Министерство Гражданской Авиации
- Центр ГА СЭВ - ИПК
Ю.Н. Стариков
Практическая
АЭРОДИНАМИКА
самолета Ил-62 М
(учебное пособие для экипажей)
Ульяновск
1989
МИНИСТЕРСТВО ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ
ОРДЕНОВ ЛЕНИНА И ДРУЖБЫ НАРОДОВ ЦЕНТР СОВМЕСТНОГО
ОБУЧЕНИЯ ЛЕТНОГО, ТЕХНИЧЕСКОГО И ДИСПЕТЧЕРСКОГО
ПЕРСОНАЛА ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ СТРАН-ЧЛЕНОВ СЭВ -
ИНСТИТУТ ПОВЫШЕНИЯ КВАЛИФИКАЦИИ
Ю.Н.СТАРИКОВ
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА
САМОЛЕТА ИЛ-62М
(учебное пособие для экипажей)
Ульяновск 1989 <
2
ББК 053-01
С77
УЖ 629.7.015(07) ИЛ-62М	1
Ю.Н.Стариков. Практическая аэродинамика самолета Ил-62М.
Ульяновск: Центр ГА СЭВ, 1989 - 72с.
Представленное методическое пособие в простой и доступ-
ной для понгадания форме излагает вопросы практической аэро-
динамики самолета ЙЛ-62М на различных этапах полета.
Пособие предназначено для всех членов летного экипажа
и может быть использовано инженерно-техническим составом при
переучивании на этот тип самолета в Центре ГА СЭВ и учебно-
тренировочных подразделениях.
Автор методического пособия - старший преподаватель
Стариков Ю.Н.
Методическое пособие обсуждено и одобрено на кафедре
"Практическая аэродинамика" Протокол й I от 28.01.1989г.
Рис. 21, табл. 8.
© Ульяновский Центр ГА СЭВ, 1989 г.
Глава I. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ СКОРОСТНОГО
ДОЗВУКОВОГО САМОЛЕТА
I.	Число М и его значение в летной практике
С помощью числа М оценивается влияние сжимаемости воз-
духа на полет самолета. Оно устанавливается из условия устой-
чивости и управляемости самолета и необходимо для объектив-
ной оценки параметров полета. Чем больше значение числа М,
тем в большей степени проявляется сжимаемость воздуха, кото-
рая связана с такими опасными явлениями летной практики как:
-скоростная тряока самолета, возникающая в результате
образования окачков уплотнения на крыле и орыва потока. Пере-
распределение давления по поверхности крыла, изменение поло-
жения "центра давления и срыв потока вызывают вибрацию пане-
лей крыла и всей конструкции, которая может начинаться при
М=0,84;
-	самопроизвольное кренение самолета при нейтральном
положении штурвала за счет несимлетричного образования скач-
ков уплотнения на полукрыльях и срыв потока по этой причине.
Возникает вследствие геометрической и жесткостной несиммет-
рии самолета. Появляется при величине числа М более 0,84
после начала тряски;
-	ухудшение устойчивости по скорости в диапазоне
М=0,83-0,86. Проявляется вследствие смещения назад по хорде
крыла центра давления при увеличении скорости, особенно после
образования скачков уплотнения;
-	обратная реакция по крену на отклонение педали
(М > 0,84-0,86);
-	увеличение сопротивления и расхода топлива;
Полет на больших высотах без контроля величины числа М
затруднителен. Чтобы избежать на практике вышеперечисленные
опасные явления, устанавливаются следующие ограничения:
^махс.доп.^'83 на 870СЫ, Уцр.мако.доп=®^ км/4
Н < 8700».
4
2.	Аэродинамические особенности стреловидного
крыла
I.	Коэффициенты Су и Сх у стреловидного крыла меньше
чем у прямого (рис. I), но больше. Основная причина увели-
чения .Мкр в разделении потока на крыле на составляющие Ц и Ц .
Уменьшение коэффициента Су. приводит при одних и тех же усло-
виях, к ухудшению взлетно-посадочных характеристик.
2.	Аэродинамическое качество самолета оо стреловидным
крылом меньше чем с прямым крылом. Качество как известно,
является одним из основных показателей, характеризующих
аэродинамическое совершенство самолета. Самолет Ил-62М имеет
максимальное аэродинамическое качество 14,5 на <Х га=9° прв
M^U,4. При выпуске шасси, закрылков, спойлеров качество
самолета ухудшается. При работе силовых установок в режиме
реверса качество самолета уменьшается как вследствие создания
обратной тяги, так и увеличения сопротивления фюзеляжа ввиду
увеличения зоны разрешения и выхода створок реверса. Очень
сильное влияние на аэродинамическое качество оказывает сжимае-
.мость воздуха.
Большое качество благоприятно сказывается на величине
километрового и часового расхода топлива. Так при увеличении
качества на одну единицу сопротивление'самолета уменьшается
примерно на 10%.
3.	Преждевременный срыв потока на концах стреловидного
крыла уменьшает Су макс . увеличивая скорость сваливания.
Критический угол при этом увеличивается. Происходит более
ранний отрыв потока на крыле по причине наличия градиента
давления по размаху крыла и составляющей потока V2- Л®*
борьбы с концевым срывом_потока на крыле, начиная с отно-
сительного полуразмаха И ~ 0,45 ^/2 (рис. 2) по передней
кромке формируется "клюв" или "аэродинамический зуб", которым
образован 10-процентным удлинением местных хорд в сочетании с
незначительным отгибом вниз. Это создает в середине крыла
аэродинамическую воздушную перегородку на пути поперечных
токов и тем самым улучшаются условия обтекания концевых се-
чений. Возникновение вихревого жгута происходит на углах
атаки, превышающих нормальные крейсерские (о(>9°).
5
Рис. I. Работа стреловидного крыла
6
Кроме того, вихревой жгут, образующийся в области излома
передней кромки, оказывает положительное влияние на усло-
вия работы стабилизатора, уменьшая углы скоса потока,
уменьшал вероятность "клевка". Наличие наплыва по передней
кромке способствует увеличению критических углов атаки и
благоприятному протеканию аэродинамических характеристик.
4.	Поток, срываясь на концах стреловидного крыла,
приводит к сваливанию самолета на крыло.
5.	Стреловидное крыло способствует обратной реакции
по крену.
6.	Волновой кризис на стреловидном крыле протекает
неодновременно и менее интенсивно, чем на прямом и не сра-
зу приводит к резким изменениям аэродинамических характе-
ристик самолета, и,кроме того, начинается позже, чем у
прямого.
7.	Стреловидное крыло обладает завышенной поперечной
устойчивостью, что приводит к боковой раскачке самолета
и "зависанию" по крену.
8.	Механизация стреловидного крыла менее эффективна,
крыло менее жесткое и более склонно к флаттеру.
9.	Уменьшение скоростного потока при обтекании крыла
за счет разложения потока приводит к снижению эффективнос-
ти рулей самолета.
Г ла в а 2. ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
I.	Особенности аэродинамической схемы
самолета Ил-62М
Преимущества заднего расположения двигателей. по
сравнению о двигателями, расположенными на крыле:
-	снижение уровня шума и вибрации в салоне;
-	крыло аэродинамически чистое;
-	более эффективна работа механизации крыла;
-	уменьшаются потери скоростного набора (тяги дви-
гателя ) на входе в двигатэли за счет коротких воздухо-
7
заборников;
-	улучшается работа двигателей на больших углах атаки
за счет скоса потока за крылом;
-	малый разворачивающий момент при отказе двигателя;
-	улучшается продольная устойчивость самолета за
счет пилонов и гондол двигателей. Площадь пилонов и гондол
двигателей составляет примерно 20% от площади крыла.
Недостатки:
-	большие инерционные силы и изгибающие моменты при
приземлении самолета;
-	отсутствует запас от опрокидывания самолета на
иоот ' ^пуст =	х опрок.= :
-	передняя часть фюзеляжа самолета ухудшает устойчи-
вость и усложняет балансировку. Например, если Хг - 30%,
то 54% длины фюзеляжа расположено впереди центра тяжести;
-	пикирующий момент двигателей увеличивает усилия па
штурвале и расход РВ; .
-	увеличение массы крыла ввиду отсутствия его раз-
грузки в полете;
-	путевая колебательная неустойчивость самолета вви-
ду тяжелой хвостовой части.
Преимущества низкого расположения крыла:
-	при аварийной посадке без шасси удар воспринимается
в основном крылом, защищая пассажиров и экипаж;
-	при посадке на воду топливные кессоны и фюзеляж
обеспечивают плавучесть самолета (если ~ 105 т, то
глубина усадки 1000 мм);
-	шасси небольшой высоты, прочное, легкое, чем упро-
щается его уборка и выпуск;
-	оказывается влияние земли на взлетно-посадочные
характеристика самолета.
Недостатки:
-	создается диффузорный эффект (повышается сопротив-
ление) в месте стыка фюзеляжа и задней кромки крыла;
-	повышается вероятность касания ВПП крылом при по-
садке;
-	снижается поперечная устойчивость самолета.
8
XFcTp«A - 35е
Рио» 4% Геометрические параметры
крыла
9
Преимущества Т-образного оперения:
-	уменьшается влияние скоса потока за крылом на ра-
боту стабилизатора;
-	увеличивается плечо и эффективность горизонталь-
ного оперения;
-	увеличивается путевая устойчивость самолета.вслед-
ствие создания эффекта концевой щайбы в работе киля;
-	уменьшается опасность усталостного разрушения.
Недостаток:
-	способность самолета входить в зону сорванного по-
тока (о крыла и пилонов двигателей), рис. 3.
2.Аэродинамическое обоснование геометрических
характеристик самолета
Площадь крыла S = 279/254 м выбирается из условия
обеспечения расчетных взлетно-посадочных характеристик и
нагрузок на I м2 крыла. Наплыв по задней кромке И =0,28 ^/2
(рис. 4) позволяет увеличить строительную высоту корневых
сечений и увеличить пространство для размещения основных
опор шасси, а также . повышает эффективность внутренних пря-
мых закрылков.
Стреловидность по линии фокусов обеспечивает высокую
крейсерскую скорость полета, но затрудняет получение высо-
ких несущих характеристик в облаоти малых скоростей
Хр =35° крыло, Xf = 3$° “ стабилизатор, Д^=42° - киль).
Как известно ^рИТ таких элементов самолета как опе-
рение, гондолы двигателей и фюзеляжа должны превышать кри-
тическое число М крыла, исходя из условия устойчивости и
управляемости. Из приведенных цифр видно, что стреловид-
ность оперения способствует этому.
Геометрическая крутка крыла Д ‘Z7 =-4° - это изменение
' вдоль размаха утла установки профилей (	=+3 >
Аэродииаадичедасая крутка крыла - это изменение относи-
. твяьвой толщины я кривизны профилей вдоль размаха крыла.
Крыло самолета Ил-62М окомпановано из профилей ЦАГИ
10
типа СР-5. От борта фюзеляжа до 0,28 полуразмаха крыла
профили симметричные с относительной толщиной С =12%,
далее кривизна увеличивается и на конце крыла составля-
ет £ = 4-2% при с = 11%.
Аэродинамическая и геометрическая крутки крыла позво-
ляют :
-	обеспечить равномерное распределение нагрузки по
размаху крыла;
-	достигать больших углов атаки, при которых срыв по-
тока начинается на концевых частях крыла;
-	улучшить характеристики продольной устойчивости са-
молета;
-	улучшить работу элеронов на Ливших углах атаки;
-	уменьшить угловые скорости при сваливании (улучшить
противоштопорные характеристики) ;
-	повысить /V/ т и X крит концевых сечений;
-	уменьшить сопротивление самолета;
-	сдвинуть зону начала срыва потока ближе к борту фю-
зеляжа.
Средняя аэродинамическая хорда (САХ=7,55м). Относи-
тельно САХ устанавливаются предельно передние и предельно
задние центровки, рекомендуемые в эксплуатации, рассматри-
ваются вопросы устойчивости и управляемости.
Угол поперечного V =+3°24’ . Положительная величина
поперечного V крыла улучшает поперечную устойчивость са-
молета и создает большую безопасность при посадке на фюзеляж.
Кроме того, увеличивается расстояние от конца крыла до
ВПП, что важно при появлении крена после отрыва или при
посадке самолета.
Отношение базы к колее равно 3,6. Большая величина
этого показателя способствует хорошей путевой управляемос-
ти, но меныней устойчивости на разбеге и пробеге.
Удлинение л.~ €/САА и сужение
выбираются с таким расчетом, чтобн максимально приблизиться
к форме элипса для получения большего качества, меньшего
сопротивления самолета. Также уменьшается изгибающий мо-
мент и масса крыла. Положительно влияет на характеристики
самолета как при взлете и посадке, так и на крейсерском
II
режиме полета.
Стабилизатор устанавливается на углы 0-5- -10°
и служит для продольной балансировки самолета на всех
этапах полета, для обеспечения устойчивости и управляе-
мости в широком диапазоне скоростей, центровок при раз-
личных конфигурациях. Скорость перекладки стабилизатора
составляет примерно 0,36°/с.
Различают полетное, посадочное и взлетное положе-
ния стабилизатора.
Полетная балансировка стабилизатора 0«- -3° позволя-
ет при положении руля высоты ±3° обеспечить пилотирова-
ние в широком диапазоне скоростей полета, высот, центро-
вок и массы самолета.
Балансировка самолета при больших углах отклонотшя
руля высоты вызывает большие нагрузки на штурвал, большее
сопротивление оперения, уменьшение запаса по продольной
управляемости.
Посадка с закрылками 15 и 30° производится при ба-
лансировочном положении -4т-7? Самолет, находясь на глис-
саде, на установившейся скорости триммируетоя, стабилиза-
тор для продольной балансировки не применяется.
Перед взлетом самолета стабилизатор переставляется
в зависимости от масон и центровки. Углы установки стабили-
затора определяются по графику РЛЭ (или таблицам) на пред-
полетной подготовке.
Правильно установленный стабилизатор обеспечивает
необходимый запас по рулю высоты при отрыве самолета,
учитывая большие пикирующие моменты от закрылков двига-
телей .
Количественная оценка эффективности РВ выражается от-
ношением л 6-g / Д , которое изменяется в диапазоне
2,8 т 3,6 для скоростей V ПрИ(з= 270-600 км/ч.
Принятая методика продольной балансировки, заключаю-
щаяся в выдерживании положения РВ.близкого к нейтральному,
путем перестановки стабилизатора, проста, но требует свое-
временной перестановки стабилизатора при изменении условий
полета.
12
При нарушении установленных правил балансировки (зна-
чительные углы отклонения РВ вниз, на пикирование) могут
возникать шарнирные моменты, препятствующие изменению по-
ложения стабилизатора.
Такое сочетание стабилизатора и РВ может проявиться
в результате запаздывания при перестановке стабилизатора
в случае уборки закрылков и увеличении скорости.
В случае пробуксовки МУС-ЗПТВ следует уменьшить ско-
рость полета - шарнирный момент от РВ уменьшится вследствие
уменьшения скоростного напора и балансировочного отклоне-
ния РВ.
Установка двигателей под углом +3° обеспечивает без-
ударный вход воздушного потока на крейсерских скоростях
полета, а малое расстояние внутренних и внешних двигате-
лей от оси симметрии обеспечивает малый разворачивающий
момент при отказе двигателя.
3.	Аэродинамические характеристики
самолета’
С помощью аэродинамических характеристик определяют-
ся несущие способности, сопротивления и аэродинамическое
качество самолета на любой величине угла атаки и при раз-
личном положении механизации. Выражается зависимостями:
Су = / ( об ) и Су = У (Сх) (рис. 5).
При поляре самолета Су = f (Сх) можно определить
следующие углы атаки:
-	угол атаки нулевой подъемной силы (£о = 1,5°,
на котором Су = О,К = 0,	= 0;
-	угол начала срыва потока oL тряски = 14° по
АУАСП (X ист.тряски = 18~19° ПРЙ м = °*47- Летные испы-
тания самолета показали, что независимо от конфигурации
срыв потока на верхней поверхности крыла зароддаетоя в
средней части.
Увеличение углов атаки и развитие зон срыва вызыва-
13
Рис. 5. Аэродинамические характеристики
самолета и влияние на них положения шасси
Рис. 6. Влияние механизации на аэро-
динамические характеристики
14
ет появление тряски самолета. При убранных закрылках
предупредительная тряска развивается постепенно, что яв-
ляется хорошим предупредительным естественным признаком
сваливания.
Срывная тряска с выпущенной механизацией слабее и
не может служить предупреждением пилоту о приближении к
сваливанию.
Предупредительные признаки (интенсивность тряски)
с уменьшением высоты полета ослабевают.
Возвращение самолета в область эксплуатационных уг-
лов атаки затруднений не представляет и осуществляется
своевременным отклонением штурвала на пикирование.
Угол срабатывания сигнализации АУАСП ( сСсигн =13°
при М ^0,5) предупреждает о том, что самолет вышел
на большие углы атаки. Угол сигнализации АУАСП зависит
от числа М и положения закрылков.
Критический угол атаки ( cL КрИТ<= 21,5°, ^умако=1.47)-
угол,на которой наступает сваливание самолета.
Наивыгоднейший угол атаки ( d ^=9°) - угол,на ко-
тором аэродинамическое качество самолета максимально
Хмакс =14,5.
4.	Влияние выпуска шасси и механизации
на аэродинамические характеристики
самолета
При выпуске шасси сопротивление увеличивается, при-
рост дСхМ€= 0,012 (М — 0,4). При экстренном же сниже-
нии прирост л Су ас = 0,036 (М^=О,83), то есть больший,
за счет проявления сжимаемости воздуха, что увеличивает
угол и вертикальную скорость снижения. Коэффициент
не меняется (рис. 5). Аэродинамическое качество уменьшает-
ся до 12, °^нв = 10°* ^“НУ0* шасси приводит к нарушению
равновесия между силами и моментами, что требует вмешатель-
ства лет1ика в управление.
15
Закрылки - однощелевые, предназначены для улучшения
взлетно-посадочных характеристик, отклоняются на взлете
и посадке на 30°.
Прирост Д Су при выпуске закрылков- от 0 до 30° не-
большой и составляет 0,55 (рис. 6). Время уборки и выпус-
ка закрылков на 30° составляет 20с.
Рост подъемной силы при выпуске закрылков парируется
отдачей штурвала от себя, а пикирующий момент - переста-
новкой стабилизатора на кабрирование.
Mew внутренними и внешними секциями закрылков есть
разница в углах отклонения (30 и 26°30'). Дифференциация
необходима для затягивания срыва потока на концах крыла,
увеличения поперечной устойчивости, уменьшения пикирую-
щего момента и сопротивления крыла.
Спойлеры предназначены для уменьшения подъэмной силы,
увеличения сопротивления за счет срыва потока на крыле
(см. рис. 6). Спойлеры отклоняются на углы:
=45°. Используется на пробеге и прерванном
взлете, практически полностью ликвидирует положительное
приращение подъемной силы от отклонения закрылков. Исполь-
зование спойлеров на этих режимах увеличивает нагрузки на
шасси и сокращает длину пробега. Время выпуска спойлеров
3,5+4,5с, уборка составляет 2+Зс;
С
- Ое/г =30°. Максимальный угол отклонения спойлеров
в тормозном режиме. Используется в тормозном режиме при
нормальном и аварийном снижении для увеличения вертикаль-
ных скоростей и углов снижения, а также для создания виб-
рирующего момента и балансировки самолета при заходе на
посадку в случае отказа механизма управления стабилизато-
ром или заклинивания стабилизатора на углах от 0 до -3°.
Разрешается в условиях обледенения отклонять спойлеры
на 30° ниже высоты 3000м с последующей уборкой на высоте
круга.
16
ВНИМАНИЕ! В условиях нормальной эксплуатации при по-
лете о выпущенными закрылками отклонять спойлеры в тормоз-
ном режиме запрещается;
Jc/7 =15°. Угол отклонения спойлеров в элеронном
режиме только при’отклоненных закрылках. Подключается к
системе управления при выпуске закрылков на 2° и более,
вступает в работу при повороте штурвала на 5+ 66°.
Аэродинамическое качество уменьшается до 24-2,5 единиц.
5.	Влияние земли и числа М на аэродинамические
характеристики
По мере приближения самолета к земле подъемная сила
увеличивается, сопротивление уменьшается, а качество увели-
чивается.
Влияние земли начинается с расстояния примерно Юм.
•На посадке подъемная сила увеличивается на 10—15%.
Влияние земли приводит к следующим факторам:
-	уменьшению Vy и в момент касания;
-	усложнению расчета на посадку;
-	уменьшению посадочных углов тангажа;
-	уменьшению отклонения РВ вверх вследствие появле-
ния кабрирующего момента, что облегчает управление самоле-
том, обеспечивает больший запас по рулю высоты;
-	улучшению аэродинамических характеристик при убор-
ке шасси.
Критический угол атаки, максимальный коэффициент подъем-
ной силы и угол начала срыва потока с увеличением числа М
уменьшаются за счет увеличения перепада давления по хорде
крыла и толщины пограничного слоя. Поэтому на больших ско-
ростях и высотах можно непроизвольно штурвалом вывести са-
молет на тряску или сваливание при незначительной перег-
рузке.
17
Рис. 7,*Дроссельная, скоростная и высотная
характеристики двигателя
•50	+зд*
Рис. 8. Влияние температуры на тягу
двигателя, реверс тяги
18
Г л s в a 3. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
I.	Реактивная тяга и удельный расход
топлива
Раздичают два основных показателя силовой установки:
реактивная тяга Р =т AW-V ) кгс и удельный расход топ-
игтп Г -	/ /у кг топлива
лива -	/р кг тяри.ч
Большую тягу и малый удельный расход топлива можно
получить за счет:
-	большого расхода воздуха через двигатель-265кг/с;
-	высокой температуры газов перед турбиной-1147°С;
-	большой скорости иотечения-430 м/с;
-	повышенной степени сжатия компрессора-17,4.
Смешение потоков на выходе из двигателя снижает уровень
шума и улучшает его экономичность. Между роторами осуществляет-
ся газодинамическая.связь, что уменьшает время приемистости
и массу стартера.
При полете со скольжением или на больших углах атаки,
а также за счет установки реверса тяги возникают потери
тяги и увеличивается расход топлива.
К характеристикам двигателя относятся: дроссельная,
высотная и скоростная Лцрактёристики (рис. 7).
2.	Влияние температуры и давления на
тягу двигателя
Температура и высота аэродрома оказывают большое влия-
ние на реактивную тягу и коммерческую загрузку самолета.
Эксплуатация двигателя разрешается в диапазоне темпе-
ратур от -50 до +45°С. Причем при увеличении температуры
до -i-ЗО0 взлетная тяга меняется незначительно (рио. 8) за с^ет
увеличения частоты вращения ротора двигателя и температуры
газов при постоянном часовом расходе топлива.
При температуре +30°С температура газов перед турбиной,
а также обороты компрессора высокого давления на взлетном
режиме достигают максимума.
19
Для предотвращения роста температуры газов и оборотов
часовой расход топлива автоматически уменьшается так, чтобы
температура газов и частота вращения ротора двигателя при уве-
личении температуры не изменилисг-
При температурах более +30° тяга двигателя на взлетном
режиме уменьшается за очет уменьшения секундного расхода
воздуха и уменьшения подачи топлива.
Такой характер изменения тяги следует учитывать при
взлете самолета в условиях высоких температур воздуха, т,к.
взлетные характеристики самолета значительно ухудшаются,
особенно при отказе одного двигателя. Изменение атмосфер-
ного давления на - 20 ш рт.ст. изменяет силу тяги двига-
телей на 3-4$	а
Анализируя графики РЛЭ зависимости = /
можно сделать вывод, что увеличение температуры на 1°, умень-
шает коммерческую загрузку на 1,4т, а увеличение высоты
аэродрома на ЮОл уменьшает коммерческую загрузку на 2т,
3.	Характеристики реверса тяги
Реверс тяги предназначен для сокращения длины пробега
(после посадки)самолета и длины прерванного взлета. Он вклю-
чается на режим минимальной обратной тяги на выравнивание
(см.рис. 8) и на режим максимальный обратной тяги после при-
земления и опускания передней опоры
При необходимости разрешается переводить ТУДы двигате-
лей й I и й 4 на режим максимальной обратной тяги на высо-
те 1-2 к..
Выключается реверо тяги на скорости не менее 120 км/ч
В случае необходимости разрешается использовать реверс д:
полной остановки самолета
На аэродромах с длиной ВПП более 2900 м, при превыше-
нии аэродрома не оолее 1000 м, при температурах ниже +10°^
коэффициенте сцепления не ниже 0,&5. отсутствии попутной-
ветра РУЛы двигателей >1 и И на режим обратной тяги н-
переводит1-
Если температура воздуха на аэродроме в диапазоне
от +10 до + 3(Г реверо тяги включается, но выключается о-
20
на скорости 180 км/ч. Если температура выше +30°С реверс
также включается, йо выключить его необходимо на скорости
120 км/ч.
Использование реверса тяги для движения назад допус-
кается на расстояние не более 20-25м в исключительных слу-
чаях при выполнении следующих условий:
-	наличие сопровождающего;
-	отсутствие препятствий;
-	выпущенная хвостовая опора;
-	обеспечение безопасности руления задним ходом.
Скорость движения назад не должна превышать 5 км/ч.
При посадке на ВПП, покрытую снегом, при скорости
менее 150 км/ч о работающим реверсом возможно образование
снежного вихря перед остеклением кабины, что приводит к
значительному ухудшению обзора из пилотской кабины. В этом
случае необходимо уменьшать режим работы реверсируемых дви-
гателей до улучшения видимости.
Использование реверса тяги одного двигателя на сухой
ВПП не вызывает появления большого разворачивающего момента.
На величину отрицательной тяги влияет скорость, На ко-
торой включается реверс, высота аэродрома и температура
на нем.
Глава 4, ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА НА
РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА
I. Горизонтальный полет. Анализ скоростей
по кривым потребных и располагаемых тяг
Кривые потребных и располагаемых тяг используются для
определения летных характеристик самолета по избытку тяги
и диапазону скоростей для различных масс, высот, температур
и конфигураций самолета (рис. 9.).
Наивыгоднейшая высота полета в зависимости от массы
и дальности выбирается из условия обеспечения минимальной
себестоимости перевозки при сохранении безопасности.
Рис. 9. Кривые потребных и располагаемых тяг
Xj Хх X,
Рис. 10. Влияние центровки на сопротивление
и расход топлива
22
Макошальная высота полета для различных полетных масс
устанавливается из условия безопасности при действии вер-
тикальных порывов и определяется сочетанием массы само-
лета и высоты полета (табл.. I)	. гп л
пг, т	165	155	135	118	НО	95 и менее
И макс.доп, м	9600-	10200	10800	II400	12000	I220Q
Дальность полета зависит от заправки и загрузки само-
лета. Например, если	= 165т, М=0,79, Уист =830км/ч,
MCA, штиль, АНЗ=8000кг, Н =П000м,дальность составляет:
Ж- ком.мако. - 23000 кг , L - 7780 км;
ГЛ. топл.макс. = 86870 кг, L = 10280 км.
Горизонтальный полет может выполняться на следующих
режимах:
-	режим максимальной дальности: М=0,77-0,79, /> 6000км;
-	режим максимальной крейсерской скорости: М=0,815,
6000 км.
В целях снижения расхода топлива дальние и скоростные
полеты выполнять о переменными значениями числа М на эшело-
нах, в зависимости от полетной массы самолета, при этом
использовать более высокие эшелоны. Рекомендованные эшелоны
и соответствующие им значения числа М в зависимости от
полетной массы представлены в таблице режимов крейсерского
полота в РЛЭ.
2.	Особенности полета на больших
скоростях
Полот связан с одной -стороны о воздействием на само-
лет значительных аэродинамических нагрузок, а с другой сто-
роны - с проявлением сжимаемости воздуха.
При увеличении скорости полета в пределах допустимых
значений (М = 0,83 V пр = 600 км/ч) давящие усилия на
штурвале растут и снимаются триммером и стабилизатором
до нулевых значений, Самолет хорошо устойчив и управляем,
падение усилий на штурвале, говорящие об ухудшении устой-
чивости по скорости,не наблюдается. Вое развороты выпол-
23
няются практически одними элеронами, так как самолет имеет
хорошую путевую устойчивость (при работающем демпфере) и
при кренении подбирает сам такую угловую скорость, вращения
относительно оси С’У , что вектор скорости остается в
плоскости симметрии самолета.
Следует помнить, что при полете на больших скоростях
и высотах не рекомендуется увеличивать перегрузку более
1,1 - 1,2, так как настройка сигнализации соответствует
fit, - 1,3 - 1,4 в зависимости от полетной массы самолета.
Во избежание создания больших нагрузок на оперение
при полетах на Н < 8000 м и IZtp ^бОО км/ч перемещение
ГН производить плавно,а элероны не следует отклонять на
угол более Г/3 поворота штурвала.
При полете по маршруту не следует превышать угол
атаки 6° по АУАСП.
Полет следует выполнять при балансировочном положении
руля высоты - 3° от нейтрального положения.Контроль ведется по
рискам, нанесенным на штурвале, и по сигнализации положения
руля высоты.
В случае значительного изменения скорости и центровки
самолета, при отклонении РВ на угол более i 3° балансировку
производить стабилизатором.
В случае выполнения маневров на практически неизменной
скорости, когда РВ может оказаться отклоненным на угол
более 3°, стабилизатором пользоваться не следует.
Для снятия усилий на разворотах при постоянной скорос-
ти используется триммер РВ. На разворотах у самолета возни-
кает тенденция к опусканию носовой части фюзеляжа. При дли-
тельных разворотах с креном 30° скорость уменьшается на
15-30 км/ч. Для сохранения на разворотах постоянной скорос-
ти необходимо овоевременно увеличивать тягу двигателей.
В полете о задними центровками (й=0,83) при выходе на
перегрузку, соответствующую значительной тряске,и при даль-
нейшем росте перегрузка текущие усилия ка руле высоты не
увеличиваются (что говорит о так называемом "подхватывании").
В случае непреднамеренного выхода на числа М ( Vnp )
больше допустимых значений необходимо снизить скорость,
-	24	-
у:,хн1 режим работы двигателей.
При значениях числа М -0,8У-,83 реакция на отклонение
П: начиняет уменьшаться, при М--0,84 нете/одлт в слабую обрат-
ную, а при М-0,86 и более обратная реакция становится доста-
: тио четкой.
При выходе на М=0,81 начинается слабая тряска, усиливаю-
щаяся по мере увеличения числа М, однако, не является опасной
до величины М-и,88. В случае выполнения разворотов на М0,85
тпяска заметно усиливается. Ухудшается поперечная устойчивость,
’••'является заметная тенденция самолета и колебаниям по крену
(валежа). При средних и малых полетных массах t <б 120т), на-
ле ыът с числа №=0,83 до М=0,86 давящие усилия на штурвале от
! '-ля высоты уменьшаются. Уменьшение усилий не вызывает ослож-
нений при пилотировании самолета. В диапазоне рекомендован-
ных положений стабилизатора (от 0 до -3°) это уменьшение
невелико.
3.	Полет па малых скоростях
Минимальные скорости полета устанавливаются на основании
летних испытаний из условия обеспечения безопасности при дей-
ствии вертикальных порывов и с учетом возможных ошибок при
пилотировании.
На всех этапах полета не допускается уменьшения скоростей
по прибору, указанных ниже, на табл.2.
Таблица, 2
Минимальные скорости полета в зависимости
от конфигурации и массы самолета
/Л, т	160 150 140	130	120	НО	ТОО	90
•. :	£ -Тр vm/xi V мин, 0	,1и‘/ч	375 365 350	335	325	310	295	280
У=г5°,км/ч V МИЛ , 0	335 325 315	300	290	275	265	250
V,,.., А'=30°, км/ч у *TZH, V	305 300 290	275	265	255	250	250
25
Запасы по скоростям до сваливания самолета в зависимости
от конфигурации составляют 15-16%, что должно настораживать
пилота и повышать внимание при полете на малых скоростях.
При полете на минимальных эксплуатационных скоростях как
с убранными, так и с выпущенными закрылками, тряска отсутству-
ет, никаких особенностей в поведении самолета не наблюдается,
самолет хорошо устойчив и управляем. От пилота требуются коор-
динированные, плавные действия рулями. Углы крена при маневри-
ровании не должны превышать 15°. В случае непреднамеренного
уменьшения скорости ниже минимально допустимой немедленно уве-
личить режим работы двигателей и восстановить скорость.
При уменьшении скорости ниже минимально допустимой кал
с убранными, так и о выпущенными закрылками срабатывает сигна-
лизация, возникает слабая тряска, которая усиливается по мере
гашения скорости.
Сигнализация АУАСП срабатывает при уменьшении скорости
ниже минимальной на 15-25 км/ч. После срабатывания сигнализации
принять меры по возвращению самолета на скорость минимально до-
пустимую. Если не обращать внимания на сигнализацию и тряску,
а продолжать гасить скорость у самолета, появляется колебание
типа "голландский шаг" и стремление самолета опустить носовую
часть. Сваливание происходит на крыло носовую часть. С выпущен-
ными закрылками (15 и 30°) тряска возникает непосредственно
перед сваливанием и запас по скорости от начала тряски до сва-
ливания очень маленький. Признаки сваливания слабо выражены
я не могут служить предупреждением для пилота. Поведение са-
молета при сваливании аналогичное.
При попадании в режим сваливания, независимо от его
направления и скорости, необходимо немедленно отдать штурвал
от себя и удерживать его в этом положении до прекращения
тряски. Элероны и FH при сваливании удерживать в нейтральном
положении до прекращения тряски.
После прекращения тряски и перехода самолета на меныдие
углы атаки и установления режима снижения с устойчивым обтека-
нием крыла рекомендуется на скорости не менее 370-400 км/ч
-	26	-
начинать вывод самолета в режим нормального полета. Для этого
необходимо устранить крен, используя PH и элероны.
После устранения крена (плавным взятием штурвала на
себя)-начинается вывод самолета из снижения в горизонтальный
полет. Не следует допускать большой перегрузки и повторного
сваливания.
При своевременных и правильных действиях потеря высоты
при сваливании составляет 400-500м.
4.	Влияние центровки на расход топлива
в горизонтальном полете
Одним из резервов экономии топлива является снижение
расхода топлива на основе рекомендаций по влиянию баланси-
ровки самолета на аэродинамическое качество (или сопротив-
ление), что подтверждается нижеприведенной формулой:
р = С?,'	Ср-* ,
С-км К • |/	У- И	V
При заданной полетной массе сопротивление зависит от
угла установки стабилизатора и положения руля высоты. Чем
больше эти отклонения, тем больше сопротивление, а значит
и расход топлива.
Влияние балансировки на прирост сопротивления -Д
(рис. П)) зависит от положения центра масс. Чем более задняя
центровка, тем требуется меньшее отклонение стабилизатора и
руля высоты, тем меньше сопротивление самолета и километро-
вые расходы топлива. Летные испытания показали, что измене-
ние центровки на самолете Ил-62М с 27 до 34% САХ обеспечи-
вает уменьшение километровых расходов топлива на 1,44-2,3%.
Значительнее проявляется влияние смещения центровки на рас-
ход топлива при больших полетных маосах, больших эшелонах
и меньших скоростях (числах М).
Наличие на самолете ЙЛ-62М килевого бака Л 7, имеющего
большое плечо относительно центра масс, позволяет влиять на
положение центра тяжести непосредственно в процессе полета.
Например, при остатке 2400 кг топлива в баке № 7 обеспечива-
ется центровка, близкая к предельно задней 33 — 34%, в то
465т , взл.рех , Ощп :07.. ШТЙЛЬ , MCA , Хт*27’Х
WOM
Ftp : J - У )	:^Р_. Р)л-Х-^-Х^
< х о.аг - су««» <Л1ч	/х т ' т
f « 0Л5 • <»J«-*• *nn
Рис. II. Схема взлета самолета с тормозов
28
время как при выработке топлива из бака № 7 сразу после
взлета центровка находится в диапазоне 28-29% САХ.
Испытания показали, что о задними центровками уменьшение
угла отклонения стабилизатора на 0,7° снижает километровые
расходы топлива на 1,5%.
5.	Взлет самолета
При эксплуатации самолета используются три методики
взлета: с тормозов, с кратковременной остановкой на испол-
нительном старте и немедленный взлет. Они различаются по
режимам работы двигателей в момент страгивания, длине разбе-
га и экономичности. Схема взлета самолета представлена на
рис. II.
Взлет можно выполнять при работе двигателей на номиналь-
ном режиме с массой не более 140т.
При разбеге на самолет действуют сила тяги двигателей,
лобовое сопротивление, сила трения колес, масса самолета,
подъемная сила. Основными характеристиками взлета являются
скорость отрыва и длина разбега :
Vorp =	= ^rp/Zj.
Па длину разбега влияют: скорость отрыва, взлетная масса,
положение закрылков, температура и давление воздуха, уклон ВИП,
сила и направление ветра, состояние ВПП и самолета, режим ра-
боты двигателей
При взлете о боковым ветром необходимо выдержать сле-
дующие ограничения:
’U9O0 = 15м/с - ШИ сухая, влажная, JU сц>>0,5
t(.9U° - 10м/о - ВПП мокрая 1	0,5-0,3
<190° = 7м/с - на ВПП слой воды] сц
7<9О° = 5м/с - на ВПП слой сухого снега 50 мм
Взлет с боковым ветром выполняется в соответствии о су-
ществующими рекомендациями. Для повышения эффективности колео
передней опоры штурвальную колонку необходимо полностью отдать
от себя. Элероны на разбеге отклоняются по необходимости для
:9
уменьшения тенденции к накренению по ветру вследствие малой
колеи шасси самолета.
Скорости и Vz не увеличиваются, соответствуют тре-
бованиям управляемости и балансировке. После отрыва самолета
снос парируется упреждением.
Принятая методика создания угла упреждения после отрыва
ведет к нежелательному довороту на слишком малой высоте, при-
чем это действие, как правило, запаздывает и самолет сносит
с ВПП в подветренную сторону, значителен расход педалей.
Выполнение взлета с попутным ветром особенностей не
имеет. Максимальная путевая скорость (по условиям прочности
пневматиков основных опор шасси) составляет 330 км/ч.
Разрешается взлет при попутной составляющей 5 м/с. Не-
обходимо помнить, что 1м/с попутного ветра увеличивает длину
разбега на 40-80м.	i
6.	Порядок расчета взлетной массы и
скоростей взлета
При расчете взлетных характеристик используются следую-
щие понятия и формулировки:
-	располагаемая дистанция разбега - РДР - ВПП—100м;
-	располагаемая дистанция прерванного взлета
РДПВ = ВПП+КП-Б-IOO м;
-	располагаемая дистанция взлета - РДВ = ВПП-ГКПБ+ПВП-ЮОм
^1,5 ВПП;
-	минимальная эволютивная скорость на земле -
У/тса ~ 240 км/ч - скорость, при которой обеспечивается
управляемость самолета и сохраняется прямолинейное движение
по ВПП при отказе одного двигателя только аэродинамическими
рулями;
-	скорость принятия решения V/ ;
-	скорость подъема передней опоры
-	безопасная скорость вздета V4
при которой допускается начальный набор
долженного взлета при отказе двигателя:
V?	VS на высоте 10,7М о
- наименьшая скорость,
высоты
в случае про-
= 30°;
30
-	скорость срыва Vg - минимальная скорость, получен-
ная в летных испытаниях;
-	безопасная скорость в конце уборки закрылков- V4 .
Скорости на взлете определяются в зависимости от массы
самолета по табл. 3
Таблица 3
Скорости на взлете
м, т	165	160	150	140	130	120	НО	100
	300	295	285	275	265	255	250	250
	320	315	305	295	280	270	265	265
	405	400	385	370	355	340	330	315
-	Д - параметр, зависящий от располагаемой взлетной
дистанции и располагаемой дистанции прерванного взлета;
-	Р - параметр, зависящий от располагаемой дистанции
разбега и располагаемой дистанции прерванного взлета;
-	сила и направление ветра учитываются в графиках с
помощью коэффициентов: К=0,5 - для встречного ветра,
К = 1,5 - для попутного;
-	барометрическая высота аэродрома при эксплуатации са-
молета разрешается в диапазоне' от -300 до -ьЗОООм; :
-	температура при взлете разрешается от -50 до + 45°;
-	градиент набора высоты = 3% - это угол наклона
траектории набора высоты с одним отказавшим двигателем до
высоты 120м;	_
-	уклон ШЛ 0, равный - 2%.
Расчет взлетных характеристик включает следующие основ-
ные пункты.
I.	Определяется масса, обеспечивающая градиент набора
высоты 3%.
2.	Определяется масса, ограниченная прочностью пневма-
тиков колес 330 км/ч.	,
3.	Определяется параметр "Д" и отношение *1 ДА
4,	Определяется взлетная масса по параметру Д .
5.	Определяется параметр Р и отношение Vj /у^ 
Примечание. Если РДДВ - РДВ, расчет по пара-
метру Р не производится.
6.	Определяется взлетная масса по параметру Р.
7.	Из четырех масс выбираем наименьшую.
8.	Определяется скорость Vj .
9.	Определяются скорости V/, V2, \'д.
10.	Определяется потребная взлетная дистанция,исходя из
условия, что в массовой эксплуатации самолета могут быть отк-
лонения, поэтому для обеспечения определенного уровня безо-
пасности в расчетах принимается не фактическая взлетная дис-
танция, а потребная: Д Потр,взл.диет.~ ^-факт.взл.диет. *1
Состояние ШП при расчете взлетных характеристик учитыва-
ется с помощью коэффициентов: для РДР - К = 0,86, для
РДР - К = 0,83, для РДДВ - К = 0,72.
7.	Набор высоты
Схема сил и основные характеристики набора показаны на
рис. 12. На вертикальную скорость и угол набора влияют следую-
щие факторы: угол атаки (скорость), масса, высота, количество
работающих двигателей, состояние поверхности самолета, темпе-
ратура, сила и направление ветра, положение шасси и механи-
зации.
Набор высоты производится на номинальном режиме работы
двигателей. Режим скоростного крейсирования выполняется на
]/nv - 590 км/ч с переходом на число М=0,8.
Если температура наружного воздуха выше стандартной на
10° и более, набор выполняется на скорости Vnr) - 580 км/ч
с переходом на число М=0,79. Характеристики набора определя-
ются из РЛЭ. Например, т взл ~ 165т, MCA Н п =9600 м,
Д = 300 км, Т = 22,5 мин, Q тогп = 5000 кг.
Режим дальнего крейсирования выполняется на \'ГрГ1=570 км''~
с переходом на число 7-0,7:..
Характеристики набора: - 256 км, А = 21,2 мин ,
т QT, „ =4 620 к
32
Рис. 12. Схема сил и характеристики
набора
Рис. 13. Схема сил и характеристики
С НИЖГ>НИЯ
-	33	-
При наборе высоты не рекомендуется уменьшать скорость
ниже значения, соответствующего полету с углом атаки 6°
по АУАСП.
8.	Снижение
Схема сил и основные характеристики снижения показаны
на рис. 13. На вертикальную скорость и угол снижения влияют
следующие факторы: режим работы двигателей, масса самолета
(при рекомендованной скорости снижения Уу сн будет боль-
ше для меньшей массы. Это видно из формулы
Vy = Vch (*-~Р) /mty •
Также влияют высота полета, положение шасси и механизации,
угол атаки (скорость), состояние поверхности самолета, тем-
пература, ветер.
Снижение выполняется на режиме МГ работы двигателей.
При полете по маршруту на режиме скоростного крейсиро-
вания в процессе снижения с высоты эшелона выдерживать пос-
тоянное число МН),8 до достижения УПр =590 км/ч. С высоты
3(Х)0м снижение выполнять с учетом действующих ограничений.
Характеристики снижения для условий л Н—12000 -400м,
Ш. =100т: L -204км, *77 =17,5 мин, Q тот ~ 820 шт‘'
При полете по маршруту на режиме дальнего крейсирования
и при полете на запасной аэродром снижение с высоты эшелона
выполнять на М=0.78 до достижения У =500 км/ч о учетом
действующих ограничений на высотах 3000м и ниже. Характерис-
тики снижения: /_=270км, 7/сн =25 мин, Q топл =1200 кг.
Вертикальная скорость в процессе снижения составляет
от 8 до 16 м/с. В случае необходимости для увеличения
Уу сн о эшелона до эшелона перехода разрешается откло-
нять спойлеры на углы но более 30°, если нет обледенения,
выдерживая скорости в пределах установленных ограничений.
Вертикальная скорость снижения может быть увеличена до
18-22 м/с. В случае необходимости для выдерживания заданных
скоростей снижения допускается увеличение режима работы дви-
гателей .
34
Спойлеры создают большой кабрирующий момент особенно
на больших скоростях. Балансировка по тангажу производится
при плавных отклонениях руля высоты. Если	-0° пос-
ле выпуска спойлеров, самолет триммируется с остаточными
давящими усилиями на штурвале 20 кг.
9.	Экстренное снижение
Учитывая опасности при разгерметизации или при покаре,
необходимо, используя большие вертикальные скорости, быстро
снизить высоту. Для выполнения экстренного снижения необ-
ходимо :
-	установить РУДы в положение "Малый газ", что способ-
ствует быстрому'падению скорости;
-	на скорости не более 500км/ч выпустить шасси;
-	в процессе ввода самолета в снижение с перегрузкой
не менее 0,5 выпустить спойлеры на 30° (возникает тенденция
к кабрированию;
-	довести V/ до 70-75 м/с, не превышая М=0,83 и
у -ТООкм/ч с 7000м;
-	при триммировании оставлять на штурвале давящие уси-
лия для контроля устойчивости по скорости;
-	за 600-800м до намеченной высоты горизонтального по-
лета с перегрузкой не более 1,5-1,6 начать вывод самолета
из снижения;
-	время аварийного снижения с ПООО до 4000м составля-
ет 210с;
-	после перевода в горизонтальный полет убрать спойлеры,
шасси и установить необходимый.режим.
10.	Заход на посадку и посадка
самолета
Максимальная посадочная масса 105т (107т с усиленным
крылом) ограничивается прочностными характеристиками само-
лета. Для обеспечения хорошей устойчивости и управляемости
самолета в режиме захода на посадку надо создать центровку
в диапазоне 27-34%. Схема захода на посадку и посадка само-
самолета
36
лета показана на рио. 14.
Посадочная скорость, длина пробега самолета и ускоре-
ние торможения определяются по формулам:
V„oc	-S-P  Z проб = V,F /2j. горн •
J. терм ~~(У А ^гСр,ч + Ррев^/п = ~3 -35 л,/с3 •
Например: если сСпроб ~ ^пос ~ 1О5т, ]/~2.Ь0кг/^ f Н-0,
то W 3300 кг, Ftp = WOO кг, Ррев = /ОЗОО кг.
На посадочные характеристики влияют следующие эксплуа-
тационные факторы: реверс тяги двигателей, посадочная масса,
температура воздуха, высота аэродрома, сила и направление
ветра, положение закрылков, уклон ВГШ, посадочная скорость,
запаздывание при использовании средств торможения, состояние
ВПП.
Расчет посадочных характеристик производится следующим
образ ом:
-	определяется градиент набора высоты при прерванном
заходе на посадку, который должен быть не менее 2,4%;
-	определяется потребная посадочная дистанция (для по-
садки со всеми работающими двигателями с учетом коэффициен-
та длины ВПП: 1,67 для аэродрома назначения и 1,43 для за-
пасного) ;
-	состояние ВПП при расчете посадочных характеристик
учитывается по графикам РЛ5;
-	скорости на глиссаде определяются по таблице 4
Таблица 4
Скорости на глиссаде
/72 т	105 '	100	98 и менее
V макс.пересечения торца ВПП}к%	305	300	295
Урасч.пересечения торца ШП,К%	280	275	270
37
Минимальная скорость на глиссаде 270 км/ч обеспечивает
10-процентный запас ст минимальной эволотивной скорости ухо-
да на второй крут о одним отказавшим двигателем.
II.	Посадка с боковым и попутным ветром
Посадка с боковым ветром
Ограничения:
U^Q°
^/90° ~
//90° = 7
и 90° = 5 гл/с
ТУ SO0 = 10м/с
-	сухая, влажная ВПП JI > 0.5
-	ВПП мокрая)	..
—	слой вода J	f =0.50.3
-	слой слякоти, снега
-	в условиях минимума второй категории
на сухую ВПП.
После выхода на посадочный курс снос парировать углом
упреждения вплоть до касания. Такая методика упрощает пило-
тирование до момента касания, но вызывает боковые нагрузки
па шасси. Не допускать крена и скольжения при приземлении
самолета. Для улучшения устойчивости и управляемости ско-
рость на глиссаде увеличить на 10км/ч при боковом ветре
5м/с и более. После приземления развернуть самолет по оси
ВПП, опустить переднюю опору, включить реверс на максималь-
ную обратную тягу, выпустить спойлеры, применить тормоза на
скорости не более 230 км/ч.
Посадка с попутным ветром
Посадка с попутным ветром особенностей не имеет. Допус-
кается попутная составляющая ветра не более 5 м/с. Необходимо
помнить, что I м/с попутной составляющей ветра увеличивает
посадочную дистанцию на 40-5СМ.
38
12.	Особенности эксплуатации самолета на
ВПП.покрытой осадками
В эксплуатации пилоты обнаруживают. что при взлете и
посадке самолета при наличии вода или слякоти на ВПП, уп-
равление передней оперой и тормоза становятся неэффектив-
ными вследствие резкого ухудшения характеристик сцепления шин
колес самолета с поверхностью В5Ш.
Незначительные отклонения самолета с оси ВПП от воз-
действия разворачивающих моментов и сил не всегда удается
исправить органами управления самолета, вследствие чего
может оказаться за пределами ВПП, т.н. боковая сила,
возникающая на разбеге или пробеге, не может быть уравнове-
шена силами сцепления колес с ВПП и аэродинамическими сила-
ми органов управления.
Особенно заметно проявляется плохое состояние ВПП при
возникновении на разбеге (пробеге).гилроглиссирования.
Физическая сущность глдроглиссирования заключается в
том, что при взлете и посадке на ВПП, покрытую слоем воды
или слякоти, перед каждым колосом шасси самолета образуется
водяной "клин", в котором возникает повышенное гидродинами-
ческое давление.
Молекулы воды под действием гидродинамического давле-
ния проникают между колесом и поверхностью ВПП, уменьшая его
контактную площадь. В то же время они служат как бы смазкой,
снижающей коэффициент трения колес о ВПП.
Когда гидродинамическое давление в велпе перед колесом
сравняется с давлением в шинах-, то колесо поднимается над
поверхностью ВПП и начинает скользить по водяному слою.
Скорость, при которой происходит отделение шин пневмати-
ков от бетона, называют скоростью глиссирования (аквапланиро-
вания).
Исследования показали, что скорость глиссирования опре-
деляется по формуле:
\7& - 62,2	- для новых колес ;
55,5 -у Рдд - для изношенных колес (в преде-
лах ТУ).
39
Для самолета Ил-62М
Ихл- 190 (170) км/ч - для передней опоры;
Vы. - 210 (190) км/ч - для основных опор шасси.
Подъемная гидродинамическая сила создает сопро-
тивление вращению колеса. В результате чего оно может оста-
новиться, если даже не был использован тормоз.
При длительном скольжении протектор колео нагревается.
Степень нагрева настолько велика (if ~ 250°С), что резина на-
чинает ревулканизироваться. Вода попадает в поры резины и
кипит при большом давлении и температуре. В итоге на площа-
ди отпечатка колеса образуется паровая подушка. Этим объяс-
няются характерные белые следы, оставляемые колесами шасои
на мокрых ВПП, в отличии от черных следов, остающихся на
сухой ВПП. Гидродинамическое сопротивление X-tQ достигает
максимума на скорости глиссирования.	а
Особенности взлета и посадки самолета
на ВПП, покрытой осадками
На взлете вывод двигателей на взлетный режим произво-
дить плавно, сначала внутренних, затем‘внешних. В случае
страгивания самолета отпустить тормоза и в процессе разбега
плавно вывести двигатели на взлетный режим в указанном по-
рядке.
Прямолинейность разбега выдерживать рулем направления
и отклонением колес передней опоры.
Отклонение штурвальчика управления колес передней опоры
должно быть плавным, - в пределах 1/3 хода в каждую сторону.
Угол отклонения передней опоры шасси 8 -10° из условия без-
юзового движения колес. Отклонение PH при устранении отклоне-
ния самолета от, оси ВПП. должно быть своевременным и энергия-,
ным. При взлете также возможны:
-	появление рыскания самолета по курсу за счет разной
силы трения тележек шасси в процессе разбега;
-	затруднение при учете влияния сост ояния ВПП на расчет
скорости принятия решения;
-	увеличение расхода и усилий на штурвале при отрыве
самолета за счет увеличения сил трения и МПик самолета;
40
-	увеличение силы трения колес и длины разбега (при
энерговооруженности = 0,25 и толщине осадков 1С?ш •
прирост длины разбега составит 15-10%);
-	гидроглиссирование;
-	ухудшение путевой управляемости примерно на 50%.
При выполнении посадки рекомендуется’.
-	выдерживать расчетные скорости приземления, так как
повышенные скорости увеличивают посадочные дистанции и за-
тягивают выход самолета из режима глиссирования;
-	своевременно,без запаздывания, использовать режим ре-
версивной тяги и спойлеры;
-	выключать внутренние двигатели,
-	строго выдерживать ограничения по боковому ветру;
-	использовать тормоза колес при отсутствии глиссиро-
вания. Применение тормозов в режиме глиссирования колес мо-
жет привести к их блокировке, автоматы торможения не рабо-
тают (светосигаализаторы не горят). Это усугубляет положе-
ние самолета в режиме глиссирования и затягивает выход из
него. В таком случае торможение применяется на скорости не
более 200 км/ч. При этом вначале следует тормозить импуль-
сами до появления сигнала "Работа автомата торможения" (ми-
гание светосигаализаторов), после чего возможно использова-
ние интенсивного торможение.
Не рекомендуется асимметричное торможение колес, осо-
бенно на скользкой ВПП. В случае угрозы выкатывания ('на
скользкой ВПП) реверс тяги использовать до полной остановки
самолета.
При посадке на ВПП, покрытую свежевыпавшим снегом на
скорости менее 150 км/ч возможно образование перед отсекле-
нием кабины снежного вихря, приводящего к значительному
ухудшению обзора из пилотской кабины. В этом случае необхо-
димо уменьшать режим реверсивной тяги до улучшения видимости.
Руление после посадки самолета при массе 105т и менее
и пониженном коэффициенте сцепления, при всех работающих
двигателях на режиме малого газа приводит к разгону само-
лета,
Посадка на ВПП, покрытую осадками, должна быть по воз-
 зти жесткой, без превышения допустимой перегрузки 1,3-1,5.
Следует отметить, что чрезмерно плавное приземление само-
лета на ВПП^покрытую водой или слякотью, приводит к замед-
ленной раскрутке колес шасси, а это увеличивает вероятность
возникновения глиссирования по сравнению о жесткой посадкой
и способствует более позднему установлению нормального ре-
жима работы автоматов юза при торможении колес.
13. Уход на второй круг
Уход на второй круг при всех работающих двигателях воз-
можен с высоты 15 метров. Самолет Ил-62И имеет градиент на-
бора высоты при уходе 14-17%, при норме 3,2%. В случае необ-
ходимости ухода на второй круг двигателям аается взлетный ре-
жим, сохраняя скорость постоянной.выводится самолет из сни-
жения с перегрузкой не более I,2-1,3. После прекращения
снижения самолета и выхода двигателей на взлетный режим убрать
шасси. Угол тангажа при наборе высоты выдерживать 6-8°.
На высоте 120м и скорости не менее 350 км/ч убрать закрылки,
сбалансировать самолет стабилизатором. При температуре ме-
нее +25° и давлении на аэродроме посадки более 730 мм рт.ст.
уход со всеми работающими двигателями разрешается выполнять
на номинальном режиме работы двигателей. На любом этапе
ухода на второй круг о использованием номинального режима,
по усмотрению командира ВС можно увеличить режим работы
двигателей до взлетного.
14. Грубые посадки,их причины и
, устранение
При грубых ошибках в технике пилотирования возможна
грубая посадка с дальнейшим' многократным отделением само-
лета, так называемый "козел".
Грубая посадка - посадка с перегрузкой, превышающей
максимально допустимые значения:
4 г -2,6? при тпос	^чоснлкс. (105 т)
47 - г,4 ПР“ ппос -90 г и гр.
42
Т'рубоЛ посадкой следует считать посадку с касанием В1ш
первоначально передней опорой или с креном более чем 3°.
Если перед касанием ВШ1 основными колесами пилот "пе-
реберет" штурвал на себя, пытаясь предотвратить силовой
удар передней опорой о полосу (в результате переваливания
на нос), то вследствие увеличения подъемной силы от увеличе-
ния угла атаки самолет может вновь отделиться от полосы.
Этому отделению могут способствовать энергия амортизаторов
основных опор шасси, обжатых при первом ударе, а также
эффект влияния земли.
Если пилот допустил отделение самолета от ШП на ско-
рости, превышающей посадочную, то появляется так называемое
скоростное "козленле". Траектория движения самолета при
этом получается пологой, с небольшой высотой отделения са-
молета после касания и достаточной управляемостью. Пилоты
обычно с этой ошибкой справляются быстро, не допуская пов-
торных.
В случае трубой посадки с большими перегрузками из-за
больших вертикальных скоростей, возникающих при "провали-
вании" самолета вследствие чрезмерно малой скорости, может
получиться так называемый носкоростной "козел" с крутой
траекторией, большими углами тангажа и быстрей потерей ско-
рости.
Характерными ошибками в пилотировании, приводящими к
грубы?.: посадкам, являются: приземление на переднюю опору,’
приземление с большой вертикальной скоростью при положитель-
ной ведение угла тангажа, и приземление на три точки.
Какова же физическая сущность так называемого несхо-
ростного "козла".
Обычно в момент касания полосы рычаг продольного уп-
равления (для утленьшения угла атаки) из положения "на еебя"
несколько отдают "от себя".
бднако если удар был слишком сильным или при плохо'’
видимости летчик допустил сшибку в определении расстояния
до земли в перед самым касанием для уменьшения вертикально*
скорости снижения резко аобрал штурвал на себя , то оамоле-
после удара о землю может снова взмыт* в воздух.
43
При этом, за счет возникшего во время касания (от силы
веса} момента на пикирование,самолет опускает переднюю часть
фюзеляжа и уходит в воздух с малым углом атаки.
В таких условиях ввиду малой скорости и малого угла
атаки подъемная сила оказывается недостаточной для удержа-
ния самолета в воздуха. И если быстро не увеличить угол ата-
ки, резко взяв штурвал на себя, то самолет, израсходовав по-
лученную при первом ударе энергию, грубо ударится о полосу .
При этом возможны удары передней опоры, приводящие к поломке
шасси, либо повторные кратковременные взмывания.
Во избежание этих явлений пилот должен энергично взять
.штурвал на себя , чтобы успеть увеличить подъемную силу, а
затем произвести мягкую посадку. После повторного касания
штурвал отдается от себя, чтобы прижать самолет к полосе,
не допуская новых взмываний .
Нередки в практике и повторные грубые удары о полосу.,
когда летчик не успевает во время добрать штурвал на себя ,
чтобы создать большую положительную угловую скорость танга-
жа для быстрого увеличения угла атаки, уменьшающегося при
первом ударе самолета о ВПП за счет действия момента силы
веса.
Быстрое увеличение угла атаки в этих условиях необходи-
мо для предотвращения повторного удара о полосу в результа-
те падения подъемной силы.
Учитывая сложность исправления кратковременных взмыва-
ний , следует обращать особое внимание на недопустимость
грубых ошибок в пилотировании, а при их появлении своевре-
менно принимать решение об уходе на второй круг, т..к. посад-
ка о кратковременными взмываниями, даже затухающими, являет-
ся нерасчетным случаем эксплуатации самолета.
44
Г л 8 в е 5. ЦЕНТРОВКА СДАЮ ЛЕТА. ОСОБЕННОСТИ
УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
I.	Центровка самолета
Центровкой самолета называется положение центра масс
относительно САХ от носка, выраженное в процентах. Центр
масс имеет вертикальную и горизонтальную координаты:
Уг= сйг-Wo	Хг^-^-ЮО-
Вертикальная координата	практического значения не
имеет и поэтому не рассчитывается. Для самолета Ил-62М уста-
новлен следующий диапазон центровок:
Хпп = 27%>	>'	СИ/.
Примечания. I. В целях уменьшения расхода топ-
лива в крейсерском полете рекомендуется применение возможно
задних центровок в диапазоне допустимых.
2.	Выпуск и уборка шасси практически не влияют на цент-
ровку самолета.
3.	Ввиду перемещения пассажиров в полете возможно откло-
нение полетных центровок в пределах - 1%.
4.	Масса и центровка пустого самолета Ил-62М (# 86484)
равны 71280 кг, 50,5%Тй определяются по формуляру самолета.
5.	Максимально допустимая массовая емкость багажно-гру-
зовых помещений (по грузу) составляет: М I - 6200 кг,
й 2 - 3300 кг, й 3 - 2000 кг, й 4 - 1340 кг.
6.	Максимальная коммерческая загрузка самолета состав-
ляет 23000 кг.
7.	Багаж загружать только в багажники К 1,2,3. В багаж-
ник й 4 разрешается грузить только груз, почту, газеты.
пример расчета центровки для учебного полета определя-
ется по рис. 15 и табл. 5.
lecoeat глмдеы»
JW7 •	Л rHpfiut* vJ«M<
<*04«ГЛ4)
МдгМдаи'пси /ел»**/**** с/*»х^>«*ыы ля л«п«-
яирм я л cat ««Jh tpjJ(* орвпаялгял 4*л
ДЛ4ЛМ0 ** Млмг* "М******'*»*
- л явраля t-nu раЛал я^гсжл и в ntpt^aa
«<Э0П« Л*ла*иишя~4Л00лл,
- л пклл^9»—4«л 9л9ал йжллг п^-Лмог
еамяв к л яллят ^алвялим-
4Я0ЛЛ
При мал^ t /тмглвн» г/ниалм—* лл е»*»-
мгпс0т«гш* ;*/*»*<•*
'**-* зляииявляял ttr аляявр^ляг Mt/pfjatf
Mj #м« npalfiunaA • //M"».	/«wav*
Мм»ог • мяая tAj<tpa a /«^wr****4******»
Рис. 15. Центровочный графим
*6
2.	Продольное равновесие, устойчивость
ж управляемость
Продольное равновесие - это талое состояние самолета,
при котором сумма сил действупцих на самолет, в сумма момен-
тов относительно оси 01 равны нулю.
Причины, вызывающие нарушение продольного равновесия
в полете:
-	изменение режима работы двигателей. Изменение режима
не оказывает существенного влияния на балансировочное поло-
жение РВ (- 1т2°). Изменение усилия на штурвале находится
в пределах В-10 иг. При увеличении режима работы двигателей
с малого газа до взлетного при = 30° на самолет дейст-
вует момонт пикирования,
-	изменения положения механизации;
-	перестановка стабилизатора, выпуск и уборка шасси;
-	выработка топлива, перемещение пассажиров, порывы
ветра.
Продольная устойчивость - это способность самолета сох-
ранять или восстанавливать нарушенное продольное равновесие.
Продольная устойчивость по перегрузке - способность
самолета самостоятельно сохранять или восстанавливать перег-
рузку исходного режима полета (рис. 16).
Для малых значений числа И на самолете Ил-62М продоль-
ная устойчивость сохраняется как при убранных, так и при
отклоненных закрылках до углов атаки, соответствующих Кмако
Для большие чисел М в крейсерской конфигурации продоль-
ная устойчивость по углу атаки сохраняется вплоть до
а « J7 + 18°.
Предел задней центровки устанавливается из условия обео
печения устойчивости но перегрузке. Залас устойчивости по
перегрузке составляет:
дХх Xнейти -Хпред * 50% ~34с/> ~ /6% САК •
Если центровка более 34%, у самолета на углах атаки
6-9° отмечается характерная особенность - местная нейтраль-
ность по перегрузке. В этом случае самолет при небольшом
Таблица 5
Определение взлетнЦх и посадочных центровок при различном запасе топлива
в зависимости от центровок самолета без топлива и проверка допустимости
полученной по графику центровки самолета без топлива
Без запгавки килевого бака, т		Т 3 г/см**	Центровка са- молета без топлива	30,5	31,0	31,5	32,0	32,5	33,0	33,5	34,0
			ЯЯ.ПЯП топл	Центровка самолета с топливом, % САХ								
		0,775 и 0,825	5 10 посадка 15 20 30 взлет 40 50 58 60 65 70 77,75	30,0 28,4 27,9 29,7 30,6 31,1 31,4 31,7 31,2 29,6 28,1	30,5 28,8 28,4 30,1 31,0 31,4 31,7 32,0 31,5 29,9 28,3	31,0 29,2 28,8 30,5 31,3 31,8 32,0 32,3 31,7 30,1 28,6 27,3	31,4 29,7 29,2 30,9 31,7 32,1 32,4 32,6 32,0 30,4 28,9 27,5	31,9 30,2 29,6 31,3 32,1 32,5 32,7 32,9 32,3 30,7 29,2 27,8	32,4 30,6 30,1 31,7 32,4 32,8 33,0 33,2 32,6 31,0 29,4 28,0	32,8 31,0 30,5 32,1 32,8 33,2 33,3 33,5 32,9 31,2 29,7 28,3	33,3 31,5 30,9 32,5 33,2 1 33,5 33,6 * 33,8 " 33,2 31,5 f 30,0 28,6
		0,825	79,75 82,75			27,3 27,1	27,5 27,4	27,8 27,6	28,0 27,9	28,3 28,2	28,6 28,4
С за- правкой, килевого бака,	2 3 3,9	0,775	79,75 80,75 81,65		29,6 30,9 32,1	29,8 31,2 32,4	30,1 31,4 32,7	30,3 31,7 32,9	30,6 31,9 33,2	30,8 32,2 33,4	31,1 32,4 33,7
	2 3 4,1	0,825	84,75 85,75 86,87		29,4 30,7 32,1	29,6 30,9 32,4	29,9 31,2 32,6	30,1 31,4 32,9	30,4 31,7 33,1	30,6 31,9 33,4	30,9 32,2 33,6
48
ходе штурвала на себя или от себя легко изменяет угол атаки.
Пилотами это воспринимается как некоторое улучшение продоль-
ной управляемости.
Предел передней центровки устанавливается из условия
получения приемлемых усилий в полете при пилотировании само-
лета и достаточности РВ на посадке. Кроме того, требуется
большой угол установки стабилизатора на кабрирование, при
этом увеличивается сопротивление самолета, усложняется раз-
грузка передней опори на взлете, затрудняется выход самоле-
та на расчетный угол при отрыве и выдерживание этого угла
после отрыва. Происходит снижение управляемости ниже нормы.
Продольная устойчивость по скорости - способность само-
лета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять или
восстанавливать скорость исходного режима полета (см.рис.16).
Устойчивость по скорости оценивается усилиями на штурвале
при изменении скорости полета: Рв = -/(у)-
Самолет Ил-62М до достижения значений числа №=0,81-0,83
(при средних полетных массах) устойчив по скорости, признаков
неустойчивости не наблюдается, усилия на штурвале остаются
прямыми.
При значениях числа от М=0,83 до №=0,85-0,86 давящие уси-
лия на штурвале незначительно уменьшаются, что не усложняет
пилотирования. Запас по скорости несколько уменьшается.
Ухудшение устойчивости по скорости возникает вследствие
образования скачков на верхней поверхности крыла и смещения
центра давлений назад.
С ростом скорости при М >-0,85-0,86 в результате образо-
вания скачков уплотнения на нижней поверхности крыла создает-
ся перемещение центра давлений вперед. Усиливается кабрирова-
ние, и самолет становится устойчив^ по скорости.
Способность самолета изменять положение в пространстве
с помощью РВ называется продольной управляемостью самолета. Ос-
новными показателями продольной управляемости самолета явля-
ются : д /д - тяжесть продольного управления,
A	эффективность продольного управления. На про-
дольную управляемость самолета влияют: скорость и высота поле-
та, положение центра тяжести.
- 49	-
В системе управления РВ установлена пружима,которая
включается а работу при отклонении РВ более 8° "На пикиро-
вание", создавая дополнительные давящие усилия в 30 иг.
Пружина обеспечивает прямые давящие усилия и компенси-
рует уменьшение шарнирного момента от РВ при больших углах
отклонения РВ вниз, особенно при наличии льда на стаби-
лизаторе.
В условиях нормального пилотирования при изменении
перегрузки не более	- - Ct),2 - 0,3) усилия на ос-
новных эксплуатационных режимах не превышают А,о =15-25 кг.
3.	Особенности полета самолета на
больших углах атаки
алл выявления особенностей в поведении самолета на
больших углах атаки проводились летные испытания на тормо-
жение самолета и дачу РВ в диапазоне П5С0-6000 м как с
выпущенными, так и с убранными закрылками при работе дви-
гателей' на режимах .малого газа и номинальном, с массой
110—120 т. При торможении самолета в полетной конфигура-
ции максимально достигнутый угол атаки составил 21,7°,
\/пр = 210 км/ч.
В процессе торможения со скорости 320-310 км/ч на
Н=П500м и со скорости 280-230 км/ч на Н=8000 м появляет-
ся слабая тряска, не мешающая пилотированию.
По маре уменьшения скорости тряска усиливается. Силь-
ная, неприятная для пилота тряска возникает на углах, соот-
ветствующих: границе неустойчивой работы внешних двигателей
14-14,5°.
Начиная с углов атаки 17-18° рост интенсивности тряски
прекращается и ее уровень сохраняется постоянным вплоть до
^макс достиг 21,7°. Уровень срывной тряски самолета доста-
точен для предупреждения пилота о выходе на большие утлы.
При дачах РВ вывод самолета на большие утлы атаки в
диапазоне М=0,6-0,85 требует больших усилий на штурвале
80-100 кг.
50
Рис. 16. Продольная устойчивость самолета
по перетруске и скорости
Рис. 17. Поперечная и путевая
устойчивость самолета
51
В диапазоне чисел М=0,6-0,7 характер тряски аналогичен
тряске при торможении, при больших числах М тряска более ин-
тенсивна, эффективность органов управления как при тормо-
жении, так и при дачах РВ достаточна для быстрого вывода
самолета на малые угли атаки.
При торможении с закрылками 30° срывная тряска значи-
тельно слабее, чем с убранными закрылками и не может слу-
жить предупреждением. Интенсивность тряски с уменьшением
высоты уменьшается и на Н=6СС0 м практически совпадает с
моментом сваливанияk
4.	Боковая устойчивость и управляемость
Самолет, устойчивый в поперечном отношении, должен соз-
давать поперечные восстанавливающие л демпфирующие моменты (рис. 17).
На поперечную устойчивость влияют следующие факторы: угол
крена, угол атаки, положение закрылков, высота полета, чис-
ло М, удлинение и площадь крыла, стреловидность, поперечное
V крыла, аэродинамическая и геометрическая крутки,
аэродинамический ”зуб".
Поперечная управляемость осуществляется элеронами, ко-
торые отклоняются на углы: 27° - вверх, 15° - вниз. Для улуч-
шения характеристик поперечной управляемости на взлетно-поса-
дочных режимах, особенно в области малых скоростей, в помощь
элеронам применяются спойлеры, создающие дополнительный уп-
равляющий момент. Эффективность поперечного управления уве-
личивается на 30-50%, вплоть до критических углов атаки.
При убранных закрылках необходимая эффективность поперечного
управления обеспечивается отклонением только элеронов.
При увеличении углов атаки более критических эффектив-
ность поперечного управления снижается вследствие срыва
потока на верхней поверхности крыла, поэтому эффект от откло-
нения спойлеров исчезает.
На любом этапе полета время перекладывания самолета из
крена 30 в крен 30° осуществляется отклонением штурвала на
90° за время 4,6 - 5о (при норме не более 6с).
Самолет, устойчивый в путевом отношении,должен создавать
—	52	-
путевые эосотанавливак-щие г демчйигуютлю моменты (рис.]?'.
Основные эксплуатационные факторы, влияющие на путевую
устойчивость: число М, угол атаки, центровка, положение
закрылков, высота полета.
На самолете Гл-С2М устанавливается двухсекционный PH,
который отклоняется на угол - 27°. Его эффективность обес-
печивает путевую балансировку в случае отказа критического
двигателя, а также взлет и посадку при соковом ветре до
15 м/с. Для снятия усилия на педалях при установившемся
полете с отклоненным ГН имеется аэродинамический тр;г.:мер.
При отклонении PH на утлы более 15е наступает перекомпен-
сация;и усилия на педали уменьшаются, поэтому в проводке
управления PH устанавливается загрузочная пружина, обес-
печивающая прямолинейный характер изменения нагрузки на
педали.
Самолет Ил-62М имеет коэффициент боковой устойчивости
- 2,” - 2,8 при неработающем демпфере рыс-
кания ДР-М (Н=10000м, Vnp= 530 км/ч, ^j = 0°). При полете
во взлетно-посадочной конфигурации возмущенное движение при
резких отклонениях PH как при включенном, так и при выклю-
ченной демпфере существенных отличий не имеет.
С неработающим демпфером рыскания при ошибках в пило-
тировании или в условиях турбулентности самолет может вхо-
дить в режим свободных колебаний типа "голландский шаг",
затухающих на высотах 0-4000м.
На больших высотах колебания практически не затухают и
на высотах более 11000м могут иметь тенденцию к возрастанию
амплитуды. Поэтому на больших высотах с неработающим демп-
фером не следует производить резких отклонений рулем нап-
равления.
Боковая раскачка легко парируется плавным отклонением
элегонов. Не следует корректировать маневр PH, так как дви-
жение рыскания очень слабо выражено, и трудно определить,
в какую сторону необходимо отклонить PH в данный момент.
Поэтому использование PH приводит к тому, что вероятность
ошибочных действий пилота, усухубл^кдих ситуацию, становит-
ся очень большой.
53
Для демпфирования колебаний по курсу в улучшения боко-
вой устойчивости и управляемости на самолете используется
демпфер ДР-М.
Домпфер ДР-М имеет два закона управления. По первому
закону управления обеспечивается парирование короткоперио-
дических колебаний самолета относительно вертикальной оси
при положении закрылков менее 30°. Руль направления откло-
няется в противоположную сторону вращения самолета по
закону:
д о и -	‘ *60У	'
Второй закон вступает в силу при =30°, когда на вход
блока демпферов,кроме сигнала бс^., постуйает сигнал крена
” у " и сигнал ” з ". По этим сигналам руль направле-
ния отклоняется в сторону разворота по формуле:
Л •
где Q - фильтр, который не пропускает постоянную угло-
вую скорость CVg. и не мешает пилоту при раз-
вороте с отклоненной педалью; >
(рг - фильтр, который не пропускает сигнала от У9
для отклонения элеронов в случае балансировки
самолета с отказавшим двигателем, неравномерной
выработки топлива и самопроизвольного увода
триммера PH и элеронов в крайнее положение;
- фильтр, исключающий резкие отклонения PH при
энергичных поворотах штурвала;
ситнал’ котсфУЙ служит для уменьшения утла
скольжения при вводе самолета в разворот путем
увеличения угла отклонения PH в зависимости от
крена при развороте;
сигнал, который обеспечивает отклонение PH в
зависимости от угла поворота штурвала для по-
вышения эффективности поперечного управления.
На малых скоростях полета как с убранной, так и с выпу-
щенной механизацией при неработающем демпфере ДР-М на само-
54
лете может иметь место зависание по крену при перекладках
цртурвала.
Это явление отрицательно сказывается на оценке пило-
том характеристик поперечной управляемости самолетом
Угловая скорость кренения самолета от поворота штур-
вала за счет поперечной устойчивости может уменьшаться е
13-15 раз,
Глава 6. ПОЛЕТ ПРИ НЕСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГЕ
!• Поведение самолета при отказо
двигателя. Изменение аэродинамически.,
и летных характеристик
При отказе двигателя самолет разворачивается и кренит -
он в сторону отказавшего двигателя(рис. 18).
После отказа двигателя вследствие инерции центр ма(ч
стремится сохранить направление полета, возникает скольже-
ние на крыло с работающими двигателям?
При скольжении возникают естественные восстанавливаю
шив и демпфирующие моменты, а также момент от ДР-М. Но ою-
значительно меньше разворачивающего момента,и самолет буде~
разворачиваться и крениться в сторону отказавшего двигателе
Несвоевременное устранение скольжения самолета может
привести к срыву потока с вертикального оперения и к помпах-
ному срыву работающих двигателей ввиду затенения их вход
ных устройств фюзеляжем, т.е. возникает боковой срыв са-
молет».
Основным показателем бокового срыва для пилота являет-
ся продолжение разворота и кренение самолета при полностью
повернутой штурвале и отклоненной педали PH.
В этой ситуации пилот обязан отдать штурвальную колоь
ку от себя, выбрать весь имеющийся запас по элеронам и рул?
направления, и, в крайнем случав, уменьшить режим раоотающег>>
55
Рис. 18. Поведение самолета при отказе
двигателя
Рис. 19. Балансировка самолета при отказе
двигателя: а) без скольжения; б) без крена
56
двигателя, симметричного отказавшему.
Критический угол скольжения при боковом срыве равен
15-16°.
При отказе двигателя аэродинамические и летные харак-
теристики самолета ухудшаются (см.рмс. 18), где
Cz - увеличвается вследствие скольжения самолета, отклонения
рулей при балансировке самолета, сопротивления отка-
завшего двигателя и вынужденного увеличения угла атаки;
Су - уменьшается за очет уменьшения эффективной скорости
обтекания при скольжении;
/С - аэродинамическое качество уменьшается.
Уменьшение аэродинамического качества в полете о нера-
ботающим двигателем приводит к увеличению потребной тяги, а
уменьшение располагаемой тяги на 1/4 вызовет ухудшение лет-
ных характеристик само.летэ.
Самолет с отказавшим двигателем (двумя) в основном
можно сбалансировать следующш образом.
I. Балансировка самолета без скольжения о креном в сто-
рону работающего двигателя ( рис. 19 а ) - аэродинамически
самая выгодная, т.к. лобовое сопротивление будет наименьшим
и рекомендуется при продолженном взлете, в наборе, при уходе
на второй круг и заходе на посадку с двумя отказавшими дви-
гателям/. Шарик указателя скольжения отклонен в сторону кре-
на на 0,5 диаметоа (не более), что соответствует углу
крена 2°.
2. Балансировка самолета без крена оо скольжением на
полукрыло о неработающим двигателем (рис. 196) является
наиболее простой и удобной для пилотирования (особенно а
сложных метеоусловиях). Рекомендуется в горизонтальном поле-
те и при заходе на пооадку с одним отказавшим двигателем.
Недостатком этого вида балансировки является большее
сопротивление самолета за счет наличия скольжения и боль-
шого угла отклонения И1. Шарик указателя скольжения на
сбалансированном самолете находится в центре.
Развороты разрешается выполнять в любую сторону с кре-
ном не более 15° (вследствие уменьшения избытка тяги) и на
57
скорости не менее 350-360 км/ч.
Развороты должны выполняться при повышенном внимании
пилотов координированными действиями на сбалансированном
триммерами самолете.
Радиус разворота зависит от величины эффективного угла
крена и определяется видом балансировки.
При выполнении разворота в сторону отказавшего двига-
теля самолет усиливает стремление к опусканию передней
части фюзеляжа, скольжению и крену.
2.	Прекращение и продолжение взлета
Прекращение взлета осуществляется Путал перевода РУД
всех двигателей на режим малого газа, включения реверса
тяги двигателей, выпуска спойлеров на угол 45и.
При выпуске спойлеров кабрирутощий момент и снижение
эффективности передней опоры парируются отклонением колон-
ки штурвала от себя. Также применяется торможение колес.
Разворачивающий момент при отказе двигателя на разбеге
легко парируется, усилия на педали при отказе внешнего дви-
гателя не превышают 40-45 кг.
При отказе двигателя на скорости более V/ необходимо
парировать стремление самолета к развороту и продолжать
разбег до расчетной скорости отрыва.
В процессе отрыва парировать стремление самолета к раз-
вороту и кренению, сбалансировав его без скольжения с креном
2° в сторону работающего двигателя.
На высоте не менее 5м убрать шасси, выдерживая скорость
\Л до высоты 120м. На высоте не менее 120м. в горизонталь-
ном полете, после достижения скорости V9 + 20 км/ч убрать
закрылки в два приема.
По достижении безопасной скорости с убранными закрыл-
ками перевести самолет в набор высоты.
«а высоте 450м уменьшить режим до необходимого значения,
ч,лить топливо (если это возможно), произвести посадку на
аэродроме взлета. При использовании на взлете номинального
режима (в случае отказа) немедленно увеличить режим работаю-
щих двигателей до взлетного.
58
3.	Действия экипажа при появлении признаков
отказа одного из трех работающих двигателей
на взлете
При выключении одного двигателя на взлете по признакам.
отказа и появлении любого признака отказа еще одного дви-
гателя, этот двигатель не выключать и не допускать уменьше-
ния скорости менее у
ВНИМАНИЕ! Если на скорости V 2 самолет о выпущенными
закрылками не имеет положительной вертикальной скорости.
необходимо выполнить вынужденную посадку вне аэродрома.
При обнаружении пожара в гондоле двигателя, помпажа
или опасной вибрации выключить двигатель после уборки зак-
рылков, в остальных олучаях-после выхода ни посадочную пря-
мую. Уборку закрылков производить на высоте не ниже 120м.
Заход на посадку выполнять по кратчайшему пути с поса-
дочным курсом или обратным ему. Если есть возможность-слить
топливе и произвести посадку с массой не более 105т.
При отсутствии возможности слива топлива
выполнить посадку о фактической посадочной массой,соблюдая
следующие ограничения (табл. 6).
Таблица 6
Скорости при заходе на посадку
Этап полета	Положение шасси	Положение закрылков	/п> 14 OtU ^140т Vnp, км/^
Полет по прямоугольному марш руту до выхода на посадоч-			1
ный курс	убрано	убрано	450 j400
После четвертого разворота	выпустить	убраны	уменьшить до. 400 | 400
Перед входом в глиссаду	выпущено	выпустить на 15й	уменьшить до 370 । 350
С высоты 100 м	выпущено	выпоить	уменьшить до 335 1315
Приземление	I выпущено i 1	30°	310- 296- 320 J 30L
59
Развороты выполняются с углом крена не более 15°.
ВНИМАНИЕ! При переводе самолета в крен на неработающие
двигатели самолет развивает кренение быстро, и требуется
своевременное и энергичное вмешательство в управление, что-
бы предотвратить быстрое нарастание крена.
После приземления опустить переднюю опору, выпустить
спойлеры и применить интенсивное торможение.
Длина расчетной посадочной дистанции с высоты 15м до
полной остановки (для посадочной массы 165т) в стандартных
условиях о применением реверса одного двигателя составляет
2209м.
4.	Отказ двигателя в горизонтальном
полете
Пооле выключения двигателя необходимо парировать развора-
чивающий и кренящий моменты, выключить отказавший двигатель,
а исправным установить номинальный режим работы.
Самолет снижается с постепенно убывающей вертикальной ско-
ростью. Скорость полета должна быть установлена 480-520 км/ч,что
соответствует минимальным километровым расходам топлива или
режиму максимальной дальности. Через некоторое время самолет
достигает своего теоретического потолка (табл.7).
Таблица 7
Максимальная высота полета в зависимости от
температуры и массы самолета (один двигатель
не работает)
пь -f т	160	150	140	130	120	НО	100
Имел»*1	6700	7400	8200	9100	9250	II400	12200
^СА+10’м	5750	6300	6900	7650	8500	9600	10950
60
Произвести балансировку самолета без крена со скольже-
нием на полукрыло в сторону отказавшего двигателя.
В дальнейшем, если не уменьшать режим работы двигате-
лей , самолет постепенно набирает высоту.
Через 40 мин самолет в среднем набирает высоту 350-400м,
что соответствует ср = 0,25-0,3 м/о. Не превышать угол
атаки по УАП 6° и следить за равномерностью выработки топли-
ва, не допуская разницы 2600 кг.
5.	Уход на второй круг о неработающим
двигателем
Уход на второй круг возможен с высоты ЗСМ, для его вы-
полнения необходимо:
-	увеличить режим работы работающих двигателей до взлет-
ного;
-	создать крен 1,5-2° в сторону работающих двигателей,
сохраняя скорость неизменной;
-	при балансировке самолета усилия на педалях не пре-
вышают 20 кг, а на штурвале 10 кг;
-	после прекращения снижения и выхода двигателей на
взлетный режим шасси убрать;
-	перегрузка с отказавшим одним (двумя) двигателем
при уходе Меньше, чем при нормально работающих двигателях
и составляет 1,1-1,5;
-	на высоте 120м и скорости 350 км/ч убрать закрылки
и сбалансировать самолет стабилизатором;
-	к концу уборки закрылков обеспечить безопасную ско-
рость 380-400 км/ч.
Градиент набора высоты с одним отказавшим двигателем в
стандарпых условиях при взлетной массе 105т составляет 12,6%,
что значительно выше нормы,равной 2,7%. При включении ПОС
полученный градиент по РЛЭ уменьшить на 1,5%.
61
6.	Особенности выполнения полета о двумя
неработающими двигателями
При отказе двигателей в горизонтальном полете необхо-
ДИМО •
-	выключить отказавшие двигатели;
-	сбалансировать самолет триммерами и рулями без крена
со скольжением в сторону полукрыла о неработающими двигате-
лями (для облегчения контроля за балансировкой и облегчения
возможности использования автопилота в длительном полете);
для уменьшения вертикальной скорости снижения сбалансировать
самолет для полета о креном без скольжения;.
-	установить номинальный режим работающих двигателей
и выдерживать скорость 480-520 км/ч, не превышая угол 6°
по УАП.
Сразу после отказа второго двигателя на высоте ПОООм
при массе 125т вертикальная скорость снижения составит
3,5 - 4м/с, которая через 60-65мин уменьшится до 0 м/с (на
теоретическом потолке, табл.8).
Таблица 8
Максимальная высота полета в зависимости
от температуры и массы самолета (два
двигателя не работают)
	150	140	130	120	НО	. 100
ИМСА, м	4600	5500	6450	7400	8350	9250
НМСА+10° м	2900	4000	5100	6150	7200	8200
При посадке о двумя неработающими двигателями, располо-
женными с одной стороны фюзеляжа,необходимо:
-	выпустить шасси, отклонить закрылки на 15 и 30°; ба-
лансировка самолета стабилизаторсы производится на тех же ско-
ростях и этапах, как и при всех работающих двигателях;
62'
-	скорость выдерживать на 10 км/ч выше, чем при нор-
мальном заходе;
-	для контроля положения и поведения самолета на педа-
лях оставлять небольшие давящие усилия, следить за положе-
нием шарика (уход шарика допускается не более 0,5 диаметра
в сторону крена);
-	на глиссаде выдерживать крен 2°без скольжения, но
перед касанием крен убрать. Расходы рулей небольшие ( <^=7-8°,
=5-11°,	=10-12кг);
-	во избежание опасной потери скорости газ убирать
позднее.
Уход на второй крут с двумя неработающими двигателями
возможен с высоты не ниже 5Ол, при этом:
-	пилот обязан, сохраняя скорость постоянной, перевести
двигатели на взлетный режим и создать крен 3-4° на полукрыло
в сторону работающих двигателей, крен сохранять в процессе
всего набора;
-	при выводе из снижения пилот не должен допустить
потери скорости;
-	для ^ = 105т, УПр=280 км/ч с момента дачи газа и
создания перегрузки ^=1,1-1,5 вертикальная скорость умень-
шается до нуля за 9-10с, а потеря высоты составит Ю-12м;
-	при увеличении режима работающих двигателей резко воз-
растает момент от несимметричной тяги. Поэтому для баланси-
ровки самолета требуются дополнительные отклонения PH и эле-
ронов 4-$f, Д(5’з= 4-5°). Усилия на органах управления
составляют PR= 30-4Окг, Рэ= 15-25 кг;
-	после перехода в набор высоты необходимо убрать шасси;
-	на высоте 50м после преодоления препятствий на скорости
не менее 320-330 км/ч закрылки убираются до 15°, а на скорос-
ти 350-360 км/ч - убираются полностью;
-	пилот должен сбалансировать самолет триммерами, оста-
вг" давящие усилия на педалях.
-	63	-
Г Д а ? а 7. ПРОЧНОСТЬ САМОЛЕТА. ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА
В НЕСПОКОЙНОМ воздухе и в условиях
ОБЛЕДЕНЕНИЯ
1. Ограничения по перегрузке и скоростному
напору
При полете в неспокойном воздухе существуют две опас-
ности:
-	получение перегрузки больше максимально допустимой и
разрушение самолета в воздухе;
-	вывод самолета на срывные углы атаки и сваливание.
Действующие на самолет перегрузки могут быть созданы
Пилотом (маневренные) или воздействием внешних возмущений
(болтзаочные).
Величина маневренной перегрузки зависит от весовых и гео-
метрических параметров самолета, а также квалификации пилота.
Маневрирование самолета Ил-62М в вертикальной плоскости
ограничивается величинами 1,2-1,3 в нормальной эксплуа-
тации, Лу = 1,5-1,6 при выводе самолета мз угла при экстрен-
ном снижении.
Если учитывать все случаи эксплуатации, разрешается ма-
неврирование самолета о перегрузкой от +0,5 до +2,0 незави-
симо от массы самолета и положения закрылков.
При выполнении разворотов допустимая перегрузка для
максимального крена составит 1,16.
Перегрузки, которые возникают при воздействии на самолет
потоков неспокойного воздуха, называются болтаночными. Пере-
грузки, возникающие в неспокойном воздухе, могут быть различ-
ны по величине и знаку. Горизонтальные порывы не создают
опасности для прочности самолета и выхода его на срывные ре-
жимы.
По прочности, выработке ресурса, уотановлнижаго жожст^ж—
циейу и обеспечению устойчивости и управляемости самолет ияввпг
следующие ограничения:
-	максимально допустимая скорость в нсомальной эксплуа-
тации упр=600 км/ч, Q= 1740 кг/м2;
-	64	-
- максимальная скорость полета с выпущенными .закрыл-
ками;
на угол - 15°	Уд =400 км/ч	=770кг/м"
на угол - 30°	Vnp^360 км/4	=623 кг//р?г
-	максимальная скорость уборки и выпуска шасси
Упр=	-770 кг/м2;
-	максимальная скорость- выпуска и уборки шасси при
экстренном снижении в'условиях обледенения УПр=500 км/ч,
Q, =1200 кг/м2;
-	максимальная скорость при перегонке самолета с аыпэденнмн
шести УПр=550 лза/ч, =1460 кг/м2;
-	полет с выпущенным шасси в случае экстренного сниже-
ния Vnp= ТОО км/ч, =2360 кг/м2;
-	максимальная скорость при выпуске и уборке фар
Удр=400 кц/ч,	=770 кг/м2,.
2. Пилотирование в условиях турбулентности
и выхода на большие углы атаки
При попадании самолета на эшелоне в зону турбулентности
установить число М=0,78-0,8, не превышая при этом следующих
значений приборной скорости
т?т	 Vnp, км/ч
160 150 120 90	580 570-580 540-560 510-530
Наименьшая приборная скорость полета в условиях турбу-
лентности должна соответствовать углу атаки не более 6°
по АУАСП.
При попадании самолета в зону турбулентности принять
меры для выхода из зоны.
65
С уменьшением высоты на 1000м запас по углу атаки зна-
чительно увеличивается.
Высота полета не должна превышать максимально допусти-
мую высоту для данной полетной массы из условия обеспечения
запаса по сваливанию.
Маневры выполнять плавно в момент уменьшения турбу-
лентности, не допуская крена более 15°.
Пр^ попадании самолета в зону болтанки не стремиться к
точному задерживанию исходного режима по высоте, скорости
и крену:
-	полет выполнять о полузажатым управлением, пилотиро-
вать самолет по средним показаниям авиагоризонта, без резких
размашистых движений рычагами управления и больших величин
крена;
-	продольным управлением пользоваться тогда, когда ско-
рость начинает увеличиваться или уменьшаться по сравнению с
исходной на значительную величину;
-	в случае интенсивного подъема самолета, с одновремен-
ным переходом на пикирование, вызванного мощным восходящим
пот ок огл большой протяженности, удерживать самолет в исходном
режиме по углу атаки, не препятствовать подъему и не перево-
дить его в режим еще большего пикирования;
-	внимательно следить за указателями числа М и прибор-
ной скорости, не допуская увеличения числа М более 0,83 и
УПр более 700 км/ч.
При пилотировании в турбулентности не рекомендуется ме-
нять углы установки стабилизатора и триммера.
По достижении в крейсерском полете cl, = 7-9°, при
М=0,75-0,81 возникает легкая тряска, которая при дальнейшем
увеличении угла атаки переходит в интенсивную. На с(. =10-11°
стрелка АУАСП переходит в красный сектор и срабатывает цве-
товая и звуковая сигнализация. Эффективность рулей достаточ-
ная для вывода самолета на нормальные углы атаки.
66
3. Изменение аэродинамических и летных характеристик
_• самолета в условиях обледенения
Обледенение одно из опаоннх для самолетов атмосферных
явлений, непосредственно влияющих на аэродинамические и
летные характеристики.
Основная опасность при полете в условиях обледенения
связана па о увеличение?<полетной массы самолета за счет от-
ложения льда (т.к. самолет имеет большую энерговооруженность),а
с ухудшением аэродинамических характеристик и характеристик
устойчивости и управляемости. Ледяные отложения (если не
включена, отказала или не справляется с отложением льда про-
тивооблелвнительная система самолета) могут значительно изме-
нить форлу профиля крыла и горизонтального оперения, создать
повышенную турбулентность и преждевременны)! срыв потока,
который особенно опасен при полете на малых скоростях во
время захода на посадку в посадочной конфигурации.
Отложение льда в полете происходит одновременно на всех
поверхностях: крыле, вертикальном и горизонтальном оперении—
это существенно уменьшает оСкпит. крыла, стабилизатора и
угла скольжения при обледенении крыла.
Сопротивление растет за счет увеличения шероховатости
поверхности, увеличения сечения профилей, турбулизации по-
тока и вынужденного увеличения угла атаки при потере скорос-
ти и подъемной силы (рис. 20).
Подъемная сила уменьшается за счет уменьшения скоростей
обтекания верхней поверхности крыла при вихреобразованли и
уменьшении перепада давления под крылом и над ним.
Аэродинамическое качество уменьшается во всем диапазоне
летных углов атаки. Вследствие значительного уменьшения
(-'Умакс. и ^крит. ОК°РОСТИ сваливания увеличиваются и
при грубых ошибках в пилотировании или сильном обледенении
V глин.доп. и Vсвал, могут стать равными.
Изменяются шарнирные моменты органов управления (это
обычно уменьшает усилие на органах управления).
Обледенение крыла уменьшает запас по сваливанию. уве-
личивает угловые скорости при сваливании самолета, снижает
67
Рис. 20. Изменение аэродинамических и летних
характеристик самолета при обледенении
Рис. 21. Потеря продольной устойчивости
и управляемости . самолета ("клевок")
-	68	-
эффективность поперечного управления, ухудшает продольную
устойчивость и управляемость.
Обледенение стабилизатора	'• гораздо опаснее,
чем обледенение крыла, поскольку оно не обнаруживается по
мере нарастания льда во время обычного крейсерского полета
с убранными закрылками и только на режишх захода на посад-
ку при отклонении закрылков влияние наросшего льда может
проявиться резко и неожиданно для экипажа. В этом случав
скос потока за крылом сильно увеличивается и отрицательный
угол атаки ГО приближается к критическому, при достижении
которого У го и М^гд сильно уменьшаются, появляется избы-
точный момент на пикирование.
На самолете Ил-62М при выпуске закрылков на 30° при
обледеневшем стабилизаторе возможна продольная неустойчи-
вость по перегрузке, называемая "клевком’'(рис. 21).
Поведение самолета при наличии на стабилизаторе льда
толщиной 8-10м^ удовлетворительное и никаких особенностей
не имеет.
Поведение самолета при наличии льда на стабилизаторе
толщиной I5-20MM и шириной до 4Сим резко отличается от пове-
дения самолета при толщине льда 8-1 Ош. В балансировочной
кривой = у ( Лу.) отмечается, что при перегрузке
= 0,65-0,7 усилия составляют 10-15 кг, а затем начинают
падать и при =0,5 практически отсутствуют.
Причины возникновения клевка” следующие:
-	обледенение стабилизатора, которое уменьшает несущие
способности и критический угол оС крит.облед.=
( ct	~ ±14 -15°}•
k КРИТ.ЧИСТ. 1*10/,
-	перекладка стабилизатора на большие отрицательные
углы (-7° и более) при центровках, близких к передним 27%;
-	отклонение закрылков на 30° при обледеневшем стаби-
лизаторе ;
-	передние центровки;
-	большая масса самолета;
-	выпуск закрылков на полный угол 30° в один прием;
-	совмещение довыпуска закрылков о переводом самолета
в глиссаду;
69
-	резкая дача штурвала от себя.
При возникновения 'хлевка* необходимо:
-	убрать закрылки до 15°, уменьшив тем самш пикирую-
щий момент крыла я омоо потока в районе горизонтального
оперения;
-	произвести перекладку стабилизатора на меньшие углы
атаки, вернув стабилизатор на докритжчеахие углы атаки;
-	увеличить режим двигателей до взлетного, приняв ре-
шение об уходе на второй крут;
-	при повторном заходе на посадку необходимо отклонять
закрылки на 15.
Особую опасность представляет попытка взлета на обледе-
невшем самолете. Обледенение самолета на земле отличается
от обледенения в полете. Если в полете лед образуется на
выступающих частях самолета, то на земле он покрывает боль-
шую часть поверхности самолета.
Обычно наземное обледенение является несимметричным,
т.к. оно возникает на стороне самолета, обращенной к ветру.
Отложение льда увеличивает сопротивление в несколько
раз, и подъемная сила при тех же. углах атаки уменьшается.
В результате на разбеге сила давления на колеса будет боль-
ше , сила трения колес о ВПП увеличится. Следовательно, ус-
корение на разбеге уменьшается и увеличивается длина разбега.
Для компенсирования обледенения ж увеличения подъемной
силы на взлете у пилота есть два пути:
-	увеличение скорости и длины разбега;
-	увеличение утла атаки.
Оба эти пути сопряжены о опасностями:
-	для разбега может не хватить длины ВПП;
-	достижения ot крит и срыв потока о крыла.
Большой опасностью является снижение эффективности ор-
ганов управления у обледеневшего самолета. В частности, об-
леденение крала,где расположены элероны, а также обледенение
самих элеронов может вызвать резкое ухудшение поперечной
управляемости.
Снег или лед, не удаленные с верхней поверхности ГО ж
ВО, могут привести к кабрированию на взлете. Отрицательным
70
фактором может оказаться и вес ледяных отложений.
4
4. Снижение и посадка в условиях
обледенения
Снижение производится с выпущенным шасси и убранными
до Н-3000 м опойлерами. Шасси выпускается на скорости не
более 500 кн^ч. До высоты 3000 м при снижении не следует
превышать скорость 550 км/ч.
С высоты 3000 м до высоты круга снижение производить ка
скорости 500 кч/ч оо спойлерами, отклонекнши на 30°, а по
достижении высоты круга уменьшить скорость до 400 км/ч, за-
тем у брить спойлеры.
Режим работы двигателей (не ниже 82%) выдерживать до
высоты круга.
При заходе на посадку о отказавшей ПОС оперения, а так-
же в случае неуверенности в отсутствии льда на стабилизаторе
посадку выполнять о эакрылкемж, отклоненными на 15°(с псвы-
веняыы вниманием).
Выполнив третий разворот на скорости 360-400 км/ч, вы-
пустить закрылки на 15°.
Дальнейший заход на посадку и посадку выполнять о зак-
рылками, отилояеиньва на 15°.
Балансировку самолета производить стабилизатором таким
образом, чтобы штурвал находился в пределах рисок на колонке
штурвала, а усилия на штурвале снимать триммером РВ.
После четвертого разворота полет следует производить
так, чтобы снижение по глиссаде до пересечения порога ВПП
вшолнялооь на постоянной скорости 300 км/ч.
Реверс тяги можно включать на выравнивании или после ка-
сания (решение принимает КВС).
После касания ЕПП главными опорами шаоси выпускается
передняя, а затем спойлеры. Используются тормоза колес.
Посадочная дистанция при посадке о закрылками, отклонен-
ншгг на 15°, увеличивается на 20% по сравнению с посадочной
дистанцией при закрылках, отклоненных на 30°.
71
СО ДЕР1АНИЕ
Глава I. Особенности аэродинамики скоростного
дозвукового самолета................................ 3
Глава 2. Геометрические и аэродинамические харак-
теристики самолета.................................. 6
Глава 3, Основные характеристики силовой уста-
новки.............................................. 18
Глава 4. Летные характеристики самолета на раз-
личных этапах полета,.............................. 20
Глава 5. Центровка самолета. Особенности устой-
чивости и управляемости самолета....................44
Глава 6. Полет при несимметричной тяге............ 54
Глава 7. Прочность самолета. Особенности полета
в неспокойном воздухе и в условиях
обледенения........................................ 63
72
Ю.Н. СТАРИКОВ
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА
САМОЛЕТА ИД-62М
(учебное пособие)
Редактор Д. В.Матвиенко
Корректор JLА.Буданова
Подписано в печать 09.01.89. Формат 60*84/16.
Бумага писчая. Офсетная печать. Усл,печ.л. 4,18.
Уч.издат.л. 4,58. Тираж 700. Заказ 27в Цена 90 коп.
Редакционно-издательский отдел и участок
оперативной печати Центра ГА СЭВ
432033, Ульяновск, улица Можайского, 8
Цена 90 коп