Ограничения на взлете и посадке

Взлет и посадка разрешаются на аэродромах, расположенных на барометри­ческой высоте от минус 300 м до 1000* м. Температура воздуха на аэродромах взлета и посадки от минус 50° С до плюс 45° С. Эксплуатация самолета допусти­ма до Н=12000 м в диапазоне температур от «Минимальной для арктических условий» до «Максимальной межконтинентальной ИКАО» (см. РЛЭ, фиг. 2—1).

Максимально допустимая составляющая скорости ветра, м/с:

попутная Wx............5

боковая Wz (под углом 90°):

на сухой ВПП с коэффициентом сцепления m ³ 0,5... 12

на ВПП с коэффициентом сцепления 0,4 £ m < 0,5... 10

на ВПП с коэффициентом сцепления 0,3< m <0,4... 7

Максимальный уклон ВПП, %............. ±2;

Конфигурация самолета:

при взлете с бетонной ВПП или с грунтовой ВПП с

взлетным весом менее 120 т:

закрылки, град............... 30

предкрылки, град................. 14

при взлете с грунтовой ВПП с взлетным весом 120 т и более:

закрылки, град.................. 43

предкрылки, град................. 25

Щиток и гасители подъемной силы убраны, шасси выпущено, стабилизатор устанавливается в зависимости от взлетного веса, центровки самолета и поверх­ности ВПП (бетонная или грунтовая, см. рис. 20)

при посадке на бетонную и грунтовую ВПП:

закрылки, град.................. 43

предкрылки, град................ 25

щитки (после приземления), град.......40

гасители подъемной силы (после приземления), град. 20

Максимально допустимая приборная скорость при выпущен­ной механизации крыла, км/ч:

предкрылки отклонены на 14°........... 400

предкрылки отклонены на 25°........ 370

закрылки отклонены на 15°............ 400

закрылки отклонены на 30°........ 370

закрылки отклонены на 43°............ 280

тормозные щитки отклонены на 40°........ 250

Максимально допустимая приборная скорость при выпуске и уборке шасси

в условиях нормальной эксплуатации, км/ч: 370

при выпуске шасси для экстренного снижения.... 500

при аварийном выпуске шасси........... 350

с выпущенным шасси............... 600

Максимально допустимая путевая скорость по условиям прочности пневматиков колес основных опор шасси, км/ч:

при разбеге.................... 290

при пробеге.................... 225

Радиус разворота самолета в зависимости от скорости руления:

скорость руления, км/ч.........10 30 40 50

радиус разворота, м..........13 35 63 100

На H=— 305 м давление р=787 мм рт. ст., на Н=1000 м р=674 мм рт. ст.

 

При рулении с запасом топлива более 55 т не допускается од­ностороннее торможение колес основных опор шасси и резкий од­носторонний перевод РУД двигателей.

Минимальный состав экипажа (командир корабля, второй пилот,

штурман, бортинженер и бортрадист)........ 5 чел.

Максимальное количество сопровождающих в грузовой кабине 6 чел.

 

Все ограничения по максимально допустимой приборной ско­рости при взлетной и посадочной конфигурации самолета введены по характеристикам прочности, а по минимально допустимой — по характеристикам устойчивости и управляемости самолета.

 

Взлет (полная взлетная дистанция) Lп.в состоит из собственно взлета Lвзл и начального набора высоты Lнн (рис. 21 иНЛГС-2):

Lпв = Lвзл + Lнн

Собственно взлет Lвзл состоит из разбега Lp и 1-го воздушного этапа взлета L₁, т. е. Lвзл = Lp + L₁.

Длина разбега Lр—расстояние по горизонтали, проходимое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента от­рыва его от ВПП.

Взлетная дистанция Lвзл—расстояние по горизонтали, прохо­димое самолетом с момента страгивания на линии старта до момента набора высоты 10,7 м (над уровнем ВПП в точке отрыва) с одновременным достижением скорости не менее безопасной скорости взлёта V₂ = 1,2Vc.

 

Полная взлётная дистанция Lпв – расстояние по горизонтали, проходимое самолётом с момента страгивания на линии старта до момента выхода на высоту 400 м (над уровнем ВПП в точке отрыва самолёта) или до момента, к которому заканчивается переход от взлётной к полётной конфигурации и достигается скорость полёта, равная 1,25Vс при полётной конфигурации.

Полная взлётная дистанция состоит из разбега и четырёх этапов набора высоты:

1-й этап – набор высоты с момента отрыва самолёта до высоты 10,7 м

2-й этап – набор высоты от 10,7 м до высоты, на которой достигается скорость начального набора высоты с выпущенной механизацией

3-й этап – набор высоты 120 м с выпущенной механизацией крыла

4-й этап – набор высоты от 120 м до Н=400 м с одновременным увеличением скорости полёта и уборкой механизации (см. рис. 21).

Набор высоты на всех этапах характеризуется определённым градиентом h_н. Градиент h_н определяется как тангенс угла наклона траектории набора высоты qн и выражается в процентах:

h_н = tgqн × 100%=DН/DL × 100%

Максимальное значение градиента набора высоты, достижимое на данном самолете в рассматриваемых эксплуатационных условиях, называется полным градиентом h_пн. Полный градиент набора вы­соты h_пн на третьем этапе должен быть не менее 5%, а на четвер­том—не менее 3% при всех работающих двигателях.

В процессе подготовки к выруливанию на предварительном и исполнительном старте самолету придается взлетная конфигура­ция, все системы и оборудование подготавливаются для выполне­ния взлета (см. РЛЭ «Контрольная карта обязательных проверок самолета экипажем»).

 

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 D Р=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 D Р=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).