Особенности полета в неспокойном воздухе

При полете в неспокойном воздухе на самолет действуют поры­вы ветра различного направления. Порыв ветра может изменить угол атаки и угол скольжения самолета, а также истинную скорость обтекания. Вследствие этого изменяется величина аэродина­мических сил и их моментов, которые в свою очередь вызывают на­рушение равновесия самолета и изменяют величину перегрузки.

Направление порыва (сдвига) ветра в общем случае не совпа­дает с направлением движения самолета, поэтому вектор скорости порыва ветра W, действующего на самолет, можно разложить на составляющие:

Wy—вертикальная составляющая скорости порыва ветра (вос­ходящий поток);

Wx—горизонтальная составляющая (встречный и попутный поток );

Wz—боковая составляющая (боковой поток).

Особую опасность для полета представляют встречно-восходя­щие боковые порывы (сдвиги) ветра (см. рис. 89,а) и попутно-нис­ходящие (см. рис. 89,б).

Рассмотрим действие встречно-восходящего порыва ветра. Как видно на рис. 89,а, при встречно-восходящем порыве значительно увеличивается угол атаки крыла и истинная скорость обтекания. Такой порыв ветра в зависимости от начальных условий полета может создать два вида опасной ситуации.

При полете на больших приборных скоростях (на малых углах атаки) может возникнуть перегрузка больше максимально допус­тимой n^э_max и наступит остаточная деформация или даже разруше­ние самолета.

Учитывая это, для уменьшения перегрузок в неспокойном воз­духе полет следует выполнять на меньших приборных скоростях.

Однако полет на излишне малых приборных скоростях, где углы атаки большие, также недопустим, так как восходя­щий поток может вывести са­молет на околокритические уг­лы атаки, при которых возмо­жен срыв самолета, хотя опас­ность возникновения больших перегрузок и отсутствует. Для предотвращения выхода само­лета на большие углы атаки полет в неспокойном воздухе следует выполнять на углах атаки (приборных скоростях и числах М), при которых имеет место наибольший запас их до a_кр. Для оценки углов атаки (запаса коэффициента Су) рассмотрим кривые Су, потребные для горизонтального полета на различных высотах, и кривую допусти­мых Су_доп (рис. 90).

Кривая допустимых значений коэффициент Су_доп показывает те наибольшие значения его, при которых начинается тряска само­лета. Величина Су_доп в значительной степени зависит от числа М, причем при увеличении М значения a, Су_тах и Су_доп значительно уменьшаются.

Каждая кривая потребных значений коэффициента Су показы­вает те значения его, при которых происходит горизонтальный по­лет самолета с данным весом на заданной высоте.

Из рис. 90 видно, что при увеличении числа М на каждой вы­соте потребные значения коэффициента Су (углов атаки) умень­шаются. При увеличении высоты полета вследствие уменьшения плотности воздуха и скорости звука потребные Су (углы атаки) на каждом числе М увеличиваются.

Расстояние между кривой допустимых значений Су_доп и каж­дой кривой потребных Су выражает запас по коэффициенту Су (по углам атаки) на данной высоте полета. Если запас по Су боль­шой, то для выхода самолета на большие углы атаки требуется более значительное их увеличение. А это значит, что при полете в неспокойном воздухе существует меньшая вероятность выхода самолета на Су допустимые и Су_mах (Су сваливания).

На малых высотах наибольший запас по Су существует при числах М==0,5...0.65. С поднятием на большие высоты запас по Су значительно уменьшается, поэтому самолет может выйти на Су_доп при меньших вертикальных порывах. На высоте 10000 м наиболь­ший запас по Су будет при числах М=0,7±0,02.

Величина запаса по Су в значительной степени зависит от по­летного веса самолета. Так, при увеличения веса потребные значения Су на каждом числе М и высоте полета возрастают, а зна­чит, запас по Су (углу атаки) уменьшается.

Запас по Су можно учитывать при помощи перегрузок. При Су потребном происходит горизонтальный полет с перегрузкой n_y=1. При выходе самолета на Сy_доп подъемная сила и перегрузка n_yувеличиваются пропорционально Сy_доп. Следовательно, n_y допус­тимая будет выражаться отношением Су_доп к Су, потребному для горизонтального полета, т. е. п_удоп=Су_доп/Су_г.п. Значение допус­тимых перегрузок на различных высотах для полетного веса само­лета 120000, 140000 и 160000 кгс показаны на рис. 88.

Из этих графиков (наклонные кривые) видно, что при большой высоте допустимые перегрузки меньше. На этих же графиках нане­сены прямые линии максимально допустимых перегрузок при ма­невре по прочности ny^э_max=2 или 1,7. Точки пересечения графиков допустимой перегрузки по прочности и допустимых перегрузок по тряске показывают, что в момент выхода самолета на перегрузку, допустимую по тряске, самолет достигнет максимально допустимой перегрузки по прочности. На высотах 11 000 м и более самолет, до­стигнув максимально допустимой перегрузки по тряске еще не до­стигнет максимально допустимой перегрузки по прочности (см. рис. 88,в G=160000 кгс).

Для обеспечения безопасности полет в неспокойном воздухе на всех высотах следует выполнять на скорости по прибору в зависи­мости от полетного веса самолета:

Полетный вес самолета, кгс 170000 150000 130000 110000

Приборная скорость, км/ч 470 450 430 410

При таком ограничении полета по приборной скорости обеспе­чивается наибольший запас по Су (перегрузке), а это значит, что на углы атаки тряски и срыва самолет может выйти при более значительных порывах ветра. Эти ограничения по скорости предот­вращают и создание перегрузок в полете более максимально допустимых по прочности.

Наряду с этим следует также отметить, что при большем весе самолета полет необходимо выполнять на меньшей высоте для обеспечения достаточного запаса по Су:

Вес самолета, кгс 165000 150000 140000 130000 125000 и менее

Допустимая высота, м 10000 10750 11250 11750 12000

Максимально допустимые углы атаки по указателю АУАСП в зависимости от числа М указаны в разд. 3.2.

Рассмотрим действие попутно-нисходящего порыва (сдвига) ветра. Значительные сдвиги ветра наблюдаются при полете в зоне мощных вертикальных или горизонтальных вихревых потоков. При пересечении такого вихря летящим самолетом истинная скорость обтекания может измениться значительно на небольшое время (несколько секунд). Если вихрь пересекается летящим самолетом в зоне попутно-нисходящей части потока, то истинная скорость об­текания крыла и других частей самолета резко и значительно уменьшается с одновременным уменьшением угла атаки (см. рис. 89,б). Истинная скорость обтекания при интенсивных сдвигах вет­ра может оказаться меньшей скорости срыва самолета.

В результате уменьшения скорости обтекания и угла атаки рез­ко уменьшается подъемная сила и перегрузка, самолет приобрета­ет большие вертикальные скорости снижения и делает значитель­ную просадку (теряет высоту). Это особенно опасно при полете в районе аэродрома (взлет и заход на посадку). Причиной образова­ния мощных вихрей в районе аэродрома может быть рельеф мест­ности при большой скорости ветра или неравномерный нагрев воз­духа, вызванный разнородным покровом земной поверхности.

При выполнении полета в неспокойном воздухе необходимо пом­нить следующее.

Во всех случаях попадания самолета в зону сильной турбулент­ности (отклонение перегрузки n_y от 1 на величину 0,5 и более) не­обходимо установить рекомендуемую приборную скорость в зави­симости от веса самолета и выключить САУ, если она была вклю­чена. Пилотировать с полузажатым управлением, ведя контроль по средним показателям авиагоризонта и других приборов (указателя скорости, вариометра, высотомера, курсовых приборов и т. п.).

Не следует допускать кабрирования или пикирования самолета. Развороты следует выполнять плавно, без резких движений руля­ми, в момент уменьшения бросков самолета с углами крена не бо­лее 15° на рекомендуемой скорости и без набора высоты.

При резком броске и увеличении высоты полета, вызванном восходящим потоком относительно большой протяженности с одно­временным переходом на пикирование, самолет следует удержи­вать в исходном режиме по углу атаки, не препятствуя подъему и не переводя самолет в режим еще большего пикирования.

При интенсивном снижении, вызванном нисходящим или попут­но-нисходящим потоком, самолет необходимо удерживать в исход­ном режиме по углу атаки, не препятствуя снижению путем пере­вода на кабрирование, стремясь сохранить скорость исходного ре­жима.

Не допускать превышения ограничений по числу М и приборной скорости.

Во всех случаях при срабатывании сигнализации АУАСП необ­ходимо оnклонить штурвал «от себя» и удерживать в этом положе­нии до момента выхода самолета на эксплуатационные углы атаки, вывести самолет из крена, если он появился, и перевести плавно в горизонтальный полет, не допустив повторного выхода на большие углы атаки.