВПП, особенно в начале разбега, заключается в трудности выдерживания направления, так как руль направления, колеса передней опоры и тормоза малоэффективны. Техника выдерживания направления на разбеге такая же, как и при боковом ветре на сухой ВПП, но движение педалями должны быть более плавными, упреждающими рысканье самолета.

Наличие осадков на ВПП влияет на изменение длины разбега, причем она может как уменьшаться, так и увеличиваться. Так, на влажной полосе вследствие уменьшения коэффициента сцепления сила трения колес уменьшается, ускорение самолета увеличивается, а длина разбега уменьшается. Значительное влияние на длину раз­бега оказывает толщина слоя осадков d и их относительная плот­ность r (с чертой) — отношение плотности осадков r_ос к плотности воды r, т. е. r=r_ос/r. Из определения r следует, что для воды r=1, для слякоти или снега r<1 (для сухого снега r=0,2, для слякоти в за­висимости от количества снега и воды 0,2<r<1). При большой толщине (8...12 мм) и относительной плотности осадков длина разбега увеличивается (в 1,2 раза), так как кроме обычных сил сопротивления, действующих на самолет (X+Fтр), появляется гид­родинамическая сила, действующая на колеса шасси, Rгл (рис. 39). Ее составляющая Xгл увеличивает общее сопротивление самолета, уменьшается запас тяги и ускорение самолета. При большой тол­щине осадков на больших скоростях (меньших Vотр) Хгл достигает большого значения, запас тяги и ускорения самолета могут стать равными нулю, самолет может не достигнуть скорости отрыва, взлет станет невозможен.

На скорости Vгл=62,2Öр_ш/r (Vгл — скорость глиссирования, р_ш — давление в пневматиках колес) вертикальная составляющая гидродинамических сил всех колес åYгл в сумме с подъемной силой самолета Y станут равны весу самолета Y+åYгл=G и произойдет отрыв колес от ВПП, между поверхностью колес и ВПП будет слой воды, по которому происходит скольжения колес - глиссиро­вание. Для самолета Ил-76Т при наличии на ВПП слоя воды (r=1) Vгл=62,2 Ö9=187 км/ч, при наличии слякоти (r<1) Vглбудет большей. Колеса шасси в этом случае теряют контакт с ВПП и их эффект для выдерживания направления теряется. По этой причине может появиться раскачка самолета в виде рыскания, раз­ворот на ветер или снос самолета с ВПП по ветру. Направление на разбеге в этом случае можно выдерживать только рулем направ­ления.

Появление гидродинамической силы Rгл и ее составляющих Yгли Xгл можно объяснить следующим. При наличии слоя воды или слякоти в процессе разбега самолета впереди колес появляется гидродинамическая волна, создающая гидродинамическое давле­ние на поверхности колес. При большей толщине слоя воды и большей скорости (до Vгл) гидродинамическая волна больше и контактная площадь колес с поверхностью воды увеличивается, что вызывает увеличение гидродинамической силы Rгл. Гидродина­мическая сила Rгл увеличивается пропорционально контактной площади колес с поверхностью волны, пропорционально относи­тельной плотности осадков и квадрату скорости разбега. Под дей­ствием гидродинамической силы происходит деформация колес (особенно с малым давлением р_ш), контактная площадь воды и ко­лес увеличивается, что дополнительно увеличивает гидродинами­ческую силу. Величина силы Rгл зависит также от формы пневматиков и вида поверхности их протектора.

В начале глиссирования зазор между колесами и ВПП неболь­шой, а относительная скорость скольжения колес по слою воды большая. Вследствие сил вязкости пограничного слоя воды у по­верхности колес при длительном скольжении происходит значи­тельный нагрев их поверхности. Нагрев настолько большой, что вода от контакта с колесами превращается в пар. Большая темпе­ратура и гидродинамическое давление вызывают плавление резины протектора колес, которые оставляют белесый след на ВПП, под­тверждающий наличие глиссирования. Иногда по этому следу су­дят о моменте отрыва самолета при взлете или моменте касания самолета при посадке. Это не совсем правильно. Дело в том, что при увеличении скорости разбега увеличивается подъемная сила крыла, что способствует увеличению зазора между колесами и по­верхностью ВПП, волна воды уменьшается и уменьшается гидро­динамическая сила Rгл и ее составляющие Yгл и Xгл, причем åYгл уменьшается на величину прироста подъемной силы, сохраняя Y+å Yгл = G. К моменту отрыва самолета подъемная сила Y ста­новится равной весу самолета, колеса выходят на поверхность во­ды, гидродинамическая волна и гидродинамическая сила Rгл (и ее составляющие Yгл и Xгл) исчезают. Учитывая это, можно сделать вывод, что по мере приближения скорости разбега к скорости V_Rи Vотр слой воды между поверхностью колес и ВПП увеличивается, а прогрев ее у поверхности ВПП уменьшается и указанный след исчезает еще за несколько секунд до отрыва самолета.

Большую опасность при взлете и посадке представляет неравно­мерное покрытие ВПП осадками, что может стать причиной выкатывания самолета за обочину ВПП.

3. Особенности взлета при попутном ветре. Как отмечено в разд. 4.1, допустимая скорость попутного ветра при взлете не более 5 м/с. Это ограничение вызвано не техникой пилотирования при взлете, а экономическими причинами. Так как при попутном ветре увеличивается длина разбега и взлетной дистанции, то при опреде­лении максимально допустимого взлетного веса и скорости приня­тия решения V₁ по номограммам вносится поправка на попутный ветер, усиленный в 1,5 раза в РДР, РДВ и РДПВ, в результате которой значительно уменьшается максимально допустимый взлет­ный вес и скорость принятия решения. Это вызывает уменьшение коммерческой нагрузки, но гарантируется безопасность взлета. Поправка на попутный ветер вносится и при расчете потребной дистанции взлета при всех работающих двигателях. Техника вы­полнения взлета при попутном и попутно-боковом ветре остается такой же, как и при безветрии или встречном ветре. Следует толь­ко учитывать, что при попутном ветре путевая скорость отрыва, скорость подъема передней опоры и скорость принятия решения увеличиваются на величину скорости ветра по сравнению с прибор­ной и истинной скоростью.

4. Особенности взлета при малой плотности воздуха (высокая температура, пониженное атмосферное давление, высокогорный аэродром). Техника выполнения взлета при малой плотности воз­духа обычная, но длина разбега и взлетной дистанции при опре­деленном весе увеличивается. Истинная скорость отрыва увеличи­вается, поэтому для обеспечения безопасности взлета начало подъ­ема передней опоры, а значит и отрыв самолета производить по приборной скорости соответственно взлетному весу самолета. Кроме того, следует точно определить максимально допустимый взлетный вес и скорости V₁, V_R (V_по) и V₂ по номограммам.

5. Особенности взлета на номинальном режиме работы двигате­лей. Взлет разрешается выполнять с взлетным весом самолета не более 160000 кгс при отклоненных закрылках на 30° и предкрыл­ках на 14°. Техника пилотирования такая же как и при нормаль­ном взлете на взлетном режиме работы двигателей, но запас тяги двигателей и ускорение самолета уменьшаются, а длина разбега и взлетной дистанции увеличиваются при одном и том же взлетном весе. Учитывая это, при подготовке к взлету на номинальном ре­жиме работы двигателей по специальным номограммам (см. РЛЭ «Приложение 7») необходимо определить:

максимально допустимый взлетный вес самолета, ограниченный градиентом скороподъемности 3% в зависимости от высоты аэро­дрома и температуры воздуха;

потребную дистанцию прерванного взлета при отказе одного двигателя на скорости V₁