Материал: 5 - ПАД ДА40

Во время руления экипаж самолета обязан следить за окружающей обстановкой, за радиообменом и предупреждать о них командира ВС.

Работать газом плавно во избежание разворачивающего момента влево. Разворачивающий момент парировать тормозами плавно, короткими импульсами.

Скорость руления выбирается командиром ВС в зависимости от состояния поверхности, по которой производится руление, наличия препятствий и условий видимости.

При сильном боковом ветре РУС во время руления отклонить от себя за нейтральное положение, создать нагрузку на переднюю стойку для устойчивого руления, скорость руления снизить, ручку дать на ветер.

Надо также помнить, что площадь под плоскостью вращения воздушного винта должна быть свободной от посторонних предметов во избежание поломки воздушного винта.

При неудовлетворительном состоянии рулежных дорожек во время руления необходимо установить минимально возможную частоту вращения двигателя во избежание повреждений воздушного винта камнями или другими предметами.

При взлете. Взлетом или собственно взлетом называется этап полета самолета от момента начала разбега до набора безопасной скорости V₂ и безопасной высоты 50 ft (15 м).

Различают также полный взлет самолета – этап полета самолета от момента начала разбега до набора высоты круга (400 м) или высоты выхода самолета по маршруту в крейсерской конфигурации (рис. 4.1).

К участкам полного взлета можно отнести:

1-й участок – собственно взлет от начала разбега до набора безопасной скорости V₂ и безопасной высоты 50 ft (15 м);

2-й участок взлета – с высоты 50 ft (15 м) до безопасной высоты данного конкретного аэродрома, например, 100 м (высоты начала уборки закрылков);

3-й участок – с высоты начала уборки закрылков до набора высоты круга (400 м), на котором самолет переводится в крейсерскую конфигурацию.

Рис. 4.1. Схема взлета самолета DA 40NG

Взлет самолета производится при взлетном режиме работы двигателя (n = 2300 об/мин). В процессе разбега ручку управления самолетом необходимо удерживать в нейтральном положении. Необходимо учитывать, что из-за скоса потока от винта возникает разворачивающий момент влево. Выдерживать прямолинейное движение самолета и устранять возникающие отклонения самолета необходимо отклонением руля направления. При сильном боковом ветре для улучшения управления можно пользоваться тормозами основных колес шасси, но следует помнить, что это ведет к увеличению длины разбега при взлете, и поэтому использования тормозов, по возможности, следует избегать.

По достижении скорости поднятия передней стойки самолета V_R, плавным движением РУС на себя надо поднять переднее колесо до взлетного положения (_отр = 8–9°, угол тангажа 5–6°) и удерживать это положение до отрыва самолета. Скорость V_R должна быть не менее чем на 5 % больше скорости сваливания (V_R ≥ 1,05 V_св) и при массе до 1100 кг – не менее 59 узлов, свыше 1100 кг – не менее 62 узлов.

Скорость отрыва самолета по РЛЭ не определяется, но она должна быть не менее чем на 3–5 узлов больше скорости V_R и на 10 % больше скорости сваливания (V_отр ≥ 1,1V_св). На скорости отрыва самолет должен быть хорошо устойчивым и управляемым.

Скорости сваливания самолета после отрыва составляют (при положении закрылков Т/О) 56–60 узлов в зависимости от массы самолета, а скорость первоначального набора высоты больше скорости сваливания на 12–15 узлов, что обеспечивает необходимый запас до сваливания примерно 20–25 %.

Скорость начального набора высоты при массе до 1280 кг должна быть не менее 72 узлов.

Следует иметь в виду, что после отрыва самолет имеет тенденцию к увеличению угла кабрирования, поэтому набор безопасной высоты (50 футов) следует производить с постепенным увеличением приборной скорости, не допуская увеличения угла тангажа.

Расстояние, проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты 50 футов, называется взлетной дистанцией (см. рис. 4.1), а проходимое самолетом по горизонту от начала разбега до набора высоты круга – полной взлетной дистанцией.

Взлетная дистанция состоит из участка разбега и воздушного участка.

После преодоления препятствий на высоте не менее 100 м следует разогнать самолет до рекомендуемой скорости набора высоты (88–92 узла), убрать закрылки и уменьшить мощность двигателя до 92 % (n = 2100 об/мин), набрать заданную высоту, установить режим двигателя в соответствии со скоростью полета по заданию.

4.2. Основные взлетные характеристики самолета

Взлет самолета характеризуется скоростью отрыва, длиной разбега и длиной взлетной дистанции.

При разбеге на самолет действуют подъемная сила (Y_а), сила лобового сопротивления (X_а), сила тяжести самолета (G), сила тяги силовой установки (P), сила реакции ВПП (N = G – Y_а) и сила трения (F_тр) (рис. 4.2).

Рис. 4.2. Схема сил, действующих на самолет на разбеге

Сила трения определяется величиной силы реакции ВПП и коэффициентом трения (f): F_тр= f (G – Y_а). Величина коэффициента трения зависит от состояния ВПП (см. таблица).

Примерные значения коэффициента трения качения

В процессе увеличения скорости на разбеге величина сил, действующих на самолет, изменяется следующим образом:

– подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;

– сила трения колес уменьшается;

– сила тяги силовой установки уменьшается, вследствие чего уменьшается избыток силы тяги: P = P – (X + F_тр) (см. рис. 4.2).

Скорость отрыва определяется по формуле

.

Как видно, скорость отрыва самолета зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха (высоты и температуры аэродрома взлета) и коэффициента подъемной силы с учетом обдувки крыла винтом.

При увеличении температуры или уменьшении атмосферного давления плотность воздуха уменьшается, и воздушная (истинная) скорость отрыва увеличивается. Отрыв самолета на одном и том же угле атаки с заданной взлетной массой происходит на одной и той же приборной скорости, так как стандартная плотность  остается величиной постоянной.

Длиной разбега называется расстояние от начала движения самолета до момента отрыва:

Из формулы видно, что длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением самолета , при большей скорости отрыва и меньшем ускорении длина разбега будет больше.

4.3. Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега

Влияние различных эксплуатационных факторов на величину разбега можно установить при анализе взлетных характеристик DA 40NG по номограммам РЛЭ.

Взлетная масса самолета. При увеличении взлетной массы длина разбега увеличивается:

– во-первых, при взлете с большей массой увеличивается скорость отрыва;

– во-вторых, уменьшается ускорение самолета.

Ветер. При взлете со встречным ветром величина путевой скорости отрыва снижается на величину скорости ветра, вследствие чего уменьшается длина разбега и наоборот.

Наклон ВПП. При взлете с ВПП, имеющей угол наклона, сила веса самолета раскладывается на две составляющие. Одна из них равна G·sin_н и направлена параллельно плоскости ВПП. Если самолет взлетает под уклон, то к силе тяги силовой установки добавляется эта составляющая силы веса, самолет приобретает большее ускорение и имеет меньшую длину разбега и наоборот. Наличие восходящего уклона величиной 2 % (2 м на 100 м или 2 фута на 100 футов) ведет к увеличению дистанции взлета приблизительно на 10 %.

Угол атаки самолета. Угол атаки при отрыве должен быть 8–9°. Если отрыв самолета производится при меньшем угле атаки самолета, то коэффициент будет меньшим, а скорость отрыва и длина разбега возрастают.

Плотность воздуха. При меньшей плотности воздуха (высокая температура, низкое давление, высокогорный аэродром) длина разбега больше. Это объясняется следующим:

– во-первых, при отрыве самолета на одном и том же угле атаки при меньшей плотности воздуха истинная скорость отрыва будет больше (приборная скорость не меняется);

– во-вторых, самолет имеет меньшее ускорение вследствие уменьшения избытка тяги, вызванного уменьшением располагаемой тяги силовой установки.

Расчеты показывают, что увеличение температуры выше стандартной на +10 С увеличивает длину разбега самолета примерно на 30 м, а взлетную дистанцию – на 90 м. Повышение высоты аэродрома при неизменной температуре на 100 м увеличивает длину разбега примерно на 15 м.

Состояние ВПП. На длину разбега оказывает влияние состояние грунта: чем он мягче, тем больше деформируется под колесами самолета, что ведет к увеличению коэффициента трения качения.

Взлет с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления. Если при взлете с мокрой и скользкой ВПП удержать самолет на тормозах на взлетной тяге невозможно, рекомендуется на режиме двигателя малого газа или промежуточном режиме в процессе разбега довести мощность двигателя до взлетного режима (2300 об/мин). Режим следует увеличивать синхронно для предотвращения разворота самолета.

Необходимо помнить, что выдержать направление в начале разбега трудно, так как руль направления ввиду малой скорости неэффективен, также как и подтормаживание основного колеса. В процессе разбега надо своевременно устранять уклонение самолета от оси ВПП, скорость V_R и V_отр выдерживать расчетными. При этом длина разбега увеличивается примерно на 5–15 %.

4.4. Взлет самолета da 40ng с боковым и попутным ветром

Взлет с боковым ветром. Для самолета DA 40NG максимально разрешенная боковая составляющая ветра под углом 90 (U_max 90) на сухой ВПП равна 25 узлов (46,25 км/ч или 12,85 м/с). Это боковая составляющая скорости ветра, при которой в ходе испытаний для получения сертификата была продемонстрирована достаточная маневренность при взлете и посадке (РЛЭ DA 40NG, п. 5.3.6).

Допустимый боковой ветер с учетом состояния ВПП не определен в РЛЭ.

Боковую составляющую для конкретных условий можно определить по номограмме (рис. 4.3).

При испытаниях было продемонстрировано, что взлет самолета с превышением ограничения по боковой составляющей ветра 25 узлов не гарантирует выдерживание прямолинейного движения по ВПП.

Самолет при взлете с боковым ветром стремится развернуться против ветра под действием разворачивающего момента и накрениться по ветру за счет кренящего момента. Задача пилота – уравновесить эти моменты.

Пример. Направление полета – 360º, ветер – 32º, скорость ветра– 30 узлов. Результат – боковая составляющая ветра 16 узлов.

Направление полета

Боковая составляющая ветра

Рис. 4.3. Определение боковой составляющей при выполнении взлета и посадки

Рассмотрим силы, действующие на самолет на взлете, при боковом ветре слева (рис. 4.4).

При разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом , т. е. относительно воздуха самолет движется со скольжением под углом  со скоростью W.

Вследствие затенения части правого полукрыла, а также за счет разности углов атаки левого и правого полукрыльев, вызванной поперечным V крыла (5), возникает разность подъемных сил и лобовых сопротивлений.

В результате разности подъемных сил (Y_а лев > Y_а пр) у самолета возникает кренящий момент на правое полукрыло (по ветру), а в результате разности лобовых сопротивлений (X_а лев > X_а пр) возникает момент рыскания, под действием которого самолет разворачивается влево (против ветра). Таким образом, в процессе разбега при взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться против ветра и накрениться по ветру.

При увеличении скорости на разбеге местный угол скольжения в набегающем потоке уменьшается, значит, кренящие и разворачивающие моменты также уменьшаются.

При подъеме передней опоры угол атаки самолета увеличивается, подъемная сила растет, растет и кренящий момент на правое полукрыло. Отрыв самолета происходит с креном на это полукрыло, появляется снос самолета по ветру.

Рис. 4.4. Разворачивающий и кренящий моменты, действующие на самолет при взлете с боковым ветром

На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивление, что способствует некоторому увеличению длины разбега. Учитывая вышесказанное, взлет с боковым ветром должен выполняться следующим образом.

1. Выдерживание направления на разбеге до момента подъема передней опоры осуществляется отклонением руля направления, в крайнем случае подтормаживанием правого колеса. С увеличением скорости на разбеге эффективность руля направления возрастает, разворачивающий момент несколько уменьшается, необходимость в подтормаживании колеса отпадает.

2. До момента подъема передней опоры кренящий момент самолета уравновешивается моментом сил реакции поверхности ВПП на колеса шасси, при этом сила трения правого колеса несколько больше, благодаря чему создается момент, препятствующий развороту самолета против ветра.

В процессе разбега для обеспечения прямолинейного движения по необходимости надо отклонить ручку управления самолетом против ветра. Набор высоты после отрыва самолета осуществляется с углом упреждения в сторону ветра, равным углу сноса по ветру без крена. По мере увеличения скорости самолета угол сноса постепенно уменьшается, поэтому для сохранения направления взлета угол упреждения следует уменьшать.