Равновесия (балансировки) самолета

Для восстановления равновесия самолета необходимо обеспе­чить продольную и боковую балансировку самолета, для чего от­клоняют руль направления и штурвал управления элеронами в сторону работающего двигателя так, чтобы самолет продолжал прямолинейный полет почти без крена, допуская крен 2.-.3° в сто­рону работающих двигателей. Не допускать потери скорости мень­ше минимально допустимой для данного элемента полета. При от­казе двигателя в наборе высоты следует уменьшить угол набора высоты. Отказавший двигатель выключить.

Особенно опасным является отказ двигателя в процессе разво­рота с той стороны, куда происходит разворот, так как в этом слу­чае пилоту значительно труднее по поведению самолета определить отказ. Поэтому следует немедленно вывести самолет из разворота и восстановить равновесие.

Продольное равновесие (балансировка) при отказе двигателя нарушается незначительно и самолет сравнительно легко балансируется в продольном отношении небольшим отклонением руля вы­соты.

В зависимости от величины разворачивающего момента и ско­рости полета отклонением руля направления и элеронов можно обеспечить следующие виды балансировки самолета.

1. Полет без скольжения (рис. 82). Для осуществления гори­зонтального полета без скольжения необходимо отклонить руль. направления в сторону работающего двигателя так, чтобы возник­шая при этом боковая сила вертикального оперения Zн имела мо­мент относительно центра масс самолета, равный по абсолютной величине и противоположный по знаку разворачивающему момен­ту несимметричной тяги, т. е.

Zн×х_н = Р₁×z₁ + P₄×z₄

При этом же условии набор высоты и снижение самолета так­же происходит без скольжения, только углы отклонения руля на­правления dн и элеронов dэ будут другими (большими—в наборе, меньшими—при снижении). В случае отказа третьего и четвертого двигателей это условие выражается так:

Zн×х_н = P₁×z₁ + P₂×z₂ + P₃×z₃ + P₄×z₄

Это главнейшее условие полета без скольжения—полета с на­именьшим сопротивлением самолета при несимметричной тяге.

Кренящий момент в сторону полукрыла с отказавшим двигате­лем (отказавшими двигателями), который возникает вследствие бо­ковой силы вертикального оперения Zн×у_н, уравновешивается мо­ментом разности подъемных сил, возникающих из-за отклонения элеронов и гасителей подъемной силы

Mx(DY_э.сп.л; DY_э.п) = Zн×у_н

Если при равновесии моментов крена выполнять полет без крена, подъемная сила уравновешивает вес самолета, тяга работающих двигателей—силу лобового сопротивления самолета, а бо­ковая сила Zн остается неуравновешенной и вызывает искривление траектории полета (разворот самолета в сторону неработающего двигателя).

Для обеспечения равновесия боковых сил (обеспечения прямо­линейности полета) необходимо создать небольшой крен (2... 3°) в сторону работающих двигателей. При этом боковая сила Zнуравновешивается составляющей веса Gz, которая в горизонталь­ном полете равна G×sing, а в других видах полета (набор высоты, снижение) — G×sing×cosq.

Таким образом, боковое равновесие самолета (равновесие сил и моментов) при полете без скольжения достигается только при наличии незначительного крена (2...3°) на полукрыло с работаю­щим двигателем. При этом следует обратить внимание на то, что боковая сила вертикального оперения и потребный угол крена за­висят от разворачивающего момента несимметричной тяги.

При увеличении тяги работающих двигателей разворачиваю­щий момент Mу_разв возрастает. Для обеспечения бокового равно­весия в этих случаях необходимо увеличить момент силы верти­кального оперения Zн×х_н путем дополнительного отклонения руля направления и увеличения силы Zн. Для уравновешивания боль­шей силы Zн необходима большая составляющая веса Gz=G×sing, которую можно получить при большем угле крена.

В горизонтальном полете без скольжения подъемная сила урав­новешивает составляющую веса Gy = G×cosg, а тяга Р₁+Р₂+Р₃ ра­ботающих двигателей—силу лобового сопротивления самолета X+P₄ (X— сопротивление самолета без скольжения, а Р₄— сопро­тивление отказавшего двигателя).

При выполнении горизонтального полета по приборам с несим­метричной тягой без скольжения указатель авиагоризонта и командного пилотажного прибора КПП показывает величину угла крена, а шарик указателя скольжения под действием веса несколь­ко отклонен в сторону крена (см. рис. 82). При выполнении коор­динированных разворотов (без скольжения) шарик указателя скольжения должен находиться в таком же положении, т. е. не­сколько отклонен в сторону работающих двигателей.

2. Полет без крена (рис. 83). Если при полете без скольжения дополнительно отклонить руль направления в сторону работающе­го двигателя, то момент боковой силы вертикального оперения Zн×х_н окажется больше разворачивающего момента несимметрич­ной тяги Му_разв. Самолет разворачивается вокруг нормальной оси в сторону работающего двигателя, создавая угол скольжения на полукрыло с отказавшим двигателем.

 

В результате скольжения возникает боковая сила фюзеляжа и оперения Z_b, которая создает момент Z_b×x_b. При определенном угле скольжения b на полукрыло с отказавшим двигателем насту­пает боковое равновесие сил и их моментов при полете без крена. В этом случае момент вертикального оперения Zн×х_н уравновешива­ет разворачивающий момент несимметричной тяги и момент си­лы Z_b, т. е. Zн×х_н = P₁×z₁ + P₄×z₄ + Z_b×x_b (при отказе четвертого двига­теля).

В горизонтальном полете без крена подъемная сила Y уравно­вешивает вес самолета G, тяга работающих двигателей P₁+P₂+P₃ —силу лобового сопротивления самолета X + P₄×X_b (Х_b—до­полнительное сопротивление самолета, вызванное скольжением), а сила вертикального оперения Zн уравновешивается боковой си­лой Z_b, возникающей вследствие скольжения самолета на полукры­ло с отказавшим двигателем

Y=G; P₁+P₂+P₃=X+P₄+X_b; Zн=Z_b

Кренящий момент силы Zн уравновешивается моментом сил DY_b, возникающих вследствие скольжения самолета на полукрыло с от­казавшим двигателем и незначительной добалансировкой элерона­ми и гасителями подъемной силы.

Таким образом, боковое равновесие самолета без крена дости­гается при наличии незначительного скольжения на полукрыло с отказавшим двигателем.

При выполнении горизонтального полета по приборам без кре­на указатель авиагоризонта командного пилотажного привода КПП показывает отсутствие крена, а шарик указателя скольжения находится в центре под действием своего веса.

Если в процессе разворота самолета с несимметричной тягой шарик указателя скольжения находится в центре, разворот проис­ходит со скольжением на полукрыло с отказавшим двигателем не­зависимо от стороны разворота.

3. Полет с креном и скольжением на полукрыло с работающи­ми двигателями (рис. 84). Такой вид полета будет в том случае, когда момент силы отклоненного руля направления Zн×х_н будет меньше разворачивающего момента несимметричной тяги Mу_разв. Это может иметь место при наличии большого разворачивающего момента несимметричной тяги (отказ внешнего двигателя на взле­те, при уходе на второй круг, отказ двух двигателей на одной поло­вине крыла и т. п.), а также при недостаточном отклонении руля направления пилотом (ошибка в технике пилотирования) или не­большой его эффективности (отказ двигателя на малой скорости).

 

Во всех случаях, когда момент руля направления Zн×х_н окажет­ся меньше разворачивающего момента несимметричной тяги Му_разв, самолет продолжает разворачиваться вокруг оси OY в сторону от­казавшего двигателя (отказавших двигателей), создавая угол скольжения b на крыло с работающими двигателями. В процессе увеличения угла скольжения возникает боковая сила фюзеляжа и оперения Z_b, которая создает момент Z_b×x_b, противоположный по направлению разворачивающему моменту несимметричной тяги При определенном угле скольжения b разворачивающий момент несимметричной тяги уравновешивается суммой моментов боковой силы вертикального оперения Zн×х_н и моментом силы Z_b, возникающей вследствие скольжения Z_b×x_b, т. е.

Zн×х_н + Z_b×x_b = P₁×z₁ + P₂×z₂ + P₃×z₃ + P₄×z₄ (см. рис. 84).

Для равновесия боковых сил необходимо создать крен на полукрыло с работающими двигателями несколько большим, чем при полете без скольжения. При этом составляющая веса Gz=G×sing (горизонтальный полет) или Gz = G×sing×cosq (набор вы­соты или снижение) уравновесит сумму боковых сил Zн + Z_b, тяга работающих двигателей P₁ + P₂ - силу лобового сопротивления самолета X+X_b+P₃+P₄. Кренящий момент на полукрыло с отка­завшими двигателями от силы руля направления Zн×у_н и момента разности подъемных сил, возникающих вследствие скольжения Mx(DY_bл; DY_bп), уравновесятся моментом от отклоненных элеронов и гасителей подъемной силы Mx(DYэ.л; DYсп.л; DYэ.п) при отклоне­нии штурвала элеронов в сторону работающих двигателей.

Таким образом, боковое равновесие самолета достигается при наличии крена и скольжения на полукрыло с работающими двига­телями. Указатель авиагоризонта командного прибора показывает величину крена, а шарик указателя скольжения под действием ве­са отклонен в сторону крена.

Если момент Zн×х_н незначительно меньше разворачивающего мо­мента несимметричной тяги, то полет происходит с небольшим скольжением и сила Z_b возникает небольшая, крен на работающий двигатель незначительно больше чем при полете без скольжения и полет протекает нормально.

При недостаточном отклонении руля направления балансировка может быть обеспечена только при больших углах скольжения и крена, сопротивление значительно увеличивается, летные характе­ристики самолета ухудшаются и полет становится опасным.

При незначительном отклонении руля направления, что явля­ется грубейшей ошибкой в технике пилотирования, самолет продолжает энергично разворачиваться в сторону отказавшего (отка­завших) двигателя, угол скольжения и кренящий момент резко увеличиваются. Если при критическом угле скольжения (bкр» 15°) моменты сил Zн и Z_b не уравновешивают разворачивающего мо­мента несимметричной тяги, то при дальнейшем увеличении угла скольжения Zн и Z_b даже при увеличении угла отклонения руля направления уменьшаются, что является особенно опасным. Вслед­ствие увеличения угла скольжения кренящий момент самолета рез­ко увеличивается и момента элеронов с гасителями подъемной силы будет недостаточно для его уравновешивания. Таким образом, в результате выхода самолета на закритический угол скольжения самолет может потерять боковое равновесие и наступит срыв. Приз­наком такого опасного состояния полета является то, что при полном отклонении штурвала элеронов самолет продолжает уве­личивать крен. Предотвратить срыв самолета в этом случае мож­но только полным отклонением руля направления, дросселировани­ем работающего внешнего двигателя с отжатием штурвала от себя.

Рассмотрев возможные виды равновесия (балансировка) поле­та с несимметричной тягой, можно сделать следующий вывод.

1. Полет без скольжения с незначительным креном на полукрыло с работающими двигателями обеспечивает наибольший за­пас тяги, так как сопротивление самолета минимальное и почти равно сопротивлению в полете с нормально работающими двига­телями. Этот вид равновесия является основным, им следует поль­зоваться при отказе двигателя во всех элементах полета и особен­но при взлете или наборе высоты, так как запас тяги макси­мальный.

2. Развороты в полете при одном или двух отказавших двигате­лях должны выполняться координированно (без скольжения) с уг­лом крепа до 15°.

Если до ввода в разворот самолет полностью сбалансирован механизмами триммерного эффекта (триммерами) при отсутствии скольжения, техника выполнения и поведение самолета в процессе разворота практически не отличается от обычного разворота при несимметричной тяге с таким же углом крена, так как усилия на рычагах управления небольшие и прямые. Радиус разворота в сто­рону работающих двигателей несколько больше, так как эффек­тивный угол крена самолета в этом случае несколько меньше.

Допустим, что равномерный и прямолинейный полет без сколь­жения происходит с креном 2° в сторону работающих двигателей Следовательно, при развороте в сторону работающих двигателей с углом крена 15° эффективный угол крена составляет только 13°, а при развороте в сторону отказавших двигателей с креном 15° эф­фективный угол крена равен 17°.

Если до ввода в разворот самолет не сбалансирован механиз­мами триммерного эффекта (триммерами), разворот в сторону ра­ботающих двигателей более безопасный. Координированный раз­ворот в сторону отказавших двигателей своеобразен по технике пилотирования. Для ввода в такой разворот необходимо уменьшить усилие в сторону работающих двигателей на штурвале уп­равления элеронами и педалях управления рулем направления. Учитывая особенности человеческого организма при «измерении" уменьшающихся усилий, может быть допущено излишнее их умень­шение, особенно на педалях управления рулем направления. Само­лет в таком случае начинает резко разворачиваться в сторону от­казавшего двигателя, создавая скольжение на полукрыло с рабо­тающим двигателем. Крен самолета резко увеличивается, на что пилот ошибочно реагирует поддержанием крена штурвалом. В этом случае скольжение продолжает нарастать с увеличением угла кре­на, а возможно, и с уменьшением скорости. Увеличение угла скольжения и крена создает срывную ситуацию в полете, о которой уже говорилось.

Учитывая это, для обеспечения безопасности полета при выпол­нении разворотов с несимметричной тягой необходимо самолет еще в прямолинейном полете предварительно полностью сбалансиро­вать механизмами триммерного эффекта (триммерами) при поло­жении без скольжения, а затем координированно ввести в разво­рот. Если же требуется выполнять небольшие довороты на самоле­те, не сбалансированном триммерами, что может иметь место при отказе двигателя на взлете, заходе на посадку и уходе на второй круг, то следует выполнять их с небольшими кренами, используя для этой цели, в основном, штурвал управления элеронами и гаси­телями подъемной силы. При небольших углах крена требуется небольшое отклонение руля направления, поэтому, если и не от­клонять руль направления, развороты происходят с незначитель­ным скольжением.

Очень опасно при выполнении разворотов даже небольшое уменьшение скорости, так как оно может послужить причиной сры­ва самолета.

При выполнении координированного разворота с небольшой по­терей скорости уменьшается момент боковой силы вертикального оперения. У самолетов развивается скольжение на полукрыло с ра­ботающими двигателями, увеличивается сопротивление. При по­пытке пилота сохранить высоту в процессе разворота происходит дальнейшее уменьшение скорости, увеличение угла скольжения и возможен срыв самолета. Учитывая это, скорость в процессе разво­рота следует выдерживать постоянной, а для большей безопас­ности — несколько увеличенной.

На рис. 85, 86 и 87 изображены балансировочные кривые, вы­ражающие зависимость углов отклонения элеронов dэ, руля направления dн, а также усилий, прикладываемых к штурвалу управ­ления элеронами Рэ и педалям управления рулем направления Рнв зависимости от угла крена g для обеспечения прямолинейного полета с креном и скольжением при трех работающих двигателях (1-й, 2-й и 3-й двигатель) на номинальном режиме (см. рис. 85), на взлетном (см. рис. 86) и при двух работающих двигателях (1-й и 2-й) на взлетном режиме (см. рис. 87).

Для обеспечения боковой балансировки самолета без крена со скольжением на полукрыло с неработающим 4-м двигателем необ­ходимо: отклонить штурвал влево с усилием 6 кгс, при этом пра­вый элерон отклонится вниз на 2°, и приложить усилие к левой педали 4,5 кгс для отклонения руля направления влево на угол около 2° (см. рис. 85, точка 1). На рис. 86 и 87 этот вид баланси­ровки отмечен точкой 1.

Для обеспечения балансировки самолета (см. рис. 85, поз. 2 ) с углом крена 2° на полукрыло с работающими двигателями (угол скольжения самолета, близкий к нулю) необходимо усилие на штурвале увеличить до 7...7,5 кгс для отклонения правого элерона вниз на 3...3,5°, а усилие на левой педали уменьшить до 1,5 кгс при отклонении руля направления влево на 1°. На рис. 86 и 87 (точ­ка 2) показаны усилия балансировки самолета с углом крена 3° на полукрыло с работающими двигателями.

Из приведенных примеров видно, что при отказе одного четвер­того двигателя самолет легко балансируется даже при полете без крена. Более благоприятные условия балансировки самолета с уг­лом крена 2...3° на полукрыло с работающими двигателями, так как полет происходит практически без скольжения. При отказе двух двигателей на одной половине крыла следует обеспечить бо­ковую балансировку самолета с углом крена около 3° на полукрыло с работающими двигателями, так как расход усилий особенно на педалях управления рулем направления сравнительно большой.

Следует обратить внимание, что расход усилий на штурвале уп­равления элеронами и педалях управления рулем направления указаны при условии нахождения механизмов триммерного эффек­та в нейтральном положении. Усилия на штурвале и педалях пол­ностью снимаются механизмами триммерного эффекта при бустерном управлении или триммерами при безбустерном управлении.