6.4.1 Пилотирование на взлете и посадке

Взлет и посадка являются одним из наиболее сложных этапов полета. Под взлетом обычно принято понимать движение самолета с момента трогания до момента набора безопасной высоты #=400м и установки конфигурации самолета для дальнейшего набора высоты и крейсерского полета.

Взлетная дистанция состоит из участка движения самолета по ВПП до момента отрыва и воздушного участка до высоты Н—10,7 м (35 футов) на границе аэродрома. Примерная схема взлета самолета с указанием характерных скоростей этапов взлета приведена на рис. 6.35

На этапе разбега происходит разгон самолета до скорости, на которой самолет может оторваться от поверхности ВПП и безопасно

перейти в набор высоты. На самолет при разбеге действуют силы: вес G, результирующая аэродинамическая сила Ra, тяга двигателей Р, реакция поверхности аэродрома на шасси, которую можно разложить на нормальные силы Ni и N2 и силы трения колес шасси F и F2 (см.

рис.6.36).

Приближенно можно считать, что результирующая аэродинамическая сила Ra приложена в центре тяжести самолета и может быть разложена на две проекции:

— на ось ОХа ~ силу лобового сопротивления;

— на ось ОУа — подъемную силу.

Во всех нормах летной годности предъявляются детальные требования к скоростям полета на этапах взлета, а именно:

— к безопасной скорости взлета Уг, которая должна быть достигнута на высоте не более 10,7 м;

—скорости первоначального набора высоты Т4П, которая должна быть достигнута до высоты начала уборки механизации крыла Н~ 120 м;

—скорости начала изменения взлетного положения механизации крыла Уз;

—скорости самолета при полетной конфигурации У4;

—скорости подъема носового колеса.

Эти требования к скоростям устанавливаются в зависимости от скоростей сваливания (Ус) и минимально эволютивной Кппэв. Устанавливаются также требования к максимальным скоростям на всех этапах взлета самолета. Так, например, максимальная расчетная скорость взлета КтХвз( ^задается с запасом 1,6 от скорости сваливания.

Нормируемые скорости для каждого самолета назначаются главным конструктором и записываются в РЛЭ.

Для самолетов с двумя двигателями, расположенными на крыле и разнесенными относительно плоскости симметрии, в случае отказа двигателя должна быть обеспечена безопасность продолженного взлета. Математическое и стендовое моделирование продолженного взлета самолета показало, что запаздывание летчика в отклонении руля направления для парирования разворачивающего момента рыскания от двигателя приводит к развитию значительных отклонений самолета от оси взлетно-посадочной полосы (ВПП). Для предотвращения недопустимого развития боковых отклонений и облегчения пилотирования самолета целесообразно использовать

автомат парирования отказа двигателя, обеспечивающий отклонение руля направления пропорционально разнице в оборотах правого и левого двигателей.

В качестве примера на рис.6.37 приведены зависимости угла отклонения руля направления и бокового отклонения самолета от оси ВПП по времени при отказе двигателя на режиме продолженного взлета. Из рассмотрения этих зависимостей следует, что летчику выдерживать необходимое направление самолета, не оборудованного автоматом, довольно сложно, самолет отклоняется от оси ВПП, а с автоматом парирования отказа двигателя значительно легче—можно удерживать самолет по направлению взлета.

V,

Обработка записей скоростей полета на этапах взлета большого количества эксплуатируемых пассажирских самолетов в Аэрофлоте показала, что установленные скорости на каждом этапе взлета имеют достаточно большую область разброса. Разброс скоростей не зависит от типов самолетов и районов их эксплуатации, а наименьшие запасы от скорости сваливания( Vc) реализуются либо сразу после отрыва самолета, либо в конце уборки механизации крыла. Кроме того, эти результаты свидетельствуют, что чем больше диапазон скоростей между минимальной скоростью 3—0)и максимально

разрешенной в момент начала полной уборки механизации крыла, тем меньше вероятность достижения FnmCtf 3—0) и тем выше безопасность полета самолета.

Участок взлета—набор высоты от 120м до 400м, где происходит уборка механизации крыла, является довольно напряженным для летчиков, так как им приходится непрерывно вмешиваться в управление вследствие изменения конфигурации самолета и изменения коэффициента подъемной силы. Летчику приходится не только контролировать большое количество параметров полета, но и выдерживать заданное соответствие их. Поэтому в летной эксплуатации пассажирских самолетов были случаи недопустимого уменьшения высоты полета (просадки) и даже с соударением с неровностями поверхности земли. Для повышения безопасности полета самолетов на этом участке взлета целесообразно уборку механизации крыла и управление траекторией полета автоматизировать. В настоящее время для проектируемых и вновь создаваемых пассажирских самолетов разрабатываются и создаются автоматические системы управления механизацией крыла(АСУМК). Такие системы кроме повышения безопасности полета позволяют иметь наивыгоднейшее сочетание отклонения предкрылков и закрылков в зависимости от скорости полета с целью обеспечения наибольшего аэродинамического качества.

Уборка и выпуск механизации крыла осуществляются электрогидравлическими приводами. Законы включения и выключения приводов механизации крыла необходимо выбирать из условий высокой безопасности полета за счет обеспечения при каждой

скорости полета определенных углов отклонения закрылков и

предкрылков, при которых выдерживаются заданные запасы до

скорости сваливания Vc. Для наглядности на рис.6.38 в координатах

8з и Сугл. приведены линии включения и отключения АСУМК для

режима взлета для одного из создаваемых в настоящее время

пассажирских самолетов и приведены линии потребных значений п.

для скоростей полета 1,3 Vc и 1,2 Vc. Включение приводов

закрылков осуществляется при выполнении условий 8 звкл; а

отключение—при 85зотк; где 8э ши и 8з отк являются заданными

• *

функциями скорости. После взлета самолета во взлетной конфигурации и разгона до скорости V ^ 1,4 система включается и начинается уборка закрылков, которая продолжается до тех пор, пока скорость полета не дойдет до линии отключения АСУМК, это должно быть при скорости несколько больше 1,2 Vc. При э. том система отключится, и самолет будет разгоняться до скорости, при которой произойдет повторное включение АСУМК. Процесс будет повторяться до тех пор, пока механизация крыла не будет убрана полностью.

Проведенные исследования на пилотажном стенде с участием летчиков—испытателей показали, что при работе такой автоматической системы пилотирование самолета значительно упрощается, запасы до скорости сваливания получаются вполне

достаточными и, следовательно, применение АСУМК повысит безопасность полета самолета на этом участке взлета.

На самолетах, на которых нет автоматической системы (АСУМК) или в случае ее отказа, уборку закрылков следует производить в несколько эт^пов(2-гЗ этапа)с увеличением скорости, не допуская снижения самолета.

Участок посадки самолета начинается после снижения в зоне аэродрома назначения и заканчивается полной остановкой самолета. Условно участок посадки подразделяется на несколько этапов, отличающихся по назначению и технике пилотирования. На участке захода на посадку необходимо вывести самолет на высоту посадочного круга и на курс посадки, обеспечить ему посадочную конфигурацию и допустимую скорость. На этом этапе производится снижение скорости, выпуск шасси, закрылков и предкрылков. Полет самолета при заходе на посадку может происходить по большому прямоугольному маршруту, называемому“большой коробочкой”,или по другой схеме, установленной на аэродроме. Пилотирование производится с использованием бортовой навигационной системы или по указанию наземной диспетчерской службы. При любой траектории захода на посадку скорость самолета должна быть уменьшена от скорости снижения по маршруту до скорости полета по посадочной глиссаде. Примерная схема захода на посадку современных транспортных самолетов приведена на рис.6.39.

Рис.6.39. Схема захода самолета на посадку

Режим посадки даже на хорошо оборудованных современных аэродромах является самым напряженным режимом полета.

Непосредственно посадкой самолета считается участок полета от момента пересечения торцевой кромки ВПП до касания поверхности земли колесами основных стоек шасси. Пересечение самолетом кромки ВПП должно быть на высоте не ниже Юм. Участок выравнивания самолета из положения планирования по глиссаде с углом наклона в гл—_2°40° должен начинаться в зависимости от веса самолета на высоте 54-12 м. С целью сокращения посадочной дистанции выравнивание современных самолетов должно производиться с таким расчетом, чтобы к его окончанию самолет плавно коснулся поверхности земли.

На участке выравнивания самолет должен погасить вертикальную скорость снижения до скорости, на которой он плавно, без повторного отделения может коснуться поверхности ВПП. Эта скорость определяется прочностью шасси и самолета, характеристикой амортизаторов основных стоек шасси и комфортом для пассажиров. На самолетах, оборудованных двухкамерными амортизационными стойками, “мягкая”посадка обеспечивается при вертикальных скоростях снижения в момент встречи с поверхностью ВПП до 14-1,5 м/с. Таким образом, современные пассажирские самолеты вполне могут производить посадку даже с неполным выравниванием, т. е. без участка выдерживания.

Для обеспечения безопасной посадки самолета с неполным выравниванием, т. е. без участка выдерживания, в конце участка выравнивания необходимо, чтобы самолет в момент касания имел положительный угол тангажа порядка £> = 34-5°, угол атаки при этом должен быть близок к посадочному си=8 4- 10е. В этом случае приземление самолета произойдет на основные задние колеса шасси с последующим опусканием носа самолета и касанием поверхности ВПП передними колесами шасси. При этом угол атаки самолета уменьшится на 34-5°, подъемная сила упадет, будет значительно меньше веса, и самолет будет плотно двигаться по поверхности ВПП, что также приведет к существенному повышению эффективности тормозных устройств на колесах шасси и к более ранней возможности

управления передними колесами шасси.

Расчеты и летные испытания современных транспортных самолетов показывают, что для осуществления безопасной посадки в конце участка выравнивания необходимо, чтобы самолет в посадочной конфигурации имел большой критический угол атаки порядка #кр= 18-г 22°. Некоторые транспортные самолеты (без предкрылков) в посадочной конфигурации имеют небольшие критические углы атаки 12-г 14° и вследствие этого углы тангажа на планировании по посадочной глиссаде будут отрицательные, а углы атаки—небольшие положительные или близкие к нулю. После выравнивания угол тангажа у таких самолетов будет близок к нулю, и если в этот момент произойдет приземление, то оно может произойти на передние и задние колеса шасси одновременно. При этом самолет будет находиться как бы во“взвешенном”состоянии, подъемная сила близка к силе тяжести самолета, так как угол атаки после приземления остался почти неизменным и равным его значению в конце участка выравнивания. Самолет в этом случае при движении по ВПП будет склонен галопировать, т. е. двигаться как бы с некоторым “взмыванием”, и в течение длительного времени нельзя эффективно использовать торможение колесами шасси. Кроме того, посадка такого самолета без участка выдерживания может произойти с большой степенью вероятности на передние колеса шасси, что может соп- ровождаться“козлением”, и летчик средней квалификации не всегда сможет удачно справиться с управлением самолета, а это может привести к летному происшествию. Вследствие этого для самолетов, у которых в посадочной конфигурации небольшие критические углы атаки {ащ>—12-т 14°),необходим участок выдерживания, на котором самолет уменьшает скорость полета, увеличивает угол атаки до посадочных значений (#пос=8~МГ).Но это приведет к увеличению потребной длины ВПП и не позволит на таких самолетах применение автоматической посадки, так как автоматическая посадка самолета осуществляется с неполным выравниванием.

Суммарная длина посадочной дистанции состоит из воздушного участка от момента пересечения торцевой кромки ВПП до касания земли колесами основных стоек шасси и длины пробега самолета до полной остановки. Длины этих участков зависят от скорости захода на посадку Узл. и от эффективности торможения самолета на пробеге. Для сокращения потребной посадочной дистанции необходимо стремиться к уменьшению скорости захода на посадку, которая, как известно, определяется величиной максимального значения коэффициента подъемной силы Сушах самолета в посадочной конфигурации и удельной нагрузкой на крыло( G/S).

Анализ статистических данных о летных происшествиях показывает, что около 50% всех происшествий происходит на предпосадочных режимах и Непосредственно при посадке, а число их с уменьшением скорости захода самолета на посадку значительно уменьшается. Так, например, увеличение скорости захода самолета на посадку с F3.n.=220 км/ч до Узл.=280 км/ч приводит, как показывают статистические данные о летных происшествиях, к увеличению летных происшествий в 1,7 раза.

Для пассажирских самолетов целесообразно иметь следующие скорости захода на посадку:

200"Ї" 210 км/ч для самолетов с посадочной массой до 50 т;

220^230 км/ч для самолетов с посадочной массой от 50 до 100 т;

240 "j" 260 км/ч для самолетов с посадочной массой более 100 т.

Как показали исследования, проведенные на пилотажном стенде, для получения хорошей управляемости тяжелого самолета на режиме захода на посадку со скоростями 1/Гз. п. = 240’^260 км/ч необходимо применять автоматику в системе штурвального управления (демпфер тангажа). Эти исследования показали, что продольная управляемость самолета будет хорошей, если значения двух характеристик управляемости—время срабатывания самолета по угловой скорости тангажа tcp и установившаяся угловая скорость тангажа <ы*устпри ступенчатом отклонении штурвала управления будут находиться внутри определенных границ. Эти границы зависят от “заброса” по угловой скорости тангажа и от степени затухания корот­копериодического движения самолета.

В качестве примера на рис.6.40 приведена область удовлетворительных характеристик продольной управляемости двух

самолетов: самолет № 1—с посадочной массой более 160т и скоростью захода на посадку Узл= 250км/ч, и самолет № 2—с посадочной массой 120т и скоростью Т^з. п,—280км/ч. Как видно из графика, характеристики продольной управляемости у самолета № 2 несколько лучше, чем у самолета № 1, в основном вследствие большей скорости захода на посадку. Характеристики продольной управляемости самолета № 1 при скорости захода на посадку Уэл.~ 250км/ч значительно улучшаются при использовании демпфера тангажа.

Рис.6.40. Области оценок управляемости самолета по тангажу в координатах установившейся угловой скорости тангажа на единицу отклонения штурвала оу& и времени срабатывания по угловой скорости тангажа £ср