ДОПУСТИМЫЕ ОТКЛОНЕНИЯ САМОЛЕТА ОТ. ПОСАДОЧНОЙ ТРАЕКТОРИИ

Проблемы предпосадочного маневрирования и, в частности, во­просы определения диапазона допустимых боковых отклонений рассматривались в ряде работ зарубежных и отечественных авто­ров[35]. Ниже будут использованы результаты и выводы исследова­ний, выполненных в ГосНИИ ГА[36].

В общем случае в момент перехода на визуальный полет само­лет может иметь как линейное, так и угловое отклонение от поса­дочной траектории. Основными источниками линейных боковых отклонений самолета от посадочной траектории являются етатизм систем полуавтоматического и автоматического управления, а так­же отклонения курсовой ЛИНИИ КРМ от оси ВПП. Боковые откло­нения могут быть следствием траекторных колебаний самолета относительно курсовой линии. Угловые отклонения (отклонения век­тора путевой скорости самолета от направления посадки) в основ­ном являются следствием траекторных колебаний самолета и не­точного подбора угла сноса.

Из гл. 3 известно, что к со­временным системам траєктор­ного управления предъявля­ются требования траекторной устойчивости и автоматическо­го учета сноса. Поэтому прак­тически величины угловых от­клонений самолета в момент перехода на визуальный полет невелики и их имеет смысл учитывать лишь при неболь­ших дальностях от ВПП.

Очевидно, худшим сочета­нием бокового и углового от­клонений является такое, при котором самолет вследствие уг­лового отклонения 0Г уходит от посадочной траектории, увеличивая уже имеющееся боковое отклонение z (рис. 6.4). Для устранения этих отклонений необходимо развернуть самолет вначале в одну, а затем в другую сторону. При этом траектория движения самолета имеет вид деформированной латинской буквы S, вследствие чего корректирующий маневр часто называют S-образным маневром.

При расчете допустимых отклонений самолета от посадочной траектории будем исходить из следующих предпосылок.

Боковое маневрирование происходит в процессе снижения са­молета по заданной глиссаде. Маневрирование должно быть в ос­новном закончено к моменту пролета порога ВПП (высота проле­та порога ~ 10 м).

При посадке самолета в сложных метеорологических условиях после окончания автоматизированного захода (отключение авто­пилота, прекращение пилотирования по командным стрелкам), на высоте принятия решения целесообразно и далее снижаться на ус­тановившемся режиме по «предложенной» глиссаде вплоть до пе­ресечения порога ВПП. Такая методика полета исключает случаи посадки самолета перед ВПП и обеспечивает возможность эффек­тивного маневрирования в процессе визуального полета.

При снижении по «продолженной» глиссаде в идеализирован­ном случае в момент прохода над порогом ВПП антенна ГРП нахо­дится на высоте базовой (опорной) точки курсо-глиесадной систе­мы. При этом высота полета самолета, отсчитываемая от нижнего края шасси, будет меньше на величину превышения антенны ГРП относительно этой точки.

Принимая, что, во-первых, базовая точка сдотемы СП-50 и ИЛС находится на высоте 15 м и, во-вторых, превышение антенны ГРП над нижним краем шасси составляет около 5 му легко определить, что при таких условиях самолет проходит над порогом ВПП на высоте около 10 м.

Бели в процессе снижения имеет место «подныривание» под глиссаду, то высота окончания корректирующего маневра должна быть не менее 10 м. При выполнении этих условий боковое манев­рирование завершается до начала выравнивания. Когда мини­мально допустимая высота ухода на второй круг превышает 10 м, боковое маневрирование должно быть закончено до достижения минимально допустимой высоты ухода на второй круг.

В точке окончания бокового маневра по возможности не долж­но быть угловых отклонений вектора путевой скорости от направ­ления посадки (при расчете их полагают равными нулю). При при­землении на ВПП могут быть допущены некоторые линейные бо­ковые отклонения Az0 самолета от ее оси, величина которых зависит от ширины ВПП. Поэтому для определения допустимых боковых отклонений в точке перехода на визуальный полет эти допустимые отклонения Az0 необходимо суммировать с отклонени­ями, которые могут быть исправлены при маневрировании.

Ввиду близости к земле обычно вводят ограничения на величи­ну максимального крена самолета при выполнении корректирую­щего маневра. Для большинства реактивных самолетов можно полагать, что на высотах Я>45^-50 м максимальный крен при маневре не должен превышать ymax^lS0, а на меньших высотах величина максимально допустимого крена уменьшается с высотой

н

примерно по линейному закону 7тах ~ — (у, град; Я, м).

о

На выполнение корректирующего маневра определенное влия­ние оказывают некоторые ограничения в части управляемости: мак­симально допустимый угол отклонения штурвала фшт. шах^ЭО0; максимальное усилие, прикладываемое к штурвалу Лш. тах=25 КГ максимальное усилие, прикладываемое к педалям Рр^=60 кГ.

Наибольшую роль эти ограничения играют при малых дистан­циях маневрирования, так как ввиду кратковременности маневри­рования самолет не успевает достичь предельно допустимых зна­чений крена.

2V2 gtgt*

tglf* __ sin9r 2 2V2 2

где 0г — угол между направлением вектора путевой скорости самолета правлением посадки, град; Аман — дистанция маневрирования, м; Azq —- допустимое линейное боковое отклонение самолета от оси ВПП мент приземления, м; у* — средний крен при маневрировании.

Ориентировочное значение допустимого бокового отклонения в точке перехода на визуальный полет может быть определено из следующей зависимости:

m^650 М7 ТО

5(1 + L

Выполнив расчет для ряда значений LMан и 0г> можно по­строить графики допустимых боковых отклонений для дан­ного типа самолета (рис. 6.5):

^тах доп f ман> ®г)*

Опыт эксплуатации пока­зывает, что при автоматизиро­ванном управлении заходом на посадку отклонения вектора путевой скорости от направле­ния посадки находятся в пре­делах 0Г=±2~3°. С учетом этого будем считать, что до­пустимые боковые отклонения отражаются графиком функ­ции Zmax доп — f (^маш 6г— 2 ).

Построив этот график и симметричный ему график

выделим область (рис. 6.6) до­пустимых отклонений самоле­та. В соответствии с приняты­ми ранее условиями будем считать заходы на посадку ус- I пешными, если самолет при пе — j реходе на визуальный полет | находится внутри этой об-’ ласти.

Заметим, что диапазон до пуетимых боковых отклонений более точно определяется гра­фо-аналитическим методом, по — Рис. 6.6. Область допустимых боковых зволяющим учесть ограниче — отклонений самолета

НИЯ 6э max» max» ^р. н max — Одна-

ко и в этом случае можно получить лишь приблизительные значе­ния допустимых боковых отклонений, которые требуют уточнения в летных испытаниях. Такие испытания включают полеты в различ­ных условиях, в том числе ночью, при боковых ветрах и т. д.

Вместе с тем зависимость (6.3) позволяет достаточно полно оце­нить значимость различных факторов, влияющих на диапазон до­пустимых боковых отклонений. Весьма значительное влияние на него оказывает скорость полета (рис. 6.7). Самолеты выпуска по­
следних лет имеют скорости захода на посадку значительно меньшие, чем са­молеты аналогичных типов, разрабо­танные ранее. Достигается это в ос­новном за счет применения всевозмож­ных средств механизации крыла.

До сих пор мы полагали, что кор­ректирующие маневры выполняются координированно. При этом боковая сила создается за счет крена, который ограничивается по соображениям без­опасности. Поэтому оказываются огра­ниченными величина боковой силы и диапазон допустимых боковых откло­нений. При сохранении ограничений по крену диапазон таких отклонений мо­жет быть расширен, если корректиру­ющие маневры выполнять с внешним скольжением, создающим дополни­тельную боковую силу. С этой точки зрения применение внешнего скольже­ния эквивалентно увеличению средне­го крена. Некоординированный разво­рот с креном у и боковой перегрузкой пг происходит с такой же угловой ско­ростью, что и координированный раз­ворот с креном

Особенно эффективно применение внешнего скольжения в тех случаях, когда допустимы лишь небольшие крены К Однако выпол­нение маневров со скольжением более трудно, чем координирован­ных. Поэтому некоординированные маневры имеют ограниченное применение.

В ряде случаев может быть рекомендовано применение внеш­него скольжения («передача ноги») только в моменты ввода само­лета в крен.

Этим уменьшается инерционное запаздывание в образовании крена, что способствует увеличению среднего крена при выполне­нии корректирующих маневров, а значит, приводит к расширению области допустимых боковых отклонений самолета.

1 Подробно об использовании скольжения при предпосадочном маневриро­вании см. Белогородский С. Л. О некоторых вопросах предпосадочного маневрирования. ОНТИ ГосНИИ ГВФ, 1964. с. 35.