Профиль на середине размаха крыла
- Относительная толщина (отношение максимального расстояния между верхней и нижней дужкой профиля к длине хорды крыла) 0.1537
- Относительный радиус передней кромки (отношение радиуса к длине хорды) 0.0392
- Относительная кривизна (отношение максимального расстояния между средней линией профиля и хордой к длине хорды) 0.0028
- Угол задней кромки 14.2211 градусов
Профиль на середине размаха крыла
Профиль крыла ближе к концевой части
- Относительная толщина 0.1256
- Относительный радиус передней кромки 0.0212
- Относительная кривизна 0.0075
- Угол задней кромки 13.2757 градусов
Профиль крыла ближе к концевой части
Профиль крыла концевой части
- Относительная толщина 0.1000
- Оотносительный радиус передней кромки 0.0100
- Относительная кривизна 0.0145
- Угол задней кромки 11.2016 градусов
Профиль крыла концевой части
- Относительная толщина 0.1080
- Относительный радиус передней кромки 0.0117
- Относительная кривизна 0.0158
- Угол задней кромки 11.6657 градусов
Параметры крыла
- Площадь крыла 1135 ft² или 105.44м².
- Размах крыла 94’9’’ или 28.88 м (102’5’’ или 31.22 м с winglets)
- Относительное удлинение крыла 9.16
- Корневая хорда 7.32 %
- Концевая хорда 1.62 %
- Сужение крыла 0.24
- Угол стреловидности 25 градусов
К вспомогательному управлению относится механизация крыла и переставной стабилизатор.
Рулевые поверхности основного управления отклоняются гидроприводами , работу которых обеспечивают две независимые гидросистемы А и В. Любая из них обеспечивает нормальную работу основного управления. Рулевые приводы (гидроприводы) включены в проводку управления по необратимой схеме, т. е. аэродинамические нагрузки от рулевых поверхностей не передаются на органы управления. Усилия на штурвале и педалях создают загрузочные механизмы.
При отказе обеих гидросистем руль высоты и элероны управляются пилотами вручную, а руль направления управляется с помощью резервной гидросистемы (standby hydraulic system).
Поперечное управление
Поперечное управление
Поперечное управление осуществляется элеронами и отклоняемыми в полете интерцепторами (flight spoilers).
При наличии гидропитания на рулевых приводах элеронов поперечное управление работает следующим образом:
- перемещение штурвальных колес штурвалов по тросовой проводке передается на рулевые приводы элеронов и далее на элероны;
- кроме элеронов, рулевые приводы элеронов перемещают пружинную тягу (aileron spring cartridge), связанную с системой управления интерцепторами и таким образом приводят её в движение;
- движение пружинной тяги передается на устройство изменения передаточного коэффициента (spoiler ratio changer). Здесь управляющее воздействие уменьшается в зависимости от величины отклонения рукоятки управления интерцепторами (speed brake lever). Чем больше отклонены интерцепторы в режиме воздушных тормозов, тем меньше коэффициент передачи перемещения штурвалов по крену;
- далее перемещение передается на механизм управления интерцепторами (spoiler mixer), где оно суммируется с перемещением рукоятки управления интерцепторами. На крыле с поднятым элероном интерцепторы приподнимаются, а на другом крыле – приспускаются. Таким образом, одновременно выполняются функции воздушного тормоза и поперечного управления. Интерцепторы включаются в работу при повороте штурвального колеса более 10 градусов;
- также, вместе со всей системой, движется тросовая проводка от устройства изменения передаточного коэффициента до устройства зацепления (lost motion device) механизма связи штурвалов.
Устройство зацепления соединяет правый штурвал с тросовой проводкой управления интерцепторами при рассогласовании более 12 градусов (поворота штурвального колеса).
При отсутствии гидропитания на рулевых приводах элеронов, они будут отклоняться пилотами вручную, а при повороте штурвала на угол более 12 градусов будет приводиться в движение тросовая проводка системы управления интерцепторами. Если при этом рулевые машины интерцепторов будут работать, то интерцепторы будут работать в помощь элеронам.
Эта же схема позволяет второму пилоту управлять интерцепторами по крену при заклинении штурвала командира или тросовой проводки элеронов. При этом ему необходимо приложить усилие порядка 80-120 фунтов (36-54 кг), чтобы преодолеть усилие предварительной затяжки пружины в механизме связи штурвалов (aileron transfer mechanism), отклонить штурвал более 12 градусов и тогда вступят в работу интерцепторы.
При заклинении правого штурвала или тросовой проводки интерцепторов командир имеет возможность управлять элеронами, преодолевая усилие пружины в механизме связи штурвалов.
Рулевой привод элеронов соединен тросовой проводкой с левой штурвальной колонкой через загрузочный механизм (aileron feel and centering unit). Данное устройство имитирует аэродинамическую нагрузку на элеронах, при работающем рулевом приводе, а также смещает положение нулевых усилий (механизм триммерного эффекта). Пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов можно только при отключенном автопилоте, поскольку автопилот управляет рулевым приводом напрямую, и будет пересиливать любые перемещения загрузочного механизма. Зато в момент отключения автопилота эти усилия сразу же передадутся на проводку управления, что приведет к неожидаемому кренению самолета. Для уменьшения вероятности непреднамеренного триммирования элеронов, установлено два переключателя. При этом триммирование произойдет только при нажатии на оба переключателя одновременно.
Для уменьшения усилий при ручном управлении (manual reversion) элероны имеют кинематические сервокомпенсаторы (tabs) и балансировочные панели (balance panel).
Сервокомпенсаторы кинематически связаны с элеронами и отклоняются в противоположную отклонению элерона сторону. Это уменьшает шарнирный момент элерона и усилия на штурвале.
Балансировочная панель
Балансировочные панели представляют собой панели соединяющие переднюю кромку элерона с задним лонжероном крыла с помощью шарнирных соединений. При отклонении элерона, например, вниз - на нижней поверхности крыла в зоне элерона возникает зона повышенного давления, а на верхней – разрежения. Этот перепад давления распространяется в зону между передней кромкой элерона и крылом и, воздействуя на балансировочную панель, уменьшает шарнирный момент элерона.
При отсутствии гидропитания рулевой привод работает как жесткая тяга. Механизм триммерного эффекта реального уменьшения усилий не обеспечивает. Триммировать усилия на рулевой колонке можно с помощью руля направления или, в крайнем случае, разнотягом двигателей.
Управление по тангажу
Управляющими поверхностями продольного управления являются: руль высоты, обеспеченный гидравлическим рулевым приводом, и стабилизатор, обеспеченный электрическим приводом. Штурвалы пилотов связаны с гидравлическими приводами руля высоты с помощью тросовой проводки. Кроме этого, на вход гидроприводов воздействует автопилот и система триммирования по числу М.
Нормальное управление стабилизатором осуществляется от переключателей на штурвалах или автопилотом.Резервное управление стабилизатором - механическое с помощью колеса управления на центральном пульте управления.
Две половины руля высоты механически соединены между собой с помощью трубы. Гидроприводы руля высоты питаются от гидросистем А и В. Подачей гидрожидкости к приводам управляют переключатели в кабине пилотов (Flight Control Switches).
Одной работающей гидросистемы достаточно для нормальной работы руля высоты. В случае отказа обоих гидросистем (manual reversion) руль высоты отклоняется вручную от любого из штурвалов. Для уменьшения шарнирного момента руль высоты оснащен двумя аэродинамическими сервокомпенсаторами и шестью балансировочными панелями.
Наличие балансировочных панелей приводит к необходимости установки стабилизатора полностью на пикирование (0 units) перед обливом против обледенения. Такая установка предотвращает попадание слякоти и противообледенительной жидкости в вентиляционные отверстия балансировочных панелей (см. балансировочные панели элеронов).
Шарнирный момент руля высоты,при работающем гидроприводе, на штурвал не передается, а усилия на штурвале создаются с помощью пружины механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) на который, в свою очередь, передаются усилия от гидравлического имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer).
Механизм триммерного эффекта
При отклонении штурвала поворачивается центрирующий кулачок и подпружиненный ролик выходит из своей «ямки» на боковую поверхность кулачка. Стремясь под действием пружины вернуться обратно, он создает усилие в поводке управления, препятствующее отклонению штурвала. Кроме пружины на ролик воздействует исполнительный механизм имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer). Чем больше скорость, тем сильнее ролик будет прижиматься к кулачку, что будет имитировать возрастание скоростного напора.
Особенностью двухпоршневого цилиндра является то, что он воздействует на feel and centering unit максимальным из двух командных давлений. Это легко понять по рисунку, поскольку между поршнями давления нет, и цилиндр будет находиться в нарисованном состоянии только при одинаковых командных давлениях. Если же одно из давлений станет больше, то цилиндр сместится в сторону большего давления, пока один из поршней не упрется в механическую преграду, исключив, таким образом, цилиндр с меньшим давлением из работы.
Имитатор аэродинамической нагрузки
На вход elevator feel computer поступает скорость полета (от приемников воздушного давления, установленных на киле) и положение стабилизатора.
Под действием разности полного и статического давлений мембрана прогибается вниз, смещая золотник командного давления. Чем больше скорость, тем больше командное давление.
Изменение положения стабилизатора передается на кулачок стабилизатора, который через пружину воздействует на золотник командного давления. Чем больше стабилизатор отклонен на кабрирование, тем меньше командное давление.
Предохранительный клапан срабатывает при избыточном командном давлении.
Таким образом гидравлическое давление из гидросистем А и В (210 атм.) преобразуется в соответствующее командное давление (от 14 до 150 атм.), воздействующее на feel and centering unit.
Если разница в командных давлениях становится более допустимой, пилотам выдается сигнал FEEL DIFF PRESS, при убранных закрылках. Эта ситуация возможна при отказе одной из гидросистем или одной из веток приемников воздушного давления. Никаких действий от экипажа не требуется поскольку система продолжает нормально функционировать.
Система улучшения устойчивости по скорости (Mach Trim System)
Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система MACH TRIM обеспечивает устойчивость по скорости при числе М более 0,615. При увеличении числа М электромеханизм MACH TRIM ACTUATOR смещает нейтраль механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) и руль высоты автоматически отклоняется на кабрирование, компенсируя пикирующий момент от смещения аэродинамического фокуса вперед. При этом на штурвал никакие перемещения не передаются. Подключение и отключение системы происходит автоматически в функции числа М.
Система получает число М от Air Data Computer. Система двухканальная. При отказе одного канала индицируется MACH TRIM FAIL при нажатии Master Caution и гаснет после Reset. При двойном отказе система не работает и сигнал не гасится, необходимо выдерживать число М не более 0.74.
Стабилизатор управляется электродвигателями триммирования: ручного и автопилота, а также механически, с помощью колеса управления. На случай заклинивания электродвигателя предусмотрена муфта, разъединяющая трансмиссию от электродвигателей при приложении усилий к колесу управления.
Управление стабилизатором
Управление электродвигателем ручного триммирования выполняется от нажимных переключателей на штурвалах пилотов, при этом при выпущенных закрылках стабилизатор перекладывается с большей скоростью, чем при убранных. Нажатие этих переключателей приводит к отключению автопилота.
Система улучшения устойчивости по скорости (Speed Trim System)
Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система управляет стабилизатором с помощью сервопривода автопилота для обеспечения устойчивости по скорости. Её срабатывание возможно вскоре после взлета или при уходе на второй круг. Условиями, способствующими срабатыванию, являются малый вес, задняя центровка и высокий режим работы двигателей.
Система улучшения устойчивости по скорости работает на скоростях 90 – 250 узлов. Если компьютер улавливает изменение скорости, то система автоматически включается при отключенном автопилоте, выпущенных закрылках (на 400/500 независимо от закрылков), оборотах двигателей N1 более 60%. При этом должно пройти более 5 секунд после предыдущего ручного триммирования и не менее 10 секунд после отрыва от ВПП.
Принцип работы заключается в перекладывании стабилизатора в зависимости от изменения скорости самолета, таким образом, чтобы при разгоне самолет имел тенденцию к задиранию носа и наоборот. (При разгоне 90 – 250 узлов стабилизатор автоматически перекладывается на 8 градусов на кабрирование). Кроме изменений скорости компьютер учитывает обороты двигателей, вертикальную скорость и приближение к сваливанию.
Чем выше режим двигателей, тем быстрее начнет срабатывать система. Чем больше вертикальная скорость набора высоты, тем больше стабилизатор отрабатывает на пикирование. При приближении к углам сваливания система автоматически отключается.
Система двухканальная. При отказе одного канала полет разрешается. При двойном отказе вылетать нельзя. Если двойной отказ произошел в полете, QRH не требует никаких действий, но логично было бы повысить контроль за скоростью на этапах захода на посадку и ухода на второй круг.
Путевое управление
Путевое управление самолетом обеспечивается рулем направления. На руле отсутствует сервокомпенсатор. Отклонение руля обеспечивается с помощью одного главного рулевого привода и резервного рулевого привода. Главный рулевой привод работает от гидросистем А и В, а резервный от третьей (standby) гидросистемы. Работа любой из трех гидросистем полностью обеспечивает путевое управление.
Триммирование руля направления с помощью ручки на центральном пульте осуществляется смещением нейтрали механизма триммерного эффекта.
На самолетах серии 300-500 производилась модификация схемы управления рулем направления (RSEP modification). RSEP –Rudder System Enhancement Program.
Внешний признак выполнения данной модификации – дополнительное табло «STBY RUD ON» в левом верхнем углу панели FLIGHT CONTROL.
Путевое управление осуществляется педалями. Их перемещение передается тросовой проводкой на трубу, которая, вращаясь, перемещает тяги управления главного и резервного рулевых приводов. К этой же трубе прикреплен механизм триммерного эффекта.
Механизация крыла
Механизация крыла и рулевые поверхности
Переходный процесс двигателя
На рисунке показан характер переходных процессов двигателя с выключенным и работающим РМС.
Таким образом, при работающем РМС положение РУД определяет заданный N1. Поэтому в процессе взлета и набора высоты тяга двигателя будет оставаться постоянной, при неизменном положении РУД.
Особенности управления двигателями при выключенном РМС
При выключенном РМС, МЕС выдерживает заданные обороты N2, и в процессе роста скорости на взлете обороты N1 будут возрастать. В зависимости от условий рост N1 может составить до 7 %. От пилотов не требуется уменьшать режим в процессе взлета, если не будут превышаться ограничения по двигателю.
При выборе режима двигателям на взлете, при выключенном РМС, нельзя использовать технологию имитации температуры наружного воздуха (assumed temperature).
В наборе высоты после взлета необходимо следить за оборотами N1 и своевременно корректировать их рост приборкой РУД.
Автомат тяги
Автомат тяги - это управляемая компьютером электромеханическая система, которая управляет тягой двигателей. Автомат перемещает РУДы так, чтобы поддерживать заданные обороты N1 или заданную скорость полета в течение всего полета от взлета до касания ВПП. Он рассчитан для работы совместно с автопилотом и навигационным компьютером (FMS, Flight Management System).
Автомат тяги имеет следующие режимы работы: взлет (TAKEOFF); набор высоты (CLIMB); занятие заданной высоты (ALT ACQ); крейсерский полет (CRUISE); снижение (DESCENT); заход на посадку (APPROACH); уход на второй круг (GO-AROUND).
FMC передает на автомат тяги информацию о требуемом режиме работы, заданных оборотах N1, оборотах максимально продолжительного режима работы двигателя, максимальных оборотов для набора высоты, крейсерского полета и ухода на второй круг, а также другую информацию.
Особенности работы автомата тяги при отказе FMC
В случае отказа FMC компьютер автомата тяги рассчитывает собственные предельные обороты N1 и индицирует пилотам сигнал «A/T LIM». Если автомат тяги в этот момент будет работать в режиме взлета, то произойдет его автоматическое отключение с индикацией отказа «A/T».
Рассчитанные автоматом обороты N1 могут быть в пределах (+0 % −1 %) от рассчитанных FMC оборотов набора высоты (FMC climb N1 limits).
В режиме ухода на второй круг, рассчитанные автоматом обороты N1, обеспечивают более плавный переход от захода на посадку к набору высоты и рассчитываются из условий обеспечения положительного градиента набора высоты.
Особенности работы автомата тяги при неработающем РМС
При неработающем РМС положение РУД уже не соответствует заданным оборотам N1 и, чтобы не допустить заброса оборотов, автомат тяги уменьшает передний предел отклонения РУД с 60 до 55 градусов.
Скорость полета
Номенклатура скоростей, используемых в руководствах Боинг:
- Приборная скорость (Indicated или IAS) - показание указателя воздушной скорости без учёта поправок.
- Индикаторная земная скорость (Calibrated или CAS). Индикаторная земная скорость равна приборной скорости, в которую внесены аэродинамическая и инструментальная поправки.
- Индикаторная скорость (Equivalent или EAS). Индикаторная скорость равна индикаторной земной скорости, в которую внесена поправка на сжимаемость воздуха.
- Истинная скорость (True или TAS). Истинная скорость равна индикаторной скорости, в которую внесена поправка на плотность воздуха.
Пояснения к скоростям начнем в обратном порядке. Истинная скорость самолета – это его скорость относительно воздуха. Измерение воздушной скорости на самолете осуществляется с помощью приемников воздушного давления (ПВД). В них замеряется полное давление заторможенного потока p * (pitot) и статическое давление p (static). Предположим, что ПВД на самолете – идеальное и не вносит никаких погрешностей и, что воздух несжимаем. Тогда прибор, измеряющий разность полученных давлений, измерит скоростной напор воздуха p * − p = ρ * V 2 / 2 . Скоростной напор зависит как от истинной скорости V , так и от плотности воздуха ρ . Поскольку градуировка шкалы прибора производится в земных условиях при стандартной плотности, то в этих условиях прибор будет показывать истинную скорость. Во всех остальных случаях прибор будет показывать отвлечённую величину, называемую индикаторной скоростью .
Индикаторная скорость V i играет важную роль не только как величина, необходимая для определения воздушной скорости. В горизонтальном установившемся полете при заданной массе самолета она однозначно определяет его угол атаки и коэффициент подъемной силы.
Учитывая, что при скоростях полета более 100 км/час начинает проявляться сжимаемость воздуха, реальная разница давлений, замеренная прибором, будет несколько больше. Данная величина будет называться земной индикаторной скоростью V i 3 (calibrated). Разность V i − V i 3 называется поправкой на сжимаемость и увеличивается по мере роста высоты и скорости полета.
Летящий самолет искажает статическое давление вокруг себя. В зависимости от точки установки приемника давления прибор будет замерять несколько разные статические давления. Полное давление практически не искажается. Поправка на расположение точки замера статического давления называется аэродинамической (correction for static source position). Также возможна инструментальная поправка на отличие данного прибора от стандарта (у Боинга принята равной нулю). Таким образом, величина, показанная реальным прибором, подключенным к реальному ПВД, называется приборной скоростью (indicated).
На совмещенных указателях скорости и числа М индицируется земная индикаторная (calibrated) скорость от компьютера высотно-скоростных параметров (Air data computer). На комбинированном указателе скорости и высоты индицируется приборная (indicated) скорость, полученная по давлениям, взятым непосредственно из ПВД.
Рассмотрим типичные неисправности, связанные с ПВД. Обычно экипаж распознает проблемы в процессе взлета или вскоре после отрыва от земли. В большинстве случаев это проблемы, связанные с замерзанием воды в трубопроводах.
В случае закупорки трубопровода полного давления (pitot probes) указатель скорости не покажет увеличения скорости в процессе разбега на взлете. Однако после отрыва скорость начнет расти, поскольку статическое давление будет уменьшаться. Высотомеры будут работать практически правильно. При дальнейшем наборе скорость будет расти через правильное значение и далее превысит ограничение с соответствующим срабатыванием сигнализации (overspeed warning). Сложность данного отказа в том, что какое-то время приборы будут показывать практически нормальные показания, что может вызвать иллюзию восстановления нормальной работы системы.
В случае закупорки трубопровода статического давления (static ports) в процессе разбега система будет работать нормально, но в процессе набора высоты покажет резкое уменьшение скорости вплоть до нуля. Показания высотомеров останутся на высоте аэродрома. Если пилоты пытаются сохранить требуемые показания скорости путем уменьшения тангажа в наборе высоты, то, как правило, это заканчивается выходом за ограничения по максимальной скорости.
Кроме случаев полной закупорки возможна частичная закупорка или разгерметизация трубопроводов. При этом распознать отказ может быть значительно сложнее. Ключевым моментом является распознание систем и приборов, не затронутых отказом и завершение полета с их помощью. Если есть индикация угла атаки – пилотировать внутри зеленого сектора, если нет – установить тангаж и обороты двигателей N1 в соответствие с режимом полета по таблицам Unrelaible airspeed в QRH. По возможности выйти из облаков. Попросить помощь у службы движения, учитывая, что они могут иметь неправильную информацию о вашей высоте полета. Не доверять приборам, показания которых были под подозрением, но в данный момент, кажется, работают правильно.
Как правило, надежная информация в этом случае: инерциальная система (положение в пространстве и путевая скорость), обороты двигателей, радиовысотомер, срабатывание stick shaker (приближение к сваливанию), срабатывание EGPWS (опасное сближение с землей).
На графике показана потребная тяга двигателя (сила сопротивления самолета) в горизонтальном полете на уровне моря в стандартной атмосфере. Тяга указана в тысячах фунтов, а скорость – в узлах.
Взлет самолета
Траектория взлета простирается от точки старта до набора высоты 1500 футов, или окончания уборки закрылков с достижением скорости V F T O (final takeoff speed), какая из этих точек выше.
Максимальный взлетный вес самолета ограничивается следующими условиями:
- Максимально-допустимой энергией, поглощаемой тормозами, в случае прерванного взлета .
- Минимально-допустимым градиентом набора высоты.
- Максимально-допустимым временем работы двигателя на взлетном режиме (5 минут), в случае продолженного взлета для набора необходимой высоты и разгона для уборки механизации.
- Располагаемой дистанцией взлета.
- Максимально-допустимой сертифицированной взлетной массой.
- Минимально-допустимой высотой пролета над препятствиями.
- Максимально-допустимой путевой скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но возможно 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках .
- Минимальной эволютивной скоростью разбега; V M C G (minimum control speed on the ground)
Минимально-допустимый градиент набора высоты
В соответствии с нормами летной годности FAR 25 (Federal Aviation Regulations) градиент нормируется по трем сегментам:
- С выпущенными шасси , закрылки во взлетном положении - градиент должен быть более нуля.
- После уборки шасси, закрылки во взлетном положении - минимальный градиент 2,4 %. Взлетный вес ограничивается, как правило, выполнением данного требования.
- В крейсерской конфигурации - минимальный градиент 1,2 %.
Дистанция взлета
В располагаемую дистанцию взлета (takeoff field length) входит рабочая длина взлетно-посадочной полосы с учетом концевой полосы безопасности (Stopway) и полосы, свободной от препятствий (Clearway).
Располагаемая дистанция взлета не может быть меньше любой из трех дистанций:
- Дистанции продолженного взлета от начала движения до набора высоты условного препятствия (screen height) 35 футов и безопасной скорости V 2 при отказе двигателя на скорости принятия решения V 1 .
- Дистанции прерванного взлета , при отказе двигателя на V E F . Где V E F (engine failure) - скорость в момент отказа двигателя, при этом предполагается, что пилот распознает отказ и выполнит первое действие по прекращению взлета на скорости принятия решения V 1 . На сухой ВПП не учитывается влияние реверса работающего двигателя.
- Дистанции взлета с нормально работающими двигателями от начала движения до набора высоты условного препятствия 35 футов, умноженной на коэффициент 1,15.
В располагаемую дистанцию взлета входят рабочая длина ВПП и длина концевой полосы безопасности (Stopway).
Длину полосы, свободной от препятствий (Clearway), разрешается прибавлять к располагаемой дистанции взлета, но не более половины воздушного участка траектории взлета от точки отрыва до набора высоты 35 футов и безопасной скорости.
Если мы прибавляем к длине ВПП длину КБП, то мы можем увеличить взлетный вес, при этом скорость принятия решения увеличится, для обеспечения набора высоты 35 футов над концом КБП.
Если мы используем полосу свободную от препятствий, то мы также можем увеличить взлетный вес, но при этом скорость принятия решения уменьшится, поскольку нам необходимо обеспечить остановку самолета в случае прерванного взлета с увеличенным весом в пределах рабочей длины ВПП. В случае продолженного взлета в этом случае самолет наберет высоту 35 футов за пределами ВПП, но над полосой, свободной от препятствий.
Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями
Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями по «чистой» (net) траектории взлета равна 35 футов.
«Чистая» - это траектория взлета, градиент набора высоты которой уменьшен на 0,8 % по сравнению с реальным градиентом для данных условий.
При построении схемы стандартного выхода из района аэродрома после взлета (SID) закладывается минимальный градиент «чистой» траектории 2,5 %. Таким образом, чтобы выполнить схему выхода, максимальный взлетный вес самолета должен обеспечить градиент набора высоты 2,5 +0,8 = 3,3 %. Некоторые схемы выхода могут требовать более высокого градиента, что требует уменьшения взлетного веса.
Минимальная эволютивная скорость разбега
Это земная индикаторная скорость в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя, возможно сохранять управление самолетом, используя только руль направления (без использования управления передним колесом шасси) и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положении для обеспечения безопасного продолжения взлета. V M C G не зависит от состояния ВПП, поскольку при ее определении не учитывается реакция ВПП на самолет.
В таблице представлена V M C G в узлах для взлета с двигателями с тягой 22К. Где Actual OAT- температура наружного воздуха, а Press ALT- превышение аэродрома в футах. Приписка снизу касается взлета с выключенными отборами воздуха от двигателей (no engine bleeds takeoff), поскольку тяга двигателей возрастает, то возрастает и V M C G .
| Actual OAT | Press ALT | ||||
| C | 0 | 2000 | 4000 | 6000 | 8000 |
| 40 | 111 | 107 | 103 | 99 | 94 |
| 30 | 116 | 111 | 107 | 103 | 99 |
| 20 | 116 | 113 | 111 | 107 | 102 |
| 10 | 116 | 113 | 111 | 108 | 104 |
For A/C OFF increase V1(MCG) by 2 knots.
Взлет с отказавшим двигателем может быть продолжен лишь в случае, если отказ двигателя произойдет при скорости не менее, чем V M C G .
Взлет с мокрой полосы
При расчете максимально-допустимой взлетной массы, в случае продолженного взлета, используется уменьшенная высота условного препятствия (screen height) 15 футов, вместо 35 футов для сухой ВПП. В связи с этим нельзя в расчет взлетной дистанции включать полосу, свободную от препятствий(Clearway).
Что такое демпфер рыскания простыми словами и получил лучший ответ
Ответ от Александр кайманов[гуру]
Демпфер колебаний это узел системы управления летательным аппаратом. Демпферы колебаний, предназначены для парирования колебаний ЛА относительно трех основных осей и улучшения характеристик устойчивости и управляемости при пилотировании ЛА на всех режимах полета.
Применение демпферов на современных самолетах вызвано ухудшением их аэродинамической устойчивости из-за малой площади оперения, связанным с увеличением высот и скоростей полета.
Бляяяяяяяяяяя!!! Ты кажись будущий лётчик Мамааааааааааааааа!! !
Щас тост скажу:
Високо, високо в седых кавказских горах, старий чабан пас стадо овец. Високо в голубом небе парил орел. Он увидел овец сложил крылья и камнем упал на самого большого барана, схватил его и полетел. Старый чабан взял ружье, прицелился, выстрелил, И.... Орел упал на дно самого глубокого ущелья, а баран... дальше полетел.
Так выпьем же за то, что бы орлы никогда не падали, а бараны никогода не летали!
Учи матчасть и будь осторожен: в небесах пиздец всегда возможен.
Коллега расстроен твоими знаниями....
Ответ от Murzik99rus
[гуру]
Успокоитель.
Ответ от 3 ответа
[гуру]
Привет! Вот подборка тем с ответами на Ваш вопрос: Что такое демпфер рыскания простыми словами
Для улучшения характеристик бокового движения самолета и недопущения незатухающих колебаний типа «голландский шаг» в системе управления рулем направления установлен демпфер рыскания.
«Голландский шаг» (Dutch roll) появляется в результате относительно слабой путевой устойчивости и чрезмерной поперечной устойчивости самолета. Когда самолет вращается относительно продольной оси, самопроизвольно возникает скольжение в сторону опускающегося крыла, за счет возникающей боковой составляющей силы тяжести. Это сразу же приводит к возникновению момента поперечной устойчивости M x β , который стремится уменьшить возникший крен. На самолетах с высокой поперечной устойчивостью он может быть значительным.
В то же время возникает и момент путевой устойчивости M y β , стремящийся развернуть нос самолета в сторону возникшего скольжения. Поскольку на многих самолетах путевая устойчивость значительно слабее поперечной, то восстановление скольжения отстает от восстановления крена. Самолет по инерции проскакивает положение без крена и начинает крениться в противоположную сторону. Таким образом, самолет без вмешательства в управление будет совершать незатухающие колебания по крену и скольжению.
Демпфер рыскания искусственно увеличивает путевую устойчивость и таким образом предотвращает колебания.
Чувствительным элементом демпфера рыскания является двухстепенной гироскоп, реагирующий на угловую скорость ω y , относительно нормальной оси Y. Этот сигнал фильтруется и усиливается в зависимости от скорости полета по сигналу от компьютера, рассчитывающего высотно-скоростные параметры (Air Data Computer). Далее сигнал поступает на управляющий золотник демпфера (см. схему главного рулевого привода РН в разделе «Путевое управление»). Золотник управляет перемещением исполнительного привода демпфера, что смещает центр вращения первичного и вторичного суммирующих рычагов и, таким образом, суммируется с перемещением педалей от летчиков и приводит к перемещению штока главного рулевого привода руля направления.
При этом перемещения исполнительного привода демпфера на педали не передаются, и летчик не может тактильно ощущать работу демпфера. Для контроля за его работой выведен индикатор, показывающий отклонения исполнительного привода демпфера.
Удобный контроль на рулении: планка первоначально должна отклониться в сторону противоположную развороту. Затем планка может возвращаться в нейтраль или даже отклоняться в сторону разворота. Это объясняется сложным законом отклонения руля направления, когда руль реагирует на быстроизменяющуюся составляющую угловой скорости разворота и не реагирует на постоянную её составляющую.
При нормальной работе демпфера в полёте отклонения планки индикатора практически незаметны.
На самолетах новой комплектации с установленным интегрированным узлом связи (IFSAU) между САУ и самолетом (см. Система автоматического управления), при выпущенных закрылках сигнал демпфера усиливается на 29% для противодействия усиливающейся поперечной устойчивости. Кроме того, на 50% гасятся сигналы с частотой 8 герц для уменьшения вибраций и улучшения комфорта пассажиров.
Координированное скольжение
Координированное скольжение – это контрольный маневр, выполняемый при летных испытаниях самолета. Он позволяет выявить особенности боковой устойчивости и управляемости самолета, в частности взаимную эффективность поперечного и путевого управления. При его выполнении выдерживают прямолинейный полет на постоянной высоте и скорости с постепенным ступенчатым отклонением руля направления. Чтобы возникающее при этом скольжение не уводило самолет с прямолинейной траектории, создают крен в противоположную сторону. Таким образом, боковая составляющая силы тяжести будет компенсировать боковую силу от скольжения. В данном маневре путевой канал как бы борется с поперечным. Если нет прочностных ограничений, то отклонения рулей выполняются до полного расхода. Как правило, первыми становятся на упор педали, а поперечное управление ещё имеет запас. Но бывает и наоборот.
В отчете по расследованию катастрофы Боинга 737-200 3 марта 1991 года в районе Colorado Springs NTSB опубликовало результаты выполненных координированных скольжений на скорости 150-160 узлов в различной конфигурации закрылков от 40 до 10 градусов.
Рассматривался случай полного отклонения (непроизвольного увода) руля направления вправо на 25 градусов.
Таким образом, из таблицы видно, что увод руля направления в крайнее положение не опасен при закрылках, выпущенных в положение от 40 до 25 градусов. Кренящий момент от возникшего скольжения можно будет парировать отклонением штурвала на угол, соответственно от 35 до 68 градусов. Объясняется это резко возросшей эффективностью отклоняемых в полете интерцепторов (flight spoilers), которые срывают поток с закрылка на той половине крыла, которая должна опускаться.
При угле выпуска закрылков менее 25 градусов полного отклонения штурвала не хватает для парирования увода руля направления (на скорости эксперимента – 150-160 узлов). Так при закрылках 15 балансировка была достигнута только при d РН =23 градуса, при закрылках 10 - при d РН =21 градус.
Нижняя строчка таблицы не относится к координированному скольжению. В данном случае балансировка была достигнута при выполнении виража вправо с креном 40 градусов. Штурвал при этом был отклонен влево на полный угол, а уменьшение угла скольжения с 16 до 13 градусов достигается за счет появления демпфирующего путевого момента М Y w y от угловой скорости разворота.
Также в этом отчете есть информация о том, что поведенные исследования показали, что при уменьшении скорости до определенной величины, эффективности поперечного управления, с закрылками, выпущенными на 1 градус, становится недостаточно для парирования увода руля направления в крайнее положение. Данная скорость названа «скорость критической точки»(crossover airspeed).
Система автоматического управления
Система автоматического управления самолетом (AFCS) состоит из трех независимых систем: цифровой системы управления полетом (DFCS), демпфера рысканья (см. Боковая устойчивость и управляемость) и автомата тяги. Эти системы обеспечивают автоматическую стабилизацию самолета по тангажу, крену и скольжению и управление самолетом по сигналам радионавигационных средств, бортового навигационного компьютера (FMC), компьютера высотно-скоростных параметров (ADC) и стабилизацию курса.
Связь между цифровой системой управления и самолетом осуществляет в зависимости от комплектации самолета узел связи (AFC) или интегрированный узел связи (IFSAU). В зависимости от этого несколько меняется работа демпфера рысканья.
Автоматическое управление самолетом осуществляется посредством руля высоты и элеронов. На самолётах модификации «NG» может быть установлено автоматическое управление рулём направления.
Также происходит автоматическое снятие усилий со штурвала в продольном канале (с возвращением штурвальной колонки в нейтральное положение) путем перестановки стабилизатора. Автоматического снятия усилий в поперечном канале не происходит, поэтому запрещено пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов при включенном автопилоте. В этом случае рулевая машина автопилота будет пересиливать пружину загрузочного механизма (aileron feel and centering unit) и, при отключении автопилота, самолёт начнёт неожиданно для лётчика крениться.
Похожий случай произошел 6 сентября 2011 года в авиакомпании ANA, правда там лётчик непроизвольным отклонением механизма триммерного эффекта руля направления разбалансировал путевой канал, что привело к отключению автопилота и резкому кренению самолёта.
В полёте, при включенном автопилоте, штурвальная колонка и рулевое колесо должны стоять нейтрально. Это говорит об отсутствии усилий в проводке руля высоты и элеронов. Отклонение штурвальной колонки от нейтрали является признаком отказа управления стабилизатором или его ухода (runaway).
Отклонение рулевого колеса свидетельствует о поперечной (путевой) несимметрии самолета, неравномерной выработке топлива или несимметричной тяге двигателей. Техника триммирования бокового канала описана в разделе «боковая устойчивость и управляемость».
В случае полета с несимметричной тягой двигателей пилот должен отклонением педалей самостоятельно управлять путевым каналом. В противном случае точность выдерживания заданных параметров полета не гарантирована.
Отключение автопилота (DFCS) индицируется миганием красных ламп-кнопок «A/P P/RST» и звуком сирены, а отключение автомата тяги – только красными лампами-кнопками «A/T P/RST». Согласно отчета AAIB (Air Accidents Investigation Branch) о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года, отсутствие звуковой сигнализации отключения автомата тяги явилось причиной, способствующей инциденту. Во время захода на посадку при работе двигателей на режиме «Малый газ» автомат тяги отключился, что осталось незамеченным экипажем. На глиссаде снижения самолет потерял скорость до 82 узлов (на 20 км/час ниже V REF) и вышел на режим сваливания.
Кроме управления самолётом цифровая система управления полетом (DFCS) выдаёт на индикацию лётчикам отклонения директорных планок по крену и тангажу. Эти отклонения эквивалентны командам на рулевые машины автопилота. Поэтому, когда автопилот выключен, а лётчик пилотирует самолёт по директорным планкам, то он выполняет работу рулевой машины автопилота. Пилотирование по директорам значительно повышает точность выдерживания заданных режимов, но отучает лётчика от сканирования и анализа показаний приборов, то есть способствует деградации лётных навыков. Этому способствует политика авиакомпаний, которые во имя комфорта пассажиров запрещают своим пилотам летать с выключенными директорами даже в простых метеоусловиях. Проблема потери лётным составом навыков управления самолётом при выключенных средствах автоматизации неоднократно поднималась на международных конференциях по безопасности полётов, но воз и ныне там.
Полет самолета при несимметричной тяге
Рассмотрим поведение самолета сразу после отказа одного из двигателей и потребное управление (балансировку) для обеспечения прямолинейного полета с одним остановленным двигателем.
Пусть отказал левый двигатель. На самолет начнет действовать момент рыскания М У ДВ, разворачивающий его влево. Возникнет скольжение на правое крыло, следовательно, и момент крена Мх b в сторону крыла с остановленным двигателем. На рисунке показано примерное изменение углов скольжения и крена при остановке левого двигателя.
Поскольку поперечная устойчивость велика (особенно с выпущенными закрылками), то накренение будет происходить энергично, так что требуется немедленное вмешательство пилота. Для парирования кренящего момента, при работе двигателя на взлетном режиме, полного отклонения штурвала по крену недостаточно. Необходимо убрать скольжение рулем направления.
Рассмотрим, каковы условия балансировки в длительном полете с одним неработающим двигателем. Проанализируем два специфических случая балансировки в прямолинейном полете с остановленным двигателем: 1) без крена, 2) без скольжения, а также рекомендацию фирмы Боинг.
1. Полет без крена.
Для балансировки без крена требуется создать скольжение на левое крыло. Тогда к моменту от несимметричной тяги Му двиг прибавится момент от скольжения Му b . Их уравновешивание требует большого отклонения руля направления. Боковые силы от руля направления Z рн и от скольжения Z b будут действовать в противоположные стороны и при некотором угле скольжения уравновесятся. Поперечный момент Мх b будет компенсироваться моментами от руля направления Мх рн и элеронов Мх элер.
Казалось бы, для пилота прямолинейный полет без крена является наиболее приемлемым, но из-за большого потребного угла отклонения руля направления возрастает сопротивление самолета. Это ухудшает возможности самолета, особенно при отказе двигателя на взлете с большой массой и при высоких температурах.
Заметим, что хотя полет происходит здесь со скольжением, но шарик указателя скольжения расположится строго по центру. Дело в том, что аэродинамические силы в этом случае располагаются в плоскости симметрии самолета. Вообще говоря, данный прибор не является указателем скольжения, а является указателем боковой перегрузки. Боковая перегрузка возникает от нескомпенсированной аэродинамической силы Z, которая уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sing при полете с креном или центробежной силой при развороте самолета.
2. Полет без скольжения.
Разворачивающий момент от двигателя Му двиг балансируется моментом от руля направления Му рн. Боковая сила Z рн уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sing, при создании крена на правое крыло. Поперечный момент от руля направления Мх рн уравновешивается моментом от элеронов Мх элер. Заметим, отклонение элеронов в противоположную сторону, по сравнению с балансировкой без крена. Шарик в данном случае будет отклонен в сторону опущенного крыла, хотя скольжение будет отсутствовать.
Данный режим балансировки наиболее выгоден для энергетики самолета, поскольку обеспечивается минимальное сопротивление. Но точное выдерживание режима проблематично. Во-первых, у пилотов нет индикации угла скольжения, во-вторых, при изменении тяги работающего двигателя меняется разворачивающий момент, значит меняется потребное отклонение руля направления, соответственно меняется боковая сила руля направления, а значит и требуемый угол крена для его компенсации. Руководства по летной эксплуатации советских самолетов давали пилотам приблизительную цифру крена 3 - 5° на работающий двигатель.
Боинг дает другой критерий управления. Рассмотрим балансировочную диаграмму при отказе левого двигателя.
На ней цифрами 1 и 2 показаны рассмотренные случаи балансировки без крена и без скольжения. Вместе с тем существует бесконечное множество других балансировочных положений. Боинг рекомендует пилотам балансировать самолет с нулевым отклонением элеронов (level the control wheel). Пишется, что при этом наблюдается небольшой крен на работающий двигатель и шарик немного отклонен в ту же сторону. Как видно из балансировочной диаграммы, это положение является чем-то средним между двумя рассмотренными случаями балансировки. Его удобно выдерживать, поскольку для контроля «горизонтальности» штурвала необязательно даже смотреть в кабину и можно контролировать правильность положения руля направления тактильными ощущениями руки. Какая половинка штурвала опускается, значит в такую же сторону надо отклонить педали для балансировки. Точно такая же техника пилотирования при включенном автопилоте, поскольку педали от автопилота не управляются.
Отказобезопасность
Отказобезопасностью называется анализ влияния неисправностей на поведение самолета и возможность безопасного завершения полета.
При расследовании катастрофы 3 марта 1991 года NTSB оценил требуемые отклонения штурвала по крену для парирования следующих неисправностей системы управления:
1. Секция выдвижного предкрылка или предкрылок Крюгера не выпустились. В условиях турбулентности данный отказ, скорее всего, останется незамеченным.
2. Отказ демпфера рысканья с уводом руля направления на 2 градуса. (Максимальный угол отклонения руля направления от демпфера рысканья на сериях (300-500) - 3 градуса). Парирование требует отклонения штурвала на 20 градусов.
3. «Всплывание» интерцептора-элерона.
(Опущенный интерцептор удерживается в полете гидросистемой. Если система удержания интерцептора отказывает, то он, за счет разрежения над крылом, может приподняться над поверхностью крыла. Это называется «всплыванием».)
Парирование такого отказа требует отклонения штурвала на 25 градусов.
4. Заедание золотника рулевого привода руля направления, приведшее к отклонению руля на 10,5 градусов. Требует отклонения штурвала на 40 градусов.
5. Парирование асимметричной тяги двигателей с уводом руля направления на 8 градусов требует 30 градусов отклонения штурвала.
Общий вывод был сделан, что данные отказы не могут являться причиной потери управляемости самолета.
Недостатки самолета
С точки зрения вопросов, касающихся аэродинамики самолет имеет следующие недостатки:
1. Несмотря на то, что самолет оборудован флюгарками, информация о текущем угле атаки пилотам не выдается (за исключением некоторых комплектаций самолетов серий 600 и далее). Подача такой информации значительно бы помогла в случаях ненадежной работы компьютера высотно-скоростных параметров, ошибочного ввода информации о весе самолета в навигационный компьютер (FMC), выводе самолета из сложного положения, заходе на посадку с различными отказами механизации и т. п.
2. В законе управления двигателя отсутствует прямое ограничение режима двигателя при достижении максимально допустимой температуры газов за турбиной. Поэтому в процессе роста скорости на взлёте температура газов за турбиной непрерывно увеличивается и, при взлетах в жаркую погоду с большими взлетными весами, может превысить максимально допустимое значение. Это накладывает дополнительную нагрузку на экипаж по дополнительному контролю и ручной корректировке режима двигателей на разбеге и в процессе первоначального набора высоты. Что не способствует безопасности полета.
3. Самолет имеет чрезмерную поперечную устойчивость, особенно при выпущенных закрылках. Это усложняет его пилотирование и причиняет неудобства пассажирам на взлёте и посадке в условиях порывистого бокового ветра и при полете в неспокойной атмосфере.
В качестве примера по данному пункту подходит инцидент с Боингом 737-500, авиакомпании Международные авиалинии Украины 13 февраля 2008 года.
Выполняя посадку в Хельсинки при сильном порывистом боковом ветре, командир экипажа чрезмерно энергично парируя крен, возникший от порыва ветра, допустил касание законцовкой крыла о ВПП.
На самолётах модификации NG с winglet данный недостаток ещё более усилился.
По этой же причине самолет резко реагирует креном на возникающее скольжение при отказе двигателя на взлете. При этом полного отклонения штурвала по крену не достаточно для парирования кренящего момента и необходимо без задержки отклонить руль направления для парирования возникающего скольжения. В условиях видимости естественного горизонта эта задача решается, как правило, без проблем. Но в облаках или при ограниченной видимости решение этой задачи требует специальной тренировки и достаточно непросто для пилотов привыкших пилотировать по советской системе индикации – вид с земли на самолет.
4. Согласно отчета AAIB (Air Accidents Investigation Branch) о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года, полного отклонения руля высоты не хватило для парирования кабрирующего момента от двигателей. Выводя самолет из режима сваливания, экипаж вывел двигатели на режим, превышающий полную взлетную мощность. При этом тангаж самолета увеличился до 44 градусов, несмотря на то, что командир полностью отклонил штурвальную колонку от себя. В данном случае необходима помощь стабилизатора.
5. На самолётах модификации NG крейсерское число М полёта увеличилось и вплотную приблизилось к M MO . Однако повышенная инертность самолёта (за счёт большей массы) и алгоритм работы автомата тяги таковы, что возникает реальная угроза непреднамеренного превышения M MO в крейсерском полёте в неспокойной атмосфере при усилении встречной составляющей скорости ветра.
6. Сервокомпенсатор руля высоты (elevator tab), предназначенный для уменьшения усилий на штурвале при прямом (безбустерном) управлении самолётом, может провоцировать автоколебания проводки управления. Данные случаи отмечались 1 марта 2010 года http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/1_marta_2010_goda_brjussel/8-1-0-17
http://aviacom.ucoz.ru/publ/boeing_737/nedavnie_incidenty_s_boingom_737/povtornaja_proverka_servokompensatorov/8-1-0-15 .
Также вибрация сервокомпенсатора рассматривается, как одна из возможных причин катастрофы Боинга 737-800 в Бейруте 25 января 2010 года
Стреловидность крыла .
Как показано на рисунке, скольжение меняет эффективную стреловидность полукрыльев стреловидного крыла. Если крыло создаёт подъёмную силу, то полукрыло с меньшей эффективной стреловидностью создаст большую силу, чем противоположное полукрыло. Это даст стабилизирующий момент крена. Таким образом, стреловидность крыла повышает поперечную устойчивость самолёта. (Крыло обратной стреловидности уменьшает поперечную устойчивость).
Влияние стреловидности пропорционально С у и углу стреловидности крыла . На рисунке показано, что при одном и том же скольжении разница подъёмных сил полукрыльев возрастает с ростом С у (уменьшением скорости). Поскольку скоростные самолёты нуждаются в стреловидном крыле, то на малых скоростях они обладают чрезмерной поперечной устойчивостью.
Самолётам со стреловидным крылом нуждаются в меньшем поперечном V крыла, чем самолёты с прямым крылом.
Киль
создаёт небольшой стабилизирующий момент крена при скольжении. Поскольку точка приложения боковой силы киля находится выше центра тяжести, то боковая сила киля, обеспечивая путевую устойчивость, играет также небольшую роль в поперечной устойчивости самолёта
.
Подфюзеляжный гребень
находится ниже центра тяжести и поэтому оказывает отрицательное влияние на поперечную устойчивость.
В целом, поперечная устойчивость не должна быть слишком большой. Чрезмерная реакция самолёта креном на скольжение может привести к возникновению колебаний типа «голландский шаг» или потребовать от системы поперечного управления самолёта очень высокой эффективности для выполнения взлётов и посадок при боковом ветре.
Если самолёт демонстрирует удовлетворительную поперечную устойчивость в крейсерском полёте, то на режимах взлёта и посадки небольшие отклонения от нормы. Поскольку влияние закрылков и тяги двигателей дестабилизирующее, то возможно снижение устойчивости из-за их влияния.
Выпуск закрылков делает внутренние секции крыла более эффективными, а поскольку они находятся ближе к центру тяжести, то результирующий момент от изменения подъёмных сил полукрыльев уменьшается.
Влияние тяги двигателей у реактивных самолётов незначительное, но существенное у винтовых.
Силовая обдувка внутренних секций крыла на малых скоростях полёта делает их намного эффективнее наружных секций, что уменьшает поперечную устойчивость.
Объединение эффекта закрылков и силовой обдувки винта может привести к значительному уменьшению поперечной устойчивости на взлётно-посадочных режимах винтовых самолётов.
Самолёт должен быть устойчив в поперечном отношении, но устойчивость не должна быть большой. Кроме того, допускаются некоторые исключения для режимов взлёта и посадки.
Проблемы, возникающие при чрезмерной устойчивости, существенны, и с ними тяжело бороться.
Пилот ощущает поперечную устойчивость через потребное отклонение колеса штурвала (ручки управления) для сохранения заданного крена при возникновении скольжения самолёта (боковой порыв, отклонение педали, асимметричная тяга двигателей и т. п.). При наличии поперечной устойчивости летчик будет вынужден отклонять штурвал в сторону возникшего скольжения (сторону противоположную отклонённой педали).
Заключение
: перед конструктором стоит дилемма. Для увеличения скорости полёта на самолёт устанавливают стреловидное крыло, но это повышает его поперечную устойчивость. Чтобы её уменьшить, уменьшают поперечное V крыла. При верхнем расположении крыла на фюзеляже возникает дополнительный эффект усиливающий поперечную устойчивость. Для борьбы с этим применяют отрицательное V крыла.
Динамическое взаимодействие путевого и поперечного движения.
В предыдущем рассмотрении реакция самолёта на скольжение по крену и рысканию рассматривалась изолировано, для детального анализа.
В реальности, оба эти момента возникают одновременно: кренящий момент от поперечной статической устойчивости и момент рыскания от путевой статической устойчивости.
Спиральная неустойчивость.
Самолёт обладает спиральной неустойчивостью, если его путевая устойчивость очень велика, по сравнению с поперечной устойчивостью.
Спиральная неустойчивость проявляется плавно. Самолёт, после воздействия возмущения, начинает плавно увеличивать крен, который постепенно может перейти в крутую нисходящую спираль.
Причина возникновения спиральной неустойчивости заключается в том, что самолёт быстро устраняет возникшее скольжение, в то время как слабая поперечная устойчивость не успевает убрать крен. При этом моменту поперечной устойчивости противодействует спиральный момент крена, который возникает при вращении самолёта относительно нормальной оси. Допустим, возникло скольжение справа. Путевая устойчивость начинает разворачивать нос самолёта вправо. При этом левое крыло движется по большему радиусу, его подъёмная сила увеличивается и стремится накренить самолет вправо – в противовес моменту поперечной устойчивости.
Темп развития крена при спиральной неустойчивости обычно слабый, что не создаёт пилоту трудностей в управлении самолётом.
«Голландский шаг».
Колебания типа «голландский шаг» возникают, когда поперечная устойчивость самолёта велика, по сравнению с путевой устойчивостью.
Это самопроизвольно возникающие нежелательные колебания, вызванные взаимодействием путевого и поперечного канала.
Когда у самолёта возникает скольжение, то момент поперечной устойчивости энергично создаёт крен от скольжения. На поднимающемся полукрыле подъёмная сила и индуктивное сопротивление больше, чем на опускающемся. Это создаёт момент рыскания на уменьшение угла скольжения, но за счёт инерции самолёт проскакивает нулевое значение и возникает скольжение уже с другой стороны. После чего процесс повторяется в другую сторону.
Для устранения «голландского шага» на самолёты устанавливают демпферы рыскания, которые искусственно повышают путевую устойчивость, отклоняя руль направления для противодействия возникающей угловой скорости рыскания.
Если демпфер рыскания отказал в полёте, то возникающие колебания рекомендуется устранять, используя поперечное управление самолёта. Потому что при использовании руля направления, запаздывание в реакции самолёта таково, что возможна раскачка самолёта лётчиком (PIO). В этом случае «голландский шаг» может быстро привести к расходящимся колебаниям и потерей контроля над самолётом.
«Голландский шаг» нежелательный, а спиральная неустойчивость допустима, если скорость нарастания крена мала. Поэтому степень поперечной устойчивости не должна быть большой.
Если степень путевой устойчивости самолёта достаточна для предотвращения «голландского шага», то она автоматически достаточна для недопущения путевой апериодической неустойчивости (непрерывного нарастания угла скольжения). Поскольку наилучшие пилотажные свойства демонстрируют самолёты, обладающие высокой степенью путевой устойчивости и минимально необходимой степенью поперечной устойчивости, то большинство самолётов имеют небольшую спиральную неустойчивость. Как уже говорилось, слабая спиральная неустойчивость вызывает мало беспокойства у пилотов и гораздо предпочтительнее, чем «голландский шаг».
Стреловидное крыло значительно влияет на поперечную устойчивость. Поскольку степень этого влияния зависит от С у, то динамические характеристики самолёта могут меняться в зависимости от скорости полёта. На больших скоростях (малых С у) поперечная устойчивость мала и самолет имеет спиральную неустойчивость. На малых скоростях поперечная устойчивость возрастает и усиливается тенденция к колебаниям типа «голландский шаг».
Раскачка самолёта пилотом (PIO).
Определённые нежелательные колебания самолёта могут возникнуть из-за непреднамеренных движений органами управления самолётом. Колебания могут возникнуть относительно любой оси, но наиболее опасными являются короткопериодические продольные колебания. За счёт запаздывания обратной связи, система пилот/система управления/самолёт может возбудить колебания, приводящие к разрушающим нагрузкам на конструкцию и потере управления.
Когда время реакции пилота и запаздывание системы управления совпадают с периодом собственных колебаний самолёта, непреднамеренные управляющие реакции пилота могут привести к резкому увеличению амплитуды колебаний. Поскольку эти колебания относительно высокочастотные, то амплитуда может достичь опасных значений за очень короткий промежуток времени.
При попадании в такой режим полёта наиболее эффективным действием является освобождение органов управления. Любая попытка принудительно остановить колебания только продолжит возбуждение и усилит их величину. Освобождение органов управления устраняет причину возбуждающую колебания и позволяет самолёту выйти из режима за счёт собственной динамической устойчивости.
Полёт на больших числах М.
Обычно полёт на больших числах М происходит на большой высоте. Рассмотрим влияние большой высоты на поведение самолёта. Аэродинамическое демпфирование проявляется в появлении моментов сил, препятствующих вращению самолёта относительно трех его осей. Причина появления этих моментов в изменении углов обтекания крыла, стабилизатора и киля при вращении самолёта.
Чем больше истинная скорость самолёта, тем меньше изменения углов обтекания при заданной угловой скорости вращения, и, соответственно, меньше демпфирование. Степень уменьшения демпфирования пропорциональна квадратному корню из относительной плотности воздуха. В этой же пропорции находятся индикаторная земная (EAS) и истинная (TAS) скорости. Так, например, в стандартной атмосфере на высоте 40000 футов демпфирование будет в два раза слабее, чем на уровне моря.
Обеспечение устойчивости по скорости на трансзвуковых числах М.
Когда число М полёта превышает М крит, над верхней поверхностью крыла образуется сверхзвуковая зона со скачком уплотнения. Это приводит к:
смещению центра давления крыла назад, и
уменьшению скоса потока за крылом.
Для сохранения требуемого градиента усилий на штурвале по скорости в систему управления современных самолётов встраивают устройство, компенсирующее данный момент (Mach trim).
При увеличении числа М, данное устройство может:
отклонять руль высоты вверх;
перекладывать отклоняемый стабилизатор носком вниз или
смещать центр тяжести самолёта перекачкой топлива в задний бак.
Какой именно метод используется, зависит от производителя самолёта. Данная система регулирует усилия в продольном канале управления и работает только на больших числах М.
Заключение
Устойчивость – это качество присущее самолёту и позволяющее ему в условиях воздействия возмущений возвращаться к исходному режиму полёта. Различают два вида устойчивости статическую и динамическую. В каждом из этих видов самолёт может оказаться устойчивым, нейтральным или неустойчивым.
Статическая устойчивость описывает первоначальную реакцию самолёта на отклонение от равновесия относительно одной или более осей (самолёт имеет три оси вращения).
Самолёт статически устойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к возврату в первоначальное состояние.
Самолёт статически нейтрален, если, при отклонении от состояния равновесия, у него не возникает никакой тенденции, и он остаётся в новом состоянии.
Самолёт статически неустойчив, если, при отклонении от состояния равновесия, у него возникает тенденция к дальнейшему увеличению отклонения. Это крайне нежелательное свойство, которое может привести к потере управления самолётом.
Большинство самолётов обладают статической устойчивостью по тангажу и рысканию и близки к статической нейтральности по крену.
Если самолёт обладает статической устойчивостью, то динамическая устойчивость рассматривает временной процесс поведения самолёта после прекращения действия возмущения. В процессе возврата к равновесному состоянию самолёт по инерции проскакивает исходное положение, что создаёт отклонение в другую сторону и процесс повторяется.
Если самолёт динамически устойчив, то эти колебания затухающие. Самолёт должен быть динамически устойчивым.
Если самолёт динамически нейтрален, то колебания не будут затухать. Динамическая нейтральность – нежелательное явление.
Если амплитуда колебаний самолёта будет возрастать по времени, то данный самолёт динамически неустойчив, что крайне нежелательно.
Наличие устойчивости (или неустойчивости) самолёта определяется формой и размерами его поверхностей.
Киль является основной поверхностью, обеспечивающей путевую устойчивость. Стабилизатор обеспечивает продольную устойчивость, а крыло – поперечную.
Расположение центра тяжести также влияет на устойчивость. Если центр тяжести находится вблизи предельно задней границы, то самолёт будет менее устойчив по тангажу и рысканию. При смещении центра тяжести вперёд устойчивость повышается.
Хотя самолёт при задней центровке менее устойчив, его лётные характеристики улучшаются из-за уменьшения силы на стабилизаторе, направленной вниз (потери на балансировку). Такой самолёт имеет немного меньшую скорость сваливания, меньше сопротивление, большую крейсерскую скорость на одном и том же режиме двигателей.
Манёвренность – это качество самолёта, позволяющее ему легко маневрировать и выдерживать нагрузки, связанные с этим маневрированием.
Управляемость – это способность самолёта реагировать на управляющие воздействия пилота, в частности по управлению пространственным положением и траекторией полёта.
Самолёт устойчив по тангажу, если он возвращается к горизонтальному полёту после прекращения действия возмущения, вызванного вертикальным порывом или отклонением руля высоты. Положение центра тяжести и эффективность стабилизатора оказывают основное влияние на устойчивость и управляемость по тангажу.
Увеличение устойчивости, по какой либо из осей:
уменьшает манёвренность и управляемость, и
увеличивает усилия на штурвале (ручке управления, педалях).
Самолёт будет уменьшать крен после случайного накренения, если он имеет статическую поперечную устойчивость. Поперечная устойчивость в англоязычных текстах часто называется «dihedral effect» (эффект поперечного V крыла).
Большинство самолётов имеют положительное V крыла. Это значит, что законцовки крыльев находятся выше, чем комель крыла. Если в полёте возникнет левый крен, то под действием боковой составляющей силы тяжести самолёт начнет скользить влево. Местный угол атаки левого крыла увеличится, а правого – уменьшится. Это создаст момент, выводящий самолёт из крена.
Стреловидное крыло обеспечивает большее М крит, кроме этого оно также придаёт самолёту поперечную устойчивость. В данном случае это побочный продукт. Самолёты со стреловидными крыльями имеют меньшее положительное V крыла, чем самолёты с прямым крылом.
Верхнее расположение крыла также усиливает поперечную устойчивость, поэтому у верхнепланов не требуется положительное V крыла, а часто наоборот делают отрицательное V крыла.
Излишняя поперечная статическая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – колебаниям типа «голландский шаг».
Статическая путевая устойчивость (флюгерная) – это тенденция самолёта разворачивать нос в направлении набегающего потока (в плоскости крыльев). Она обеспечивается тем, что боковая площадь самолёта (включая киль) позади центра тяжести больше, чем площадь впереди центра тяжести.
Стреловидное крыло также увеличивает путевую устойчивость.
Чрезмерная статическая путевая устойчивость приводит к динамической неустойчивости – тенденции самолёта к спиральной неустойчивости.
Взаимодействие поперечной и путевой устойчивости. При накренении самолёт начинает скользить на опущенное полукрыло. Путевая устойчивость создаёт момент на уборку скольжения (разворот носа в сторону опущенного полукрыла), а поперечная – на уборку крена.
Если путевая устойчивость сильная, а поперечная – слабая, то самолёт начнёт вращаться относительно нормальной оси при вялой тенденции к уменьшению крена. Полукрыло, идущее по большему радиусу, будет обтекаться с большей скоростью, что создаёт момент на увеличение крена. Этот момент называется спиральный момент крена. Если он превысит момент поперечной устойчивости, то крен будет непрерывно увеличиваться, а поскольку вертикальная составляющая подъёмной силы станет меньше веса, то самолёт будет входить в нисходящую спираль.
Если поперечная устойчивость сильная, а путевая – слабая, то самолёт будет иметь тенденцию к колебаниям типа «голландский шаг».
Система обеспечения устойчивости по скорости на больших числах М (Mach trim) поддерживает заданный градиент усилий по скорости. Система регулирует загрузку штурвала (ручки управления) и работает только на больших числах М.
Переключатель FLT CONTROL – гидравлика органов управления. Положение STBY RUD – подключает запасную гидросистему к системе реверса и рулям направления. Положение OFF отключает соответствующую гидравлику («А» или «В») от элеронов, рулей высоты и направления.
Положение ON – нормальное положение – в случае отказа основных гидравлических систем автоматом подключится запасная.
Табло LOW PRESSURE – низкое давление в системе «А» или «В», конкретно – в узлах управления элеронами, стабилизатором, рулями направления.
(2) Блок SPOILER
SPOILER – отключение гидравлики на интерцепторы (спойлеры). Тумблеры применяются персоналом при ремонте и работах по обслуживанию ВС на земле. Нормальное положение – ON.
(3) Блок YAW DAMPER
YAW DAMPER – демпфер рыскания. Устройство, которое гасит колебания самолета по крену и рысканию. Тут, по идее, самое время начать долгий рассказ об аэродинамике, о динамических характеристиках устойчивости и так далее, но мы договаривались – не заглядывать под капот.
Вкратце: иногда самолет не хочет лететь идеально прямо, он, вследствие ряда причин, начинает совершать неприятные колебания по крену, рысканию или тангажу. Демпфер рыскания – система, где датчики анализируют ситуацию и посылают сигнал на органы управления, которые гасят эти колебания. Must have. Нормальное положение в полете – ON.
Табло YAW DAMPER – демпфер рыскания отключен.
(4) Блок STANDBY HYD (резервная гидравлическая система )
Табло LOW QUANTITY – недостаточное количество жидкости в резервной гидросистеме.
Табло LOW PRESSURE – низкое давление в резервной гидросистеме. Табло горит в двух случаях: 1) запасная гидросистема включена и 2) она неисправна. Т.е. полная засада.
(5) Блок ALTERNATE FLAPS (резервные закрылки )
На самом деле они никакие не резервные: тумблер в положении ARM отключает обычную гидравлическую систему, подключает систему резервную и активирует переключатель с маркировкой UP – DOWN – OFF. Этим переключателем можно вручную опускать или поднимать закрылки. Нажали – закрылки начали движение, отпустили – переключатель вернулся в положение OFF, движение закрылок прекратилось.
(6) Блок табло
Табло FEEL DIFF PRESS – Feel Differential Pressure .
Тут надо сказать вот о чем. Рули высоты из-за встречного потока воздуха испытывают определенную нагрузку. Это сопротивление передается на штурвал пилота, и штурвал «идет» с усилием. Чем больше нагрузка на рули высоты, тем больше усилий нужно приложить пилоту, чтобы управлять ими. Как в джойстике с обратной связью (Force feedback ). Если табло горит, то эта система – FEEL – неисправна.
Табло SPEED TRIM FAIL .
При взлете или уходе на второй круг, когда скорость мала, повышается риск сваливания. Для предотвращения этого существует система, которая ставит стабилизатор в положение, при котором пилот может безопасно оперировать рулями высоты и тем же стабилизатором. Если это табло горит, то система неисправна.