Особенности взлета с грунтовых ВПП

Эксплуатация самолета Ил-76Т допускается на грунтовых ВПП при прочности грунта 8 кгс/см² и более. Допускаются отдельные полеты на грунтовых ВПП с прочностью грунта 6...7 кгс/см². Раз­решается эксплуатация самолета на заснеженных аэродромах при толщине снежного покрова до 15 см любой плотности и температу­ре снега не выше минус 1° С.

Руление самолета по сухой грунтовой ВПП с прочностью грун­та более 7 кгс/см2 и по заснеженной полосе аэродрома северных широт выполняется так же, как и на бетонной полосе. При влаж­ном верхнем слое грунта, а также заснеженной полосе аэродрома средних широт рекомендуется рулить с повышенным вниманием на скорости не более 20 км/ч, учитывая снижение эффективности тормозов колес. Развороты на рулении выполнять с повышенным радиусом (20...25 м) на скорости не более 10 км/ч.

Взлет с грунтовых и заснеженных ВПП с взлетным весом 120...... 152 т выполняется с отклоненными закрылками на 43° и пред­крылками 25°, а с весом менее 120 т

dз=30° и dпр=14°.

Максимально допустимый взлетный вес самолета в зависимости от температуры наружного воздуха и высоты аэродрома определя­ется по номограмме (см. рис. 30, б), причем во всех случаях он должен быть не более 152 т.

Взлетное положение стабилизатора при dз=43° и dпр=25° за­висит от центровки и определяется по графику (см. рис. 20, б), а при dз=30° и dпр=14° по графику (см. рис. 20, а).

Техника выполнения взлета такая же как и с бетонной ВПП. При этом следует учитывать ряд особенностей в начале и в про­цессе пробега.

На сухой грунтовой ВПП с прочностью грунта более 7 кгс/см² и на заснеженных аэродромах северных широт самолет удержива­ется на тормозах при всех работающих двигателях на взлетном режиме. Следовательно, начало разбега в этом случае обычное.

На ВПП с влажным верхним слоем грунта и на заснеженных ВПП аэродромов средних широт самолет не удерживается на тор­мозах при увеличении режима работы всех двигателей более 75— 80%. В этом случае после страгивания самолета с места плавно отпустить тормоза, сохраняя направление разбега, и синхронно увеличить режим работы всех двигателей до взлетного в процессе пробега.

В процессе разбега вследствие неровностей и переменного ко­эффициента трения ВПП наблюдаются периодические изменения ускорения, рыскания и колебания самолета по тангажу и крену, тряска самолета. В результате этих явлений заметно увеличивает­ся длина разбега и затрудняется выдерживание направления, что требует повышенного внимания пилота. При взлете с закрылками, отклоненными на 43°, и предкрылками — на 25°, особенно при передних центровках, усилия на штурвале заметно увеличены по сравнению с обычным взлетом.

После отрыва на высоте не менее 5 м начинается уборка шасси. При dз=30° и dпр=14° порядок действия экипажей такой же, как и при взлете с бетонной ВПП. При dз=43° и dпр=25° по достиже­нии высоты 120 м в процессе разгона на скорости не менее 240 км/ч ПР убираются закрылки с 43° до 30°, а по достижении скорости 300 км/ч ПР начинается уборка закрылков с 30° до 0. На скорости 350 км/ч ПР начинается уборка предкрылков. Скорости на взлете (dз=43° и dпр=25°) определяются в зависимости от взлетного ве­са самолета по графику (см. рис. 26, где их величина определена для Gвзл=150 т: V_R =210 км/ч; V₂=230 км/ч ПР; V₄=340 км/ч ПР) и по табл. 7.

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 = V_R;

потребную взлетную дистанцию и потребную длину разбега при всех работающих двигателях;

скорости на взлете.

Значение скорости принятия решения V₁ принимается равным значению скорости подъема передней опоры V_R. Безопасная ско­рость при взлетной конфигурации V₂ = 1,2 Vс, а при полетной 1,25 V с.

6. Во всех случаях подготовки к взлету необходимо помнить, что величина предельно допустимой передней и задней центровки самолета при взлете и посадке зависит от запаса (или остатка) топлива в баках.

Для обеспечения указанных предельных полетных центровок необходимо, чтобы центровка самолета без топлива находилась вш пределах 20...40% b_a.

 

 

Глава 5. НАБОР ВЫСОТЫ