Автор: Бехтир В.П.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника физика самолетостроение самолеты аэродинамика издательство транспорт
ISBN: 5-277-00510-2
Год: 1989
Текст
Практическая
аэродинамика
самолета
В.П.БЕХТИР Як-42
Транспорт
В.П.БЕХТИР
Практическая
аэродинамика
самолета
Як-42
МОСКВА “ТРАНСПОРТ" 1989
УДК 629.735.015.3 : 533.6.013.004.2(022)
Бехтир В. П. Практическая аэродинамика само-
лета Як-42.—М.: Транспорт, 1989. — 190 с.
Описаны геометрические характеристики само-
лета, динамика его полета на различных этапах, в
сложных условиях — при отказе двигателя, обледе-
нении самолета, при полете в неспокойном воздухе.
Изложены особенности устойчивости и управляемо-
сти самолета.
Для летного и инженерно-технического состава
гражданской авиации.
Ил. 73, табл. 12.
Заведующий редакцией Л. В. Васильева
Редактор Е. П. Корсун
3206030000-038
Б---------------- 65-89
049(01)-89
ISBN 5-277-00510-2
О Издательство «Транспорт». 1989
Глава 1
ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ
СКОРОСТНОГО РЕАКТИВНОГО САМОЛЕТА ЯК-42
1.1. Уравнение состояния газа
Самолет Як-42 предназначен для полетов на расстоя-
ние 1500 ... 2000 км на высоте 9600 ... 8000 м со скоростя-
ми 750 . .. 800 км/ч, что соответствует числу М < 0,75.
В горизонтальном полете и при снижении самолет имеет
ограничение (МП1ах — 0,75).
Своеобразный характер перераспределения давления
по профилю крыла при наличии сверхзвуковых зон и
скачков уплотнения может вызвать ряд опасных явлений
в полете, поэтому рассмотрим особенности аэродинамики
крыла при различных числах М.
Состояние газа характеризуется его плотностью р,
температурой t, давлением р.
Статическое давление р измеряется силой F, действу-
ющей на единицу площади S и направленной перпенди-
кулярно к поверхности данного тела, т. е. р — F/S.
Зависимость между статическим давлением газа, его
плотностью и абсолютной температурой выражается
уравнением состояния идеального газа р = у RT, где
р — статическое давление газа, Н/м2; у — удельная
масса газа, кг/м3; R — 29,27 кг-м/(кг-град) — постоян-
ная величина, называемая коэффициентом Больцмана;
Т абсолютная температура, К.
Учитывая, что у = pg, уравнение состояния газа при-
нимает вид
P^pgRT. (1.1)
Подставив значения g 9,81 и/? 29,27 в уравнение
(1.1), имеем
(1.2)
р = 286рГ.
Уравнение состояния справедливо для идеал
газа. Реальные газы дают некоторое отклонение от
уравнения, но в довольно широком диапазоне темпера-
тур и давлений, близких к стандартам, эти отклонения на-
столько незначительны, что ими можно пренебречь в боль-
шинстве случаев практического применения этого урав-
нения.
Свойство газа изменять свой первоначальный объем,
а следовательно, и плотность при изменении давления или
температуры называется сжимаемостью. Сжимаемостью
воздух обладает как в состоянии покоя, так и в состоя^
нии движения. В аэродинамике свойство сжимаемости
учитывают при движении воздуха с большими скоростя-
ми. Для определения скорости потока (скорости полета),
при которой приходится учитывать сжимаемость воздуха,
сравнивают ее со скоростью звука.
1.2. Звук, скорость звука и число М
В воздухе, как в упругой среде, колебания распростра-
няются продольными волнами. Колебания с частотой oi
16 до 20 000 в 1 с, достигнув нашего уха, вызывают ощу-
щение звука. В процессе звуковых колебаний происходи-!
сжатие и расширение воздуха. Учитывая высокую часто
ту колебаний, этот процесс можно считать адиабатиче
ским. Скорость, с которой распространяются малые изме
нения давления, а значит, и плотности воздуха, называ
ют скоростью звука.
На основании опытов и теоретических исследованш
установлено, что скорость распространения звука в лю-
бом газе может быть определена по формуле
а=У^р/р.
(1.3
4
Подставив значение р из уравнения (1.1) в формулу
(1.3), получим ____
(1.4)
Но поскольку для воздуха k =1,4, g = 9,81, ско-
рость звука в воздухе
a = 20V7\ (1.5)
Таким образом, скорость звука зависит от абсолют-
ной температуры. При большей температуре скорость
движения молекул воздуха и его упругость больше, по-
этому процесс сжатия идет с большей скоростью.
Так, на высоте Н = 0 при абсолютной температуре
воздуха Т = 288 К скорость звука а = 340 м/с ~
~ 1225 км/ч; а на высоте 11 000 м и соответствующей ей
Т = 216,5 К скорость звука а = 292,2 м/с ~ 1063 км/ч.
Скорость звука связана со сжимаемостью воздуха,
поэтому ее следует учитывать при оценке влияния сжи-
маемости воздуха на полет самолета с большими скоро-
стями. Влияние сжимаемости воздуха на аэродинамиче-
ские и летные характеристики самолета зависит от того,
насколько скорость полета самолета близка к скорости
звука. Многие явления в полете, в том числе и небезопас-
ные (ухудшение устойчивости и управляемости, вибра-
ция самолета и т. п.), находятся в зависимости от
сжимаемости воздуха, а следовательно, и от ско-
рости звука. Поэтому экипажу самолета необходимо
точно знать, как близка скорость полета самолета к ско-
рости звука.
Для контроля полета пользуются прибором, который
может точно определить, как близка скорость полета к
скорости звука. Таким прибором является указатель чис-
ла М.
Число М выражает отношение скорости полета к ско-
рости звука, т. е. М = Via, поэтому можно считать,
что дозвуковой полет характеризуется числом М < 1,
звуковой М = 1, а сверхзвуковой М > 1. Для самолета
5
Як-42 Л4тах доп = 0,75, следовательно, полет необхо-
димо контролировать как по скорости, так и по числу М,
особенно на больших высотах и при снижении.
1.3. Закон постоянства расхода воздуха в струйке
Закон постоянства расхода — это закон сохранения
количества вещества в газовых (воздушных) струйках.
На основании опытов установлено, что через каждое по-
перечное сечение струйки за 1 с проходит одно и то же
количество воздуха (одна и та же масса) (рис. 1.1).
Количество воздуха, проходящего за 1 с через любое
сечение струйки, зависит от его плотности р, площади се-
чения струйки S и скорости течения V. Причем чем боль-
ше плотность воздуха, сечение струйки и скорость тече-
ния, тем больше секундный расход воздуха в этом се-
чении.
Выберем в струйке сечение / площадью и сечение /1
площадью S2. Обозначим соответственно в этих сечениях:
секундную массу и т2, плотность воздуха рх и р2,
скорость течения и V2. Запишем: = piVjSi — се-
кундная масса воздуха, проходящего через сечение /, и
/п2 = P2V2S2 — секундная масса воздуха, проходящего
через сечение // струйки. Тогда, зная, что /пг — т2 =.
= const, можем записать:
pi St Vi = p2 S2 V2 = const.
.Это уравнение называют уравнением неразрыв!
струйки (законом постоянства расхода струйки).
О'
l$iPi Л szPz
277/ —1П2
Рис. 1.1. Струйка переменного се-
чения
6
Практическое значение закона постоянства расхода
заключается в том, что он устанавливает связи между
скоростью и сечением струйки.
1.4. Закон Бернулли
и его значение в аэродинамике
Закон Бернулли выражает зависимость между давле-
нием и скоростью в любой точке установившегося воз-
душного потока.
В установившемся потоке воздуха его молекулы име-
ют два вида движений: тепловое (беспорядочное) и посту-
пательное в направлении потока. В результате теплового
движения молекул возникает статическое давление р =
— PgRT- Поступательное движение молекул определя-
ется скоростью потока в каждом сечении струйки.
В результате такого движения воздушный поток об-
ладает некоторым запасом кинетической энергии, кото-
рая в аэродинамике получила название динамического
давления (скоростного напора) q и выражается форму-
лой q = р V2/2.
Физически эта величина показывает, какую работу
(кН) торможения может выполнить 1 м3 воздуха при пол-
ной его остановке.
Для самолета Як-42 на приборной скорости
V = 600 км/ч динамическое давление q = 18 кН/м2.
При превышении этой скорости из-за больших лобовых
нагрузок возможно возникновение остаточной деформа-
ции планера.
На основании закона сохранения энергии в изолиро-
ванной струйке сумма статического р и динамического
pV2/2 давлений есть величина постоянная, т.е.
(plZ8/2) = const. (1.7)
7
Это уравнение устанавливает связь между статиче-
ским давлением и скоростью струйки и носит название Зная, что в соответствии с (1.4) а2 = kgRT, можно
уравнения Бернулли. Разделив все члены уравнения на записать:
р, получим уравнение Бернулли для выражения полной ...Д2 V2. — const. (1.11)
энергии единицы массы 6—1 2
у2 Уравнение (1.11) устанавливает связь между скоро-
—4------= const. (1-8)стью потока и скоростью звука в сжимаемом потоке.
Р 2 Из уравнений Бернулли следует, что при ускорении
воздушного потока в струйке кинетическая энергия уве-
При числах М >> 0,4 в струйке воздух адиабатическиличивается, воздух адиабатически расширяется, а его
сжимается, а его плотность, температура и внутренняя плотность р, температура Т, давление р = pg RT и ско-
энергия изменяются. Поэтому уравнение Бернулли для 3 а = уменьшаются и наоборот.
больших чисел М имеет вид r г
6 р , V2
-------— 4-------= const.
Р 2
k— 1
1.5. Аэродинамические силы крыла при Л4<0,4
(* -У)
При набегании воздушного потока на профиль крыла
, . , , ч струйка воздуха на верхней поверхности вследствие уве-
Коэффициентом kl(k 1) в первом слагаемом ввод т 1ичения уГла атаки и несимметричности профиля сужа-
ся поправка в зависимость между скоростью и давл i ется, скорость в результате уменьшения статического дав-
в сжимаемом потоке. Член уравнения 7 выРажае1ления (рис. 1.2, а) увеличивается. Впереди крыла и под
сумму потенциальной энергии давления и внутренней^рылом сечение струек увеличено, скорость потока умень-
J м и, , лена, статическое давление повышено относительно дав-
(тепловой) энергии воздуха учитываюше^ния в невозмущенном потоке.
Таким образом, уравнение ьернулли, учитывающее
сжимаемость воздуха с точки зрения закона сохранения В пограничном слое, обтекающем профиль в непо-
энергии можно формулировать так: сумма погеициаль^РеДственнои близости, проявляются силы вязкости (тре-
ной энергии давления, внутренней (тепловой) и кинети-™). приложенные к поверхности крыла и направлен-
ной энергии воздуха в данном сечении струйки есть’«е в сторону, противоположную полету (рис. 1.2,6).
1 ' у В результате неравномерного распределения давле-
ВеЛИспользуСя уравнение состояния газа, можно записать1™ "о поверхности крыла и сил трения в пограничном
что р/р =/«Т а заменив в уравнении (1.8) величину™* возникает полная аэродинамическая сила «а,
р/р на gRT получим следующее выражение уравнени^орая приложена в центре давления крыла и направ-
р/р нилучи ду г [ена в сторону пониженного давления.
Бернулли:
в
Силу Ra разложим на подъемную силу Уа, направ-
ленную перпендикулярно набегающему потоку, и танген-
' • ’.иальную силу Ха, направленную параллельно набегаю-
щему потоку.
k V2
=“nst-
9
Значение полной аэродинамической силы, подъемной
силы и силы лобового сопротивления определяем соот-
ветственно по формулам:
о _с с_Р*1. о _с X _с н 121
Ka — CRb 2 , Куа — СУаЬ 2 , Ло — СХаЪ 2 ,
где cR — коэффициент полной аэродинамической силы; S — пло-
щадь крыла; р — плотность воздуха; V — скорость полета;
Су^ — коэффициент подъемной силы; сх^ — коэффициент лобо-
вого сопротивления.
Картину распределения давления по профилю удоб-
но показать при помощи эпюры давления или эпюры ко-
эффициента давления р (рис. 1.2, в).
Если давление в невозмущенном потоке (вдали от про-
филя крыла) обозначим р, а давление в какой-либо точ-
ке Профиля Рмест, ТО рЭЗИОСТЬ др = Рмест — Р
избыточное давление в данной точке профиля.
Рис 1.2. Аэродинамические силы профиля крыла при М<0,4:
а — спектр обтекания; б - эпюра давления; в - эпюра коэффициента дав
ления; г — координатная диаграмма р
Коэффициент давления определяем по формуле
Рмеет-Р =
и pV2/2 pV2/2 v 1
Таким образом, коэффициент давления р выражается
отношением избыточного давления в данной точке профи-
ля к динамическому давлению невозмущенного потока
(рис. 1.2, г).
1.6. Аэродинамические силы крыла при 7И>0,4
На верхней поверхности крыла поток ускоряется, но
в процессе ускорения воздух адиабатически расширяет-
ся. Его плотность и температура значительно уменьшают-
ся, вследствие чего более значительно понижаются мест-
ные давления.
Впереди крыла и под ним поток тормозится. В про-
цессе торможения воздух адиабатически сжимается, его
плотность, температура и давление повышаются в боль-
шей степени, чем при малых числах М. Вследствие этого
дополнительно увеличиваются подъемная сила и лобовое
сопротивление (рис. 1.3,6).
Значение коэффициента суа с учетом сжимаемости при
М > 0,4 приближенно можно определить по формуле
СУа СЖ == С^несж/р^ 1 — Л42-
При дальнейшем увеличении скорости полета растут
скорости обтекания крыла. Поток в верхней части про-
филя ускоряется, его плотность, температура, давление и
местная скорость звука уменьшаются. Одновременное
увеличение скорости потока и уменьшение скорости зву-
ка приводят к тому, что в определенной точке профиля
местная скорость потока становится равной местной ско-
рости звука.
Скорость набегающего потока (скорость полета)
в этом случае называют скоростью волнового кризиса,
11
10
Рис. 1.3. Влияние сжимаемости на распределение давления по
профилю при 0,4<М<Л4кр
несжимаемом потоке р min с критическим числом
М (рис. 1.4).
Критическое число М для профиля крыла самолета
Як-42 определяем по формуле
А1Кр.пр-1-0,7 Ус-3,2С(1.14)
В зависимости от угла атаки крыла Л4кр.пр « 0,72.
Число Л4кр крыла и самолета благодаря ряду мер боль-
ше, чем Л4кр профиля, и приближенно равно 0,8 ...
...0,78, т. е. Л4кр.кр 1,1 А1кр.пр.
Число Afmax, допустимое для самолета, связывают
обычно с изменением аэродинамических характеристик
и под этим числом подразумевают то число М, при ко-
тором пилот начинает замечать изменение аэродинами-
‘Ртт
0,5 0,6
0,8 Мкр.пр
Рис. 1.4. График Христиано-
вича для определения ЛТкр
профиля крыла
- и _ лл атпй rvnnn ческих и летных характеристик самолета.
или критической. Числом, соответствующее этой скоро- н к
сти называется критическим и обозначается М„,,. Для самолета Як-42 доп - 0,75. При превыше-
Таким образом, число М полета, при котором впер- н™ этого значения числа М ухудшается продольная ус-
вые на поверхности крыла хотя бы в одной точке возника- и Управляемость самолета, возможно образо-
ет скорость потока, равная местной скорости звука, на- вание ?братнои реакции по крену, самолет становится
, и Г неустойчивым в поперечном отношении, возможно непро-
ЗЫ ВНакЯоординатной диаграмме распределения давления извольное появление крена при несимметричном перерас-
точка, соответствующая минимальному значению коэф- "Ределении давления на половинах крыла, вибрация са-
фициента давления (максимальному разрежению) на ™лет'" ПРИ наличии волново-
пр^филе, отмечена pl (см. рис. 1. 2. г). Значение М„Р™тсР“ва пограничного слоя
зависит от того, насколько максимальная скорость обте-
.....с.оРо„ь
ния профиля, т. е. чем меньше по абсолютной величине ФРУ ______
коэффициент минимума давления pmiQ, тем позже дости- -wKpx —Мкрх==0/Vcos-/, . (1.15)
гается критическое число М, и наоборот.
Таким образом, между А4кр и коэффициентом pmln су- Ьсли профиль крыла сим-
ществует определенная зависимость. Эту зависимость * етРичныи, то при а — 0 ско-
установил впервые академик С. А. Христианович, свя- Рости обтекания, равные ме-
зав коэффициент минимального давления на профиле встнои скорости звука, и за-
12
13
тем сверхзвуковые зоны возникают одновременно на
нижней и верхней поверхностях профиля. Если же про-
филь крыла несимметричный или симметричный профиль
расположен под положительным углом атаки, то на ниж-
ней поверхности крыла появление сверхзвуковых зон со
скачками уплотнения происходит при несколько большей
скорости.
Крыло самолета Як-42 по размаху имеет переменную
кривизну, самые несимметричные профили расположены
на конце крыла. Поэтому струйка, обтекающая профиль.'
крыла, здесь сжимается сильнее всего, образуются са-
мые большие скорости обтекания и раньше всего наступа-
ет скорость обтекания, равная местной скорости звука.
Рис. 1.5. Аэродинамические силы профиля крыла при Л4>Л1кр
1.7. Аэродинамические силы профиля крыла
при М>Мкр
При увеличении числа М полета более Мкр наступает
режим смешанного обтекания, т. е. наряду с дозвуковы-
ми и звуковыми местными скоростями на профиле появ-
ляются и сверхзвуковые.
Поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла в
передней части профиля, относится к дозвуковому
(рис. 1.5, а). По мере набегания на профиль поток уско-
ряется вследствие уменьшения сечения струек.
В процессе ускорения так же, как и на докритических
числах М, происходит адиабатическое расширение воз-
духа. При этом его плотность, температура, давление и
скорость звука уменьшаются. В той линии тока, где при
М кр была впервые достигнута местная скорость звука,
при этих числах М. она достигается несколько ближе к
передней кромке крыла.
Поток, достигший местной скорости звука, продолжа-
ет ускоряться и становится сверхзвуковым. Ускорению
потока за свер хзвуковые скорости способствует увеличе-
14
ние сечения струек над задней половиной крыла. В этом
случае происходит процесс ускорения потока, аналогич-
ный тому, который наблюдается в сопле Лаваля.
Воздух в процессе ускорения над задней половиной
профиля продолжает адиабатически расширяться, а его
плотность, температура и давление продолжают падать.
Поток сверхзвуковой зоны, встречая значительное про-
тиводействие потока, находящегося за профилем крыла,
начинает тормозиться. В процессе торможения сверх-
звукового потока происходит мгновенное сжатие воздуха.
Плотность, температура, давление и местная скорость
звука скачкообразно возрастают, а скорость потока так-
же скачкообразно уменьшается и становится дозвуковой
(см. рис. 1.5, а). Таким образом, на верхней поверхности
крыла образуется скачок уплотнения, представляющий
собой зону повышенного давления. Образование сверхзву-
ковой зоны со скачком уплотнения приводит к увели-
чению подъемной силы и перемещению ее назад, что при-
водит к затягиванию самолета в пикирование, уменьше-
нию усилий на штурвале.
Наличие сверхзвуковых зон со скачками уплотнения
на крыле совершенно по-другому распределяет давление
по профилю (рис. 1.5, б). Изменяются аэродинамические
15
тем сверхзвуковые зоны возникают одновременно на
нижней и верхней поверхностях профиля. Если же про-
филь крыла несимметричный или симметричный профиль
расположен под положительным углом атаки, то на ниж-
ней поверхности крыла появление сверхзвуковых зон со
скачками уплотнения происходит при несколько большей
скорости.
Крыло самолета Як-42 по размаху имеет переменную
кривизну, самые несимметричные профили расположены
на конце крыла. Поэтому струйка, обтекающая профиль
крыла, здесь сжимается сильнее всего, образуются са-
мые большие скорости обтекания и раньше всего наступа-
ет скорость обтекания, равная местной скорости звука.
1.7. Аэродинамические силы профиля крыла
при Л4>Мкр
При увеличении числа М полета более Л4кр наступает
режим смешанного обтекания, т. е. наряду с дозвуковы-
ми и звуковыми местными скоростями на профиле появ-
ляются и сверхзвуковые.
Поток, обтекающий верхнюю поверхность крыла в
передней части профиля, относится к дозвуковому
(рис. 1.5, а). По мере набегания на профиль поток уско-
ряется вследствие уменьшения сечения струек.
В процессе ускорения так же, как и на докритических
числах Л4, происходит адиабатическое расширение воз-
духа. При этом его плотность, температура, давление и
скорость звука уменьшаются. В той линии тока, где при
М кр была впервые достигнута местная скорость звука,
при этих числах М она достигается несколько ближе к
передней кромке крыла.
Поток, достигший местной скорости звука, продолжа-
ет ускоряться и становится сверхзвуковым. Ускорению
потока за свер хзвуковые скорости способствует увеличе-
14
Рис. 1.5. Аэродинамические силы профиля крыла при Af>AfKp
ние сечения струек над задней половиной крыла. В этом
случае происходит процесс ускорения потока, аналогич-
ный тому, который наблюдается в сопле Лаваля.
Воздух в процессе ускорения над задней половиной
профиля продолжает адиабатически расширяться, а его
плотность, температура и давление продолжают падать.
Поток сверхзвуковой зоны, встречая значительное про-
тиводействие потока, находящегося за профилем крыла,
начинает тормозиться. В процессе торможения сверх-
звукового потока происходит мгновенное сжатие воздуха.
Плотность, температура, давление и местная скорость
звука скачкообразно возрастают, а скорость потока так-
же скачкообразно уменьшается и становится дозвуковой
(см. рис. 1.5, а). Таким образом, на верхней поверхности
крыла образуется скачок уплотнения, представляющий
собой зону повышенного давления. Образование сверхзву-
ковой зоны со скачком уплотнения приводит к увели-
чению подъемной силы и перемещению ее назад, что при-
водит к затягиванию самолета в пикирование, уменьше-
нию усилий на штурвале.
Наличие сверхзвуковых зон со скачками уплотнения
на крыле совершенно по-другому распределяет давление
по профилю (рис. 1.5, б). Изменяются аэродинамические
15
силы и перемещается точка приложения их по хорде, ней кромке крыла и при числах М, несколько больших
а следовательно, изменяются и аэродинамические харак- единицы, что оказывает существенное влияние на подъ-
теристики профиля крыла сУ(СХа и т.д. емкую силу RVa (рис. 1.7, а);
Появление и развитие местных сверхзвуковых зон М > 0,4 (особенно при М > /И.кр) — коэффициент
со скачками уплотнения на профиле крыла, приводящие лобового сопротивления сх увеличивается. Прирост ко-
к резкому изменению его аэродинамических характерис- эффИциента сх . вызванный появлением и развитием
тик, получило название волнового кризиса крыла. сверхзвуковых “зон со скачками уплотнения на крыле,
1.3. ИЗМЕНЕНИЕ Р (С ), % 1с. ) И КАЧЕСТВА К
У а ' ”а' ха'
ОТ ЧИСЛА М.
Существует следующая взаимосвязь числа М с пара-
метрами сУа, сХа и К:
М < 0,4 — коэффициент сУа на каждом угле ата-
ки остается постоянным, так как при увеличении скоро-
сти невозмущенного потока пропорционально ей увели-
чиваются и местные скорости на профиле (рис. 1.6, а);
М >• 0,4 — поток тормозится под профилем, его
плотность увеличивается, а над профилем, где поток ус-
коряется, воздух расширяется, его плотность, темпера-
тура и давление уменьшаются. Это приводит к росту пло-
щади эпюры коэффициентов давления, а значит, сУа и
R у . При образовании сверхзвуковой зоны над крылом
су “и Ry продолжают увеличиваться;
М > 0,82 ... 0,85 — образуется сверхзвуковая зона
под крылом, это приводит к уменьшению су и избыточно-
го давления под крылом;
М > 0,95 ... 1 — верхний скачок уплотнения продол-
жает смещаться к задней кромке, а в сверхзвуковой зо-
не перед скачком продолжает создаваться разрежение,
что вызывает некоторое увеличение коэффициента сУа и
аэродинамической подъемной силы R1Ja. Увеличение сУа
наблюдается до появления скачка уплотнения на перед-1
1.6. Изменение сУа, сХа, /( по числу М полета
16
a)
V]~VCOS^
X=l'/s
получил название коэффи-
циента волнового сопро-
тивления cXfiB (рис. 1.6, б);
М = 1,1 ...1,2 — наб
людается плавное умень-
шение коэффициента сх
(см. рис. 1,6, б) и силы ло-
бового сопротивления X
Это объясняется тем, что
передний скачок уплотне-
ния примыкает к передней
кромке профиля и стано-
вится косым. Косыми ста-
новятся и хвостовые скач-
ки уплотнения (рис. 1.7,6)
т, Рис. 1.8. Факторы, влияющие на число М
Качество д посл<
М = 0,4 уменьшается, i
после Л4кр падает ещ}
сильнее. Уменьшение качества объясняется интенсив-
ным ростом сХа и уменьшением сУа (рис. 1.6, в). ;
Рис. 1.7. Изменение Ryat
Ха по числу М полета
1.9. Факторы, влияющие на число Л4кр
На значение Л4кр влияют все факторы, которые изме-
няют местные скорости на профиле крыла при данной ско-
рости полета: угол атаки, геометрические характеристики
профиля (относительная толщина, относительная кри-
визна, их расположение на хорде профиля и др.), удлине-
ние и стреловидность крыла.
Стреловидность крыла % (рис. 1.8, а). При наличии
стреловидного крыла вектор скорости V раскладывается
Чем больше скорости обтекания верхней поверхности3 составляющую Vlt от которой образуются аэродина-
профиля крыла, тем меньше давление и тем больше коэфмические силы, и на V2, которая практически не влияет
фициент давления ртщ- на величину аэродинамических сил. Составляющая Уг =
Связь между А4кр и коэффициентом рга1п выражаетс= V cos % на величину cos х (при х = 25° на 0,9) меньше
графиком Христиановича, который показывает, что ческ°рости набегающего потока, и поэтому на больших ис-
рт1а меньше, тем Мкр больше (см. рис. 1.4). тинных скоростях наступает скорость обтекания, равная
Поэтому все существующие методы увеличения Л1кместной скорости звука.
основаны на принципе уменьшения местных максимал! Угол атаки крыла а. При увеличении угла атаки над
ных скоростей или, что то же самое, на принципе уменьинвеРхней поверхностью профиля сечения струек потока
ния разрежения на профиле крыла. 19
18
уменьшаются, местные скорости увеличиваются, а разре Аэродинамическое качество К у самолета со стрело-
жение растет. Следовательно, уменьшается число МКр.видНым крылом меньше, чем у самолета с крылом пря-
Для Як-42 при а = 3° Мкр.проф 0,75, а при а 3,5'МЫм. Это объясняется тем, что коэффициент сУа само-
МКр-проф = 0,74. лета с0 стреловидным крылом, равный практически су
Относительная толщина профиля С и относительная падает гораздо сильнее, чем сх самолета, зави-
кривизна f. Применение профилей симметричных и малой г .а . п .
толщины приводит к увеличению сечений струек, оМН» от фюзеляжа, оперения и т.д. (рис. 1.9, в),
кающих крыло, уменьшению скоростей обтекания и уве- . У стреловидного крыла срыв потока начинается зна-
личениюМ,- (рис 18 6) ’ чительно раньше, на больших скоростях с концов крыла.
Удлинение крылаПри уменьшении удлинения кры-
ла критическое число М. возрастает, так как поток пере-
текает из-под крыла на верхнюю поверхность через торцы
и уменьшает скорости обтекания верхней поверхности
крыла.
Величины хс и ху. Число Л4вр достигает наибольших
значений при хс и ху, равных 40 ... 45 % хорды, так как
струйка, обтекающая крыло, более плавно изменяем
свое сечение.
О) Оу а
0.5
<X=oonst\
х=о
7.-2S’ |
1.10. Аэродинамические особенности
стреловидного крыла Як-42
Z7/
0,8
0.05
У стреловидного крыла аэродинамические силы об- ,
разуются от составляющей Vlf которая на значение cos у
(при х = 25° на 0,9) меньше скорости набегающей
потока.
Уменьшение скорости обтекания вызывает уменьшенш
абсолютного значения коэффициентов давления р, вслед
ствие чего коэффициенты су и сХа уменьшаются
(рис. 1.9, а, б).
Уменьшение сУа приводит к росту скоростей отрыва и
посадочных (следовательно, длины разбега и пробега), а® це- 0,8
уменьшением с„ тах увеличиваются скорости сваливар
^ис- 1-У. Влияние стреловидности на величину коэффициентов
НИЯ- уа' Сха и К. при различных числах М
20
21
Это объясняется тем, что существует перемещение по
граничного слоя с корневой части к концевой за счет со профИЛЬ крыла самолета Як-42 тонкий, а само крыло
ставляющей скорости V2, обусловленной наличием из СТреловидное, влияние сжимаемости проявляется слабо,
бытка давления Др (см. рис. 1.8). Чтобы задержать срыв потока на концевых частях
Это можно также доказать, рассматривая струйки воз КпЬ1Ла, на самолете Як-42 предусмотрен ряд конструктив-
духа, обтекающие среднюю и концевые части крыла ных мер. К ним относится аэродинамическая крутка,
Благодаря пространственной картине обтекания при под заключающаяся в установке на конце крыла более несим-
ходе к центральной части крыла ширина струйки увели меТричных профилей, имеющих большие Сутах, чем в
чивается. Это. приводит ^уменьшению скорости и увели корНе крыла. Поэтому поток срывается раньше в корне, а
чению давления в средней части крыла. На концах кры знаЧительно позднее, благодаря лучшим несущим свой-
ла струйка сначала сужается (отчего растет скорость ; ствам _ На концах крыла (рис. 1.10, а). Кроме того, на
падает давление), а затем расширяется. Поэтому в кор КОнцах крыла угол установки концевой хорды меньше от-
невых частях крыла давление больше, чем на концах кры НОсительно корневой хорды крыла. Поэтому при выходе
ла, что приводит к перемещению потока к концам крыл, корневой части крыла на критический угол атаки акр на
и более раннему там его срыву. концах крыла угол атаки меньше. Следовательно, срыв
При увеличении угла атаки происходит большее на потока происходит в корне, а не на концах крыла
гружение корневой части крыла и разгрузка его концов фис 1.10, б).
При этом центр давления стреловидного крыла смещаез у стреловидного крыла под действием аэродинамиче-
ся вперед по хорде, что вызывает тенденцию к кабриро CKOg нагрузки, которая действует снизу вверх, всегда
ванию. Причем эта тенденция растет, как только начина происходит уменьшение угла атаки сечений крыла и тем
ется срыв потока в зоне элеронов (подхват самолета), значительнее, чем ближе к концу крыла находится дан-
При изменении числа М и постоянном а также проис ное сечение. Это уменьшает су на концах крыла и спо-
ходит перераспределение нагрузки по размаху. Это про
исходит вследствие неравномерного развития волновой
кризиса на крыле в процессе достижения критическо!
скорости и превышения ее.
Увеличение скорости до критической приводит вна
чале к некоторому догружению концевых сечений стре
ловидного крыла. Затем с развитием волнового кризис;
при числе М, несколько большем А4кр, концевые сече
ния начинают разгружаться. Увеличение нагрузки кон !
цевых сечений крыла приводит к появлению пикирую
щего момента на стреловидном крыле, а затем на числа)
М > Л1кр < 1 центр давления смещается вперед, чт<
вызывает рост кабрирующего момента. Но поскольку
Рис. 1.10. Меры по затягива-
нию концевого срыва потока
22
23
собствует кабрированию всего самолета в определенном
диапазоне скоростей.
Самолет со стреловидным крылом на числах М >
>Л4гаахдоппри отклонении руля направления имеет об-
ратную реакцию по крену, неустойчив в поперечном от-
ношении. На такое крыло в меньшей мере влияет механи-
зация, оно тяжелее, чем прямое крыло, более склонно к
флаттеру, на больших скоростях возможно образование
реверса элеронов, а при полете в болтанку — всплыва-
ние элеронов. Стреловидное крыло обладает лишней по-
перечной устойчивостью, что приводит к образованию
раскачки «голландский шаг», особенно опасной в процес-
се выравнивания и выдерживания из-за низко опущен-
ных концов крыла.
Учитывая все недостатки крыла с большим углом стре-
ловидности (% = 30 ... 35°), на самолете Як-42 использо-
ван небольшой угол стреловидности (25°).
Глава 2
ГЕОМЕТРИЧЕСКИЕ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА И ЕГО СИЛОВОЙ
УСТАНОВКИ
2.1. Геометрические характеристики
и конструктивно-аэродинамические особенности
самолета
положенным стреловидным крылом, однокилевым стре-
ловидным оперением и трехстоечным шасси (рис. 2.1).
Применение низкопланной схемы дает ряд преиму-
ществ самолету, основными из которых являются:
относительно малое расстояние крыла самолета от по-
верхности земли, а это значит, что коэффициент подъем-
ной силы сУа при взлете и посадке больше благодаря
влиянию земли до Н = 8 ... Юм. Вследствие этого улуч-
шаются взлетно-посадочные характеристики самолета;
невысокое шасси самолета при вполне достаточной
прочности, имеющее меньшую массу, проще убирающееся
Реактивный пассажирский самолет Як-42 предназна-в фюзеляж;
чен для полетов на авиалиниях малой и средней протя- превышение горизонтального оперения относитель-
женности от 500 до 2000 км со взлетом и посадкой на аэ-но крыла, что положительно сказывается на продольной
родромах с длиной взлетно-посадочной полосы (ВПП) доустойчивости и управляемости самолета;
2000 м. о I меньшая опасность для экипажа и пассажиров при
Самолет Як-42 представляет собой Свободнонесущи и посадке самолета с убранным шасси;
моноплан цельнометаллической конструкции с низкорас- И 25
24
лучший обзор верхней и передней полусфер самолета.
Особенностью самолета является установка на нец
двигателей в хвостовой части фюзеляжа, что также дае,
ряд преимуществ:
крыло аэродинамически чистое, работает вся его пло.
щадь и аэродинамическое качество К его высокое;
закрылки занимают большую площадь, так как не I
крыле нет двигателей;
гондолы двигателей на крыле отсутствуют, что новы
шает Л1кр крыла самолета;
есть возможность выбирать V крыла из условий по
перечной устойчивости (по сравнению с самолетами, у коИ
торых двигатели крепятся на пилонах);
воздухозаборники работают в хороших условиях
улучшены характеристики продольной и поперечног
устойчивости в результате работы гондол как горизон
тального оперения, выноса горизонтального оперени
из зоны скоса потока, улучшения эффективности гори |
зонтального оперения и малого разворачивающего мс
мента при отказе двигателя;
меньше шум;
при пожаре двигателя пламя идет назад и не жже. j
крыло; 1
удобно менять двигатели и обслуживать их;
при работе двигателей на земле камни не попадают
воздухозаборники; j
вибрация двигателей не вызывает усталости материа (
ла. К недостаткам относятся: !
утяжеление фюзеляжа, киля, крепления двигателей
увеличение массы крыла вследствие отсутствия раз
Геометрические характеристики
150
34,8
0
4,6
+3
2,5
8,18
2,15
3
7,8
12,8...10
31,45
20...45
8,36
±25
Фюзеляж
вверх-вниз дР. в
36,38
32.58
9,83
3.8
8.66
29,5
7,8
25
10,8
. +1...-12
. —2I...+ 17
Крыло
Площадь крыла, м2.......................
Размах крыла, м.........................
Поперечное V крыла ф....................
Средняя аэродинамическая хорда &сах, м
Угол установки крыла <р, град
Стреловидность крыла по ’/4 хорды X, град
Корневая хорда, м ......................
Концевая хорда, м.......................
Сужение т].......................... .
Удлинение X ............................
Скор • • Скон, %......................
Площадь закрылков, м2...................
Угол отклонения закрылков д3, град
Площадь элеронов, м2....................
Угол отклонения элеронов, град
Размеры, м:
длина самолета ....
длина фюзеляжа ....
высота самолета ....
максимальный диаметр .
Площадь миделя фюзеляжа, м2
Удлинение X ..................
Горизонтальное оперение
Площадь горизонтального оперения, м2
Площадь рулей высоты, м2 .
Стреловидность по ’А хорды, град . .
Размах горизонтального оперения, м
Угол отклонения, град:
стабилизатора (СГФ) . . . .
рулей
грузки крыла двигателями;
большая склонность крыла к флаттеру;
самолет имеет задние центровки;
из-за заднего расположения центра масс требуете
управляемый стабилизатор.
Вертикальное оперение
Площадь вертикального оперения, м2
Площадь руля направления, м2 . . .
Стреловидность по ‘/4 хорды, град . .
Угол отклонения руля направления др. в,
ГРЗД . ........
23,29
6,57
44,5
±30
26
27
Крыло самолета стреловидное (аэродинамическаКроме т0Г0, Угол атаки оперения в полете меньше угла
стреловидность равна 25°). Крыло состоит из трех частейатаки крыла. При наличии большего Л1кр оперения, чем
состыкованных по продольным бортовым нервюрам, у крыла, обеспечивается достаточная продольная и бо-
крылу крепятся шасси, двущелевые выдвижные закры.^овая устойчивость и управляемость в полете на больших
ки, элероны. телах М.
Крыло имеет аэродинамическую и геометрическу}
крутку. Аэродинамическая крутка достигается подборе,
профилей, в корне крыла стоят профили симметричны?-2- Аэр°Динамические характеристики
на конце —несимметричные и, значит, имеющие бдлыигамолета
£j/amax-
Установочный угол крыла + 3°, а на кони Под аэродинамическими характеристиками самолета
крыла <(„р = 0, т. е. крыло имеет отрицательную геоме™нимаются зависимости коэффициента cVa от угла ата-
рическую крутку путем поворота его хорд вверх относки сУа — f (а), а также поляра самолета — кривая, вы-
тельно линии носков профиля. Наличие аэродинамичражающая зависимость коэффициента суа от коэффициен-
ской, геометрической круток обеспечивает более скорыга сх кУа = f (сХа)] (рис. 2.2).
выход корневой части крыла на закритический угол, ч? Поляра самолета Як-42 для М = 0,3 ... 0,35.По гра-
благоприятно сказывается на устойчивости и управля^икам рИс. 2.2 можно определить аэродинамические ха-
мости самолета, особенно на больших углах атаки. эактеристики на каждом угле атаки. Для этого на оси
При уменьшении скорости полета до скорости срынбсцисс кривой су = / (а) находим заданный угол ата-
(акр) самолет опускает нос и вновь увеличивает скоростей на оси ординат — значение су , на поляре — зна-
причем приближение самолета к углу атаки срыва сопрс
вождается предупредительной тряской.
Крыло имеет поперечное V = 0, благодаря чему улу'/л
шается боковая устойчивость самолета. W
Оперение самолета — хвостовое, свободнонесущее, о/
нокилевое. Профиль оперения симметричный с othoci^
тельной толщиной с = 11 ... 10 %. Установочный уго
стабилизатора <рст •=’+1 12°. Установка стабилДО
затора под отрицательным углом атаки в сочетании с у<
тановочным углом крыла +3° создает продольное \о,з
самолета, что способствует обеспечению продольной у<_
тойчивости и управляемости. о
7Икр хвостового оперения значительно больше ЛЦ
крыла. Это объясняется тем, что профиль оперения chl
метричный и имеет меньшую относительную ТОЛЩИНУ Ис’ 2 2- ПоляРа самолета Як-42 при малых числах М
28
0,9
t)Csa
1,2
0,6
0,3
I °,033
\ V
Cxamin*^xO 0,021
&нв
чение с.
. По значениям с,
оп редел яе;.
Таблица 2.1. Аэродинамические характеристики самолета
К -
CR = Vcla + И УГОЛ
0 качества (tg0 :пмож«ие
механизации
/ (а) с осью абсцис Убрана
Шасси выпущено
63=20°;6пР-
Точка пересечения кривой сУа
дает значение угла атаки нулевой подъемной силы а0= "=22°
= 1,5°; при этом угле атаки сУа = 0; К = 0, а сХа = с 45°;6Пр=22°
(рис. 2.2, а).
Касательная к поляре, проведенная из начала Koof * Приведеные параметры являются
динат (рис. 2.2, б), определяет в точке касания НЗИВЫГО^етной эксплуатации.
° в1 ч «0 Е а %в ^max
17 1 ,3 4-1,5 0,022 7 15
17 1,3 4-1,5 0,033 8 12
24 2,38 —2 0.06 8 10
23 2,67 —6 0,15 7,5 7
уточняют
250
250
180
170
расчетными, их
нейший угол атаки анв == 7°. При этом угле атаки самолет
имеет /Стах 15. Проведя касательную параллельно
оси ординат, определим значение сх - 0,022 самолета,
которое соответствует углу атаки а,, + 1,5' (см.
рис. 2.2, а). Касательная, параллельная оси абсцисс, да-
—ет возможность определить величину с^тах 1,3, ко-
торая соответствует акр 17° и скорости сваливания за-
висящей от массы самолета и положения механизации.
При приближении к акр на а 15 ...- 16° наступает
-у—срыв пограничного слоя в корне крыла, а концевые час-
/ е ти крыла благодаря мерам по затягиванию концевого
——£'Рыва еще имеют плавное обтекание.
J Приближение к а
приближение к акр и наступление срыва в полете
___обычно обнаруживается по тряске самолета, которая пре-
- 5 .. . u>ui> и,'и 0,2 ^упреждает пилота о выходе самолета на углы атаки,
близкие к критическому (см. рис. 2.2, б).
тер^епторов'^а'Тэродинамвческие’х^шстернспшиРсажметаГ' ''n"°™Pa спущенном положении шасси.
/ - поляр, самолет. Як-42 яря убр.пиой мехаказацни; 2 - поляра са»‘‘РИ Выпуске ШЭССИ Характер обтвКЭНИЯ КрЫЛЭ Не ИЗМе-
лета после выпуска шасси; 3 — поляры при закрылках, отклоненных «НЯвТСЯ И Коэффициент ПОДЪСМНОЙ СИЛЫ С„ НЭ Любом VT-
20°; 4 — влияние на поляры закрылков, отклоненных на 45 ; 5 — отклепе. ‘ 1 уа“
ные предкрылки увеличили критический угол атаки акр и максимальнее атаки ОСТИвТСЯ без ИЗМСНеНИЯ а Коэффициент Дс~ ЛО-
коэффициент подъемной силы c^emax: 6 —на пробеге отклонены инте! ’ 'г'г
цепторы
30
31
бового сопротивления на всех углах атаки увеличивает^. Механизация крыла самолета
ся на 0,011 (рис. 2.3). При увеличении сХа аэродинамики ее влияние на аэродинамические
ское качество уменьшается до К = 12, а анв увеличив;хаРакте,5ИСТк!'^
ется до 8° (табл. 2.1).
Поляра самолета Як-42 для различных чисел М. Пр Для улучшения взлетных и посадочных характерис-
М > 0,4 сказывается влияние сжимаемости. Увеличив;тик самолет Як-42 имеет двущелевые выдвижные закрыл-
ется избыточное давление под крылом, разрежение н^и, которые при взлете отклоняются на 20 . При посадке
крылом. Это увеличивает на любом угле атаки. Идакрылки отклоняются на 45 .
. „ - ' “ Рассмотрим изменения, происходящие при обтекании
за больших скоростей обтекания срыв потока с крыла пр( ^ и раэродинамически(Г характеристики самолета
исходит раньше, чем уменьшаются а„р и о;кдоненРных закрь1лках.
(рис. 2.4, а). при убранных закрылках на больших углах атаки
С увеличением избыточного давления перед крыломпоток> обтекающий профиль (рис. 2.5, а,точка В), в на-
разрежения за крылом увеличивается коэффициент лоб^меньшем сечении имеет наибольшую скорость и наимень-
вого сопротивления сХа поляра смещается вправо. Д-wjaL давление.
больших М появляются ответвляющиеся поляры. У го Справа от точки В частицы воздуха под действием дав-
качества увеличивается, а качество падает (рис. 2.4,бдения стремятся перетекать из зоны повышенного в зоны
При М ---- 0,8 /Стах = Ю; суатах 1; акр = П". Тпониженного давления. Это приводит к тому, что у по-
ким образом,полет на больших скоростях
сотах сваливание происходит на меньших акр
обходимо учитывать при полете в неспокойном
Рис. 2.4. Поляра самолета Як-42 для различных чисел М:
I — поляра самолета при Л4<^0,4 без учета сжимаемости воздуха; 2
ляра при <И=0,6; 3 — поляра при Af=O,75; 4 — полетные поляры гори'
тального полета для различных высот полета
32
и больших в|верхности крыла толщина пограничного слоя увеличива-
Это нется, слой подхватывается набегающщм потоком и отры-
воздухЗается в виде вихрей.
Плавность обтекания профиля крыла нарушается, об-
разуется зона срыва. При этом давление по профилю
крыла перераспределяется, коэффициент подъемной си-
аы сУа уменьшается, а коэффициент.лобового сопротив-
ления сХа увеличивается.
Если на этом угле атаки отклонить закрылки, то воз-
дух проходит из-под крыла через две щели между кры-
лом и закрылком. Щели эти сужающиеся, поэтому по-
ток увеличивает свою скорость, а давление в этом пото-
ке в конце щели (сверху профиля крыла) уменьшается.
гЛонижение давления в этом месте вызывает отсос погра-
ничного слоя на верхней поверхности крыла, вследствие
него вся верхняя поверхность крыла обтекается плавно,
„>ез вихрей. Кроме того, пограничный слой над крылом
‘ Зак. 1384 33
I!
Мша
—___7^ приобретает большую скорость, а это значит, что давле-
~^^~~~^ние над крылом значительно понижается. Пилот, сохра-
~~"няя подъемную силу постоянной, в процессе выпуска за-
З^З^^крылков уменьшает угол атаки крыла, что делает харак-
' "^"^тер обтекания более плавным.
При отклонении двущелевых выдвижных закрылков
увеличивается кривизна профиля, что приводит к росту
давления под крылом и (из-за увеличения скоростей обте-
кания) уменьшению его над крылом (рис. 2.5, б).
Выпуск закрылков при откатывании их по кареткам
назад значительно увеличивает площадь крыла. Вслед-
ствие отсоса пограничного слоя крыла, увеличения кри-
визны и площади крыла значительно возрастают коэффи-
циенты сУа и сХа. Причем сХа возрастает в большей сте-
пени, чем Суа (см. рис. 2.5, б).
Анализируя поляру самолета Як-42 с выпущенными
на разные углы закрылками, можно сделать следующие
выводы. Отрицательные углы атаки нулевой подъемной
силы увеличиваются, наивыгоднейший и критический
углы уменьшаются, аэродинамическое качество /< умень-
шается, коэффициент суатах и угол качества увеличи-
ваются (см. табл. 2.1). Такие изменения аэродинамиче-
____гких характеристик (см. рис. 2.3) самолета вызывают из-
менение и летных характеристик.
Уменыиается скорость отрыва самолета при взлете.
____В момент отрыва подъемная сила (кН) практически рав-
____яа силе тяжести самолета [см. формулы (1.12)]. При от-
<лоненных закрылках на тех же углах атаки (а — 9...
Ю°) коэффициент аэродинамической подъемной силы
больше, следовательно, равенство Уа = G достигается
1ри меньшей скорости на разбеге.
Рис. 2.5. Обтекание профиля крыла при выпуске средств механг В зависимости от условий взлета при отклонении за-
зации: фЫЛКОВ на 20° И /72тах = 54 000 КГ скорость (прибор-
fl-закрылки убраны, б-закрылки отклонены; в - закрылки, предкрЛая) ОТрЫВЗ СЭМОЛеТЗ Як-42 ДОСТИГЗвТ 230 Км/ч, 3 При уб-
ки. интерцепторы отклонены ЭЗННЫХ ЗЗКрЫЛКЗХ — 310 Км/ч, Т. е. СКОРОСТЬ умеНЬШЗ-
34 ;тся на 80 км/ч.
35
Уменьшается длина разбега самолета. При отклонецлину пробега. При массе 40 000 кг и стандартных атмос-
ных во взлетное положение закрылках ускорение само<ерных условиях о3 = 45 , Vnoc = 180 км/ч длина про-
лета при разбеге практически не изменяется, так как прега самолета 700 ... 600 м. Следовательно, применение
любой скорости лобовое сопротивление больше, а сопровушелевых выдвижных закрылков улучшает взлетные
тивление трения о поверхность ВПП меньше. Уменьшу посадочные характеристики самолета.
ние трения объясняется уменьшением давления самолет Следует помнить, что при выпуске закрылков центр
на поверхность ВПП вследствие большей подъемой сидыавления крыла смещается назад и самолет приобретает
Следовательно, самолет при разбеге с отклоненными зщкирующий момент. Пилот, сохраняя подъемную силу,
крылками имеет то же ускорение, что и с убранными заавную силе тяжести, уменьшает угол атаки.
крылками, но скорость отрыва уменьшается, а значит После приземления выпускаются интерцепторы, при
уменьшаются время и длина разбега. При взлете самол<х выпуске резко увеличивается лобовое сопротивление
та Як-42 с массой 54 000 кг в стандартных условиях гца составляющую АХ(; инт, уменьшается подъемная сила
требная длина разбега при убранных закрылках 1900 >а величину АУаинт, центр давления смещается вперед
при выпущенный на 20°— всего 1200 м. Рис- 2-5, в). Длина пробега сокращается на 20 %.
Упрощается расчет на посадку. Самолет с отклонв В процессе выравнивания и выдерживания сказыва-
ными нартол 45“ закрылками снижается на меньшЯ близость земли. Самолет Як-42 имеет нижнее распо-
скорости £ри относительно небольших углах атаки, п|?жение кРыла и закрылки, отклоненные на угол 45“.
этом сопротивление самолета увеличено. Уменьшен?оэтомУ «процессе выравнивания и выдерживания под
скорости при снижении и увеличение сопротивления СРЫЛОМ образуется воздушная подушка. Поток из-под
молета уменьшает длину стадий выравнивания и выде(Р“ла частичн0 УХОЛИТ на верхнюю поверхность крыла,
лаа СПА.. г™гто.пВеличиВЗЯ скорости об-
жнвания перед приземлением на 400 ... 500 м. Соискания верхней поверх-
ние этих дистанции упрощает расчет на посадку. ости кры^а ^рис 2 q
Уменьшается посадочная скорость самолета и длин Повышение давления
пробега после приземления. Самолет приземляется прод Крылом и ра3реже-
подъемной силе, практически равной силе тяжести аие над Крылом уВели_
молета [см. формулы (1.12)]. Поскольку при выпущ0ивают разность давле.
ных закрылках сУа больше, приземление происходит 1ий над и под крылом,
меньшей скорости. Уменьшение посадочной скорости bi значит, су и Уа само-
зывает уменьшение длины пробега самолета. ета.
При больших углах отклонения закрылков любой При движении крыла
сопротивление самолета увеличивается в большей степ земли скос потока, вы-
ни, чем уменьшается трение на пробеге, вызванное допованный крылом, зна-
нительной подъемной силой. ительно уменьшается.
Увеличение сопротивления самолета вызывает боГ^Д°вательно, индук- Рис 26 Влияние поверхности зем-
быструю потерю скорости и в свою очередь уменьшав ное сопротивление, ли на работу крыла
36
37
Тяга двигателя зависит от расхода воздуха и соотно-
которое пропорционально величине скоса, также умеЛ^ия скорости истечения газа и скорости полета самоле-
шается. Уменьшение индуктивного сопротивления^. р = GB (W — V)/g, где GB — секундный расход воз-
увеличение разности давлений над и под крылом прив,./ха; W — скорость истечения газа из реактивного соп-
дят к увеличению суа на любом угле атаки и увели^. g— ускорение свободного падения. Множитель
нию максимального качества. F — V)!g называется удельной тягой и обозначается
Влияние земли зависит от расстояния крыла самосуд- „
от земли, а прирост коэффициента подъемной силы д] Удельным расходом топлива CyRназывается часовой
оценивается в зависимости от отношения расстояния з^асход топлива в килограммах, необходимый для полу-
ней кромки закрылка до земли к длине хорды крыд^ения 1 Н тяги двигателя в ч:
этом же сечении. И СуД = бтоШ1/^,
Предкрылки. При выпуске предкрылков увеличите бтопл — часовой расход топлива, кг; Р — сила тяги, кН.
ются кривизна крыла и его площадь. Поток проходя ff ет учесть потери тяги даигатедя при его установ.
рез Щель между предкрылком и крылом, угла атЛ на самолет, которые вызываются уменьшением рас-
крыла 13 ... 14 увеличивает скорость обтекания верх! каналах воздухозаборн' уменьшением
поверхности крыла, что увеличивает разность давле^ » >
над и под крылом, а значит, сУаХПЯХ. Сдув готового %Те сопла н и
ваться потока с верхней поверхности крыла увеличив! Основные параметры, характеризующие двигатель,
акр на 4 ... 5°. Вследствие увеличения акр и сУаприведены в табл. 2.2.
уменьшается скорость сваливания на 15 ... 20 км/ч (с
рис. 2.5).
Интерцепторы. После приземления в процессе п
бега выпускаются интерцепторы. При их выпуске р
увеличивается лобовое сопротивление на составляют
АХИНТ, уменьшается подъемная сила на АКИНТ, це
давления смещается вперед (см. рис. 2.5), длина про
сокращется на 20 ... 25 %.
Таблица 2.2. Параметры работы двигателя на земле
(Я=0; рн = 760 мм рт. ст.)
Режим
2.4. Сила тяги и удельный расход топлива
Взлетный
Номинальный
Максимально-
Рейсерский
г- сл ле, л Полетный
Силовая установка самолета Як-42 состоит из трый газ
реактивных двигателей Д-36, которые на взлетном ре» Малый газ
ме при скорости, равной нулю (РУД=110°), дают 1951—--------------
тяги.
ма-
РУД, а° °* К с 2 к к ® к в « S и Э = оЗё
110-115 19 5
91 ±1 16,0
82±1 14,0
60±2 8,6
39—46 3,0
54,5
23,0
92,0
82,5
76,0
Частота вращения, %
1н.д
",
90,5
84,0
80,0
66,0
98,0
93,5
91,0
82,0
39
38
2.5. Дроссельная характеристика двигателя
= 98 % равна 65 кН. При закрытии клапанов пе-
через
2.7).
tz „ ^’nvcxa в результате увеличения расхода воздуха
К дроссельной характеристике двигателя относя|пУ“‘ ^ак’тпая тяга увеличивается (рис.
изменение тяги удельный расход топлива, температур режим соответствует 100 ... 115° РУД.
газов перед турбиной при изменении частоты вращеЖл
зави-
сши. "Тягача этом режиме мнимость тяги, удельного расхода топлива от скорости по-
вала двигателя. Скоростная характеристика двигателя
На режиме малого газа (режим управления двига, ' ' . „
лем (РУД = 40°) двигатель работает устойчиво с час| ”редо^
той вращения 1000 об/i___ ______________г_________ "71'“7
мальная и составляет примерно 4,5 кН, при этом в’ета самолета-
энергия газов расходуется на вращение двигателя. Я При увеличении скорости полета увеличивается рас-
большая тяга объясняется малой частотой вращениясод в03ДУха чеРез двигатель вследствие роста степени
значит, малым расходом топлива, степенью сжатия кяЬ3™51' & Удельная тяга ^°ул ~ ~ несмотря
прессора и скоростями истечения газа из реактивно* Увеличение скорости истечения газа из реактивного
сопла. Часовые расходы топлива невелики, но уделы1пла’ происходящее из-за значительного увеличения
(из-за малой тяги) довольно значительны и достиг#»0?00™ полета К уменьшается. Процесс уменьшения
70,1 кг/(Н-ч). При увеличении РУД увеличивается ко/дельвои тяги идет быстрее, чем Рост расхода воздуха, и
честно подаваемого топлива, мощность и частота враще!1оэтомУ тяга Двигателя, уменьшаясь по скорости, прев-
турбины, а следовательно, и степень сжатия кра1наетсяов но;|ь тогда, когда скорость полета V становит-
прессора, расход воздуха и скорость истечения газов;я Равнои °к0Р00™ истечения газа W (рис. 2.8). Удель-
реактивного сопла. Удельный расход топлива при Эт4ыв Расход топлива при этом непрерывно увеличивается,
уменьшается, так как двигатель рассчитан на крейс?ообенно на больших скоростях, вследствие увеличе-
ний режим работы при ?ия подач" топлива, рас-
® 7000 об/мин (РУД = 80сода в03дУха » уменыпе-
9QO-, -1ия тяги двигателя.
При выходе двигателя ?^еделя|01ЦИМ паРа'
взлетный режим часовые вдияющим на и3'
ходы топлива, темперал я и 14 УДельного
газов и частота вращения г\ЗВХОДа топлвва 00 СК°Р°-
бины становятся максима.;™’ является ДОнамиче-
ными. Это дает максималы1н пень сжатия лж,
степень сжатия »омпресс<1~ °W
расход воздуха, скорость! __ * н улг.
течения газа из реактивна д Pi/Po —(l + 0,2Af2) °,
сопла и тягу, которая двигатель43вление на в*оде в
J г (авлени Ь’ Ра ~ атмосферное
ха-
Рис. 2.7. Дроссельная
рактеристика двигателя
Д-36
Рис. 2.8. Скоростная характе-
ристика двигателя
40
41
ние температуры наружного воздуха приводит к росту
При этом увеличивается кинетический нагрев возду^пеНи сжатия компрессора и к менее интенсивному рас-
перед двигателем и уменьшается степень сжатия компр&ду воздуха. После Н 11 000 м температура наружно-
сора лк. Суммарная степень сжатия двигателя предст^0 воздуха, а следовательно, и степень сжатия остаются
ляет собой произведение динамической степени сжат:аостоянными и расход воздуха уменьшается пропорцио-
на степень сжатия компрессора. Увеличение суммарццально падению плотности. До высоты 11 000 м растут
степени сжатия приводит к росту скорости истечения удельная тяга Руд и скорость истечения газов W. Тяга
за из реактивного сопла и замедляет падение тяги. 1ВИгателя изменяется медленнее, чем расход воздуха, а
после 1 - ООО м — пропорционально уменьшению плот-
, _ _ гюсти (рис. 2.9).
2.7. Высотная характеристика двигателя q поднятием на высоту удельный расход топлива Суд
уменьшается, что объясняется увеличением степени ежа-
Зависимость тяги и удельного расхода топлива отагия компрессора лк, а значит, коэффициента полезного
соты полета самолета представляет собой высотную действия двигателя.
рактеристику двигателя.
При стандартной атмосфере с поднятием самолет
на высоту до 11 000 м температура, атмосферное давлен»8- Влияние температуры
и плотность воздуха уменьшаются, а на высотах от 11 ()и давления на тягу двигателя
до 25 000 м температура не изменяется.
Тяга двигателя с поднятием на высоту уменьшаете g зависимости от принятого закона регулирования
расход воздуха падает. Однако до высоты 11 000 м уме^И определенного двигателя можно получить различный
Рис. 2.9. Высотная характеристика двигателя
42
характер изменения рабочих параметров, на которые вли-
яет температура наружного воздуха. Так, для двигателя
самолета Як-42 в соответствии с этим законом частота
вращения компрессора второго каскада поддерживается
постоянной на взлетном режиме до + 15 °C.
Несмотря на то что с понижением температуры возду-
ха плотность его растет, частота вращения поддерживает-
ся постоянной. При этом температура газов перед турби-
ной остается также практически постоянной.
При повышении плотности воздуха и, следовательно,
увеличении расхода воздуха (по массе) и степени повыше-
ния давления в компрессоре (из-за понижения темпера-
туры на входе в двигатель) тяга двигателя возрастает.
43
На взлетном режиме (при /ВОзд = + 17 °C) топливц та
насос-регулятор дает максимальную производительно^^.
Система ЭСУ-2 выходит на режим регулирования, поэт0 ПР(
тяга двигателя приданной температуре достигает цГ
симального значения. Дальнейшее понижение темпера]
ры воздуха на входе в двигатель приводит к увеличен
плотности воздуха и потребной работы компрессора,
располагаемая работа не увеличивается. В связи с э] « спечивает шэдаппс пидосм™» .—- ...
уменьшаются частота вращения, производительность |в ти самОлета. Потребную скорость можно определить
coca, расход топлива и темпеоатупя газок прпрп ™----------------------------------
та подъемная сила должна уравновешивать силу тяжести
' Самолета, а сила тяги силовой установки — лобовое со-
' противление самолета: Уа = mg; Р = Ха.
1 Если сила тяги не равна лобовому сопротивлению, то
самолет движется с переменной по величине скоростью, а
а при неравенстве подъемной силы и силы тяжести самоле-
11 та_полет криволинейный.
Скорость Йг.п, потребная для горизонтального полета,
57 обеспечивает создание подъемной силы, равной силе тя-
соса, расход топлива и температура газов перед TV“J жести самилс^. Гребную скорость можно определить
нои, а тяга двигателя остается практически постоями из Условия горизонтального полета
При снижении давления на 20 мм рт. ст. тяга двигат^^И v с Р^2 г
уменьшается на 3 ... 4 %. Степень сжатия компп^ИИГ = —=С.
при этом не изменяется.
компресс
Решив это уравнение относительно Уг.п,получим
уравнение скорости, потребной для горизонтального по-
лета:
ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ -sr.' V .^1/ ———• (3.1)
’ V c«aPs
3.1. Скорость и тяга, „ , р
потребные для горизонтального полета Тягу, потребную для горизонтального полета Рг.„,
определяем по формуле
Схема сил, действующих на самолет в горизонталь». И В рг n==G//C. С3,2)
полете, показана на рис. 3.1. Если все силы приложи’ 3
в одной точке, то для выполнения горизонтального по^Н
3.2. Зависимость скорости и тяги от угла атаки самолета
При увеличении угла атаки самолета до критического
(акр = 179) коэффициент аэродинамической подъемной
силы сУа возрастает. Для сохранения подъемной силы,
равной силе тяжести самолета, скорость необходимо
уменьшать. При критическом угле атаки коэффициент
Рис. 3.1. Схема сил, де! суа становится максимальным, а скорость, потребная для
зонтТльном полете^ В Г° гоРизонтального полета, — минимальной (см. табл. 2.1).
45
р^.
Хволн
7-й режим
\2:йрежим
ДР Утах
SO'
А Ртах
ДУпрах
Ртах ~!S
Рг.п min_
Жг-та _____________________________
iVerK0 ООО/ Vn.e 380\500 Vmin-600 700 Vmat’800 V,KM/4
Vnp. тт^ЗОкм/ч-У^^ОРМ/Ч
При увеличении угла атаки до наивыгоднейшего аэр^. Я
динамическое качество увеличивается, а потребная тя? р*н
уменьшается. Так, при анв : Kmix - 15 Pmln = 36 кНМ
1/нв - 380 км/ч; I
При увеличении угла атаки (>анв) вследствие умень 150
шения аэродинамического качества самолета потребна^И
тяга увеличивается. 2
Если горизонтальный полет происходит на скоростях^®
которым соответствует число М > 0,4, то благодар; '
сжимаемости воздуха коэффициенты суа и сха увеличи ;
ваются, а аэродинамическое качество несколько уменьцД
ется, что вызывает увеличение потребной тяги. 0\
Для вычисления Рг. п в этом случае необходимо имети joo
поляры режимов горизонтального полета. Для построеЦ
НИЯ поляр режимов горизонтального полета берут поля „отребних и располагаемых тяг самолета Як-42
ры для различных чисел М. В этой системе координат на Рис. <3.2. OqO кг. н=0)
носят кривые, которые показывают для каждого знача.("олетная ‘ L
ния сУа соответствующее значение сХа с учетом сжимаЛ Кривая располагаемой тяги дает зависимость р ас пола-
мости воздуха. Эти кривые носят название поляр горЛ.ярмпй тяги силовой установки самолета от скорости по
зонтального полета. ™Та Располагаемая тяга силовой установки самолета _
Выполняя горизонтальный полет при больших чис эт0 СуММа тяг всех двигателей при работе их на номина
лах М на заданной высоте, самолет как бы «переходит. ном режиме. , , за.
с поляры одного числа/И на поляру другого числа /И. Дли Имея кривые потребных и располагаемых тяг для з-
определения Рг П по полетным полярам находят значенш данной полетной массы и высоты полета, можно опреде
cVa и ^Xa, а затем вычисляют аэродинамическое качество .1ИТЬ ОСНОВИые летные данные самолета при этих усл
и потребную тягу (см. рис. 2.4). виях.Иу^
На рис. 3.2 показаны кривые потребных и располагае-
мых тяг для т = 54 000 кг; Н = 0. По этим кривым мож-
но определить:
1) для любого угла атаки а скорость, потребную для
горизонтального полета, тягу, потребную для горизон-
тального полета, и запас тяги ДР ~ Р — Р г. п;
2) теоретически максимальную скорость горизонталь-
ного полета (КП1ах = 800 км/ч); максимально допусти-
мую приборную скорость при экстренном снижении
тахэ — 600 км/ч). Превышать эту скорость запрещает-
47
3.3. Кривые потребных и располагаемых тяг
Кривые потребных и располагаемых тяг позволяют оп-
ределить основные летные характеристики самолета. Эти|
кривые строят для различных полетных масс самолета
и высот. Кривая потребной тяги показывает зависи-'|
мость тяги, потребной для горизонтального полета, о|
скорости полета Рг.п = G/7C.
46
ся, так как на несколько больших скоростях наступа! иМ и является предупредительным сигналом пилоту о
остаточная деформация планера, а затем разрушение Галичи и больших углов атаки (второго режима). Учиты-
слишком большого динамического давления. н ' эт0> горизонтальный полет во втором режиме запре-
В обычной эксплуатации на высотах от 0 до 5000?,%.
скорость V — 600 км/ч, от 5000 до 6800 м V = 615
3) минимальную тягу, потребную для горизонта л ьн^В
го полета (Pr-nmin — 36 кН), которой соответствуют наз.4- Влияние изменения полетной массы
ивыгоднейший угол атаки анв = 7° и наивыгоднейиина летные данные самолета
скорость Кнв = 380 км/ч (наивыгоднейшей скорости q J
ответствуют минимальные часовые расходы топлива, При выполнении полета на современном пассажир-
значит, наибольшая продолжительность полета). ЗКОм самолете полетная масса значительно уменьшается
Для обеспечения безопасности в горизонтальном последствие выработки топлива. На самолете Як-42 по
лете приборная скорость должна быть не менее 330 км/^той причине полетная масса может уменьшиться на Ют,
4) минимальную теоретическую скорость горизонталг. е. на 20 % от максимальной взлетной. Такое измене-
ного полета (Vmln = 250 км/ч). Эта скорость сооние полетной массы вызывает значительное изменение
ветствует критическому углу атаки акр = 17°. летных характеристик самолета.
Все скорости, на которых теоретически возможен г! Для выполнения горизонтального полета с меньшей
ризонтальный полет, составляют теоретический диапиолетной массой необходима меньшая подъемная сила,
зон скоростей горизонтального полета: ДКтеор == К1Пах-а значит, при том же угле атаки и высоте полета необхо-
— ^min = 550 км/ч. Практический диапазон скоростлнма меньшая скорость и меньшая тяга [см. формулы
ДУ пр значительно меньше и включает все скорости ц'3.1) (3.2)].
ризонтального полёта, на которых обеспечивается без» 9
пасность полета: Д Упр = 270 км/ч. />кН
Весь диапазон скоростей горизонтального полета де
лится на два режима, границей которых является наг
выгоднейшая скорость 380 км/ч.
Первый режим горизонтального полета выполняете! I
на скоростях, больших наивыгоднейшей (a<aj
В этом режиме самолет имеет достаточно хорошую устойЦ
чивость и управляемость. м
Ко второму режиму относятся скорости горизонталь 1
ного полета, меньшие наивыгоднейшей (а >> анв). В это» I
режиме значительно ухудшается продольная и бокова О
устойчивость и управляемость самолета. Кроме тоге св ^тахэ оОО Уркм/ч
при выходе на большие углы атаки наблюдается тряские. з.з. Влияние полетной массы на летные данные самолета
которая затрудняет управление самолетом, но вместе '"*=54; 46; 40 т)
Скорость полета, км/ч
т, т минимальная наивыгод- нейшая максималь- ная
54 250 380 800
46 220 350 810
40 205 330 820
аТ истинной скорости полета увеличивается во
Таблица 3.1. Влияние массы на летные данные само^^^ко раз, ВО СКОЛЬКО уменьшается ПЛОТНОСТЬ воздуха.
——Л°, определения истинной скорости необходимо значе-
е приборной скорости умножить на высотный коэффи-
др- ч'“нт,т. е. VH = VoFpTih,, где значения р„ и р„ берут
таблиц стандартной атмосферы.
Сохранение приборной скорости при любом посто-
90 нН0М угле атаки на всех высотах при одной и той же мас-
103 е самолета имеет большое значение и в обеспечении бе-
—^опасности полета, так как позволяет пилоту определять
~ *рЖим полета (угол атаки). Минимально допустимые ско-
При уменьшении массы каждая точка потребной тя и ПОЛета для всех высот устанавливаются по прибор-
анв сместится вниз и влево (рис. 3.3). Это значит, что у/\ скорости.
личится максимальная скорость, избыток тяги, а знач/ ^яга, потребная для горизонтального полета, на ма-
угол набора и вертикальная скорость. Уменьшатся так^х ЧИСлах М от высоты (плотности воздуха) не зависит,
скорости наивыгоднейшая и сваливания. больших высотах приборным эксплуатационным ско-
Изменения летных характеристик при уменьшен^остяМ соответствуют большие истинные скорости, поэто-
массы самолета приведены в табл. 3.1. кривая потребной тяги для Яо (рис. 3.4) смещается
шраво и поднимается вверх (после Н = 8000 м) из-за
влияния сжимаемости.
массы самолета приведены в табл. 3.1.
3.5. Влияние высоты
на летные данные самолета
750
Рассмотрим горизонтальный полет на различных в!
сотах при одних и тех же полетной массе и угле атаки.
При выполнении горизонтального полета на любой в!|
соте необходимо обеспечить равенство подъемной силы1
силы тяжести самолета, т. е. У а = G. Для выполнения эта
го условия при постоянных массе и угле атаки на болыя
высоте, где плотность воздуха меньше, истинная скорое
горизонтального полета должна быть больше, но прибе
ная скорость остается постоянной.
Сохранение приборной скорости при любом посто*
ном угле атаки на различных высотах объясняется у,хм/ч
что приборная скорость определяется по динамическо!эас о. R „
„„__Т72/О п * -4- Влияние высоты на летные данные самолета (//=0;
давлению q = p/72. С поднятием на высоту для ciooo; 8000 м)
хранения равенства Уа = G при постоянном угле атаГ
50
51
Таблица 3.2. Влияние высоты на летные данные самолета
Я. М Скорость полета, км/ч ДРтах. кН
минимальная наивыгод- нейшая максималь- ная
0 250 380 800 90
4 000 290 500 830 60
8 000 450 600 840 30
10 000 — 660 810 10
Располагаемая тяга с увеличением высоты под
уменьшается, что приводит к увеличению минимал^
скорости, уменьшению избытка тяги ДР, к росту,а aJ '
уменьшению максимальной скорости. Расчет измене! |
скоростей приведен в табл. 3.2.
На рис. 3.5 показано изменение скоростей с поди? -
ем на высоту для массы самолета 54 и 40 т.
Ограничение по Утахдоп =615 км/ч и <?=|j
кН/м2 в обычной эксплуатации рекомендуется
//=5000 м до //=6800 м. Минимальная скорость гори-;
тального полета V = 330 км/ч (5) с точки' зрения уст -
чивости и управляемости практически имеет запас;
скорости сваливания 30 %. Ограничение по эшелону при
данной массе самолета (7) обеспечивает максимальный за-
пас от полетных скоростей до скоростей сваливания.
Н,м
10000
7500
5000
2500
^прак min
330 000
3.6. Попет на минимальных скоростях
При значительном уменьшении скорости полета и вы-
ходе на критические углы атаки наступает сваливание са-
молета с одновременным опусканием носа. Скорость сва-
Мтаг=,,\ ливания обозначается Vs (Vc) и ею называется минималь-
ная скорость самолета, полученная в летных испытаниях
при торможении самолета с интенсивностью не более
_J 0,5 м/с. Сваливанию самолета предшествует предупреди-
тельная тряска, свидетельствующая о начале срыва пото-
ка в корне крыла. В этом случае следует плавно отдать
штурвал от себя и после перехода самолета на малые уг-
929 1 , лы атаки устранить крен элеронами и рулем направле-
ния. Потеря высоты — 600 ... 700 м.
Рис. 3.5. Изменение характерных скоростей с поднятием на При выпущенных закрылках тряска перед свалива-
соту и летные ограничения (т = 54; 40 т): I нием Скорости сваливания самолета зависят
/—максимальные скорости на номинальном режиме для разных ‘ А J .
ных масс; 2 - ограничение по Мтах доп=0,75 из соображений устой|М1 СТО МЭССЫ И П0Л0Ж6НИЯ меХЭНИЗаЦИИ (ТЭбЛ.З.З).
сти и управляемости; 3 - ограничение по приборной скорости 600 При На„ици ТПЯРКИ пяпиппйяиие КПРНЯ ЭпеПОНЯМИ И
то же по скорости 615 км/ч; 5 — минимальная скорость горизонталч г «аЛИЧИИ ТрЯСКИ Парирование крена ЭЛсринами и
полета; 6 — скорость сваливания; 7 — ограничение по эшелону РУЛем Направления Запрещается, ТЭК КЗК ЭТО МОЖеТ При-
52 Н 1W'' 53
Таблица 3.3. Скорости сваливания в зависимости от масс)
самолета и положения механизации
т. т Vs (Ис), км/ч, при
бз=0 бз=20° 6з=45° |
54 250 180 170
45 225 160 150 1
40 210 150 145 1
Таблица 3.4. Минимальные скорости самолета
Иш!п, км/ч, при
т, т бз=О бз=20’ вз=45°
54 330 230 215
45 280 215 205
40 265 215 205
На высотах полета от 0 до 7000 м максимальная при-
борная скорость не должна превысить Итах доп =
== 600 км/ч (см. рис. 3.5). При частом превышении этой
скорости даже на небольшую величину в горизонтальном
полете и при снижении из-за больших нагрузок на 1 м2
(Vmax доп > 600 км/ч и q = 18 кН/м2 срок службы пла-
нера самолета значительно сокращается. При превышении
расчетной приборной скорости V = 650 км/ч возможно
появление остаточной деформации планера.При экстрен-
ном снижении допускается приборная скорость V —
= 600 км/ч. В других случаях достигать расчетную при-
борную скорось запрещается.
В горизонтальном полете или при снижении не до-
пускается превышать число М = 0,75, поскольку при
этом наблюдается ухудшение характеристик устойчиво-
сти и управляемости. В процессе увеличения скорости
Таблица 3.5. Максимальные скорости полета самолета
Н, м
вести к увеличению интенсивности сваливания и к пе|(в пределах ограничений) усилия на штурвале от руля
ходу самолета в штопор.
Для того чтобы не допустить сваливания самол!
скорость по прибору на всех этапах нормального пол —
не должна быть ниже скорости практически минималЯ
допустимой, зависящей от массы самолета и положений
крылков. Для того чтобы пилот мог судить о прибли!
нии к скорости сваливания, срабатывает сигнализан
на скоростях, несколько меньших практически мщ
мально допустимой (табл. 3.4).
3.7. Полет не максимальных скоростях
и предельных числах М
Максимальная скорость горизонтального полета!
номинальном режиме работы двигателей может быть]
стигнута на высоте 7000 м в пределах летных ограничен
по числу М = 0,75 и приборной скорости V = 600 кй
54
а, км/ч Максимальная скорость, км/ч Мшах э
истинная приборная .
1225 600 600 0,49
1211 629 600 0,52
1197 660 600 0,55
1183 690 600 0,58
1168 722 600 0,62
1154 755 600—615 0,65
1139 794 600—615 0,70
1132 845 600—615 0,745
1124 846 590—615 0,75
1108 830 540 0,75
1093 820 506 0,75
1078 810 470 0,75
1063 800 440 0,75
О
1 000
2 000
3 000
4 000
5 000
6 000
6 500
7 000
8 000
9 000
10 000
Н 000
55
I
высоты увеличиваются и легко снимаются триммеров
В случае выхода на М > 0,75 необходимо принять мер|*
для уменьшения числа М. Для уменьшения скорости по-
лета на снижении движение штурвала на себя должи
быть плавным, с тем чтобы избежать значительной iiept
грузки и выхода самолета на тряску.
При числах М > 0,8 самолет имеет обратную реакция
по крену, которая выражается в том, что при отклонени!
левой педали кренится вправо, при отклонении правой-
влево.
Таблица 3.6. Влияние выпуска шасси, закрылков
на характеристики самолета (и = 54 т)
Параметр Механизация убрана Шасси выпущено 6з=45°
15 12 7
КМ.'4 250 250 170
Кнв- км/4 380 350 290
ЬР. кН 90 82 50
I'm ах. км/ч 800 650 500
В табл. 3.5. даны максимальные скорости горизо ^епием Сх пр„ постоянном су уменьшается ка-
тального полета. .. а . „ а
чество до 11, что влечет за собой увеличение лобового со-
противления и потребной тяги.Увеличение наивыгодней-
3.8. Влияние выпуска шасси шего угла атаки вызывает уменьшение наивыгоднейшей
и закрылков на потребную тягу скорости до Унв — 350 км/ч (рис. 3.6).
При выпуске закрылков на 20° увеличивается не толь-
При выпуске шасси лобовое сопротивление самолеи к0 сха> но и суа- Минимальная скорость с ростом сУа
увеличивается, прирост лобового сопротивления оцем уменьшается до 180 км/ч, а при отклонении закрылков
вается коэффициентом лобового сопротивления Дсж^на450— до 170 км/ч (табл. 3.6).
= 0,01, а картина обтекания крыла не изменяется.! Р°ст лобового сопротивления при выпуске механиза-
ции следует учитывать при заходе на посадку с одним или
двумя отказавшими двигателями, выпуская закрылки на
меньший угол.
3.9. Горизонтальный полет
Наивыгоднейшая крейсерская высота при полете на
расстояниях 1000 ... 2000 км составляет 9600 ... 8000 м.
Часовые расходы топлива на больших высотах значи-
тельно меньше, чем у земли. Часовой расход Сч равен
Удельному расходу сул-Р. Потребная для горизонталь-
ного полета тяга на любой высоте при постоянном угле
атаки а постоянна (см. рис. 3.4).
57
56
Но Суд с поднятием на высоту падает вследств! Ж
уменьшения температуры наружного воздуха, а значит! дятся в виде крейсерских графиков и таблиц (табл.3.7)
роста степени сжатия компрессора и КПД двигате^ Характеризуются следующим образом:
Удельный расход с поднятием на высоту также уменыщ ” Д — режим наибольшей скорости полета. Скорость на
ется, потому что при постоянной приборной скорое! |ТОм режиме наибольшая из крейсерских, часовой рас-
на большей высоте истинная скорость больше, а это тре- хОд топлива максимальный. Этот режим рекомендуется
бует меньшего дросселирования двигателей. Километр] «1Я полетов на расстояния до 2000 км;
вые расходы топлива Ск = Сч/У с поднятием на высот[ Б — режим наибольшей дальности полета. Здесь кило-
уменьшаются из-за меньших часовых расходов и бол|метровый расход топлива наименьший, рекомендуется
ших истинных скоростей полета. дЛЯ маршрутных полетов с ограниченным запасом топли-
При взлетной массе 54 т на высоте 9000 м, скорости J ва для полетов по расписанию с попутным ветром, при
лета 800 км/ч, аэронавигационном запасе топлива 2000 к| полетах на расстояния более 2000 км;
на 1 ч полета дальность полета составляет 1800 км пр. В — полет при работе двигателя на режиме 0,85 но-
тк = 14,5 т. минального. Этот режим рекомендуется для полетов на
Режим горизонтального полета определяется выса расстояния до 2000 км при экономии топлива.
той, скоростью и режимом работы двигателей. Все реж]
мы полета на скоростях от минимальной до скорости нг я
номинальном режиме называются крейсерскими режи-
мами. г „ = » л
Г л а в а 4
Режимы полета, при которых обеспечивается наи-
большая дальность и продолжительность полета, наза ВЗЛЕТ самолета
ваются наивыгоднейшими режимами. НаивыгоднейшиИ
режимы горизонтального полета рассчитываются и при д Выполнение взлета
Таблица 3.7. Числа М полета самолета в зависимости
от режима и полетной массы /7 — 9100 м
Режим полета Масса, т
52 50 48 46 44 |
Скоростного крейсиро- вания (А) 0.674 0,68 0,685 0,69 0.6Й
Дальнего крейсирова- ния (Б) 0,633 0,628 0,621 0,614 0,6041
Экономического крей- сирования (В) 0,669 0,665 0,665 0,643 0.63S
Взлет самолета (рис. 4.1) состоит из разбега и воздуш-
ного участка. Момент отделения самолета от земли назы-
вают отрывом. В процессе разбега самолет приобретает
скорость отрыва, т. е. такую скорость, при которой на
угле атаки отрыва подъемная сила практически равна си-
ле тяжести самолета. После отрыва на воздушном участ-
ке самолет продолжает набирать безопасные скорости и
высоту. Расстояние, которое проходит самолет по гори-
зонту от начала разбега до набора высоты 10,7 м(35 фу-
Тов), называют взлетной дистанцией.
При выполнении руления скорость выбирают в зави-
симости от ширины рулежной дорожки (РД), ее состоя-
59
58
Lpaafn* 1100M_
- 1~взл.дист^ ЮРОМ
60
поверхности аэродрома, наличия препятствий,
тля разворота самолета на 180° ширина рулежной дорож-
и должна быть не менее 40 м и скорость движения не бо-
лее 15 км/ч.
На предварительном старте следует убедиться, что ста-
билизатор установлен в положение, соответствующее
центровке самолета:
% о..........
Фстаб. ..........
Хт. %
фстаб,
18 20 22 24 26
—12 —11 —10 —2 —8
28 30 32 34 36
—7 —6 —5 —4 —3
Взлет производят на взлетном режиме работы дви-
гателей. После получения разрешения на взлет командир
подает команду «Взлетаем». Установив колонку нейтраль-
но, удерживая самолет на тормозах, плавным и синхрон-
ным движением он переводит рычаги управления двигате-
лями на 74 ... 76°, а затем в процессе разбега — в край-
нее переднее положение. Убедившись в нормальной работе
двигателей, плавно отпускает тормоза, выдерживая на-
правление на разбеге.
Самолет выполняет разбег на акр « 3°. При достиже-
нии скорости, меньшей скорости отрыва на 20 км/ч, ко-
мандир энергично, но плавно увеличивает угол атаки так,
чтобы при достижении скорости отрыва Йотр он был бы
-равен 9 ... 10°. Отрыв самолета от земли при массе
7.54 000 кг с выпущенными закрылками на 20° должен про-
изойти на скорости 230 км/ч (табл.4.1).
5 После отрыва самолета от земли необходимо плавно
s перевести его в набор высоты. Обжатием тормозных педа-
леи подтормозить колеса главных стоек шасси и на высо-
те не менее 5 м убрать шасси. На высоте не менее 120 м
i j! скорости по прибору не менее 275 км/ч убрать закрылки,
^процессе уборки закрылков разогнать самолет до ско-
" Рости по прибору не менее 305 км/ч. После уборки за-
/ РЫлков плавно перевести двигатели на высоте 400 м
61
Таблица 4.1. Взлетные характеристики
Скорость, км/ч
[/
' отр
V2
Масса, т
54 50 48 46
210 200 195 195
230 220 218 215
230 220 218 215
275 265 260 254
V 6 /д
на самолет при разбеге
Рис. 4.2. Схема сил, действующих
на номинальный режим. При необходимости выполни
первый разворот на высоте 200 м на скорости 350 км!
Скорости, взятые по графикам, рекомендуется округли!
в сторону увеличения до 5 км/ч.
сила трения FTP уменьшается, так как давление само-
лета на ВПП и ее реакция N уменьшаются;
сумма силы лобового сопротивления Ха и силы трения
fTP на бетонной ВПП практически не изменяется;
тяга Р силовой установки несколько уменьшается,
вследствие чего и избыток тяги ДР — Р - - (Хп + Р.1р)
также уменьшается.
4.2. Силы, действующие на самолет при взлете
4.3. Скорость отрыва
и длина разбега самолета
При разбеге на самолет действуют подъемная сила)
и силы лобового сопротивления Ха, G, тяга Р, сила реа
v’ равная И пРот™°™ло»ная силе давлен! в момент отрыва подъемная сила практически рав-
колеси — сила трения г.гп (рис. 4.-2) r г
к р • на силе тяжести самолета G и определяется по формуле
Сила трения определяется величиной силы реак<л) Коэффициент Подъенной силы с„ 1,45 с учетом
N G—Y и коэффициентом трения f (Frv = fN). U ,ло "а
эффициент трения качения зависит от состояния повер*лияния земли ПРИ а«тр « Ю • Скорость отрыва зависит
ности ВПП и для сухого бетона равен 0,02 ... 0,03. °т четной массы самолета, плотности воздуха и коэффи-
Разбег самолета является прямолинейным ускоре|1Не~та подъемной силы.
ным движением. Для создания ускорения необходим! Длину разбега определяем по формуле
чтобы тяга Р силовой установки была значительно бол - . /'ср^2азб И>т
ше суммы сил лобового сопротивления Ха и силы трениИ- В Ьразб~---~~ - —~
Гтр, т. е. Р > X + FTp. 2
При увеличении скорости на разбеге силы, действу» Скорость отрыва от земли
щие на самолет, изменяются следующим образом: |—1—
подъемная сила Yа и сила лобового сопротивления 1
увеличиваются;
62
2/ср
(4-1)
^отр — /ср ^разб •
(4.2)
63
Среднее ускорение самолета /ср при разбеге зависит
избытка тяги ДР = Р — (Ха + Ртр) и массы самолета J |
определить его можно по формуле
/ср = ДР//п, или /cp=g[P—(^а+^тр)1/С- (4.;
Благодаря большой тяговооруженности самол
Як-42 быстро набирает скорость отрыва и имеет малец
кую длину разбега.
Плотность воздуха. При уменьшении плотности во
духа (высокая температура, низкое давление, высокого
ный аэродром) длина разбега увеличивается, поскольк;
истинная скорость отрыва при этом больше, а тяга двиг
телей меньше. При уменьшении давления на 20 мм рт. ст
длина разбега увеличивается на 5 %.
Взлетная масса самолета. При увеличении взлетно!
массы длина разбега возрастает. Происходит это потому
что увеличивается приборная скорость отрыва, а тягош
оруженность н и ускорение уменьшаются. При измене
нии массы на 1 т длина разбега изменится на 4 %.
Механизация крыла. Закрылки на взлете отклоняются
на угол 20°. При этом с,,а увеличивается, а скорость от-
рыва и длина разбега уменьшаются. Для самолета Як-4й
при убранных закрылках и взлетной массе 54 т скорост
отрыва — 310 км/ч, а длина разбега — 1900 м.
Ветер. При взлете со встречным ветром путевая скот,
рость отрыва уменьшается на величину скорости ветра!
Уменьшение путевой скорости отрыва вызывает такЛ
уменьшение длины разбега. При взлете со встречным вет!
ром 5 м/с длина разбега уменьшается на 10 % , а при т»
ком же попутном ветре увеличивается на 16 %.
Наклон взлетной полосы. При взлете с полосы под УЧ
лон тяга увеличивается, самолет быстрее набирает сДО|
рость отрыва, длина разбега уменьшается. При уклов
0,01 длина разбега изменяется на 6 ... 7 %.
64
Рис. 4.3. Участки взлетной дистанции согласно НЛГС-2:
а —потребная дистанция прерванного взлета; б — то же продолженного
взлета; в — то же продолженного разбега; А — разбег на трех двигате
лях; Б -- разгон на двух двигателях; В — половина воздушного участка
Взлет самолета Як-42 характеризуется потребной дли-
ной разбега. Потребная длина разбега в соответствии с
Н Л ГС-2 — это условная величина, равная сумме факти-
ческой длины разбега самолета до скорости отрыва в слу-
чае отказа одного двигателя на скорости (рис. 4.3) и
половины длины воздушного участка взлетной дистанции
До набора высоты Н = 10,7 м (35 футов). Для выполнения
взлета необходимо, чтобы потребная длина разбега была
меньше ВПП.
Взлетная дистанция при трех работающих двигателях,
Увеличенная на коэффициент 1,15, показана также
на рис. 4.3.
з Ч
Зак. 1384
65
4.4. Определение максимально допустимой
взлетной массы самолета
Высокая надежность современных ТРД значительно ‘
повысила безопасность эксплуатации пассажирских само- *
летов, особенно на взлете. Однако отказ двигателя на [
взлете является одним из наиболее сложных случаев в
эксплуатации. Поэтому взлетные характеристики должны ?
быть рассчитаны с учетом отказа одного двигателя на
разбеге и взлете. Кроме того, пилот, управляющий само-
летом, должен быть соответствующим образом подготов-1
лен, чтобы в аварийной ситуации*успеть быстро прознали-1
зировать создавшуюся обстановку и принять необходи-1
мые меры для предотвращения аварии.
Готовясь к взлету, экипаж должен правильно выбрать!
допустимую взлетную массу самолета, знать, когда про-!
должить взлет или его прекратить при отказе двигателя}
учитывая размеры аэродрома, подходы к ВПП и маршрут!
выхода.
Согласно требованиям ИКАО и норм летной годности!
самолетов Гражданской авиации (НЛГС-2) использует-1
ся несколько новых понятий:
I) градиент набора высоты — тангенс угла наклона!
траектории набора высоты, выраженный в процентах!
Для самолета Як-42 нормированным градиентом,ограни!
чивающим взлетную массу,. является полный градиент!
2,7 % на участке II набора высоты (см. ряс. 4.1) 'qH=;|
= tg 0Н-1ОО;
2) скорость срыва Ус — минимальная скорость само-
лета, полученная в летных испытаниях при торможении!
самолета. На этих скоростях происходит сваливание са-|
молета (см. табл. 3.3 и рис. 3.5);
3) безопасная скорость взлета У2 — скорость, кото!
рая не менее чем на 20 % превышает минимальную сМ
рость сваливания самолета при соответствующей коч
фигурации (К2 > 1,2, Ус);
66
4) скорость самолета при отказе двигателя Уотк —
фактическая скорость самолета в момент полного отказа
двигателя,
5) скорость принятия решения Уг — наибольшая ско-
рость самолета, на которой пилот, обнаружив отказ
двигателя, принимает решение о продолжении или пре-
кращении взлета; У, = Уотк +10 ... 15 км/ч. Время
реакции пилота 3 с;
6) скорость подъема колес передней стойки шасси
Vr Н ^п-ст Для самолета Як-42 принимают примерно на
5 % меньше скорости отрыва самолета;
7) минимальная эволютивная скорость взлета V’mln эВ —
это скорость, при которой в случае внезапного отказа
критического двигателя сохраняется возможность сохра-
нять управление самолетом и выдерживать прямолиней-
ный полет; Утщэв — 1.05 |/с. Минимальная эволютивная
скорость разбега УЮ1ПЭВ.Р — это скорость, при которой в
случае внезапного отказа критического двигателя обес-
печивается возможность с помощью одних аэродинамиче-
ских органов управления сохранить прямолинейное дви-
жение самолета; Уга1п эв.р < Ух < Уя\
8) участок полосы свободных подходов, используе-
мый для разгона до У2, — это часть аэродрома по курсу
взлета, где нет препятствий до Н = 10,7 м, начиная от
торца ВПП;
9) при прерванном взлете следует учитывать коэффи-
циент трения торможения Д.р, который для сухого бето-
на равен 0,25, для мокрого 0,18 ... 0,2 и для обледенев-
шей ВПП 0,05;
.10) длина прерванного взлета — сумма длины разбега
при всех работающих двигателях отточки старта доточки
отказа одного двигателя и длины участка торможения до
полной остановки самолета. В длину участка торможения
Уеловно включена длина, проходимая самолетом за вре-
мя Реакции пилота. При прерванном взлете используется
к°нцевая полоса безопасности (КПБ);
58 67
11) длина продолженного взлета — сумма длины
разбега при всех работающих двигателях от точки старта
до точки отказа одного двигателя, длины разгона самоле-
та при отказавшем одном двигателе до отрыва самолета
и длины воздушного участка набора 10,7 м;
12) сбалансированная длина ВПП или сбалансирован-
ная длина взлетной дистанции Д — располагаемая длина
ВПП (ВПП + КПБ), на которой в случае отказа одного
двигателя (Уотк) самолет может завершить как прерван-
ный взлет до полной остановки, так и продолженный
взлет до набора высоты 10,7 м с разгоном до Убе3()П ~
= v2;
13) сбалансированная длина разбега R — распола-
гаемая длина ВПП, на которой в случае отказа одного
двигателя (на УОтк) самолет может завершить как раз-
бег, так и прерванный взлет (рис. 4.4);
14) характеристика располагаемой длины аэродрома
согласно НЛГС-2 складывается из располагаемой длины
разбега ВПП (РДР); располагаемой длины для прерван-
ного взлета ВПП+КПБ (РДПВ) и располагаемой длины
для продолженного взлета ВПП+ПВП (РДВ).
рекомендации по прерванным и продолженным взле-
там с отказом двигателя для любых возможных при мас-
совой летной эксплуатации самолета значений массы,
центровки, температуры, ветра, состояния покрытия и
уклона летной полосы выдаются только после проведе-
ния специальных летных испытаний.
В процессе летных испытаний при взлете стремятся
наиболее точно имитировать внезапный отказ двигателя.
Продолженные взлеты выполняют с постепенным умень-
шением скорости имитации отказа двигателя от полета к
полету (в отличие от прерванных взлетов). Вначале ими-
тируют отказ двигателя после отрыва, затем до отрыва, но
надостаточно большой скорости, обеспечивающей уверен-
ное продолжение взлета. Затем отказ двигателя имити-
руется на разбеге при меньших скоростях до скорости, при
которой пилот уже не в состоянии удержать самолет от
разворота. В каждом случае в результате летного экспе-
римента определяют длину разбега и взлетную дистан-
цию до набора высоты 10,7 м. Полученные характеристи-
ки продолженных взлетов наносят на график, приведен-
ный на рис. 4.4, сравнивая результаты летных испытаний
с расчетом.
Прерванный взлет выполняют с постепенным увели-
чением скорости отказа двигателя. Замеренную при этом
Дистанцию взлета наносят на тот же график в зависимо-
। сти от скорости отказа. Торможение самолета после при-
^тия решения о прекращении взлета при сравнительно
большой скорости отказа двигателя может привести к
весьма большой длине пробега до полной остановки само-
Лета (см. рис. 4.4).
В точке Д пересечения зависимости дистанции продол-
ьного взлета до набора высоты 10,7 м и дистанции прер-
уНного взлета определяют скорость принятия решения
при которой в случае отказа двигателя возможно как
в опасное прекращение взлета, так и его продолжение
। пРеделах располагаемой длины летной полосы. Точка
69
пересечения Д определяет сбалансированную длинД
взлетной дистанции, когда дистанции прерванного и npgj |
долженного взлетов равны между собой.
Каждому значению взлетной массы для конкретных!
атмосферных условий и положения закрылков соответст.1
вует своя скорость отказа двигателя (скорость принятия!
решения) и сбалансированная взлетная дистанция или!
сбалансированная длина летной полосы аэродрома. Че,у||
больше взлетная масса самолета, тем больше и сбаланси-|
рованная взлетная дистанция. Если принять решение о I
продолжении взлета при отказе двигателя на скорости, I
меньшей Их, то длина продолженного взлета превысит
сбалансированную. В случае прекращения взлета при |
скорости, большей Их, увеличится тормозной путь само-
лета.
Таким образом, на основании летных испытаний по оп-
ределению характеристик прерванного и продолженного '
взлетов можно сделать вывод: если отказ двигателя на |
взлете произойдет до достижения скорости Vlt взлет необ-1
ходимо прекратить, если же при скорости, большей Ии
взлет продолжать (пилот должен твердо знать при каждом!
взлете для конкретных условий старта скорость принятия!
решения).
В точке /? пересечения кривых прерванного взлета ш
фактической длины разбега определяется другая скорость |
принятия решения, на которой в случае отказа двигате
ля возможно завершение как разбега, так и прерванного
взлета. Эта скорость отказа двигателя определяет сба-
лансированную длину разбега. Таким образом, летные
испытания позволяют уточнить расчет и определить фак-
тическую сбалансированную длину взлетной дистанций
до набора высоты 10,7 м при отказе двигателя и сбаланси-
рованную длину разбега (см. рис. 4.4).
По параметру Д, зависящему от располагаемых дли* I
продолженного и прерванного взлетов, определяют №
пустимую взлетную массу самолета, когда при отказ*
70
двигателя на разбеге возможно как завершение (в преде-
лах располагаемой величины ВПП + ПВП для продол-
женного взлета), так и прекращение взлета (в пределах
располагаемой длины ВПП 4- КПБ для прерванного
взлета). По параметру R, зависящему от располагаемых
длин ВПП для разбега и прерванного взлета, определя-
ют допустимую взлетную массу самолета, когда при от-
казе двигателя на разбеге возможны завершение разбега
до скорости отрыва или прерванный взлет и торможение
в пределах располагаемой длины ВПП.
По значениям сбалансированной длины взлетной ди-
станции или сбалансированного разбега выбирают до-
пустимую взлетную массу и соответствующее отношение
скоростей V-JVr (относительная скорость отказа двига-
теля).
По полученным в летных испытаниях значениям Д и
R строят графики, позволяющие в зависимости от распо-
лагаемых длины продолженного взлета, разбега и прер-
ванного взлета с учетом ряда параметров ВПП и
атмосферных условий определить допустимую взлетную
массу.
Пример расчета максимально допустимой взлетной
массы, скорости решения Ух, скорости отрыва V0Tp и
безопасной скорости взлета V2 приведен в Руководстве по
летной эксплуатации самолета Як-42.
4-5. Особые виды взлета
Взлет при боковом ветре. Взлет при боковой состав-
ляющей ветра (под углом 9С° к оси ВПП) более 15 м/с
запрещается. Предельно допустимая боковая составляю-
щая скорости ветра при мокрой ВПП зависит от коэффи-
циента сцепления; если ВПП покрыта водой или сля-
котью (k = 0,5 ... 0,3), то она равна 5 м/с. Максимально
Допустимая встречная составляющая ветра — 25 м/с,
попутная — 5 м/с.
71
Допустим, что взлет выполняется при левохм боковое I
ветре (рис. 4.5). При разбеге с боковым ветром воздушна I
поток набегает на самолет под некоторым углом 0. След01
вательно, относительно воздуха самолет движется |
скольжением под углом 0. Результирующую скорость на. I
бегающего потока W при наличии стреловидного крыд31
разложим на составляющие и U^2- Составляющая №
которая определяет величину аэродинамических сил ле г
вой половины крыла, больше, а правой половины кры [
ла — меньше. Вследствие этого подъемная сила Yл и си I
ла лобового сопротивления Хл левой половины крыл;
значительно больше, чем Уир и.Хпр правой половина
крыла.
В результате разности подъемных сил (Ул>>Упр|
у самолета возникает кренящий момент на правую поло I
вину крыла (по ветру), а вследствие разности Лобовы; I
сопротивлений (Хл > Хпр) возникает вращательный мо I
мент, под действием которого самолет разворачивается
влево, т.е. против ветра. Вращательный момент также
создается боковой силой Zp, возникающей при скольже-
нии самолета в набегающем потоке. Дополнительный мо-
мент крена возникает при затенении правой половине
крыла фюзеляжем.
При увеличении скорости на разбеге угол скольжение
самолета в набегающем потоке уменьшается, следователь-
но, кренящий и вращательный моменты также несколько
уменьшаются. После отрыва появляется снос самолета и
ветру. На протяжении всего разбега самолет, двигая^
в воздушном потоке со скольжением, испытывает больиж
лобовое сопротивление. Тяга двигателей из-за косоч
обдувки воздухозаборников меньше, сила трения из-Ч
управления колесами передней стойки шасси больпч
Следовательно, длина разбега при наличии бокового ве;
ра увеличивается. i
Учитывая изложенное, взлет с боковым ветром ре1ч
мендуется выполнять при условии:
72
Ри<
бО[
-• 4.5. Кренящие и разворачивающие моменты при взлете с
(овым ветром
73
выдерживания направления в начале разбега, колеса.1
ми передней стойки шасси. С увеличением скорости ца|
разбеге эффективность руля направления возрастает и его! I
будет достаточно для выдерживания направления;
отклонения элеронов движением штурвала против!
ветра для устранения кренящего момента на разбеге. ГЫ
мере увеличения скорости кренящий момент уменьша-
ется, а эффективность элеронов возрастает.
После отрыва от земли самолет удерживают рулем на-1
правления и элеронами, не допуская кренов и уклонений
от направления взлета. Разгон после отрыва следует вы-l |
полнять без скольжения и крена, но с курсом, изменен-1
пым в сторону ветра на величину угла сноса. В таком по-1
ложении самолета воздушный поток обтекает его сим-1
метрично, при этом обеспечивается выдерживание направ-
ления взлета.
При наличии осадков на ВПП боковая составляющая
меньше. Сложность такого взлета заключается в том, что
до скорости 150 км/ч трудно выдержать направление
на разбеге, так как руль направления и тормоза малоэф-1
фективны. Техника выдерживания направления на разбе-1
ге такая же, как и при боковом ветре на сухой ВПП.
Взлет с попутным ветром. В некоторых случаях мож-
но выполнять взлет' при попутном ветре не более 5 м/с,!
а также при попутно-боковом.
Техника выполнения взлета с попутным и попутно-бо |
ковым ветром остается такой же, как соответственно при j
штилевых условиях или встречно-боковом ветре. ДлинаI
разбега при попутном ветре 3 м/с больше на 10 ... 12 %>
соответственно увеличатся потребные дистанции продол-И
женного и прерванного взлетов. В начале разбега при
взлете с попутным ветром следует особенно внимательно
выдерживать направление, управляя колесами передней
стойки шасси и тормозами.
Взлет при малой плотности воздуха (высокая темпера'!
тура, низкое давление). Техника выполнения взлета при|
74
малой плотности воздуха обычная, но длина разбега мо-
жет быть значительно больше, чем в нормальных усло-
виях, вследствие уменьшения тяги и увеличения истин-
ной скорости отрыва. Отрыв самолета выполнять по при-
борной скорости.
Взлете грунта. Эксплуатация самолета на грунтовых
аэродромах разрешается в случае необходимости, но
при условной прочности грунта не менее 640 кН/м2. Руле-
ние рекомендуется выполнять на скорости 10 ... 20 км/ч.
Потребное для взлета отклонение стабилизатора увели-
чить по сравнению с бетоном на 1°.
Разгрузку передней опоры рекомендуется выполнять
на скорости 170 ... 180 км/ч. Длина разбега при этом уве-
личивается на 100 ... 150 м.
4.6. Ошибки при выполнении взлета
К наиболее характерным ошибкам при выполнении
взлета относятся такие, как неправильная установка са-
молета перед взлетом, отрыв самолета с большим или ма-
лым углом атаки.
Неправильная установка самолета перед взлетом (под
углом к оси ВПП) приводит к тому, что необходимое на-
правление взлета не выдерживается. В этом случае пилот
вынужден в процессе разбега исправлять допущенную
ошибку, доворачивая самолет к необходимому направле-
нию взлета.
Для предотвращения этой ошибки необходимо перед
взлетом самолет установить точно по оси взлетной поло-
сы. В процессе разбега своевременно парировать малей-
шее стремление к уклонению самолета от направления
взлета, управляя рулем направления и колесами передней
стойки шасси. При значительном уклонении от направле-
ния разбега и неуверенности в том, что удастся вернуть
самолет на ось ВПП, взлет необходимо прекратить. Сле-
75
дует учитывать, что при взлете со скользкой ВПП, да}Ке
при небольшом боковом ветре, направление, особенно в
начале разбега, выдерживать трудно, так как руль на-
правления мало эффективен из-за малой скорости, а ко-
леса передней стойки шасси и тормоза, — из-за малого
коэффициента трения.
Отрыв самолета с большим углом атаки возможен при
взлете с коротких полос, при возникновении неожидан-
ных препятствий на ВПП, при взлете с заснеженных по-
лос, когда пилот в процессе разбега вынужден начать -
подъем колес передней стойки шасси на скорости мень-|
ше VR.
Увеличение угла атаки при отрыве соответственно!
ведет к уменьшению скорости отрыва, что в определен-!
ных условиях является небезопасным.
При взлете с большим углом тангажа, т. е. с сильно!
поднятым носом, самолет отрывается от земли на малой!
скорости, удлиняется участок увеличения скорости до I
безопасной, полет происходит при малой эффективности I
рулей с малым запасом угла атаки. Неблагоприятные сте-1
чения обстоятельств при этом (порывы ветра, отказ дви-1
гателя, ошибочное движение штурвалом) могут вызвать!
или повторное приземление самолета на колеса, или вы-1
ход самолета на режим сваливания.
Во избежание этой ошибки необходимо перед вылетом I
оценить вид и состояние взлетной полосы. Подъем колес I
передней стойки шасси производить на скоростях Vr, I
рекомендованных Руководством по летной эксплуатации I
самолета Як-42.
После подъема колес передней опоры необходимо еле-1
дить за тем, чтобы угол тангажа не увеличивался более
взлетного, ориентируясь по приборам ' по линии гори- I
зонта. При стремлении самолета к увеличению угла тан-1
гажа после отрыва следует парировать это соразмерным I
отжатием штурвала от себя, но резкое движение штур' I
76
вала от себя может привести к повторному касанию ко-
лесами о ВПП после отрыва.
Отрыв самолета с малым углом атаки ведет к увеличе-
нию длины разбега и скорости отрыва. Взлет на повы-
шенной скорости сам по себе не является опасным, но
разбег сопровождается чрезмерными нагрузками на уз-
лы шасси и особенно на колеса передней опоры.
Взлет с малым углом атаки наиболее часто происходит
в тех случаях, когда начало подъема колес передней опо-
ры производится с опозданием (на повышенной скорости).
Если в процессе подъема колес передней стойки шасси
после достижения У/? пилот почувствует, что они не от-
рываются от ВПП, следует более энергично взять штур-
вал на себя.
Взлет самолета без закрылков запрещен. Скорость от-
рыва 230 км/ч при т — 54 000 кг с отклоненными закрыл-
ками на 20° близка к скорости сваливания без закрылков,
поэтому при взлете самолета без закрылков и попытке
оторвать его на обычной скорости, как правило, возника-
ет просадка и самолет разбивается.
. При неустановке стабилизатора в положение, соответ-
ствующее центровке, усилия на штурвал остаются нерас-
считанными, и это потребует прекращения взлета.
Г л а в а 5
НАБОР ВЫСОТЫ И СНИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
5.1. Скорость, угол и вертикальная скорость
набора высоты
Схема сил, действующих на самолет при наборе высо-
ты, показана на рис. 5.1. Силу тяжести разложим на со-
ставляющие Gi = G cos 6Н, уравновешиваемую подъем-
77
Рис. 5.1. Схема сил, действующих на самолет при наборе вы-
соты
ной силой Yа, и G2 = G sin 0Н, направленную параллель-
но набегающему потоку.
Для выполнения набора высоты с постоянным углом
набора необходимо, чтобы Ya — G cos 0Н, а для набора
высоты с постоянной скоростью должно быть выпол-
нено условие Р = Ха + G sin 0Н.
Скорость Ун, потребную при наборе высоты определя-
ем по формуле
VH = V2GcosQl(cya Sp). (5.1)
Так как углы набора у самолетов гражданской авиа-
ции небольшие, то скорость набора высоты практически
равна скорости горизонтального полета. Для уравнове-
шивания лобового сопротивления при наборе высоты не-
обходима такая же тяга, как в горизонтальном полете.
78
учитывая это, запишем формулы для определения пот-
ребной тяги при наборе высоты:
P = Pr n4-GsinOH или Ра — Ха г.п+G sin 9Н- (5-2)
Таким образом, тяга, потребная в наборе высоты,
больше тяги, потребной в горизонтальном полете, на со-
ставляющую веса самолета G sin 0н, которая в наборе вы-
соты уравновешивается избытком тяги (ДР — G sin 0Н);
следовательно,
sinOH = AP/G. (5.3)
По этому выражению можно определить угол набора
высоты 0Н, который зависит от избытка тяги ДР и силы
тяжести самолета. Самый большой избыток тяги ДР, а
значит, и угол набора наблюдаются на наивыгоднейшей
скорости.
Для самолета Як-42 у земли при взлетной массе 54 т
на номинальном режиме угол набора равен 10°.
Вертикальная скорость набора высоты — это высота,
которую набирает самолет за 1 с. Рассматривая треуголь-
ник скоростей (см. рис. 5.1), можно записать:
Vy = VHsin0H — VH ЬР/G. (5.4)
Для самолета Як-42 самая большая вертикальная
скорость при максимальных значениях ДР- VH. При массе
54 т у земли Vymax = 15 м/с. Скорость полета, где Vymax
является наивыгоднейшим набором высоты, и при мас-
се 54 ... 50 т равна 420 ... 430 км/ч. С увеличением высоты
полета, температуры воздуха, массы самолета, при вы-
пуске механизации уменьшаются избыток тяги ДР, угол
набора 0Н и вертикальная скорость Уу.
Та высота, где вертикальная скорость Vy = 0,5 м/с,
называется потолком практическим, а высота, где Уу=0,
называется потолком теоретическим. При взлетной массе
54 т #пр — Ю 600 м, а /7Т — 11 000 м. При полетной мас-
се 40 т /7пр = 12 000 м, а Ят = 12 400 м.
79
5.2. Порядок набора высоты
Для набора высоты в минимальное время необходимо
выполнять полет с максимальной вертикальной ско-
ростью, т.е. той скоростью, которой при т = 50 ... 54 т
по прибору соответствует скорость Упр = 430 км/ч
при этой скорости ДР-УН имеют максимальные значе-
ния.
С увеличением высоты полета располагаемая тяга
-уменьшается, поэтому (ДР, V)max смещается по кривой
потребной тяги в сторону наивыгоднейшего угла атаки
(анв = 7°', VHB = 380 км/ч). В процессе набора высоты
из-за уменьшения массы самолета (вследствие выгора-
ния топлива) необходимо угол атаки увеличивать, а при-
борную скорость уменьшать, особенно на высотах более
5000 ... 6000 м.
С уменьшением массы несколько уменьшаются скоро-
сти набора высоты и наивыгоднейшего набора. Но для од-
ной и той же массы самолета наибольшая вертикальная
скорость обеспечивается в довольно широком диапазоне
скоростей (VH ± 20 км/ч). Поэтому практически набирать
высоту можно на одной скорости для любой массы само-
лета.
Набор на экономическом (скоростном) режиме следует
выполнять на приборных скоростях 500 км/ч (до Н =
=7800 м) и 460 км/ч (Н > 7800 м).
Набор высоты на режиме минимального расхода топ-
лива нужно выполнять на скорости 460 км/ч, чтобы
уменьшать расход топлива на набор высоты полета само-
лета.
При выполнении полета на небольшие расстояния с
меньшим временем полета набор высоты рекомендуется
выполнять на V = 550 км/ч, что уменьшит общее время
полета.
Самолет Як-42 набирает 8000 м примерно за 16 мин,
расходуя при этом 1200 кг топлива, проходит 135 км-
-80
В связи с небольшой дальностью полета на самолете
гтк_42 нецелесообразно выполнять полеты на высоте бо-
ев 9600 м, поэтому его двигатели рассчитаны на работу
до 10 000 м.
. 3 Скорость, угол и вертикальная скорость
планирования и снижения
Угол между линией горизонта и траекторией сниже-
ния называется углом снижения. Если самолет выполня-
ет снижение с силой тяги, близкой к нулю, то такое сниже-
ние называется планированием.
Схема сил, действующих на самолет при снижении, по-
казана на рис. 5.2. Силу тяжести самолета разложим на
составляющие Gx = G cos 0сн, уравновешиваемую подъ-
емной силой Ya, и на G2 = Gsin 0СН, направленную
Нс- 5.2. Схема сил, действующих на самолет при снижении
81
• I
rror^orm^TT. Вертикальную скорость снижения определим по фор-
параллельно набегающему потоку. Самолет выполняй D F r
снижение с постоянной скоростью при условии МУле
Xa = P-J-Gsin0cH. (5.5)’;- Vy Сн = ^сн sin6CH= VCH — j; (5.9)
Если тяга равна нулю, то условие планирования имеет вертикальная скорость планирования
Xa = Gsin0n,T (5.6)1
' Из условия снижения с постоянным углом Ya =Л
= G cos 0сН определим скорость снижения:
_________________
,, . , Г 2G cos 0СН
^]/ -Т^г-
Так как углы снижения самолетов гражданской авиа-1
ции небольшие, то подъемная сила практически равна си- ]
ле тяжести самолета, а скорость снижения — скорости!
горизонтального полета. На основании уравнения (5.5)1
можно определить угол снижения:
sin 0Сн=4г-— • (5.8) |
А О
Если самолет планирует, то тяга равна нулю и угол!
планирования sin 0ПЛ = 1/к- На величину угла плани-1
рования влияет аэродинамическое качество, а значит,!
и положение механизации, шасси, обледенение, ско-1
рость полета. При планировании на наивыгоднейшем уг-|
ле атаки (анв = 7°) аэродинамическое качество макси-1
мальное, а угол планирования минимальный (0пл*|
== 3° 50'). При выпуске шасси, закрылков, качество па-
дает, угол плакирования растет. На глиссаде при задрот,
селированных двигателях 0ш1п — 8°10'. При рланиров2’:
нии на больших числах М из-за влияния сжимаемости J
чество падает, а угол планирования увеличивается.
82
У» пл— Упл/Х. (5.10)
При отказе всех двигателей и планировании при мас-
се 46 т на наивыгоднейшей скорости 355 км/ч для самоле-
та Як-42 скорость планирования 6,5 м/с.
Если задросселировать двигатели при снижении выше
глиссады, то при выпущенных шасси, закрылках УуПЛ—
= 9,1 м/с.
Таким образом, вертикальная скорость самолета Як--42
растет при увеличении массы самолета, выпуске шас-
си, закрылков, обледенении самолета, уменьшении плот-
ности. При снижении на больших скоростях из-за сжима-
емости аэродинамическое качество падает, вертикальная
скорость увеличивается.
Самая маленькая вертикальная скорость получается
при планировании на наивыгоднейшей скорости; при уве-
личении или уменьшении наивыгоднейшей скорости ка-
чество падает, а вертикальная скорость увеличивается.
Дальность планирования — это расстояние, проходи-
мое самолетом по горизонту при планировании с данной
высоты:
Lnn = HK. (5.11)
При выпуске шасси, закрылков, обледении самолета
Дальность планирования уменьшается. Самая большая
Дальность планирования наблюдается при выдерживании
найрыгоднейшей скорости, соответствующей полетной
Массе, так как при этой скорости аэродинамическое каче-
но максимальное. При наличии ветра дальность сниже-
на (планирования) изменяется на величину составляю-
83
щей ветра Wt, где W — скорость ветра; t— время сни^ I
ния. При этом
LRR = HK.±Wt. (5.12j [
Самолет с большей массой при встречном ветре пла.
нирует дальше, так как имеет большую скорость, меньше
время находится в воздухе и меньше сносится назад
ветром.
|( до потери сознания называется резервным временем.
gro необходимо использовать для снижения до высоты,
обеспечивающей достаточную концентрацию кислорода.
При разгерметизации кабины и в других случаях
(в частности, при пожаре на самолете), требующих быст-
рого снижения, командир корабля должен за 2,5 ... 3 мин
уменьшить высоту полета до безопасной высоты (4000 м)
или выполнить посадку вне аэродрома.
Экстренное снижение нужно выполнять с максималь-
5.4. Порядок снижения с эшелона полета
I
но возможной вертикальной скоростью Vj,CH — VCR/K.
Чем больше поступательная скорость и угол наклона тра-
ектории, тем больше вертикальная скорость.
Для выполнения экстренного снижения необходимо
установить рычаги управления двигателями в положение
«малый газ». Перевести самолет на режим снижения, не
допуская перегрузки менее 0,5, снижение выполнять
до высоты 4000 м, не превышая Л4=0,75 и скорость
600 км/ч. Вывод самолета из снижения в горизонталь-
ный полет выполнять с перегрузкой не более пу == 1,5
(рис. 5.3). Время экстренного снижения с 8000 до
4000 и — 3 м.
От темпа изменения барометрического давления в ка-
бине зависит самочувствие большинства пассажиров.
При быстром изменении давления (особенно при сниже-
нии) пассажиры испытывают неприятные болезненные |
ощущения в ушах, поэтому скорость изменения кабинно,
го давления 1Гкаб по медицинским требованиям должна j
быть №каб = 0,18 ... 0,20 мм рт. ст/с. Поддержание |
№каб в заданных пределах на всех высотах при сниже-
нии обеспечивает необходимый комфорт пассажирам.
Указанные требования обеспечиваются при снижени
с эшелона на режиме работы двигателей «малый гам
Приборную скорость при снижении следует выдерживав
550 км/ч. Во время снижения нельзя превышать верт
кальную скорость по кабинному вариаметру 3 м/с. С вы
соты 3000 м до эшелона перехода выдерживать вертикаль-
ную скорость не более 15 м/с. На расстоянии 25 ...30 й
от аэродрома скорость не более 450 км/ч, a Уу не бол
7 м/с.
С высоты 10 000 м самолет снижается за 15 мин, пр»
ходит расстояние 140 км, расходует топлива 500 кг.
При внезапном резком падении давления (аварийна^
Р_____________________ ____J----- -----г ^(ГЖЕасполо
ние. Время от начала действия кислородного голода^1 пе£е™у^и
При внезапном резком падении давления .
разгерметизация) может наступить кислородное голод I • -3. Характеристики экстренного
uoirono -тайлтпт.а vuf-inivinwirn гпплЛаЯ11’|- ШЩйР-ложение единичных перегрузок иг
э снижения самолета Як-42;
.«.с единичных перегрузок на поляре самолета; б — измене-
при вводе самолета и выводе из снижения
Вертикальные скорости достигают 25 ... 35 м/с. В проц^,
се снижения следить за выдерживанием курса, самолет!
на снижении устойчив и управляем.
Просадку при выводе из снижения самолета можц0|
рассчитать по формуле
V2
<5-|
где Vy — вертикальная скорость снижения самолета, м/с;
ускорение свободного падения, м/с2.
Глава 6
ПОСАДКА САМОЛЕТА
6.1. Заход на посадку и посадка само лата
Процесс посадки включает в себя предпосадочное сни-
жение, выравнивание, выдерживание, приземление и про-
бег. Предпосадочное снижение обеспечивает точный
расчет на посадку. Выравнивание служит для погашения I
вертикальной скорости, которую имел самолет при сни-1
жении, начинается на высоте 10 м после пролета тор-1
ца ВПП и выполняется с таким расчетом, чтобы на вы-
соте 1 ... 0,5 м снижение самолета прекратилось. В про-
цессе выдерживания самолет движется почти горизон-1
тально, в конце выдерживания на посадочном угле атаки I
подъемная сила становится несколько меньше силы тя-
жести, и самолет приземляется.
Скорость, на которой происходит приземление, назЫТ
вается посадочной Йп- Скорость У3.п,— минимально,
скорость пересечения входной кромки ВПП (скорость зи
хода на посадку).
«6
Особенностью посадки Я к-42 является короткая ста-
дия выравнивания и выдерживания вследствие его боль-
шего лобового сопротивления. Это позволяет проходить
горец ВПП на высоте 10 ... 15 м и приземляться на рассто-
янии от торца 200 ... 300 м.
Перед заходом на посадку необходимо рассчитать эле-
менты захода на посадку с учетом посадочной массы, цент-
ровки, состояния ВПП, скорости и направления ветра,
температуры и атмосферного давления на аэродроме, ско-
рости захода на посадку, посадочной скорости.
При пролете траверза ДПРМ на приборной скорости
400 км/ч выпускаются шасси и устанавливается скорость
350 км/ч (рис. 6.1).
Третий разворот выполняют с креном 25° на скорости
350 км/ч. После третьего разворота на скорости 330 км/ч
выпускают закрылки на 20° и предкрылки на 22° и
уменьшают скорость до 280 ... 290 км/ч.
С целью экономии топлива шасси можно выпускать
после третьего разворота.
После четвертого разворота на скорости 280 км/ч вы-
пускают закрылки на угол 45°. Затем в посадочное поло-
жение устанавливают скорость по глиссаде V3.n=205...
210 км/ч для масс 40 ...42 т и на этой скорости снижа-
ются до высоты выравнивания. Выравнивание начинают
на высоте 5 м с таким расчетом, чтобы посадка само-
лета произошла на колеса главных стоек шасси на скорос-
ти 180 ... 190 км/ч (табл.6.1).
Скорость захода на посадку Va.n выдерживают по-
стоянной до пролета торца ВПП. Через 2 ... 3 с после при-
земления самолета на колеса главных стоек шасси плавно
переводят штурвал «от себя» и опускают колеса передней
стойки шасси, после чего приступают к эффективному
торможению.
После окончания пробега освобождают ВПП, убирают
^ирылки, интерцепторы и заруливают к месту стоянки,
фи посадке в ’условиях обледенения, а также на засне-
87
500... 600м
'-пос, лис ^000-..950м
Таблица 6.1. Посадочные характеристики
Скорость, км/ч
Масса, т
50 48 46 44 42 40
205 205 205 205 205 205
190 190 190 190 190 190
163 159 155 150 147 145
женную или покрытую грязью полосу рекомендуется
полностью убирать закрылки лишь после заруливания
на стоянку. Разрешается убирать закрылки только до 20°
(полностью убирают только при отсутствии на них льда,
снега, грязи).
6.2. Посадочная скорость
и длина пробега самолета
В момент приземления (а = 8 ... 9°) подъемная сила
самолета практически равна силе тяжести самолета, т.е.
Ka-G.
Посадочную скорость определяем в зависимости от по-
садочной массы самолета, плотности воздуха и коэффици-
ента аэродинамической подъемной силы по формуле
V ‘На Р«
(6.1)
При увеличении посадочной массы и температуры,
уменьшении угла атаки и давления посадочная скорость
увеличивается. Так, посадочной массе 42 т, стандартным
атмосферным условиям, углу атаки 8 ... 9° соответствует
посадочная скорость 190 км/ч.
89
движение равнозамедленньщ)
Длину пробега (считая
определяем по формуле
г /сР ^пр
Lnp— 2 =
где /ср ~ Уп^пр — абсолютное ускорение торможения при пр0.
беге.
Таким образом,длина пробега зависит от посадочной’
скорости и абсолютного ускорения торможения. Все это
уменьшает посадочную скорость и увеличивает абсолют-
ное ускорение торможения на пробеге, уменьшает длину I
пробега самолета.
Плотность воздуха. При меньшей плотности воздуха
(высокая температура, низкое атмосферное давление, вы-
сокогорный аэродром) длина пробега больше, так как ис-
тинная посадочная скорость увеличивается. При пони-
жении давления на 20 мм рт. ст. — длина пробега увели-
чивается на 4 %. При увеличении температуры воздуха
от стандартной на 15'С длина пробега увеличивается на
4 ... 5 %.
Механизация крыла. При посадке , с убранными за-
крылками скорость по глиссаде и посадочная больше, а
значит, больше и длина пробега. Так, при тп — 42 т 6;! =
= 45°, Лпр = 700 м, а при 63 = 0 длина Lnp — 1100 м.
Ветер. При посадке со встречным ветром 5 м/с из-за
меньшей путевой скорости самолета длина пробега умень-
шается на 10 %, а при попутном увеличивается на 20 %.
Наклон посадочной полосы. При пробеге самолета на
уклон 0,01 составляющая массы т2 = т sin 0впп явля-
ется тормозящей силой, которая уменьшает длину пробе-
га в среднем на 8 ... 10 % и при посадке под уклон увели-
чивается.
Интерцепторы выпускают сразу после приземления,
при этом увеличивается лобовое сопротивление, уменьша-
ется коэффициент подъемной силы суа, что приводит к
90
-иеныпению подъемной силы и лучшей работе тормозов,
рупуск интерцепторов уменьшает длину пробега на
20 %•
Посадочная масса самолета. При увеличении посадоч-
ной массы самолета на 1 т увеличивается посадочная при-
борная скорость и длина пробега на 3 %.
VСостояние поверхности ВПП. В настоящее время со-
стояние поверхности ВПП классифицируется следующим
образом: влажная ВПП—если ВПП покрыта жидкост-
ной пленкой без скопления воды на поверхности (такая
поверхность образуется при обильной росе, тумане или
моросящем дожде); мокрая ВПП — это ВПП, покрытая
слоем воды толщиной 2 ... 3 мм, причем вода сосредоточе-
на в.лужах на поверхности ВПП. Большая часть по-
верхности выступает над водой, нои на этой части имеется
пленка воды; полоса, покрытая водой или мокрым сне-
гом, — это когда ВПП покрыта сплошным слоем воды,
что может быть при сильном дожде, или жидкой смесью
небольших кристаллов льда, снега и воды.
Наличие осадков на ВПП оказывает отрицательное
влияние на конструкцию самолета, на взлетно-посадоч-
ные характеристики: появляется дополнительное сопро-
тивление от ударов мокрого снега, брызг воды о самолет,
возникает опасность попадания воды в воздухозаборни-
ки двигателей, управление самолетом затрудняется и
увеличивается длина разбега и пробега.
Большие неприятности таит в себе и'посадка при на-
личии бокового ветра. Незначительные отклонения са-
молета от оси ВПП от воздействия вращательных мо-
ментов и сил не всегда удается исправить органами упра-
ления самолета, вследствие чего он может оказаться за
пределами полосы, так как боковая сила, возникающая
при скольжении на разбеге или пробеге, не может быть
Уравновешена силами сцепления колес с ВПП и аэроди-
намическими силами органов управления. Указанные
особенности взлета и посадки самолета являются следст-
91
вием возникновения гидроглиссирования (аквапланир0,
вания).
Проведенные исследования показали, что при опре.
деленной толщине слоя жидкости на ВПП и при некото.
рых параметрах колес существует определенная скорость
самолета, при которой они полностью отрываются от по-
верхности ВПП под действием гидродинамических сид
создаваемых жидкостью, заключенной между колесом и
поверхностью дорожки (рис. 6.2). Эта скорость называ-
ется скоростью глиссирования (аквапланирования): Угл=
= 62]/Дп, где Рп — давление в пневматике колеса. 1
Эффект глиссирования значительно увеличивает дли-
ну пробега на мокрой ВПП.
Для оценки состояния поверхности ВПП, т.е. условий
торможения колес самолета, вводится понятие коэффи-
циента сцепления:
Для сухого цементобетонного . . 0,7...0,8
Для мокрого » . . 0,4...0,6
Для сухого асфальтобетонного . . 0,6...0,9
Для мокрого » . . 0,35...0,55
Для заснеженного цемента и асфаль-
тобетонного ............................0,35...0,55
Чем ближе коэффициент сцепления к 1, тем лучше
сцепление и меньше длина пробега.
Посадка самолета Як-42 характеризуется следующими
параметрами (рис. 6.3):
располагаемая посадочная дистанция (РПД);
фактическая посадочная дистанция — горизонталь-
ная проекция траектории движения самолета при посад-
ке на ВПП с высоты 15 м до полной его остановки;
Угл-62^н Рис. 6.2. Гидроглиссирова-
---------- ние на пробеге
92
рис 6.3. Расчетная схема посадки согласно НЛГС-2
потребная посадочная дистанция — это фактическая
посадочная дистанция, умноженная на коэффициент дли-
ны ВПП, который согласно НЛГС-2 равен 1,67. При
расчете посадочных характеристик необходимо, чтобы
потребная посадочная дистанция была меньше распо-
лагаемой длины ВПП (ППДС С РПДС).
6.3. Особые виды посадки
Посадка с боковым ветром. Максимально допустимая
боковая составляющая скорости ветра под углом 90° к
оси ВПП при посадке — 15 м/с. При наличии осадков она
зависит от коэффициента сцепления, если полоса покры-
та слоем воды или слякоти (k = 0,3 ...0,5), то составляю-
щая скорости ветра равна 5 м/с.
При заходе на посадку с боковым ветром в процессе
предпосадочного снижения при выравнивании и выдержи-
вании до момента приземления самолета бороться со
сносом следует подбором курса (углом упреждения), не
Допуская крена (рис. 6.4, а).
Скорость планирования рекомендуется выдерживать
на 10 км/ч больше скорости, рекомендованной в штиль.
Перед приземлением самолета на колеса главных стоек
шасси отклонением руля поворота совместить ось самоле-
та с осью ВПП (рис. 6.4, б).
После приземления установить педали нейтрально
11 опустить колеса передней стойки шасси. Направление
на пробеге выдерживать отклонением педалей (поворотом
93
Рис. 6.4. Посадка само-
лета с боковым ветром:
а — устранение сноса уг-
лом упреждения; б — по
садка с углом упреждения;
в ~ пробег самолета
колес передней стойки щас I
си), а при необходимости^)
— торможением колес r^l
них стоек шасси. Крен сам0.|
лета в подветренную стор0Л
ну парировать отклонением I
элеронов (рис. 6.4, в).
При посадке на заледенев-1
шую ВПП не допускать рез. |
кого торможения колес, в
случае возникновения развб-1
рота при торможении послед. |
нее немедленно прекратить,)
установить самолет по оси I
ВПП и вновь приступить к
торможению.
Если преждевременно уст- ]
ранить угол упреждения, то
появляется снос самолета по
ветру и может возникнуть |
грубая ошибка — приземле-1
ние самолета со сносом по вег-1
ру или со сносом и креном. ]
Крен опасен еще потому, что |
конец крыла самолета Як-42 |
находится очень низко над i
землей.
Посадка с предельно допус- L
тимой массой 54 т. Посадку I
с предельно допустимой мас-
сой 54 т разрешается произво-
дить в исключительных слу-1
чаях на бетонированную по- '
лосу, которая должна нахо- L
диться в нормальном эксплуа-1
тационном состоянии.
После четвертого разворота при заходе на посадку ско-
осТЬ по прибору при подлете к ближнему приводному
радиомаяку (БПРМ) должна быть не менее 220 км/ч
= 45°), посадочная скорость 200 км/ч; посадку про-
изводить с применением энергичного торможения и интер-
цептор°в- После посадки необходимо осмотреть шасси и
конструкцию планера, обратив особое внимание на узлы
крепления шасси и покрышки.
Посадка с убранными закрылками. Скорость на чет-
вертом развороте должна быть 320 км/ч. На глиссаде сни-
жения до начала выравнивания необходимо выдерживать
приборную скорость 270 ... 280 км/ч для массы 40 ...43 т.
Посадку выполнять так же, как и при выпущенных за-
крылках; Кп= 260 км/ч. После приземления и опуска-
ний передней стойки шасси приступить к интенсивному
торможению. Посадочная дистанция 2000 м.
I Посадка самолета с невыпущенной передней стойкой
шасси. Посадку необходимо выполнять по возможности
на подготовленную грунтовую ВПП, а если нет грунто-
вой — на бетонированную. Путем выработки топлива до
остатка 2000 кг (на случай ухода на второй круг) умень-
шить полетную массу самолета.
До пролета ДПРМ создать максимально заднюю цент-
ровку, переместив пассажиров на задние ряды кресел,
разгерметизировать кабину пассажиров, подготовить две-
ри и люки к покиданию пассажирами самолета после при-
земления. Заход на посадку выполнять как обычно, пос-
ле приземления выпустить интерцепторы. В процессе про-
бега до опускания носа тормозами не пользоваться.
Посадка самолета на одну главную и переднюю стойки
масса. Посадку выполнять на бетонированную ВПП, вы-
равнивание и выдерживание производить с незначитель-
ным креном в сторону выпущенной главной стойки шас-
си. посадку выполнять между осевой линией и обочиной
°ПП, в сторону исправной главной стойки шасси. В про-
95
94
цессе пробега удерживать самолет элеронами от опус |
кания на крыло. |
Вынужденная посадка вне аэродрома. Во всех случаях!
когда пилот принял решение произвести вынужденную
посадку вне аэродрома, посадку следует производи^
только с выпущенными шасси.
Посадку производить также с выпущенными закрыл.!
ками на минимальной скорости с максимальным посадоЛ
ным углом. После приземления выпустить интерцепторю
и, удерживая самолет от опускания носовой части фюзе.1
ляжа, применить основное, а при необходимости аварий-1
ное торможение колес.
Посадка самолета на фюзеляж. Посадку на фюзеляж
выполнять только на грунт. Перед посадкой создать ми-
нимальную посадочную массу, выработав топливо до аэ-
ронавигационного остатка. Закрылки выпустить в поса- i
дочное положение, скорость на глиссаде выдерживать та-
кую же, как при нормальной посадке. При расчете на по-
садку следует учесть уменьшение лобового сопротивле-
ния самолета при убранном шасси, не допуская перелета
при приземлении. Перед приземлением остановить двига-
тели, закрыть пожарные краны и обесточить самолет.
Вынужденное приводнение. Вынужденную посадку на
воду производить с убранными шасси и выпущенными в |
посадочное положение закрылками. Приводнение само-
лета выполнять так же, как при посадке с убранными шас-1
си, на возможно меньшей скорости, двигатели предвари-
тельно выключить.
Уход на второй круг. Нормальный уход на второй I
круг — это уход на второй круг при нормальной работе!
всех двигателей, систем и агрегатов самолета, выполняе-
мый с использованием предусмотренной руководством по |
летной эксплуатации (РЛЭ) техники пилотирования-1
Уход на второй круг длится с момента принятия решения
об уходе и до момента выхода на высоту 400 м над уровней |
входной кромки ВПП. Моментом высоты принятия решИ
96
Рис. 6.5. Траектория движения самолета при уходе на второй
круг:
«—точка принятия решения об уходе на второй круг и дача взлетного
режима; 2 — точка выхода двигателей на максимальный режим и начало
искривления траектории; 3 — самая низкая точка траектории
ния ухода на второй круг называется момент, в который
пилот принимает решение об уходе и после которого сразу
же экипаж начинает действовать с целью ухода на второй
круг (рис. 6.5).
Минимальная высота принятия решения Нг — это
наименьшая высота, на которой не допустимо принятие
решения об уходе, т. е. возможен еще уход на второй
круг. На высотах Н > Нх возможно как продолжение,
так и прекращение посадки (захода на посадку). Ниже НА
возможно только продолжение посадки.
Уход на второй круг при всех работающих двигате-
лях возможен с высоты 30 м. Для ухода на второй круг1
необходимо вывести двигатели на взлетный режим.
Вывод из угла снижения выполнять так, чтобы при-
борная скорость полета сохранялась постоянной. На-
правление полета должно совпадать с осью ВПП. При
этом следует помнить, что при сохранении скорости
снижение самолета прекратится только тогда, когда тяга
Двигателей станет равной тяге горизонтального полета
ПРИ выпущенном положении шасси и закрылков.
Потеря высоты при уходе на второй круг зависит от
31,ачения вертикальной скорости снижения и режима ра-
4 Зак. 1384 97
Рис. 6.6. Просадка самолета при
уходе на второй круг
боты двигателей. При
большей вертикаль,
ной скорости сниже.
ния и меньшей мощ.
ности двигателей прц
снижении потеря вы"
соты больше [см. фор.
мулу (5.13)1. Нац.
большая потеря высо.
ты происходит, если
до ухода на второй
круг двигатели рабо-
тали на режиме мало-
го газа. Вертикальная скорость снижения в этом случае
наибольшая, а выход двигателей на режим, обеспе-
чивающий горизонтальный полет самолета, происходит
за наибольшее время.
Решение об уходе на второй круг с выпущенными шас-
си и закрылками необходимо принимать до высоты не ме-
нее 30 м.
Приняв решение об уходе на второй круг командир
корабля обязан:
сохраняя скорость полета, перевести двигатели на
взлетный режим; вывести самолет из снижения, сохраняя
неизменной скорость до перехода самолета в набор высо-
ты и выдерживая курс посадки; после перехода самолета
в набор высоты и выхода двигателей на взлетный режим
дать команду второму пилоту убрать закрылки до 20°,
а затем и шасси, постепенно увеличивая скорость самоле-
та до V2 = 230 км/ч; на высоте не менее 120 м при скоро-
сти по прибору V3 > 275 км/ч закрылки и предкрылки
убрать полностью; продолжать разгон самолета до ско-
рости 350 км/ч. Сбалансировать самолет и выполнить по-
вторный заход на посадку. Просадка самолета зависит
от исходной вертикальной скорости (рис. 6.6). При вер-
тикальной скорости 8 м/с она равна 50 ... 60 м.
98
4. Отказ управления стабилизатором
К особенностям продольного управления самолетов
с двигателями, расположенными в хвостовой части фюзе-
ляжа, относится уменьшение расстояния от центра масс
до стабилизатора. Обеспечение продольной балансировки
самолета одним рулем высоты из-за малого расстояния
от центра масс самолета до руля высоты при выпущен-
ной механизации на взлете или на посадке невозможно
(рис. 6.7). Поэтому для обеспечения продольного равно-
весия самолета на взлете или посадке при выпущенной
механизации крыла необходимо отклонять на опреде-
ленные углы стабилизатор. На самолете Як-42 стабили-
затор отклоняется на углы + 1 ... — 12 °.
Особенно необходимо отметить заход самолета на по-
садку с передними центровками при закрылках, откло-
ненных на угол 45 °. В этом случае при выпуске закрыл-
ков на угол 45° возникает значительный пикирующий
момент от подъемной силы крыла Л4ПИК = Укр2х2» и если
заклинит стабилизатор в положении 0°, то момента каб-
рирующего от руля высоты Уст х5 не хватит для баланси-
ровки самолета (рис. 6.7, а). Это приведет к тому, что при
отклонении закрылков на 45° самолет под действием
пикирующего момента крыла энергично опускает носо-
вую часть фюзеляжа и увеличивает вертикальную ско-
рость; несмотря на полное отклонение вверх руля
высоты.
Для восстановления продольного равновесия необхо-
димо немедленно подать команду на уменьшение угла от-
клонения закрылков и увеличить до необходимой вели-
чины режим работы двигателей.
Если при выполнении взлета самолета Як-42 при убор-
ке закрылков на высоте более 120 м стабилизатор закли-
нит во взлетном положении, то при уборке закрылков
возникает значительный кабрирующий момент Л4каб =
Руля высоты для балансировки этого момента
4* 99
Рис. 6.7. Отказ управления стабилизатором:
а — отказ управления стабилизатором при заходе на посадку в полоЖв'
нии <р=0; б — отказ управления стабилизатором при взлете в положен»
ф=10°
100
больших приборных скоростях не хватает и для урав-
?овешивания этого момента необходимо уменьшить ско-
оОсть полета, а возможно, и отклонить закрылки на со-
ответствующие углы (рис. 6.7, 6).
При заходе на посадку самолета Як-42 отклонение
руля высоты вниз на глиссаде недопустимо. Если руль
высоты отклонен вниз, это говорит с том, что стабилиза-
тор при данной центровке отклонен больше, чем необхо-
димо. Поэтому при уходе на второй круг, если стабилиза-
тор заклинит в отклоненном положении на больших
углах при задних центровках, самолет начнет кабриро-
вать, несмотря на полностью отклоненный вниз руль вы-
соты (см. рис. 6.7, б).
При уводе стабилизатора на различных этапах полета
на кабрирование или пикирование возникают значитель-
ные моменты, нарушающие продольное равновесие само-
. лета. В большинстве случаев они парируются отклоне-
нием руля высоты с уменьшением скорости полета.
На взлете. Кабрирующий момент, возрастающий пос-
ле отрыва по мере увеличения скорости, парируется от-
клонением колонки. После достижения скорости У2 дви-
; гателям устанавливается номинальный режим для умень-
шения угла тангажа и предотвращения дальнейшего раз-
гона самолета. При необходимости второй пилот удержи- •
вает штурвал. Усилия уменьшаются полным отклонени-
ем триммера руля высоты. Набор высоты круга выполня-
ется во взлетной конфигурации на скорости 240 ...
250 км/ч. Кабрирующий момент стабилизатора пари-
руется пикирующим моментом крыла с помощью откло-
ненных закрылков.
Полет по кругу выполняется на скорости 240 ...
250 км/ч.
В случае отказа основного и резервного управления
стабилизатором используют руль высоты и триммер ру-
Ля высоты для балансировки самолета в продольном от-
Ношении.
101
В наборе высоты, в полете по маршруту, на снижении |
Самолет балансируется рулем высоты и усилия снимаются!
на колонке триммером руля высоты. Угол тангажа и ско-
рость полета сохраняются неизменными. Проверяется
работоспособность резервного управления стабилизато-1
ром. В зависимости от метеорологических условий полет
выполняется на ближайший аэродром (табл. 6.2).
При выпуске механизации крыла перед посадкой. При
неотклонении стабилизатора при довыпуске закрылков
парируется пикирующий момент рулем высоты, увеличи-
вается частота вращения двигателей для сохранения ско-
рости и уменьшения пикирующего момента.
В случае недостаточного запаса углов отклонения ру-
ля высоты и триммера руля высоты для балансировки
самолета в горизонтальном полете при 63 = 45° подает-
Таблица 6.2. Параметры захода на посадку
Положение центра масс, % САХ Скорость при заходе на посадку, км/ч Положение стабили- затора в момент отказа, град
18—23 ^з.п+15 ^з.п+15 ^з.п Из.П —12...—7 —7...—5 —5...—3 —з...+г
23—28 П.п+15 V^n+lS V3.0 Уз.п —10...—5,5 —5,5...—2,5 —2,5...—0,5 —0,5...+1,0
28—35 ^з.п+15 ^з.п~М5 Из.п —7,0...—3,0 —3,0...—1,0 —1,0...+1,0
Рекомендуемая конфигурация меха- низации. град
Предкрыл- ки Закрылка
20 45
20 20
20 0
0 0
20 45
20 20
20 0
0 0
20 45
20 25
20 00
'
102
команда второму пилоту на уборку закрылков в по-
Жжение 20° с увеличением скорости в процессе уборки
*280 ... 300 км/ч.
д В полете по кругу при скорости полета V — 280
300 км/ч в конфигурации 6пр/63 = 20/20 или V —
| 230 ... 250 км/ч в конфигурации 20/45 проверяется
| работоспособность резервного управления стабилизато-
ром.
Заход на посадку выполняется в зависимости от мете-
I орологических условий. При уходе на запасный аэродром
полет возможен на приборных скоростях до 500 км/ч при
6пр/63 = 0/0 и до 450 км/ч при 6 пр/б3 = 20/20.
При уходе на второй круг. Возрастающий по мере
роста скорости и уборки закрылков в положение 20е каб-
1 рирующий момент парируется отклонением колонки,
усилия снимаются триммером руля высоты. Набор высо-
ты выполняется на скорости V — 240 ... 250 км/ч при
механизации 6пр/63 = 20/20.
i Второй пилот уменьшает режим работы двигателей до
номинального для уменьшения угла тангажа и предотв-
ращения разгона самолета.
В полете по кругу в конфигурации 6цр/63 = 20/20
при V = 240 ... 250 км/ч проверяется работоспособность
резервного управления стабилизатором.
Выполнение посадки с заклиненным стабилизатором.
| В зависимости от положния стабилизатора в момент отка-
за и положения центра масс самолета по табл. 6.2 опре-
деляется рекомендуемая конфигурация. Второй пилот
выпускает механизацию в выбранное положение при по-
по кругу, сохраняя скорс сть полета не менее У3.п -Ь
150 км/ч в процессе выпуска.
После выпуска механизации в рекомендованное поло-
жение в полете по кругу до выполнения четвертого раз-
орота необходимо произвести торможение до У3.п и
5енить достаточность запасов углов отклонения руля
соты и триммера руля высоты для балансировки.
103
В случае недостаточного отклонения руля высоты второй
пилот доубирает закрылки с 20° до-0 с изменением V
в новой конфигурации. Заход на посадку выполняют'J
конфигурации 6пр/63 = 20/20; 20/0; 0/0.
При заходе на посадку в конфигурациях бцр/6з
= 20/0 и 0/0 заход выполнять по глиссаде до высоты 60 м.
Дальнейший расчет следует строить визуально ц0
продолженной глиссаде с обеспечением касания в начале
ВПП.
6.5. Последствия ошибок
при выполнении посадки
1. Высокое выравнивание происходит в основном как
следствие подтягивания на малой высоте. Следствие это-
го: при сбавлении газа самолет, находящийся в горизон-
тальном полете (т.е. выравненный), быстро теряет ско-
рость, увеличивается вертикальная скорость и в лучшем
случае происходит грубая посадка или грубая посадка с
креном, а при значительной потере скорости, особенно с
передней центровкой, — грубое касание колесами перед-
ней стойки шасси, так как руля высоты может не хватить
для балансировки самолета.
2. Если к началу выравнивания самолет имеет боль-
шую вертикальную скорость, а высота начала выравнива-
ния обычная (5... 10 м), то даже при энергичном выравни-
вании происходит приземление на главные стойки шасси,
но с большой вертикальной скоростью, т. е. грубая по-
садка. Поэтому вертикальная скорость к высоте начала
выравнивания должна быть не более 4 м/с, причем чем
больше вертикальная скорость, тем начало выравнива-
ния должно происходить на большей высоте.
104
3. При некоторых ошибках в технике пилотирования
пОсле приземления самолета Як-42 возможно его «коз-
аение», оно проявляется в отделении самолета от ВПП с
последующей посадкой с завышенными вертикальными
скоростями и большими перегрузками.
4. Возможна потеря направления на пробеге, чаще
всего на полосе, покрытой осадками, и при боковом вет-
ре. Это происходит, если пилот после приземления дела-
ет доворот самолета в направлении оси ВПП. В этом слу-
чае следует выдерживать направление без особых доворо-
тов, тем более что при посадке на полосу, покрытую осад-
ками, боковой ветер не должен превышать 5 м/с и должен
быть небольшой угол упреждения (2...3°).
5. При посадке с боковым ветром по мере выравнива-
ния уменьшается скорость и угол сноса увеличивается.
Если угол упреждения остается таким, как был в начале
выравнивания, то появляется снос по ветру. Бороться со
сносом в этом случае следует созданием крена в сторо-
ну-против ветра с таким расчетом, чтобы убрать крен в мо-
мент приземления. Если пилот пытается устранить поя-
вившийся снос увеличением угла упреждения, то может
произойти грубая посадка, а возможно, и посадка на одну
главную стойку шасси. Особенно это вероятно, если угол
упреждения создан слишком большим, поскольку затене-
ние крыла со стороны ветра может привести и к посадке
с нерасчетной нагрузкой на шасси, а следовательно, и к
их подлому.
6. Потеря скорости на глиссаде ведет к ухудшению
продольной управляемости самолета и при передних цент-
ровках и подтягивании двигателями может не хватить ру-
ля высоты для продольной балансировки самолета.
7. Если при передних центровках не развернуть ста-
билизаюр, то не хватит руля высоты для гашения скоро-
сти в процессе выравнивания и выдерживания.
106
Глава 7
РАВНОВЕСИЕ, УСТОЙЧИВОСТЬ
И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
7.1. Общие сведения
Движение любого самолета складывается из двух ви-
дов: вращения вокруг центра масс и перемещения его
центра масс в пространстве. В аэродинамике чаще всего
рассматривают связанную систему координат, т. е. три
оси OX, OY, 0Z, проходящие через центр масс (рис. 7.1).
Ось ОХ проходит по оси самолета. Момент, вращаю-
щий самолет относительно оси ОХ, называется попереч-
ным или аэродинамическим моментом крена и обознача-
ется Mr .
Ось 0Z направлена перпендикулярно продольной оси
самолета и проходит с левого на правое крыло. Момент,
вращающий самолет относительно оси OZ, называется
аэродинамическим продольным, если он поднимает нос
самолета — кабрирующим (положительным), если опус-
кает — пикирующим (отрицательным).
Обычно полет происходит в неспокойном воздухе,
где существуют порывы ветра, которые изменяют величи- |
ну и точку приложения аэродинамических сил и наруша- ,
ют состояние равновесия. Самолет находится в состоя-
нии равновесия, если сумма сил и сумма моментов, дей-
ствующих на самолет, равны нулю. Если же равна нулю
только сумма моментов, то самолет находится в состоянии
балансировки. Если без вмешательства пилота самолет
сохраняет равновесие или нарушенное равновесие вос-
станавливается, то выполнять полет на таком самолете
значительно проще. Самолет, находящийся в таком сос-
тоянии, называется устойчивым. Таким образом, устой-
чивость — это способность самолета самостоятельно (без
106
107
вмешательства пилота) сохранять и восстанавливать за
данное равновесие.
Различают устойчивость статическую и динамиче.
скую. Под статической устойчивостью понимается свой,
ство самолета создавать при нарушениях равновесия
стабилизирующие моменты. Под динамической устойчи-
востью понимается свойство самолета без вмешательства
пилота восстанавливать через некоторое время после
прекращения действия возмущающей силы первоначаль-
ный режим полета — скорость, высоту, перегрузку, на-
правление полета. Динамическая устойчивость характе-
ризуется: периодом затухания колебаний — Т, временем
затухания возмущенного движения — /зат, уменьшением
амплитуды колебаний за один период /пзат, числом коле-
баний пзат до практически полного затухания. Отноше-
ние амплитуд А есть коэффициент затухания: /пзат =
= Аг/А 2. Под управляемостью самолета понимается его
способность изменять свое положение в пространстве при
отклонении аэродинамических рулей.
7.2. Центровка самолета
Для обеспечения равновесия, устойчивости и управ-
ляемости необходимо обеспечить строго определенное по-
ложение центра масс самолета. Положение центра масс
самолета на средней аэродинамической хорде &сах, вы-
раженное в процентах, считая от ее носка, называется
центровкой самолета.
Для обеспечения устойчивости и управляемости само-
лета Як-42 необходимо обеспечить следующее:
Центровка, %:
предельно-передняя...................... 18
предельно-задняя........................ 35
рекомендуемая...................... 22...30
пустого снаряженного самолета 48
опрокидывания.......................... 54,5
108
I
Масса, кг:
максимальная рулежная . . .
максимальная взлетная ....
максимально допустимая посадоч
ная ..........................
Н нормальная посадочная ....
Г' максимальная топлива , . . ,
пустого снаряженного самолета .
I Максимальная коммерческая за
4 Дальность при /ик=14 500 кг
54 300
54000
50 000
18 500
32 000
14 500 кг
1500 ..1800 кг
Распределение коммерческой загрузки и расчет цент-
ровки показаны ломаной линией на центровочном графи-
ке (рис. 7.2).
7.3. Продольное равновесие
Продольное равновесие — это такое состояние само-
лета, при котором сумма сил, действующих на самолет,
и сумма их моментов относительно поперечной оси OZ
равны нулю.
Запишем условия равновесия при передней центровке
(рис. 7.3):
а) сумма проекций сил на ось ОУ равна нулю:
2У = Уа Kp-G-VacT=0;
б) сумма проекций сил на ось ОХ равна нулю:
ЪХ = Р-Ха = 0-
в) сумма моментов сил относительно оси OZ равна
нулю:
SA4 — Ya ст хг—Уа кр Х1 — 0;
109
Рис. 7.2. Центровочный график самолета Як-42
при задней центровке:
а) ЗУ = УакР + Уаст-6 = 0;
б) 2Х - Р — Ха = 0;
в) 2 М = Y а к р Xi Y аст-^2 ~
При значительном изменении положения центра масс,
самолета назад или вперед момент крыла соответственно
кабрирующий или пикирующий может увеличиться на-
столько, что горизонтальное оперение даже при полном
отклонении руля высоты не создаст момента, способного
уравновесить момент крыла, а значит, не обеспечит
продольного равновесия. Следовательно, продольное рав-
новесие можно обеспечить только при определенном диа-
пазоне центровок самолета. Из-за малого расстояния
от центра масс до стабилизатора продольное равновесие
на взлете и посадке обеспечивается только при отклонен-
ном стабилизаторе на + 1 ... — 12°.
При больших углах отклонения закрылков (63 ~ 45°),
когда велики углы скоса потока за крылом, при развер-
нутом стабилизаторе на срст = 12° углы атаки горизон-
тального оперения велики: аг>0 = акр + <рст — е, где
акр — угол атаки крыла; срст — угол установки стабили-
затора; в — угол скоса потока за крылом.
При Gnoc = 40 т; V = 250 км/ч и 63 = 45° угол атаки
горизонтального оперения аг>0 = — 13°.
Рис. 7.3. Продольное равновесие самолета:
а — задняя центровка; б — передняя центровка
112
Таким образом, полетный угол атаки горизонтального
оперения аг.о = 13 ... 14°, критический угол аКр.г.о =
_ 20°, запас от полетного угла атаки до критического 6...
7°, что обеспечивает нормальную управляемость.
Если в полете было достигнуто продольное равновесие,
т0 при изменении подачи топлива в двигатели изменится
сила тяги боковых и среднего двигателей, а следовательно,
изменится и продольный момент. Одновременно изме-
нится влияние реактивной струи двигателей на скос по-
тока в области горизонтального оперения.
В процессе отклонения закрылков увеличивается
подъемная сила крыла, вызывающая перемещение само-
лета вверх, при этом увеличивается аг.о. Самолет наби-
рает высоту, что требует отдачи штурвала от себя. К кон-
цу выпуска превалирующим оказывается пикирующий
момент крыла, и самолет стремится опустить нос. Это
стремление необходимо парировать отклонением колон-
ки штурвала «на себя».
При выпуске шасси возникает дополнительная сила
лобового сопротивления шасси, создающая пикирующий
момент, самолет стремится, опустить нос, что требует не-
значительного взятия штурвала на себя.
7.4. Продольная устойчивость
Продольная устойчивость — это способность самолета
сохранять и восстанавливать заданное продольное рав-
новесие. Обеспечивается она устойчивостью по перегруз-
ке, по скорости и демпфирующими моментами.
Продольная статическая устойчивость по перегрузке—
это способность самолета самостоятельно возвращать-
ся на заданный угол атаки (заданную перегрузку).
При изменении углов атаки крыла изменяется харак-
тер распределения давления по крылу, что изменяет вели-
пз
чину и точку приложения подъемной силы, а значит, й
аэродинамический момент самолета.
При увеличении угла атаки а подъемная сила
возрастает. Но на крыле существует точка, момент отно-
сительно которой от подъемной силы не изменится
(рис. 7-4). Момент останется неизменным потому, что, не-
смотря на рост подъемной силы, уменьшится плечо от
подъемной силы до точки А, т. е. точки, момент относи-
тельно которой при изменении угла атаки а в диапазоне
плавного обтекания остается величиной постоянной.
Эта точка называется фокусом.
Однако если в фокусе приложить прирост подъемной I
силы, то момент также не изменится. Поэтому справедли-1
во и другое определение: фокус — точка приложения
приращения подъемной силы при изменении угла атаки. (
Фокус профиля и центр давления профиля крыла само-1
лета Як-42 совпадают; фокус крыла, набранного из про-1
филей, уходит назад, с учетом фокуса фюзеляжа — впе-
ред, а с учетом киля, стабилизатора, гондол двигателей—
назад и занимает положение 45 ... 55 % САХ (см.
рис. 7.4).
Рис. 7.4. Определение фокуса самолета
114
рис. 7.5. Продольная устойчивость по перегрузке:
а —центр масс впереди фокуса; б —центр масс находится за фокусом
При увеличении угла атаки самолета а на некоторую
величину Да прирост подъемной силы самолета &Rya
даст относительно центра масс самолета восстанавливаю-
щий момент Мв = RVa (хт — хр), который вернет само-
лет на исходный режим полета. Самолет в этом случае по
перегрузке статически устойчив (рис. 7.5, а).
При расположении центра масс в фокусе самолет име-
ет безразличное равновесие, так как моменты крыла и опе-
рения растут в одинаковой степени, и суммарный момент
прироста подъемной силы самолета Д₽» равен нулю.
Такое расположение центра масс называется нейтраль-
ным. Таким образом, для самолета Як-42 при центров-
ках 45 ... 55 % САХ равновесие безразличное
рис. 7.6, б).
Если центровка самолета больше нейтральной, то
при увеличении угла атаки (Да > 0) прирост подъемной
силы самолета ^Rya относительно центра масс создает
кабрирующий момент и способствует дальнейшему увели-
чению угла атаки.
Таким образом, необходимым условием, обеспечива-
ющим продольную устойчивость по перегрузке, является
Расположение центра масс впереди фокуса. Можно ска-
зать, что предельно задняя центровка 35 % САХ вы-
брана из обеспечения продольной устойчивости самолета
По перегрузке. Большую роль играет запас устойчиво-
115
Рис. 7.6. Продольная устойчивость по перегрузке:
а — самолет устойчив по перегрузке; б — безразличное равновесие; в—са-
молет неустойчив по перегрузке
сти: чем центровка ближе к предельно-передней, тем
самолет более устойчив (см. рис. 7.5, а).
Продольную устойчивость самолета оценивают коэф-
фициентом продольного момента
mr2
т*= S(pv»/2)6CAX •
По имеющимся данным строим график mz — f (а)
(рис. 7.7).
Точка пересечения кривой mz — f (а) с осью а дает
балансировочный угол, при котором коэффициент про-
дольного момента mz и сам момент M.rz равны нулю. На
графике видно, что при увеличении а возникает пикирую-
щий момент, возвращающий самолет на исходный угол
атаки, а при уменьшении — кабрирующий.
Причем видно, что при более передних центровках вос-
станавливающие моменты больше из-за большего плеча
между центром масс и фокусом. Степень продольной ста-
116
тцческой устойчивости обычно выражается отношением
прироста коэффициента продольного момента самолета
к приросту угла атаки Да, т. е. mf = &mzlka или
is/’» =
Степень продольной статической устойчивости удоб-
но выражать, используя понятие фокуса:
с Хт— Хр Хт— Хр
т у а = ----, где -----= Дхт,
2 Ьа Ьа
т. е. степень продольной устойчивости равна запасу цент-
ровки.
Анализируя кривые (см. рис. 7.7), можно сказать, что
самолет устойчив при всех центровках, меньших ней-
тральной, до акр:
Д/пг
Да!
Появление неустойчивости на углах атаки, близких к
критическому, и больше его объясняется тем, что центр
давления крыла перемещается вперед из-за срыва потока
₽ис. 7.7. Оценка продольной устойчивости
117
на концах крыла. Причем по мере увеличения а срыв по.
тока усиливается и охватывает большую часть крыла.
Перемещение центра давления крыла вперед вызывает
появление кабрирующего момента, который растет осо.
бенно энергично из-за выхода носа самолета в поток и ра.
боты стабилизатора в скошенном потоке за крылом. В ре.
зультате этого на углах атаки, больших критического,
самолет становится статически и динамически неустойчи-
вым. При центровках больших, чем предельно-задняя,
возможен «подхват» самолета.
При выходе самолета на закритические углы атаки,
при центровках больших, чем предельно-задняя, центр
давления уходит вперед, за ним следует фокус (хт > xFj.
Прирост подъемной силы дает кабрирующий момент и
самолет сваливаетя на крыло, энергично задирая нос.
Возможен также затяжной срыв, объясняющийся поте-
рей продольной устойчивости и управляемости.
Продольная статическая устойчивость по скорости —
это способность самолета сохранять скорость полета
при постоянной перегрузке.
Для обеспечения продольной статической устойчиво-
сти по скорости необходимо, чтобы при увеличении ее
возникал кабрирующий момент, который бы стремился
увеличить угол атаки самолета, перевести его в набор вы-
соты и уменьшить скорость до заданной. И наоборот,
118
Рис. 7.9. Продольные демпфирующие моменты
при уменьшении скорости возникает пикирующий мо-
мент, стремящийся уменьшить угол атаки, перевести са-
молет на снижение и увеличить скорость до заданной.
У самолета, устойчивого в продольном отношении по
скорости, при уменьшении а увеличиваются скорости
и подъемная сила Yа и самолет возвращается на исход-
ный режим (рис. 7.8).
При выходе на М > 0,8 вследствие образования
сверхзвуковой зоны, роста подъемной силы и ухода ее
назад наблюдается неустойчивость по скорости. Она про-
является в том, что в ответ на увеличение скорости само-
лет опускает нос, теряет высоту и увеличивается ско-
рость. Поэтому при экстренном снижении запрещается
превышать М = 0,75.
Демпфирующие моменты — возникают в процессе
вращения самолета относительно поперечной оси. Сум-
марный продольный демпфирующий момент создается го-
ризонтальным оперением, крылом, фюзеляжем возникает
при вращении самолета и наличии угловой скорости со2.
Вследствие этого горизонтальное оперение приобретает
скорость вращения иг.о, направленную вниз и равную
®z» /, где I — расстояние от центра давления горизон-
тального оперения до центра тяжести самолета (рис. 7.9).
119
Скорость вращения горизонтального оперения V
складываясь с его истинной скоростью Уг.о, вызывает
прирост угла атаки Да. Этот прирост дает дополнитель-
ную подъемную силу на стабилизаторе, которая на плече
I дает момент Л4демиф. — /ДУаг.о- Этот момент препятсъ
вует вращению и называется демпфирующим.
7.5. Продольная управляемость самолета
Продольная управляемость есть способность самоле-
та изменять угол атаки (режим полета) при отклонении
руля высоты.
Пусть самолет совершает равномерный прямолиней-
ный полет при передней центровке (рис. 7.10). Пикирую-
щий момент крыла = Yalxr уравновешивается ка-
брирующим моментом горизонтального оперения Мцг2=
-=Уа2х2. Уравновешены и силы, действующие на самолет:
Г«1 = G + У аг-
Рис. 7.10. Продольная управляемость самолета
120
Если для увеличения угла атаки самолета на Ла от-
клонить колонку штурвала на себя, руль отклонится
вверх на Лбр.в. Сила У2 увеличится наДУа2, что создаст
момент кабрирующий AMrz2 = ЛУо2х2, под действием
которого самолет начнет кабрировать, его угол атаки
увеличится, что приведет к росту подъемной силы крыла
и ее момента и уменьшению Yа2 стабилизатора.
Увеличение пикирующего момента крыла до (Уа1 -j-
+ДУа1) лу и уменьшение кабрирующего момента гори-
зонтального оперения до (Y ai + &Yа2) х2 вызывает
уменьшение кабрирующего момента самолета, и когда
избыточный кабрирующий момент самолета становится
равным нулю, самолет устанавливает новый большой
угол атаки.
Продольная управляемость характеризуется баланси-
ровочными графиками. Они показывают потребные зна-
чения отклонения руля высоты (6Р.В) Для обеспечения
продольной балансировки самолета при различных ско-
ростях и центровках. По балансировочным кривым мож-
но определить запас отклонения руля высоты при дан-
ной центровке и числе М полета (рис. 7.11). Балансиро-
121
вечными графиками можно также выражать потребные
усилия для балансировки самолета на любой скорости
полета при различных положениях механизации.
На рис. 7.11 показаны балансировочные кривые ддя
самолета Як-42, полученные в результате летных испыта-
ний для Н =--5000 м при центровках 18 % САХ и 38 %
САХ. Для балансировки самолета на Н — 5000 м У =
=-500 км/ч при центровке 18% САХ необходимо 6
р-в
По балансировочным кривым можно определить за-
пас отклонения руля высоты при данной центровке и
числе М полета. Наибольший запас руля — при тех чис-
лах М, на которых самолет балансируется при нейтраль-
ном положении руля высоты.
По балансировочным кривым можно определить ха-
рактеристики устойчивости самолета по скорости полета
(с.м. рис. 7.11). На любых числах М до Л4 = 0,8 для уве-
личения скорости необходимо отклонять руль высоты
вниз — отжимать штурвал от себя. Это свидетельствует
о наличии продольной устойчивости по скорости. Дейст-
вительно, если самолет устойчив по скорости, то при вся-
ком ее увеличении он стремится создать кабрирующий
момент, что требует отклонения руля высоты вниз, осо-
бенно при задних центровках.
При образовании сверхзвуковой зоны на крыле
и уходе силы назад по профилю усилия, давящие на
штурвал, уменьшаются, а затем превращаются в тяну-
щие. Это значит, что самолет на М > 0,8 неустойчив по
скорости.
Анализируя балансировочные графики самолета
Як-42, можно сделать вывод, что предельно-передняя
центровка ограничена из соображений обеспечения за-
паса руля высоты при малых скоростях полета. При ма-
лом газе хт = 20 % САХ и V — 240 км/ч потребное отк-
лонение руля высоты для балансировки самолета велико,
при меньших центровках из-за роста пикирующего мо-
122
мента расход руля
растет, а запас руля
до полного отклоне-
ния уменьшается (см.
рис. 7.11).
Плечо от центра
масс до стабилизатора
самолета Як-42 мало.
Чтобы не делать пло-
щадь руля высоты
большой и повысить
его эффективность,
Рис. 7.12. Балансировочные гра-
фики самолета Як-42 на посадке
при передней центровке:
стабилизатор на щено
Як-42 поворотный с
углами установки +1 ... — 12е по указателю по-
ложения стабилизатора (УПС). На взлете и посадке
при отклоненных закрылках расход руля высоты очень
велик, для балансировки самолета без установки стаби-
лизатора на углы ф = —8... — 10°по УПС его может
не хватить. Примерно 3° руля высоты соответствуют
Г угла установки стабилизатора.
Продольная управляемость характеризуется градиен-
том усилия по перегрузке АРр.в/Агг?/, который численно
равен отношению дополнительного усилия АРр.в на
штурвал к кпу — приросту перегрузки, возникающему
от приложения этого усилия.
Это значит, что при М. = 0,6; Н = 10 000 м и хт =
== 20 % САХ для создания пу = 2 надо приложить уси-
лие 6 кН, а при хт == 40 % — 3 кН.
Балансировка самолета на посадке характеризуется
графиком на рис. 7.12. Такая балансировка предусмат-
ривает следующий порядок захода на посадку:
' шасси выпускают на скорости 7пр = 350 км/ч;
после выпуска шасси увеличивают частоту вращения
Двигателей и устанавливают скорость 350 км/ч;
в' третий разворот выполняют на У = 350 км/ч;
123
после третьего разворота закрылки выпускают ца|
83 = 20° и скорость уменьшают до V — 280 км/ч;
четвертый разворот выполняют на скорости 280 км/ч,
после четвертого разворота, перед входом в глиссаду
закрылки довыпускают на угол 63 = 45°;
вход в глиссаду, полет по глиссаде, пролет ДПРД й
БПРМ вплоть до момента начала выравнивания ведут на
скорости У пл = 1»3 Ксв.
При выпущенных закрылках на 45° и заходе на посад,
ку возможно нарушение продольного равновесия, устой-
чивости и управляемости самолета Як-42, проявляюще-
еся в энергичном уменьшении угла тангажа. Это проис-
ходит вследствие того, что кабрирующий момент стаби-
лизатора меньше, чем момент пикирующий крыла (см.
рис. 7.3). Причиной этого могут быть обледенение раз-
вернутого на большие углы стабилизатора, нарушение
предельно-передней центровки, значительное завышение
поступательной и вертикальной скоростей, выпуск за-
крылков в один прием, самопроизвольный уход стабили-
затора на глиссаде на меньшие углы отклонения.
При стремлении самолета уменьшить угол тангажа
необходимо подать команду на уменьшение угла отклоне-
ния закрылков до 20°, взять штурвал на себя и после
восстановления управляемости по тангажу увеличить
режим работы двигателей до взлетного.
7.6. Особенности продольной устойчивости
самолета во втором режиме полета
и на больших высотах
Второму режиму полета соответствуют углы атаки,
большие наивыгоднейшего (анв = 7°), и скорости, мень-
шие наивыгоднейшей (Кнв = 370 км/ч при т = 50 г).
Как следует из определения, полет во втором режиме
происходит на углах атаки, близких к критическому-
124
Принтом продольная устойчивость самолета ухудшается,
^становится неустойчивым по перегрузке (по углу
таки) возможен «подхват» самолета.
Пр Ji выполнении полета во втором режиме и увеличе-
нии атаки сопротивление самолета Ха возрастает
и становится больше силы тяги, в результате самолет на-
чинает терять скорость. С уменьшением скорости умень^
шается подъемная сила и самолет начинает терять высо-
ту. Если пилот, стремясь сохранить высоту, отклонит
колонку штурвала на себя, угол атаки и сопротивление
самолета увеличатся, а скорость полета уменьшится,
так как лобовое сопротивление самолета больше тяги
двигателей (Ха>Рг.п). Если во втором режиме про-
изойдет уменьшение угла атаки, то сопротивление самоле-
та на данной скорости полета уменьшится и станет мень-
ше силы тяги. Самолет от избытка тяги увеличит ско-
рость. Следовательно, самолет во втором режиме полета
неустойчив по скорости. Самолет Як-42 при выходе на
большие углы атаки на малой скорости становится неус-
тойчивым как по скорости, так и по перегрузке. Если само-
лет становится неустойчивым по скорости и углу атаки,
то такой полет требует большего внимания со стороны
пилота: необходимы правильные движения штурвальной
колонки и своевременное изменение силы тяги, чтобы не
допустить изменения скорости полета, угла атаки само-
лета и высоты. Особую опасность такой полет представ-
ляет на предельно допустимых высотах полета в неспо-
койном воздухе, так как при этом избыток тяги неболь-
шой и сохранять равновесие самолета тяжело, а при мощ-
ных порывах ветра почти невозможно.
Кроме того, при больших высотах полета самолет на
всем диапазоне скоростей становится менее устойчивым.
Это происходит потому, что при той же истинной скоро-
сти на высоте горизонтальный полет происходит на боль-
ших углах атаки. На больших высотах меньше плот-
ность воздуха, поэтому восстанавливающие аэродинами-
125
ческие силы меньше. При постоянных приборных
ростях на больших высотах истинные скорости больщД
поэтому при вращении самолета, вызванном порывами!
ветра, становятся меньшими приращение угла атаки ста-И
билизатора и демпфирующие моменты. Следовательно!
при всяком изменении угла атаки на большей высоте
процесс затухания колебаний более длительный.
Кроме того, следует учитывать, что при полете на
больших высотах в результате уменьшения плотности
воздуха эффективность руля высоты снижается, вследст-
вие чего самолет изменяет углы атаки медленно.
7.7. Особенности устойчивости
и управляемости Як 42 при выпуске закрылков
Благодаря высокой механизации, большой площади
и малому углу стреловидности крыла самолет Як-42 име-
ет малую посадочную скорость и длину пробега.
При пролете траверза ДПРМ на приборной скорости!
У = 350 км/ч выпускают шасси и устанавливают ско-1
рость 350 км/ч. Третий разворот выполняют с креном до
25° на скорости 330 км/ч. После третьего разворота на
V = 330 км/ч отклоняют закрылки на 20° и уменьшают!
скорость до 280 км/ч. I
После четвертого разворота на скорости 280 км/ч вы-1
пускают закрылки на 45°, затем в посадочное положение ।
устанавливают скорость на глиссаде Угл = 205 ... I
210 км/ч для массы 43 ... 40 т. На этой скорости само-1
лет снижается до высоты выравнивания, которое начина-1
ют на высоте 5 м с таким расчетом, чтобы посадка г
самолета произошла на главные стойки шасси на скоро-
сти 185 ... 190 км/ч.
При точном выполнении пилотом рекомендаций Ру ко-1
водства по летной эксплуатации на взлете, заходе на noj |
садку и при посадке самолет Як-42 обладает достаточной г
126
оодольной устойчивостью и управляемостью как в про-
цессе выпуска закрылков, так и при полете с выпущен-
Цьгми закрылками.
Если нарушить порядок выпуска закрылков, а также
при обледенении самолет может стать неустойчивым и не-
управляемым в продольном отношении. Если при потере
продольной устойчивости самолет резко переходит на
снижение, увеличивая угол и вертикальную скорость
снижения, а при отклонении штурвала на себя не выхо-
дит из снижения, то это свидетельствует о потере про-
дольной управляемости. Вывести самолет из этого поло-
жения можно только частичной уборкой закрылков с по-
следующим взятием штурвала на себя.
Причиной потери.продольной устойчивости и управля-
емости Як-42 являются слишком большой угол разворо-
та стабилизатора (—12°) и большой скос потока за кры-
лом из-за закрылков. Для установления причин возмож-
ной потери продольной устойчивости и управляемости,
а также для объяснения и аэродинамического обоснова-
ния рекомендаций Руководства по летной эксплуатации
предварительно рассмотрим особенности работы гори-
зонтального оперения в процессе выпуска закрылков и
при полете с выпущенными закрылками.
На рис. 7.13, а показан в общем виде график зависи-
мости коэффициента аэродинамической подъемной силы
горизонтального оперения от угла атаки су г.о — f (а)
при нейтральном положении руля высоты (б3 = 0).
Здесь угол атаки нулевой подъемной силы равен нулю,
так как профиль стабилизатора симметричный.
Критический угол атаки как положительный, так и
отрицательный составляет около 20°. До этого угла ата-
ки абсолютная величина сУаГ.о увеличивается, а на боль-
ших углах атаки уменьшается (кривая 1) вследствие сры-
ва потока с поверхности стабилизатора (с верхней при
акР > + 20° и с нижней при акр < — 20°). При изу-
127
чении характера движения самолета в процессе выпуск
закрылков необходимо рассматривать работу стабилиза?
тора на отрицательных углах атаки.
В этой же системе координат изображен также в о&
щем виде график зависимости с„а г.о от аг.о при отклонен.
Рис. 7.13. Схема сил. действующих на самолет при выпуске за-
крылков:
а — равновесие самолета при закрылках 45е на скорости 210 км/ч; б"
обтекание горизонтального оперения при обледенении стабилизатора
128
ном вверх РУле высоты (кривая 2). В этом случае угол
атаки нулевой подъемной силы положителен, так как при
уклонении руля высоты вверх профиль горизонтального
оперения получает обратную (отрицательную) кривизну.
Абсолютная величина отрицательных значений коэффи-
циента сУаГ.о увеличивается, а критический угол атаки
уменьшается.
При обледенении стабилизатора (кривая 3) абсолют-
ные отрицательные значения коэффициента су г.о и кри-
тического угла атаки значительно уменьшаются вслед-
ствие нарушения обтекания. Следовательно, если обле-
деневший стабилизатор в процессе выпуска закрылков
выходит на отрицательные углы атаки, его подъемная
сила и кабрирующий момент значительно уменьшаются,
особенно на отрицательных закритических углах атаки.
Таким образом, обледеневшее горизонтальное оперение
как орган продольной устойчивости и управляемости
значительно снижает свою эффективность.
Рассмотрим поведение самолета Як-42 в процессе вы-
пуска закрылков с 20 до 45° в нормальных условиях по-
лета при точном выполнении экипажем рекомендаций
Руководства по летной эксплуатации.
Закрылки с 20 до 45' выпускают после четвертого раз-
ворота до входа в глиссаду на Упр не более 280 км/ч.
При продолжении полета по глиссаде с закрылками 20°
самолет выполняет полет на V = 210 ... 220 км/ч при
массе 40 ... 43 т.
Угол атаки горизонтального оперения стабилизатора
при этих условиях
«г.о — акр 4* фст—в»
где акр — угол атаки крыла; <рст — угол установки стабилиза-
тора относительно хорды крыла; е — угол скоса потока в обла-
сти горизонтального оперения. Для самолета Як-42 акр =
= 6°; Фст = — Ю°; е = 2°; аг.о = — 6°.
5 Зак. 1384 129
Равновесие в этих условиях показано на рис. 7.13
где пикирующий момент крыла — FKp*i уравновешива-
ется кабрирующим моментом горизонтального опере-
ния + Устх2. При завышении скоростей на глиссаде угол
атаки крыла уменьшается, а горизонтального опере-
ния — увеличивается.
Отсюда следует, что для обеспечения полета на одном
и том же угле атаки крыла и горизонтального оперения'
с закрылками отклоненными на углы 20 и 45' для само-
лета с меньшей полетной массой необходимо установить
меньшую скорость, и наоборот, для самолета с большей
полетной массой — большую скорость. Исходя из этого
и рекомендуются скорости полетов перед выпуском за-
крылков и при полете с выпущенными закрылками.
В процессе выпуска закрылков с 20 до 45° коэффици-
ент су и подъемная сила крыла Увкр увеличиваются.
Самолет под действием избыточной подъемной силы пере-
ходит в набор высоты. Для сохранения высоты полета на
заданной скорости необходимо сохранить сУа и подъем-
ную силу крыла Yакр. Это достигается уменьшением угла
атаки самолета. При этом сУа —f (а) угол атаки самолета
необходимо уменьшить на 1°, т. е. с 6 до 5°, где сРа мень-
ше. На такую же величину уменьшится угол атаки
стабилизатора. Дополнительное уменьшение угла атаки
стабилизатора в среднем на 3° достигается увеличением
скоса потока за крылом.
Угол атаки стабилизатора к концу выпуска закрыл-
ков (на 45°) равен 13°, что значительно меньше по абсо-
лютной величине акр, равного 20°. При таком соотноше-
нии углов атаки крыла и горизонтального оперения са-
молет обладает достаточной устойчивостью и управляе-
мостью как в процессе выпуска закрылков, так и при по-
лете с выпущенными закрылками.
Вследствие выпуска закрылков и уменьшения угла
атаки центр давления крыла перемещается назад, что
130
вызывает увеличение пикирующего момента крыла. Од-
новременно увеличивается и кабрирующий момент гори-
зонтального оперения. Причем момент оперения увели-
чивается в большей степени, чем момент крыла. Это тре-
бует отдачи штурвала от себя в процессе выпуска за-
крылков.
Самолет обладает продольной устойчивостью до тех
пор, пока стабилизатор остается на докритических уг-
лах атаки. После выпуска закрылков на 45° самолет пере-
водят на V = 205 км/ч, затем в процессе снижения угол
атаки крыла увеличивается, а значит, угол оперения по
абсолютной величине уменьшается. На этих углах атаки
происходит плавное обтекание горизонтального опере-
ния, обеспечивается продольная устойчивость и управля-
емость самолета в процессе снижения и при посадке. Та-
ким образом, при точном выполнении рекомендаций
РЛЭ самолет Як-42 обладает достаточными устойчиво-
стью и управляемостью при выпуске закрылков и гаран-
тирует безопасность в процессе захода на посадку.
При выпуске закрылков в случае обледенения гори-
зонтального оперения его отрицательный критический
угол атаки по абсолютной величине может оказаться
менее 14°, а это значит, что при определенном угле откло-
нения закрылков (около 30°) стабилизатор выходит на от-
рицательный закритический угол атаки (рис. 7.13, б).
Подъемная сила и кабрирующий момент горизонтального
оперения уменьшаются, а пикирующий момент крыла
продолжает увеличиваться. Самолет получает избыточ-
ный пикирующий момент, под действием которого резко
увеличивается угол снижения.
В процессе вращения самолета отрицательный угол
атаки горизонтального оперения еще больше уходит на
^критический, а его кабрирующий момент уменьшает-
ся- Таким образом, самолет становится продольно-не-
Устойчивым (при уменьшении угла атаки создается пи-
кирующий момент).
131
При взятии штурвала на себя с целью вывода самоле-
та из снижения угол снижения продолжает увеличивать-
ся, так как горизонтальное оперение еще дальше уходит
на закритический угол атаки. Это свидетельствует о том
что самолет потерял и продольную управляемость (при
взятии штурвала на себя увеличивается пикирующий
момент).
Для вывода самолета из этого положения и восста-
новления продольной устойчивости и управляемости
необходимо немедленно уменьшить угол отклонения за-
крылков. Подъемная сила крыла уменьшается, а центр
давления смещается к передней кромке, в результате чего
уменьшается пикирующий момент крыла. Скос потока
в области горизонтального оперения и его отрицатель-
ный закритический угол атаки уменьшаются. Отрица-
тельная подъемная сила и ее кабрирующий момент увели-
чивается. При таком изменении моментов крыла и опере-
ния самолет создает избыточный кабрирующий момент
(восстанавливающий), под действием которого выходит
из снижения. Стабилизатор возвращается на докритиче-
ские углы атаки, восстанавливается его плавное обтека-
ние и при отклонении руля высоты вверх увеличивается
кабрирующий момент самолета, обеспечивающий вывод из
снижения. Самолет становится в продольном отношении
устойчивым и управляемым. С целью уменьшения поте-
ри высоты закрылки полностью убирать нецелесообраз-
но.
Таким образом, для обеспечения продольной устойчи-
вости и управляемости самолета при выпуске закрылков
и при полете с выпущенными закрылками в условиях
обледенения следует пользоваться противообледенитель-
ной системой. Если же в условиях обледенения противо-
обледенительная система горизонтального оперения не
работает или работает неэффективно, для повышения
гарантированных запасов по устойчивости рекомендует-
ся заход на посадку и посадку выполнять с закрылками,
132
выпущенными на 20°. Если при этих условиях самолет
увеличивает угол снижения и при взятии штурвала на
себя не уменьшает его, необходимо немедленно умень-
шить угол отклонения закрылков.
Затягиванию самолета в пикирование способствуют
передняя центровка, выпуск закрылков на повышенной
скорости (особенно при малой полетной массе), а также
выпуск закрылков на максимальный угол в один прием.
При передней центровке с выпущенными закрылками
пикирующий момент крыла больше, а это значит, что
для его уравновешивания требуется и больший кабрирую-
щий момент горизонтального оперения, но поскольку мо-
мент горизонтального оперения ограничен по величине,
его может оказаться недостаточно для продольной балан-
сировки самолета с выпущенными закрылками.
При полете на повышенной скорости, а также с малой
полетной массой до выпуска закрылков углы атаки кры-
ла и оперения малые, поэтому к концу выпуска закрыл-
ков они окажутся еще меньше. Стабилизатор может
выйти на отрицательные закритические углы атаки и са-
молет потеряет продольную устойчивость и управляе-
мость.
При выпуске закрылков в один прием на максималь-
ный угол, как и в рассмотренном случае, скорость поле-
та окажется повышенной для максимального угла откло-
нения закрылков, что способствует затягиванию самоле-
та в пикирование. Кроме того, при этом непрерывный
выпуск закрылков происходит при длительной отдаче
штурвала от себя. Самолет к концу выпуска закрылков
приобретает относительно большую угловую скорость и
"од действием продольного момента инерции продолжает
Уменьшать углы атаки, что влечет за собой выход ста-
билизатора на отрицательный закритический угол
атаки.
При быстром уменьшении самолетом угла тангажа
пРи выпуске закрылков на 45° необходимо:
133
подать команду на уменьшение угла отклонения за,
крылков до 20°;
взять штурвал на себя;
после восстановления продольной управляемости по
тангажу увеличить режим работы двигателей.
7.8. Поперечное равновесие, устойчивость
и управляемость
Поперечное равновесие — это такое состояние самоле-
та, когда сумма сил, действующих на самолет, и их мо-
ментов относительно продольной оси равны нулю
(рис/7.14).
Для обеспечения поперечного равновесия необходимо, I
чтобы сумма проекций сил на ось ОУ и сумма моментов .
относительно оси ОХ были бы равны нулю, т. е. S Y =^0; I
Кн1+ Ya2-G -0; SMx = 0; YalZ1 - Га2 z2 -О.
Поперечная устойчивость — это способность самоле-
та самостоятельно (без вмешательства пилота) сохранять i
и восстанавливать заданное поперечное равновесие в по- .
лете. Если при крене самолета возникают восстанавли- I
вающие моменты Мх, то самолет статически устойчив в
поперечном отношении.
Допустим, что под действием восходящего порыва •
самолет накренился на левое полукрыло (рис. 7.15). i
Под действием составляющей силы тяжести G.2 = G sin п
возникает скольжение на опускающееся полукрыло. I
Скользящее полукрыло работает как крыло с меньшим I
углом стреловидности %Эф = % — |3, поэтому составляю-!
Рис. 7.15. Поперечная устойчивость самолета
'вост
Ap>0
Скольжение
вправо
Рис. 7.16. Кривые зависимости коэффициента момента пгх само-
лета от угла скольжения
Л77Тх<0
щая скорости у левого полукрыла больше, чем
правого, у которого хэф = X 4- Р- Кроме того, поднимай!
щееся пол у крыло затенено фюзеляжем.
В результате этого подъемная сила левого полукрыд
увеличивается до Уах 4- ДУа1, а правого уменьша
на Уа2 — ДКа2. Вследствие разницы подъемных сил воз!
никает восстанавливающий момент Л4восет, под дей
вием которого самолет стремится уменьшить угол крен
В процессе вращения самолета относительно продол^
ной оси возникают демпфирующие восстанавливаю!!!
моменты благодаря увеличению угла атаки у опускающ
гося полукрыла и уменьшению этого угла у крыла по
нимающегося.
Для оценки поперечной статической устойчивости с
молета по углу скольжения пользуются графикам
(рис. 7.16), которые выражают зависимость коэффиц
ента момента крена самолета т.х от угла скольжения р,
т. е. mx=f (Р).
Коэффициент крена тх определяем, пользуясь выра-
жением момента крена Мх mxSlpV2/2. Наклон кривой
тх — f (Р) характеризует степень поперечной статиче
о „ R
скои устойчивости самолета птх, которая выражается от-
ношением прироста коэффициента момента крена Affl,
к приросту угла скольжения Др, т.е. т?=-Д/пжМ||
Степень поперечной статической устойчивости пг% $ I
растеризует изменение коэффициента момента крена I
тх, приходящееся на 1° изменения угла скольжения ₽ i
При возникновении скольжения на правое полукрыЛ у
(крен вправо) возникает отрицательный прирост коэфф _________„________________ j________________л
циента момента Д/пх, который дает отрицательный 25°, это увеличивает восстанавливающий момент, при-
мент А4ВОСТ, вращающий самолет с правого крыла на $ - - --
вое и убирающий крен самолета, т.е. можно сказать,411
самолет устойчив в поперечном отношении, если
= Дтх/Др < 0, т. е. степень поперечной устойчивоб!
отрицательная (см. рис. 7.16).
136
У самолета Як-40 крыло прямое, поперечная устой-
чивость недостаточная и прирост коэффициента тх был
бы мал. Поэтому, чтобы увеличить недостаточную попе-
речную устойчивость, конструкторы сделали поперечное
V положительным 4~5°30'. Благодаря этому при сколь-
жении угол атаки скользящего полукрыла всегда боль-
ше на величину поперечного V, что увеличивает восста-
навливающий момент (см. рис. 7.15).
Крыло самолета Як-42 имеет угол стреловидности % =
Р°ст коэффициента тх достаточен, поперечное V = 0.
Самолеты Ту-104, Ту-134, имеющие угол стреловид-
j ности крыла % = 35°, обладают лишней поперечной ус-
оСТ?«Живостью, для ее уменьшения их крылья имеют по-
чечное V крыла отрицательное.
137
оба вверх на 1...0,5°, это вызывает уменьшение Уак? там,
где расположены элероны, и дает дополнительный каб-
рИрующий момент, ухудшающий устойчивость. Это
явление называется «всплыванием» элеронов.
При заходе на посадку на малых скоростях при от-
клоненных закрылках самолет Як-42 обладает повышен-
ной поперечной устойчивостью, при энергичном кренении
самолета возникает момент, противодействующий кре-
нению, и самолет может зависнуть на 1,5 ...2 с, а за-
тем снова кренится. Это явление, существующее вслед-
ствие повышенной поперечной устойчивости, называется
зависанием по крену. Оно устраняется демпфером, стоя-
щим в системе управления рулем направления.
7.9. Путевое равновесие, устойчивость,
управляемость
I Для обеспечения путевого равновесия необходимо,
чтобы сумма проекций сил на ось ОХ и сумма моментов
относительно оси OY была равна нулю, т. е. SX = 0;
SX = P1 + P2 + P3-Xal-Xo2 = 0 и
РЛ — Рз^з+ = °-
Путевой устойчивостью называется способность са-
молета устранять самостоятельно угол скольжения р.
Если самолет под действием внешних сил разворачи-
вается, то появляется угол скольжения на левое полукры-
ло (рис. 7.17). При скольжении эффективная стреловид-
ность правого пол у крыл а увеличивается, а левого умень-
шается, что приводит к уменьшению скорости обтекания
правого полукрыла и ее увеличению левого. В результа-
те возникает разница лобовых сопротивлений крыла, а
значит, и восстанавливающий момент. Кроме того, при
скольжении самолета на левое полукрыло (поскольку
1 площадь задней части фюзеляжа и киля больше передней),
139
На числах М = 0,75 ...0,82 поперечная устойчц, I
вость увеличивается (коэффициент поперечной устойчц, I
вости т% увеличивается). Рост поперечной устойчивости I
объясняется тем, что на этих числах М опускающее
полукрыло работает как более прямое, образуются сверх. I
звуковые зоны над крылом, что дает рост восстанавлива. I
ющего момента. На М >0,85 поперечная устойчивость
ухудшается, а на М > 0,9 самолет в поперечном отноше-
нии неустойчив.
Это происходит вследствие образования сверхзвука I
вых зон под крылом у скользящего полукрыла и умень- I
шения подъемной силы, а значит, восстанавливающего |
момента.
Поперечная управляемость — это способность само-1
лета создавать углы крена при отклонении элеронов, i
Пусть самолет находится в состоянии поперечного равно-
весия. При отклонении штурвала вправо правый элерон I
поднимается, подъемная сила Ун2 этого элерона умень-1
шается на ДУа2. Левый элерон опускается, подъемная!
сила левого крыла Уа1 увеличивается на ДУа1. Вслед-!
ствие такого изменения, значения подъемных сил возника-1
ет поперечный (кренящий) момент, под действием кото-1
рого самолет кренится на правое полукрыло.
С поднятием на высоту вследствие уменьшения плот-1
ности воздуха кренящие моменты, вызванные отклони I
нием элеронов, уменьшаются. На больших углах атаки, I
особенно у самолетов со стреловидным крылом, эффект
элеронов уменьшается вследствие срыва потока, который I
начинается в концевой части крыла. Следовательно, при I
выполнении полетов на больших высотах с малыми при- L
борными скоростями (на больших а) эффект элеронов не н
достаточен. Об этом необходимо помнить, особенно при I
полете в неспокойном воздухе, где приходится устраЯ
нять крены, возникающие вследствие порывов ветра.
В некоторых случаях при попадании самолета в вое! I
ходящий поток элероны из-за деформаций тяг уходя!
138
Рис. 7.17. Путевая устойчивость самолета
возникает сила Z₽, дающая восстанавливающий мо-
мент относительно оси ОУ.
В процессе вращения возникают демпфирующие мо-
менты киля и фюзеляжа. Для оценки путевой статиче-
ской устойчивости самолета по углу скольжения пользу-
ются графиками, которые выражают зависимость коэф-
фициента момента рысканья самолета ту от угла сколь-
жения р, т. е. ту --= f (р).
Путевой управляемостью называется способность са-
молета создавать углы скольжения при отклонении руля
направления. При отклонении руля направления возни-
140
кает боковая сила вертикального оперения Zp.H, которая
относительно вертикальной оси ОУ создает момент рыс-
канья Мц = Zp.№ х, под действием которого самолет
вращается в сторону отклоненного руля, создавая угол
скольжения £ на противоположное полукрыло. Значение
момента рысканья боковой силы вертикального оперения
зависит от угла отклонения руля направления 6р.н>
скорости полета и плотности воздуха.
Рис. 7.18. Обратная реакция самолета по крену
141
I
При числах М > 0,75 наступает обратная реакцця
по крену на отклонение руля направления. При нормаль-
ной реакции на отклонение руля направления самолет
кренится вправо при отклонении руля вправо, а при от-
клонении руля направления влево самолет кренится
влево.
В том случае, когда у самолета имеется обратная ре.
акция по крену на отклонение руля направления, само-
лет при перемещении руля вправо кренится влево. Эго
объясняется тем, что при развороте вправо самолет сколь-
зит на левое полукрыло, его Л4кр уменьшается, образу,
ются сверхзвуковые зоны под крылом, сУа падает. А пра.
вое полукрыло из-за увеличения его % работает без сверх-
звуковых зон под крылом (рис. 7.18). При этом образует-
ся разница подъемных сил, дающая момент Мцу, креня-
щий самолет влево.
7.10. Особенности боковой устойчивости
и управляемости
Характер бокового возмущенного движения определя-
ется поперечной и путевой устойчивостью самолета. Са-
молет устойчив в боковом отношении только тогда, ког-
да он устойчив в поперечном и путевом отношениях и,
кроме того, если между этими видами устойчивости су-
ществует определенное соответствие. При наличии та-
кого соотношения самолет при выходе из крена одновре-
менно устраняет и скольжение.
Если между путевой и поперечной устойчивостью та-
кого соответствия не существует, то самолет неустойчис
в боковом отношении. Если поперечная устойчивое^
значительно больше путевой, т. е. т.х > что наблюда
ется у ряда самолетов со стреловидным крылом, то креь
самолета быстро устраняется, самолет из правого крен*
142
переходит в левый, скольжение на левое пол у крыло еще
остается и весь цикл повторяется. Это боковая колеба-
тельная неустойчивость, называется «голландский шаг».
г Если /Их < Му (путевой момент больше поперечно-
го), то после накренения самолета крен сохраняется, а
скольжение быстро устраняется. Оставшийся крен при-
водит к искривлению траектории самолета, т. е. может
появиться криволинейное движение самолета со сниже-
нием по спирали — боковая спиральная неустойчивость.
I У самолета, обладающего нормальной боковой устой-
чивостью, между коэффициентами т.х и mJ существует
определенная взаимосвязь. Эта взаимосвязь характери-
зуется отношением угловых скоростей крена и рысканья
х — <йх/(йу = mj/mj. Для самолета Як-42 х 0,4... 1,5.
| Если в полете появилась боковая раскачка, то необ-
ходимо уменьшить угол атаки самолета. Для более быст-
рого устранения боковой раскачки в процессе выхода
самолета из крена и скольжения необходимо отклоне-
нием элеронов замедлить быстрый выход самолета из
крена, а рулем направления ускорить выход со скольже-
ния. Для этого в процессе выхода самолета из крена сле-
дует несколько отклонить штурвал управления элеро-
нами и переместить педаль управления рулем направле-
ния в сторону крена. При таком отклонении элеронов не-
сколько уменьшаются поперечные восстанавливающие
моменты, а отклонением руля направления уменьшают-
ся путевые восстанавливающие моменты. Поэтому к мо-
менту выхода из крена самолет не имеет скольжения, а
значит, боковое равновесие восстанавливается.
I Если при этом пилот отклонением элеронов помогает
самолету выходить из крена, то он допускает большую
ошибку: выход самолета из крена ускорится, но скольже-
ние его еще не исчезает и начнет создаваться крен само-
лета в обратную сторону.
143
7.11. Сваливание самолета
Вследствие особенностей характеристик стреловидно,
го крыла, связанных с возникновением концевых срывов
при выходе на большие углы атаки, самолет с таким крц_
лом имеет больше предпосылок к непроизвольному
выходу на критические углы атаки, чем самолете прямым
крылом. Выход на критические углы атаки, как правило
приводит к последующему сваливанию и возможному
к переходу в штопор, если пилот своевременно не примет
соответствующих мер противодействия.
Известно, что стреловидное крыло при постоянной
скорости создает максимум подъемной силы (характери-
зуемой коэффициентом суатах) на значительно больших
углах атаки акр, чем прямое крыло, да и сам максимум
у стреловидного крыла выражен менее резко, чем у пря-
мого. Поэтому казалось бы, что самолеты со стреловид-
ным крылом должны быть меньше предрасположены к
выходу на критические по углу атаки режимы. В дейст-
вительности же свойственная самолету со стреловидным
крылом потеря продольной статической устойчивости
по перегрузке при выходе на большие углы атаки суще-
ственно повышает вероятность попадания на срывные ре-
жимы.
Самолет со стреловидным крылом при увеличении уг-
ла атаки и случайном превышении а доп достаточно легко
может попасть на такой режим, когда он самопроизволь-
но начнет стремиться еще больше увеличить угол атаки,
что и может привести к сваливанию. Явление самопроиз-
вольного стремления к увеличению угла атаки и пере-
грузке в аэродинамике получило наименование «под-
хвата».
В нормальных условиях эксплуатации не допускается
выход на углы атаки, при которых самолет становится
неустойчивым и допустимые углы атаки адоп строго ог-
раничены.
144
Однако не следует думать, что случайное превышение
и (суа доп) и ВЫХ°Д на режим подхвата должны обя-
зательно привести к сваливанию самолета. Во-первых,
самопроизвольное увеличение угла атаки продолжается
не беспредельно, так как при дальнейшем его росте срыв
постепенно распространяется на все крыло, распределе-
ние давления по крылу становится опять более равно-
мерным, неблагоприятный скос потока в зоне горизон-
тального оперения изменяется и самолет опять может
стать устойчивым. Во-вторых, пилот имеет в своем распо-
ряжении руль высоты или управляемый на Як-42 ста-
билизатор, которые при своевременном отклонении
позволяют уменьшить угол атаки и вывести самолет на
безопасный режим.
Сваливание возможно как при уменьшении скорости
горизонтального полета до V < Vmin, так и ПРИ превыше-
нии допустимого на данном режиме полета значения
сйаДоп при маневре или вследствие сильного вертикаль-
ного порыва. Сваливание, возникающее в процессе плав-
ного торможения самолета до скорости V > Vmjn, с ис-
ходного режима прямолинейного полета существенно от-
личается от сваливания при больших приборных скоро-
стях полета в результате превышения адоп при маневре
или в результате порыва. При динамическом сваливании
на больших скоростях характер движения самолета ока-
зывается более резким, вращение его происходит намного
интенсивней.
Самолеты с высокорасположенным Т-образным опере-
нием способны входить в затяжной срыв. Сущность это-
го явления состоит в том, что самолет может оказаться
сбалансированным на очень большом угле атаки (более
30°), т. е. на угле атаки, превышающем критический.
ЗаТяжной срыв может возникнуть в результате воздей-
ствия сильного вертикального порыва воздуха или резко-
го отклонения штурвала на себя в полете на больших уг-
145
лах атаки. При этом происходит уменьшение скоростЛ
быстрая потеря высоты и достигается необычайно боЛь'
шой угол атаки.
Вход самолета в затяжной срыв вызывается тем, Что
горизонтальное оперение входит в зону следа от крыла
динамическое давление в потоке, обтекающем горизон’
тальное оперение, уменьшается, вследствие чего снижает-
ся его эффективность.
Гондолы двигателей и пилоны также затеняют гори-
зонтальное оперение, уменьшая его эффективность. Эф.
фективность горизонтального оперения может снизиться
настолько, что отклонений руля высоты окажется недо-
статочно для выхода из срыва. В этом случае срыв ста-
новится «замкнутым», стабилизатор опускается ниже сле-
да от крыла и гондол двигателей. Под струей эффектив-
ность продольного управления восстанавливается и са-
молет может балансироваться на угле атаки 35 ... 45°,
но при попытке вернуть самолет на меньший угол атаки
горизонтальное оперение снова войдет в аэродинамиче-
скую тень и эффективность продольного управления
снизится снова.
Установленный практический диапазон скоростей са-
молета Як-42 исключает вероятность входа самолета в
затяжной срыв.
Сваливание самолета — это интенсивно развивающе-
еся непроизвольное и практически неуправляемое дви-
жение самолета, вызываемое уменьшением подъемной си-
лы вследствие обширного срыва потока на верхней по-
верхности крыла при выходе на критические углы ата-
ки. Неравномерное развитие срыва на правом и левом
полукрыле при выходе на превышающие допустимые уг-
лы атаки, приводит сначала к покачиванию самолета, а
затем к достаточно резкому крену в ту или другую
сторону.
При выходе самолета на закритические углы атаки
поперечные демпфирующие моменты (см. рис.7.15) меня-
146
Рис. 7.19. Явление авторотации крыла
на закритических углах
атаки
ют знак на противоположный, т. е. они способствуют
дальнейшему вращению самолета вокруг продольной
оси ОХ.
Это явление можно объяснить следующим. Пусть по-
лет самолета происходит на закритическом угле атаки
а>акр (рис. 7.19). В процессе возникновения крена у
опускающейся половины крыла угол атаки увеличива-
ется, растут коэффициент сХа и сила лобового сопротив-
ления Ха, а коэффициент су и подъемная сила Y„ умень-
шаются. У поднимающейся половины крыла угол атаки,
коэффициент сх и сила лобового сопротивления Хп
уменьшаются, а коэффициент с!/а и подъемная сила Yп
увеличиваются. Такой характер изменения аэродинами-
ческих сил крыла при возникновении крена объясняется
уменьшением коэффициента сУа и увеличением коэффи-
циента сХа при увеличении угла атаки больше критиче-
ского.
147
Таким образом, создается момент разности подъемных
сил Мх (ЛУай)х), направленный в сторону вращения
под действием которого самолет продолжает вращаться
вокруг оси ОХ в сторону возникшего крена. Разность
лобовых сопротивлений создает момент, под действием
которого самолет вращается вокруг вертикальной оси
0Y также в сторону возникшего крена. Одновременное
вращение крыла вокруг поперечной и вертикальной
осей получило название авторотации крыла. Явление ав-
торотации крыла в приложении к движению самолета
вызывает штопор самолета.
Самолет Як-42 при выходе на большие углы атаки
плавно опускает нос и возвращается на малые углы ата-
ки. Поэтому срыв самолета Як-42 в штопор является
маловероятным и может произойти только в результате
очень грубых ошибок в технике пилотирования, особен-
но при нарушенных задних центровках.
В случае срыва самолета в штопор, прежде чем пред-
принять какие-либо действия по выводу его из штопора,
пилот должен определить направление вращения. В ви-
зуальном полете направление штопора прежде всего опре-
деляется характером движения самолета относительно
земли. В полете по приборам штопорное движение само-
лета определяется, если силуэт самолета на авиагоризон-
те показывает крен в сторону штопора, указатель пово-
рота — сторону вращения, а шарик указателя скольже-
ния значительно перемещается в сторону противополож-
ную крену. Вариаметр и высотомер показывают сниже-
ние, а все курсовые приборы — непрерывное изменение
курса. Необходимым условием вывода самолета из што-
пора является перевод его на докритические углы атаки,
при этом самолет восстанавливает боковую устойчивость,
а поперечные демпфирующие моменты направлены про-
тив вращения. Учитывая это, для вывода самолета из
штопора необходимо при нейтральном положении элеро-
нов отклонить руль направления против штопора и от-
148
дать штурвал полностью от себя. После прекращения
вращения руль направления устанавливают нейтраль-
но и самолет переходит в крутое снижение, из которого
выводится в горизонтальный полет плавным движением
штурвала на себя.
Глава 8
ПОЛЕТ ПРИ НЕСИММЕТРИЧНОЙ тяге
8.1. Поведение самолета при отказе двигателя
При отказе на самолете Як-42 первого или третьего
двигателя возникает вращательный момент относитель-
но оси 0Y, и самолет разворачивается в сторону отказав-
шего двигателя. Вращение происходит под действием мо-
ментов силы тяги Р& и сопротивления отказавшего дви-
гателя Хдв22, т. е. Муп = Хдвг2.
Сопротивление отказавшего двигателя зависит от
скорости и высоты полета.
Н Самолет имеет большие массу и скорость полета, по-
этому при развороте возникает скольжение на полукры-
ло с работающим двигателем. Само скольжение не опас-
но, но оно дает крен.
К Самолет кренится на полукрыло с отказавшим двига-
телем под действием разности моментов подъемных сил
левого и правого полукрыла
Л^ха = (Га1 + Д Уа1) г J - (Г яа - А Г а2) ,
возникающей вследствие скольжения стреловидного кры-
ла в сторону работающего двигателя, и скользящее по-
лукрыло работает как более прямое. В результате пово-
рота самолета относительно оси ОУ скорость обтекания
149
Рис. 8.1. Поведение самолета при отказе двигателя
скользящего полу крыл а увеличивается, а полу крыла с
отказавшим двигателем — уменьшается. В процессе
увеличения угла скольжения полукрыло с отказавшим
двигателем все больше затеняется фюзеляжем.
150
В Для уравновешивания вращательного момента пи-
лот отклоняет руль направления, при этом сила ZP.H от-
носительно продольной оси X дает крен (рис. 8.1).
Крену самолета препятствуют демпфирующие мо-
менты, но режим нерасчетный и если пилот не вмешивает-
ся в управление, то угол крена самолета Як-42 за 5 с
при скорости 270 км/ч достигает 20° при работе двигате-
лей на взлетном режиме. При большей скорости демпфи-
рующие моменты больше, поэтому в крен самолет входит
медленнее.
р При отказе двигателя скорость и высота полета у са-
молета уменьшаются, так как сила тяги уменьшается на
33% , а сила лобового сопротивления увеличивается
вследствие скольжения самолета и появления лобового
сопротивления двигателя.
К Для продолжения горизонтального полета необходи-
мо устранить рулем направления вращающий момент, а
элеронами — крен и увеличить тягу работающего дви-
гателя.
8.2. Полет самолета с отказавшим двигателем
I Полет с креном без скольжения. Для выполнения это-
го вида полета надо устранить крен элеронами, а вращаю-
щий момент—моментом руля направления. Чтобы урав-
новесить силу ZP.H, необходимо создать крен 1...30 в сто-
рону полукрыла с работающим двигателем. Создание та-
кого крена даст составляющую силы тяжести G2 = G sin
у, которая уравновесит силу ZP.H (рис. 8.2).
При создании крена самолет имеет тенденцию опус-
тить нос в сторону крена, поэтому пилот должен умень-
шить отклонение руля направления, тогда нагрузка на
• Педаль сразу упадет.
L Контроль полета с креном без скольжения выполня-
ется по авиагоризонту, показывающему крен, и по ша-
151
Рис. 8.2. Полет самолета с креном без скольжения
152
Рис. 8.3. Полет самолета со скольжением без крена
153
рику указателя скольжения, смещенному в сторону
крена. Такой вид полета в наборе высоты рекомендует-
ся при уходе на второй круг, так как при его выполне-
нии возникает минимальное лобовое сопротивление и
самый большой избыток тяги.
Полет без крена со скольжением. В данном виде по-
лета вследствие большего отклонения руля направления
возникает скольжение на полукрыло с отказавшим дви-
гателем, что дает силу Zp, уравновешивающую силу
ZP.H, т. е. Zp = ZP.H (рис. 8.3). Этот режим рекомендует-
ся в горизонтальном полете, при снижении и заходе на
посадку.
В данном случае лобовое сопротивление больше из-за
скольжения самолета, поэтому набирать таким образом
высоту не рекомендуется. Контролируется полет по ша-
рику скольжения, находящемуся в центре, а авиагори-
зонт показывает отсутствие крена.
Полет с креном и скольжением на полукрыло с работа-
ющим двигателем. Этотвид полета применяют в том слу-
чае, когда момент руля направления меньше разворачи-
вающего момента от несимметричной тяги Рг zx + X дв z2.
Это может быть при наличии больших вращательных мо-
ментов, при недостаточном отклонении руля направле-
ния или небольшой его эффективности (отказ двигателя
на малых скоростях полета).
Вращательный момент в данном случае уравновесится
моментом сил ZP.H и Zp, действующих вследствие нали-
чия скольжения, а для уравновешивания сил ZP.H и Zp
создается крен в сторону работающего двигателя.
8.3. Выполнение полетев при отказе двигателя
Отказ двигателя на взлете. В зависимости от длины
ВПП, угла отклонения закрылков на взлете, массы само-
лета, атмосферных условий при отказе двигателя на
154
разбеге пилот должен прекратить или продолжить взлет.
Если отказ двигателя произошел' на скорости, меньшей
йЛи равной скорости принятия решения (для т = 54 т
при 63 = 20° V, = У/? = 210 км/ч), необходимо взлет
прекратить.
Для пилота отказ двигателя на разбеге свидетельству-
ет об изменении нагрузки на рычагах органов управле-
ния, вызванном стремлением самолета к развороту в сто-
рону отказавшего двигателя, развитии продольного тор-
можения самолета и изменении показаний приборов.
В момент отказа на разбеге возникает вращающий мо-
мент Муразв — PiZi + XflBz2) образованный тягой рабо-
тающего двигателя и лобового сопротивления отказав-
шего, который стремится сбросить самолет с полосы.
В результате разности подъемных сил левого и право-
го полукрыла возникает момент крена, который нерав-
номерно нагружает тележки. При этом резко уменьшает-
ся скорость самолета и увеличивается лобовое сопротив-
ление самолета.
I Для прекращения взлета необходимо перевести РУД
обоих двигателей на режим малого газа, применить ин-
тенсивное торможение, выключить отказавший двига-
тель (рис. 8.4).
В случае угрозы лобового столкновения с препят-
ствием необходимо поворотом передних колес и односто-
Рис. 8.4. Прерванный взлет самолета:
^ — потребная дистанция прерванного взлета: Б — располагаемая дистан-
ция прерванного взлета: В — разбег на трех двигателях; Г — участок
&орможения
155
Рис. 8.5. Продолженный взлет самолета:
А — потребная взлетная дистанция; Б — располагаемая взлетная дистан-
ция; В — разбег на трех двигателях; Г — разбег на двух двигателях; Д~
воздушный участок
ронним торможением колес тележки шасси направить
самолет в безопасную сторону.
Если самолет выполнял взлет при боковом ветре со
стороны отказавшего двигателя, то это увеличит вращаю-
щий момент в момент отказа и самолет более энергично
начнет уходить с полосы, так как разворачивающий мо-
мент увеличится на составляющую Z$x. При отказе дви-
гателя массой т = 54 т при У, = Vr = 210 км/ч дис-
танция прекращенного взлета 1700 ... 2000 м.
При продолжении взлета устранить вращающий мо-
мент и крен и сделать все, чтобы выдержать направле-
ние разбега (рис. 8.5). Для этого отклонить руль направ-
ления в сторону работающего двигателя, сила Zp.H от-
носительно центра масс самолета устранит вращающий
момент. Необходимо отклонить штурвал в сторону ра-
ботающего двигателя для обеспечения равномерной на-
грузки на тележки при движении по полосе, а после от-
рыва элеронами не допускать крена в сторону отказав-
шего двигателя.
При достижении скорости подъема передней стойки
шасси для т = 54 т; 63 = 20°; Vr — 210 км/ч в стандарт-
ных метеорологических условиях плавным взятием штур-
вала на себя отделить самолет от земли, не допуская за-
броса по углу атаки. На высоте 5... 10 м убрать шасси
156
(f перевести самолет в плавный набор высоты с креном
2... 3° в сторону работающего двигателя, выдерживая бе-
зопасную скорость взлета V2 (см. табл. 4.1). На высоте
120 м пилот переводит самолет в горизонтальный полет и
по достижении скорости V3 = 275 км/ч убирает закрыл-
ки, разгоняя самолет до скорости 305 км/ч.
Сбалансированная длина взлетной дистанции при
массе 54 т в условиях международной стандартной атмос-
феры (MCA) равна 2000 м, вертикальная скорость на пер-
вом участке набора высоты Vu = 3 ...4 м/с.
По достижении безопасной высоты над препятствия-
ми на скорости не менее 330 км/ч с креном не более 20° в
любую сторону необходимо выполнить первый разворот,
после чего перевести работающие двигатели на номи-
нальный режим, выключить отказавший двигатель и за-
крыть пожарный кран.
При уходе на запасный аэродром или для заверше-
ния полета необходимо после уборки закрылков на взлет-
ном режиме работающих двигателей набрать высоту 400 м
(43л < 5 м), перевести работающие двигатели на номи-
нальный режим, разогнать самолет до безопасной скоро-
сти набора высоты по маршруту с одним отказавшим дви-
гателем.
Отказ одного двигателя в наборе. При отказе двигате-
ля в наборе высоты убрать разворачивающий момент и
крен и установить режим полета самолета с креном 1...20
без скольжения, выдерживая скорость набора 380 км/ч.
Самолет Як-42 способен набирать высоту 7000 ... 8000 м
на двух работающих двигателях. Развороты (при полете
на двух двигателях при отказе крайнего двигателя с уб-
ранными закрылками) выполнять координированно с
креном не более 15° в любую сторону на скорости не ме-
нее 350 км/ч (рис. 8.6).
Отказ двух двигателей в наборе. При необходимости
выполнения набора, что является крайней мерой, уста-
новить скорость 330 км/ч. Самолет имеет у земли при т =
157
Рис. 8.6. Потолки самолета Як-42:
А—потолки при двух работающих двигателях в условиях соответственно
MCA и MCA+IO0; Б— потолки при одном работающем двигателе в усло-
виях взлетного и номинального режимов; В — потолок при одном работа-
ющем двигателе в условиях МСА+10®
= 52 ... 50 т вертикальные скорости 1... 2 м/с, потолок
практический 1000 ... 1500 м (см. рис. 8.6).
Отказ одного двигателя в горизонтальном полете.
При отказе одного двигателя в горизонтальном полете
устранить разворачивающий момент и крен, установить
работающим двигателям номинальный режим и выклю-
чить отказавший двигатель. Из-за большой тяговоору-
женности потеря высоты незначительна, самолет продол-
жает полет на высотах 6000 ... 8000 м со скоростями
700 ... 800 км/ч. Дальность и продолжительность умень-
шаются незначительно. Снижение с одним отказавшим
двигателем выполняется, как обычно (см. рис. 8.6).
Отказ двух двигателей в горизонтальном полете.
При отказе двух двигателей в горизонтальном полете ус-
158
I
довить скорость снижения 330 км/ч, а работающему
двигателю — номинальный режим. Самолет снижается
с уменьшающейся вертикальной скоростью до практиче-
ского потолка 1000 ... 2000 м, зависящего от массы само-
лета.
Заход на посадку и посадка с одним отказавшим дви-
гателем. Заход на посадку и посадка с одним отказав-
шим двигателем при сбалансированном положении трим-
мера руля поворота по технике пилотирования и действи-
ям экипажа практически не отличаются от захода и по-
садки с тремя работающими двигателями в обычных усло-
виях.
Развороты при заходе на посадку выполнять как в
сторону работающего, так и в сторону отказавшего дви-
гателя с креном не более 20° на скорости не менее
330 км/ч при убранных закрылках.
После третьего разворота на прямой установить ско-
рость по прибору 330 км/ч и выпустить закрылки на 20°.
После четвертого разворота перед переводом самолета в
глиссаду снижения на скорости не более 280 км/ч выпу-
стить закрылки на 45°. Скорость на глиссаде до высоты
выравнивания выдерживать 210 ... 205 км/ч. При посад-
ке с боковым ветром желательно, чтобы он был со сто-
роны отказавшего двигателя. В этом случае при уборке
крена перед приземлением не возникает сноса самолета.
Для предотвращения грубой посадки начинать дрос-
селировать двигатели нужно позднее. В отдельных слу-
чаях (большая посадочная масса, высокая температура)
может потребоваться использование взлетного режима
работы двигателей вплоть до приземления. Для обеспече-
ния ухода на второй круг при малых давлениях и высо-
ких температурах закрылки рекомендуется отклонять
только на 20°.
Л Уход на второй круг с одним отказавшим двигателем
возможен с высоты не менее 30 м. После принятия реше-
ния об уходе на второй круг необходимо перевести рабо-
159
тающие двигатели на взлетный режим, выдерживая ск0.
рость, равную скорости начала ухода, но не меньще
210 ... 205 км/ч, перевести самолет в горизонтальный по-
лет, после выхода двигателей на взлетный режим убрать
закрылки до 20°, а затем шасси и перевести самолет в на-
бор высоты на скорости не менее 220 ... 230 км/ч (по при.
бору)-
Для получения максимальной вертикальной скорости
выдерживать режим с креном 2...30 в сторону работаю-
щего двигателя. На высоте не менее 120 м на скорости не
менее У3 убрать закрылки, разгоняя самолет до скоро-
сти 350 км/ч, и на безопасной высоте выполнить первый
разворот. Затем перевести работающие двигатели на но-
минал и повторить заход на посадку.
Заход на посадку и посадка с двумя отказавшими дви-
гателями. После выполнения четвертого разворота на
скорости не менее 300 км/ч выпускают шасси и увеличива-
ют режим работающего двигателя для сохранения го-
ризонтального полета. После выпуска шасси необходимо
выпустить закрылки и предкрылки на 20°, сохраняя ско-
рость по глиссаде в зависимости от полетной массы при
63 = 20°. Режим работы двигателя устанавливается та-
кой, который обеспечивает движение по глиссаде вплоть
до взлетного. При т = 40 ... 44 т У3.п = 215 ...220 км/ч.
Посадка выполняется обычно.
Уход на второй круг с двумя отказавшими двигателя-
ми практически невозможен.
Посадка с тремя отказавшими двигателями. При вы-
ключении двигателей в полете до высоты 2500 м нужно по-
пытаться их запустить. Если до высоты 2500 м двигатели
запустить не удалось, дальнейшие попытки запуска пре-
кратить и выполнить расчет на посадку с выключенными
двигателями на аэродром или любую подходящую пло-
щадку. Решение о выпуске шасси пилот принимает само-
стоятельно, в зависимости от состояния поверхности вы-
бранной площадки и рельефа местности.
160
Самолет снижается на Ин.в 350 км/ч (при этом V =
ШО ... 12 м/с). На высоте не менее 1200 м разгермети-
зировать кабину и выпустить шасси, закрыть пожарные
праны всех двигателей. На удалении 14 ... 15 км от ВПП
подать команду второму пилоту выпустить закрылки на
20° аварийно. После выпуска закрылков установить ско-
рость планирования 300 км/ч (Vy = 13,5 м/с). Пролет
ДПРМ (удаление 4 км от ВПП или площадки) выполнять
на высоте не менее 800 м, пролет БПРМ (удаление 1 км
от.ВПП) — на высоте не менее 280 м. На высоте 30...
40 м выполнить первое выравнивание с уменьшением
скорости до 270 км/ч (Yy = 11 м/с). На высоте 10 ...15 м
выполнить второе выравнивание. Необходимо по возмож-
ности больше погасить скорость (Упос — 230 ... 240 км/ч).
После опускания передней опоры приступить к интенсив-
ному аварийному торможению.
Глава 9
ПРОЧНОСТЬ САМОЛЕТА И ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА
В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ
9.1. Прочность самолета
Для оценки степени увеличения подъемной силь^само-
лета вводится понятие перегрузки: пу = RyJ^h где
R.ya — подъемная сила самолета; G — сила тяжести.
Большим перегрузкам самолет может подвергаться при
полете в неспокойном воздухе, а также при маневре.
Наибольшая перегрузка, при достижении которой еще
не появляются остаточные деформации крыла, называет-
ся максимально допустимой в эксплуатации: Птах =
Ш Riamax^G> где тах — максимально допустимая
fi Зак. 1384 1 61
подъемная сила, при достижении которой крыло самоде.
та не получает остаточной деформации.
Расчетная разрушающая перегрузка определяется
при-коэффициенте безопасности [ = 1,5 и равна п :
= ftniax Л При массе самолета т 52 000 кг Пп1ах = >
2,5, а перегрузка пр.р = 3,75.
В процессе эксплуатации не может быть допущена не
только перегрузка, при которой происходит разрушение
самолета, но и перегрузка, при которой отдельные его де-
тали могли бы получить остаточные деформации.
Большие перегрузки при маневре могут возникнуть!
при разворотах с большими углами крена и при выводе
самолета из экстренного снижения. Учитывая, что угол ,
крена в летной эксплуатации не превышает 30°, а вывод
из экстренного снижения выполняется с перегрузкой не
более 1,2, самолет в этих видах полета не подвергается
действию перегрузки более /г„1ах (см. рис. 5.3, б).
Расчет на прочность шасси самолета ведется при мак-
симальной посадочной массе для расчетного случая по-
садки Еш (посадка самолета на главные опоры шасси без
боковых перегрузок). Расчетная перегрузка при этом
пш = 4,12 при коэффициенте безопасности f = 1,65.
Рейсовые полеты самолет Як-42 в основном выполня-
ет на высотах 9600 ... 8000 м с истинной скоростью 750...
800 км/ч. С уменьшением высоты полета увеличиваются
плотность воздуха и скоростной напор. Постоянному ско-
ростному напору на разных высотах соответствуют раз-
ные истинные скорости и одна и та же индикаторная ско-
рость, поэтому для удобства эксплуатации в качестве ог-
раничения принимаются постоянные приборные скорости.
Учитывая это, для расчета самолета на прочность при-
нимаем предельную скорость Утах = 600 км/ч, которой
соответствует скоростной напор 71Пах = 18 кН/м2. Та-
кую приборную скорость самолет может иметь при сни-
жении, когда он разгоняется под действием составляющей
162
силы тяжести. Превышать эту расчетную скорость за-
прещается, так как при этом самолет может получить
остаточные деформации (рис. 9.1).
По результатам расчетов, статических и летных испы-
таний и других расчетно-экспериментальных работ само-
лет Як-42 имеет достаточную прочность (согласно
НЛГС-2) при следующих значениях скоростей полета,
скоростных напоров, числе М:
а) наибольшая приборная скорость полета для дли-
тельных режимов в эксплуатации V = 600 км/ч, при этом
скоростной напор — 18 кН/м2;
г- б) то же на высоте более 5000 м, Ун.э 615 км/ч;
в) наибольшая скорость полета при выполнении
экстренного снижения самолета V„ э = 600 км/ч; q =
= 18 кН/м2;
6*
163
г) максимальная приборная скорость полета при
уборке и выпуске закрылков:
V = 360 км/ч при 63 = 20°; q = 6 кН/м2
V= 300 км/ч при б3 = 45°; д=4кН/м2
И = 300км/ч при 6И_55°; д=4кН/м2;
д) максимальная скорость полета при выпуске и поле-
те с шасси и в нормальной эксплуатации: V = 405 км/ч
(q = 7,7 кН/м2).
Герметичная кабина фюзеляжа рассчитана для эксп-
луатации самолета с избыточным давлением 49 кН/м2
при коэффициенте безопасности f = 1,5.
9.2. Особенности полета самолета
в неспокойном воздухе
При выполнении полета самолета с углом атаки а, на
скорости Vr подъемная сила Ryal = cyaSpV2/2 равна си-
ле тяжести, а перегрузка равна 1. При попадании само-
лета в восходящий поток к вектору скорости набегаю-
щего потока У] добавляется скорость восходящего потока
W. Следовательно, угол атаки ау увеличится на Да и
станет а2 = ах 4- Да, это вызовет увеличение подъемной
г> Ry а'2- 1
силы и перегрузки пУаГ ю пУа2 = > 1
(рис. 9.2, а, б). При полете на больших скоростях углы
атаки малы и при действии значительных порывов воз-
можно получение больших перегрузок и разрушение
самолета.
При полете на малых скоростях углы атаки велики,
запас до критических углов атаки мал и значительный
восходящий порыв может вызвать сваливание самолета.
Поэтому при попадании в зону сильной болтанки
(с перегрузками более 1,5 g) необходимо учитывать сле-
дующее:
164
1) при пилотировании в условиях болтанки не сле-
дует реагировать рулями на каждое движение самолета,
так как самолет обладает достаточной устойчивостью и
сам, без помощи пилота, стремится сохранить исходное
балансировочное положение. Полет следует выполнять
с полузажатым управлением, пилотировать самолет по
средним показателям авиагоризонта, не допуская рез-
ких кренов, кабрирования и резких движений штурва-
лом;
Рис. 9.2. Особенности полета в неспокойном воздухе:
“ — увеличение угла атаки при действии порыва: б — срыв потока с кон-
Иов крыла на больших углах атаки; в — прирост су при увеличении угла
“таки; г — затяжной срыв самолета
165
2) скорость приборную выдерживать на малых высо-
тах И = 400 ... 500 км/ч, а на больших высотах при
М. = 0,7 ... 0,75 — скорость V = 450 км/ч;
3) при резком броске и увеличении высоты полета,
вызванных мощным восходящим потоком, не допускать
уменьшения скорости полета и уменьшения режима ра-
боты двигателей. При интенсивном подъеме самолета с
одновременным переходом на пикирование, вызванном
восходящим потоком большой протяженности, необхо-
димо удерживать самолет в исходном режиме, не препят-
ствовать подъему самолета и не переводить его в режим
еще большего пикирования;
4) в случае непроизвольного выхода самолета на ре-
жим тряски (что может произойти при воздействии мощ-
ного вертикального порыва) следует немедленно и энер-
гично отдать штурвал от себя за нейтральное положение,
в результате чего самолет практически без запаздывания;
уменьшит угол атаки и тряска прекратится (рис. 9.2, в, г);
5) если при выходе на режим тряски возникло резкое
кабрирование или сваливание на крыло (что возможно
при запаздывании вмешательства пилота в управление),
следует, не изменяя режима работы двигателей, немед-
ленно и энергично полностью отклонить штурвал от себя
и удерживать его в этом положении до момента выхода
самолета на досрывные углы атаки, что определяется по
прекращению тряски. Элероны и руль направления во
время тряски следует удерживать нейтрально независи-
мо от угла крена;
6) при резком снижении самолета, вызванном мощ-
ным нисходящим потоком, необходимо удерживать само-
лет в горизонтальном полете и, не препятствуя снижению,
перевести самолет на кабрирование. В этом случае необ-
ходимо также следить за скоростью, не допуская боль-
шого отклонения ее от скорости установившегося
режима;
166
7) набор высоты в зоне сильной болтанки произво-
дить не рекомендуется. В случае необходимости (для по-
чета над облачностью) это следует выполнить заблаго-
временно, до попадения в зону сильной болтанки;
Ж 8) при выполнении захода на посадку в условиях
сильной болтанки рекомендуется выдерживать те же ско-
рости полета по кругу, что и в нормальных условиях,
после выпуска закрылков в посадочное положение уста-
новить скорость планирования на 10 км/ч больше ско-
рости, рекомендуемой для нормальных условий.
При попадании самолета на планировании в сильный
нисходящий поток, приводящий к увеличению вертикаль-
ной скорости снижения самолета по вариометру более
чем на 3 м/с, необходимо установить двигателям взлет-
ный режим и выполнить уход на второй круг.
Воздушные потоки с периодами нарастания перегруз-
ки пу <Z 2 с называются порывами. Порыв вызывает рез-
кую перегрузку, при этом скорость самолета, высота по-
лета, угол наклона траектории почти не изменяются. При
плавном набегании воздушного потока за счет запаса
устойчивости и вертикального перемещения самолет про-
тиводействует изменению угла атаки а от вертикального
порыва, перегрузки получаются значительно меньше.
Перегрузку можно определить по формуле
1 „ Vi Wi S ,
— k.
где знак <+» или <—» — соответственно восходящий или нис-
ходящий порыв; р — плотность воздуха; — тангенс угла на-
клона, т. е. градиент изменения коэффициента cy& при изменении
угла атаки; V,- — индикаторная скорость самолета; Wi — инди-
каторная скорость вертикального порыва; k — коэффициент,
характеризующий нарастание вертикального порыва, для Як-
426 —0,9 ...0,95; G—силатяжести самолета; S — площадь крыла.
Таким образом, приращение перегрузки от порыва
ветра пропорционально скорости полета и интенсивно-
му
сти порыва и обратно пропорционально нагрузке ца
крыло.
При рассмотрении действия вертикального потока
воздуха на крыло самолета оценивают так называемый
эффективный порыв. Индикаторный эффективный порыв
Wi Оф отличается от действительного, замеренного в кон-
кретных условиях, поскольку вследствие влияния вязко-
сти воздуха в действительности отсутствуют резко огра-
ниченные вертикальные потоки воздуха. Всегда имеется
переходная зона, в которой скорость вертикального пото-
ка воздуха меняется от 0 до значения Wi эф. Для самолета
Як-42 эффективный индикаторный порыв связан с действи-
тельным: зф = Wi/к, где k = 0,9 ... 0,95. Расчет вер-
тикальных порывов ведем по формуле 1Г/эф — У,Аа,
где Аа — прирост угла атаки. Для самолета Як-42 допу-
стимые вертикальные порывы 12 ...14 м/с.
Для оценки запаса углов атаки (запаса коэффициента
сУа) рассмотрим кривые сУа, потребные для горизонталь-,
ного полета на различных высотах и допустимых значений
(рис. 9.3). Расстояние между кривой допустимых значе-
ний сг/(2доп и каждой кривой потребных с^дотр выражает
запас по коэффициенту сУа (по углам атаки) на данной вы-
соте полета. Если запас по сУа большой, то для выхода
самолета на большие углы атаки требуется более
значительное их увеличение. А это значит, что при поле-
те в неспокойном воздухе существует маньшая вероят-
ность выхода самолета на сУалОа и сУаСв. На малых высо-
тах наибольший запас по сУа существует при V -
-- 450 км/ч. С поднятием на высоту сУаТЮГ увеличивается,
а запас по сУа уменьшается, поэтому самолет может вый-
ти на СуаСВ при значительно меньших вертикальных по-
рывах. На высоте 10 000 м наибольший запас по коэффи-
циенту подъемной силы сУа будет на М = 0,6 ... 0,65.
168
Рис. 9.3. Кривые зависимости сц (потребных и допустимых) для
'самолета Як-42
К Запас по сУа в значительной степени зависит от полет-
ной массы самолета. Чем больше масса, тем кривая
су\ пот р идет выше и запас по сУа (а) меньше. Поскольку
на больших высотах запас по сУа мал, не следует нару-
шать ограничение по эшелону для данной массы самоле-
та, чтобы малейший порыв не сваливал самолет.
I Запас по сУа можно учитывать при помощи перегруз-
ки. При сУа происходит горизонтальный полет с пере-
грузкой пу = 1. При выходе самолета на сУаЛОп подъем-
ная сила и перегрузка пу увеличиваются пропорциональ-
но с;/адоп- Следовательно, п//аДОп выразится отношением
с?/адоп к clJ(if потребному для горизонтального полета:
лг/адоп = сУа!1Оа/суаГ.г. Значение перегрузок на различ-
ных высотах полета показано на рис. 9.4, где видно, что
на большей высоте допустимые перегрузки меньше. Точ-
ки пересечения графиков допустимой перегрузки по проч-
169
ности и допустимых перегрузок по тряске показывают,
что в момент выхода самолета на перегрузку, допустимую
по тряске, возникает максимально допустимая перегруз-
ка по прочности.
На высотах более 8000 м получить максимально до-
пустимую перегрузку по прочности нельзя, так как рань-
ше самолет получит максимально допустимую перегруз-
ку по тряске.
При полете в неспокойном воздухе на рекомендуемом
числе М — 0,6 обеспечивается наибольший запас по с,1а
(перегрузке), а это значит, что на углы атаки, тряски
и срыва самолет может выйти при более значительных
порывах ветра.
Минимальная скорость полета в условиях турбулент-
ной атмосферы на высотах до 3000 м составляет
330 км/ч, от 3000 м до 7000 м—370 км/ч, а выше 7000 м —
410 км/ч.
170
9.3. Влияние сдвига ветра на взлет
и посадку самолетов Як-42
I Влияние сдвига ветра на полет воздушного судна ос-
новано на том, что благодаря значительной массе (50...
54 т) самолет обладает большой инерцией, которая
Препятствует быстрому изменению его путевой скорости,
в то время как приборная «воздушная» скорость изменя-
ется соответственно изменению ветра. Если бы самолет
под действием изменений ветра мог мгновенно ускорять
или замедлять свое движение относительно земной по-
верхности, проблемы сдвига ветра не существовало бы.
Изменение приборной скорости происходит в течение пе-
риода времени, недостаточного для соответственного из-
менения путевой скорости. В результате изменения при-
борной скорости соответственно увеличивается или
уменьшается подъемная сила крыла и самолет отклоняет-
ся вниз или вверх от заданной линии полета. Восстанов-
ление приборной скорости, уменьшающейся вследствие
изменения скорости ветра, без перевода двигателей на
другой режим работы или перевода самолета на снижение
требует значительного времени.
При наличии достаточных запасов по высоте и скоро-
сти полета самолет Як-42 без вмешательства пилота мо-
жет восстанавливать режим полета, нарушенный изме-
нением скорости или направления ветра.
Если же встреча со сдвигом ветра происходит на малой
высоте при выполнении захода на посадку, то экипаж са-
молета, связанный ограниченными запасами высоты и
скорости, а также приемистостью двигателей и дефици-
том времени, должен принять участие в восстановлении
нарушенного режима полета.
Наибольшую опасность при этом представляет верти-
кальный сдвиг ветра, когда самолет в посадочной конфи-
гурации находится на глиссаде.
171
В слое воздуха выше линии раздела наблюдается
встречный ветер скоростью 40 км/ч (рис. 9.5), ниже ее
скорость ветра резко уменьшается до 10 км/ч, а у земли
становится равной нулю (штиль). В точке А на самолет
действует встречный ветел 40 км/ч, приборная скорость
самолета в этой точке составляет 210 км/ч, а путевая — со-
ответственно 170 км/ч. При дальнейшем снижении само-
лета по глиссаде в точке В скорость ветра резко уменыиа-'
ется. Приборная скорость самолета в этой точке также
резко уменьшается на величину изменения встречного
ветра и становится равной 180 км/ч. Чтобы сохранить
приборную скорость и положение на глиссаде, необходи-
мо мгновенно увеличить путевую скорость самолета на
30 км/ч (т. е. на величину уменьшения встречного ветра),
Однако вследствие инерции самолета на это требуется
значительное время. Временное уменьшение приборной
скорости вызывает резкое уменьшение подъемной силы
Rya, отклонение самолета вниз по глиссаде и приводит к
посадке до полосы.
Рис. 9.5. Влияние положительного сдвига ветра на самолет
172
При увеличении встречной составляющей скорости
ветра происходит обратная картина — приборная ско-
рость увеличивается и самолет отклоняется вверх от
глиссады. Сдвиг ветра может наблюдаться на любой вы-
соте. Реальную опасность представляет даже умеренный
’сдвиг ветра на малой высоте при взлете и заходе на по-
садку, когда у самолета сокращаются запасы высоты и
скорости.
Характерные признаки особого случая полета — сдви-
га ветра. Хорошее знание метеорологических условий,
вызывающих возникновение сдвига ветра, является бе-
зусловной необходимостью для пилота. Кроме того, необ-
ходимо хорошо знать летные характеристики самолета,
особенно те положения по тангажу и тяге, которые тре-
буются при выполнении обычных заходов на посадку.
{Отклонения указанных значений от нормальных под-
тверждают факт наличия сдвига ветра.
I Превышение угла тангажа и тяги свидетельствует о
том, что заход на посадку выполняется при встречной со-
ставляющей. Снижение их указывает на присутствие по-
путного ветра. Следует иметь в виду, что эти определения
основываются на известной глиссаде снижения или на
контрольных ориентирах.
[ Скорости снижения при полете по неизменной на-
клонной траектории или по глиссаде являются функция-
ми путевой скорости. При заходе на посадку, выполня-
емом в условиях встречной составляющей, вызывающей
уменьшение путевой скорости, требуется увеличение тяги
и угла тангажа. Скорость снижения при этом умень-
шается.
Рекомендации по выполнению взлета. Экипаж само-
лета во время предполетной подготовки должен иметь ин-
формацию о фактическом ветре у земли, на высоте 100 м
и на высоте круга. По этим данным и следует оценить
характер и величину сдвига ветра.
173
Если встречная составляющая скорости ветра у
земли меньше, чем на высоте 100 м и на высоте аэродром',
ного круга полетов, то взлет и набор высоты выполняют,
как обычно.
Если же встречная составляющая больше, чем на вы-
соте, или на высоте круга ветер переходит на попутный,
то взлетное положение закрылков следует сохранять до
высоты не менее 200 м.
Если встречная составляющая скорости ветра на вы-
соте 100 м по своему значению на 10 м/с больше, чем у
земли, следует перенести вылет до ослабления сдвига
ветра.
Рекомендации по выполнению посадки. Перед заходом
на посадку пилот должен сравнить информацию о ветре
у земли с информацией о ветре на высоте круга и на высо-
те 100 м и оценить величину и характер возможного сдви-
га ветра.
При сдвиге ветра менее 5 м/с на 100 м заход на посадку
следует выполнять на режимах, рекомендованных Руко-
водством по летной эксплуатации самолета для обычных
условий. При сдвиге ветра более 5 м/с на 100 м высоты,
если встречная составляющая скорости ветра у земли
меньше, чем на высоте, необходимо соответствующим уве-
личением частоты вращения двигателей повысить при-
борную скорость на 10... 15 км/ч по сравнению с рекомен-
дованной Руководством полетной эксплуатации для
обычных условий и выдерживать рекомендованные ско-
рости в процессе захода на посадку. Этот запас скорости
необходим для компенсации ее уменьшения под влияни-
ем сдвига ветра.
Если требуется ряд последовательных увеличений час-
тоты вращения двигателей, что свидетельствует о нали-
чии существенного сдвига ветра, то нужно увеличить при-
борную скорость на 15 ... 20 км/ч по сравнению с обыч
ной.
174
I Если для выдерживания рекомендованной скорости
требуется ряд последовательных увеличений частоты
вращения двигателей, это свидетельствует о наличии су-
щественного сдвига ветра.
Если созданный запас скорости окажется исчерпан-
ным, несмотря на увеличенный до номинала режим рабо-
ты двигателей, необходимо установить взлетный режим и
уйти на второй круг.
При попадании подготовленного к выполнению посад-
ки самолета (на глиссаде) в нисходящий поток, приводя-
щий к превышению установленной вертикальной ско-
рости снижения по вариометру больше чем на 3 м/с, пи-
лот обязан установить двигателям взлетный режим и
уйти на второй круг.
Если встречная составляющая ветра у земли на 15 м/с
меньше, чем на высоте 100 м, заход на посадку опасен.
Глава 10
ПОЛЕТ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ
10.1. Изменение аэродинамических
и летных характеристик
обледеневшего самолета
При обледенении значительно нарушается плавность
обтекания крыла, горизонтального и вертикального опе-
рения. Наиболее значительно ухудшается обтекание
профилей в случае обледенения передней кромки. Это
приводит к значительному вихреобразованию. Такой вид
ледяных наростов у самолета Як-42 может образовать-
ся при полете на малых скоростях в зоне с очень интен-
сивным обледенением или при неработающей противо-
175
обледенительной системе. Нарушение плавности обтека-
ния вызывает значительное перераспределение давления
по профилю и изменяет величину сил трения. Вследствие
этого коэффициент сУа уменьшается, сХа возрастает, а
аэродинамическое качество резко уменьшается.
Критический угол атаки крыла и'оперения, а также
суатах и с^ддоп = Суатр уменьшаются, а скорость свали-
вания увеличивается (рис. 10.1). Такое изменение аэро-
динамических характеристик вызывает также изменение
летных характеристик на всех этапах полета самолета.
Скорость и тяга, потребные для горизонтального по-
лета, возрастают вследствие уменьшения сУа, увеличе-
ния сХа и падения аэродинамического качества самолета.
Это вызывает перемещение тяги, потребной для горизон-
тального полета, вверх. В случае обледенения воздухо-
заборников двигателей возможно падение тяги силовой
установки, а также повреждение двигателей. Тяга умень-
шается также из-за отбора воздуха на противообледени-
Рис. 10.1. Влияние обледенения на аэродинамические характери-
стики
176
тельную систему крыла,
киля, стабилизатора, воз-
духозаборников двигате-
лей. Увеличение потребной
тяги и некоторое-уменьше-
|, ние располагаемой вызы-
। вает уменьшение ее запаса,
। что приводит к уменьше-
нию угла набора, верти-
кальной скорости. Мини-
мальная и минимально до-
|пустимая скорости увели-
Рис. 10.2. Изменение скорости
горизонтального полета само-
лета в зависимости от толщи-
ны льда
ииваются, а максимальная скорость полета уменьша-
ется. Диапазон скоростей, практический потолок, скоро-
подъемность и угол подъема самолета уменьшаются.
мую:
А — потребная и располагаемая тяги при обледенении; Б — потребная и
располагаемая тяги без обледенения
177
Причем чем сильнее обледенение, тем сильнее изменя-
ются аэродинамические характеристики самолета. На
рис. 10.2 показано влияние толщины льда h на макси-
мальную скорость самолета.
Такая картина наблюдается при выключенной проти-
вообледенительной системе. При ее включении лед обра-
зуется лишь на отдельных участках, изменение скорости
при этом значительно меньше (рис. 10.3). Но летные ха-
рактеристики даже при включенной противообледени-
тельной системе ухудшаются.
Нарушение плавности обтекания стабилизатора и
крыла вызывает ухудшение устойчивости и управляемо-
сти самолета.
10.2. Особенности полета
в условиях обледенения
Для обеспечения безопасности полета следует перед
вылетом тщательно изучить метеорологическую обстанов-
ку на трассе полета, особенно в районе аэродромов взле-
та и посадки, учитывая, что большинство случаев обле-
денения самолетов наблюдается на малых высотах, при
взлете, наборе высоты, снижении, посадке. Обледенение
самолета на больших высотах полета встречается редко,
хотя и возможно в любое время года.
При интенсивном обледенении полет продолжать за-
прещается в связи с возможным повреждением двигате-
лей, а также значительным ухудшением летных харак-
теристик самолета.
Взлет на обледеневшем самолете производить запре-
щается. Обледеневший самолет имеет большую массу,
меньший коэффициент подъемной силы сУа, а поэтому
значительно большую скорость отрыва самолета. При
этом также хуже устойчивость и управляемость. Все это
может привести к катастрофе самолета.
178
В При работе двигателей в условиях обледенения, мок-
। рого снега, дождя, тумана, мороси, а также в условиях
повышенной влажности воздуха (как при отрицатель-
ных, так и при небольших положительных температурах
наружного воздуха) возможно образование льда на воз-
духозаборнике двигателя и на частях двигателя.
На земле во всех случаях при температуре наружного
! воздуха до 5 °C при наличии облачности, тумана, снего-
| пада, дождя, мороси двигатели должны работать только с
I включенными противообледенительными устройства-
ми самих двигателей и их воздухозаборников.
При взлете противообледенительные системы стекол,
двигателей, оперения, крыла должны быть включены.
В полете за 5 мин до входа в облачность, туман, снего-
I пад, дождь и морось (а ночью перед началом снижения)
при температуре наружного воздуха до 5 °C необходимо
| включить противообледенительную систему. Для увели-
чения расхода воздуха и повышения надежности работы
двигателей режим работы установить не меньше 0,85 но-
минального.
После выхода из зоны обледенения при полной уве-
ренности в отсутствии льда на защищаемых плоскостях
f противообледенительную систему выключить.
При посадке в условиях обледенения противообледе-
I нительные системы двигателей, крыла оперения выключа-
I ются после окончания пробега.
При заходе на посадку с отказавшей противообледе-
I нительной системой, а также в случае неуверенности в
I отсутствии льда на стабилизаторе посадку выполнять с
в закрылками, отклоненными на 20°, угол отклонения ста-
билизатора на кабрирование в этом случае не должен пре-
вышать — 6°. Скорости захода на посадку с закрылками,
I отклоненными на 20°, должны быть 220...230 км/ч при т=
1= 40 ...46 т.
179
Глава 11
ЭКОНОМИЯ ТОПЛИВА В ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
11.1. Повышение топливной эффективности
в эксплуатации
Качественное выполнение полета и предполетной
подготовки является залогом успешной работы в об-
ласти экономии авиационного топлива в целом по
отрасли. Двигатели Як-42 экономичны, качество са-
молета велико, часовые расходы топлива малы.
Экономию топлива необходимо соблюдать как в
предполетной подготовке, так и непосредственно в
полете и на земле при работающих двигателях. Важ-
но не просто экономить топливо, а добиться наимень-
шего его расхода на единицу транспортной продук-
ции (тонно-километр или пассажиро-километр), в
противном случае наиболее эффективно было бы ле-
тать с наименьшей коммерческой загрузкой, при ко-
торой обеспечиваются наименьшие часовые расходы
топлива.
Поэтому эффективность использования топлива
оценивают по его удельному расходу
<7уд — ттК^тк.«) или <7уд — ^т/(^-^п)>
где тТ — масса топлива, расходуемого на один полет, L — даль-
ность полета; тк.в — масса перевозимой коммерческой нагрузки;
Nn — число пассажиров.
Таким образом, чем выше комерческая нагрузка,
тем меньше удельный расход топлива. Повышение
в эксплуатации фактической коммерческой нагрузки
самолета на 1 т уменьшает показатель на 5...5,5%,
а это означает, что для перевозки заданного числа пас-
сажиров и грузов можно на каждые 100 рейсов сде-
лать на пять рейсов меньше.
180
Удельный расход топлива зависит от протяженно-
сти маршрута. Наименьшие значения удельных расхо-
дов топлива обеспечиваются при полетах в диапазоне
(дальностей 1500... 1800 км. При меньших дальностях
возрастает доля затраты топлива на этапах посадки,
руления, взлета, ожидания в общем балансе расходов
топлива на полет, поэтому удельные расходы топлива
. значительно возрастают (например, при дальности
полета 500... 600 км удельные расходы топлива на
10... 15% больше, чем при полете на дальность
1 1500... 1800 км). Если дальность больше 1800 км, то
| коммерческая нагрузка снижается из-за необходимо-
I сти увеличивать запас топлива при ограничении взлет-
| ной массы (54 т). Следствие этого — значительный
| рост удельных расходов топлива. Например, при по-
I лете на дальность 2500—3000 км удельный расход топ-
I лива возрастает на 20.. .25%. Эксплуатационный диа-
I пазон дальностей, в котором удельные расходы топли-
ва отличаются от минимальных не более чем на 10%,
£ составляет 1000... 2000 км. Поэтому очень важно для
I обеспечения максимальной топливной эффективности,
чтобы планирование маршрутов самолета приходилось
I на данный диапазон дальностей. Необходимо, однако,
I учитывать, что наибольшая дальность в этом диапазо-
I не зависит также от статистических значений скоро-
I стей ветра на конкретном маршруте и аэронавигацион-
гных запасов топлива, которые определяются прежде
| всего удалением запасных аэродромов. Верхний диа-
пазон дальностей может быть меньше.
На снижение средних удельных расходов топлива
I влияет оптимальное использование вариантов самоле-
тов ЯК-42. В настоящее время на внутрисоюзных лини-
[ ях используются самолеты с вариантами компоновок
I на 120 мест. Поэтому выгодно использовать эти само-
I леты в диапазоне дальностей 1500... 1800 км в за виси-
I мости от условий на конкретных маршрутах (удале-
18)
ние запасных аэродромов, ветровой и температурный
режим). Однако для больших дальностей выгоднее
использовать самолет с меньшим числом пассажир-
ских кресел, так как он имеет меньшую массу.
В первом диапазоне дальностей (до 1800 км) воз-
можности снижения удельных расходов топлива зави-
сят в основном от применяемых методов экономии топ-
лива на различных этапах полета. Наибольшая ком-
мерческая загрузка для данной компоновки зависит
только от работы службы организации перевозок и
спроса на воздушные перевозки. Во втором диапазоне
дальностей (больших экономической) экипажу при-
надлежит определяющая роль в снижении удельных
расходов топлива, так как от расчета коммерческой
нагрузки зависят максимально допустимые взлетная и
посадочная массы, АНЗ, потребная масса топлива.
Поэтому от качества предполетного анализа, тщатель-
ной предполетной подготовки, определения минималь-
но допустимой коммерческой нагрузки экипажами во
многих случаях зависят фактическая коммерческая за-
грузка самолета и возможность снижения удельных
расходов топлива.
11.2. Повышение топливной эффективности
на этапе предполетной подготовки
Экономия топлива, а точнее снижение удельных
расходов топлива на единицу транспортной продукции
на этапе предполетной подготовки, определяется вы-
бором оптимальных трассы и высот эшелона и АНЗ
топлива, расчетом максимально допустимых взлетной
и посадочной масс для аэродрома взлета и посадки,
потребной массы заправляемого топлива и коммерче-
ской загрузки, вариантом загрузки для обеспечения
оптимальной центровки.
182
Оптимальную трассу в общем случае определяют
расчетом времени полета и потребной массы топлива
для прогнозируемых ветра и температур и трассовых
ограничений на высоту полета. За наивыгоднейшую
принимается трасса, на которой расход топлива наи-
меньший и, как правило, наименьшее время полета.
Обычно это условие соответствует трассе наименьшей
протяженности, хотя в ряде случаев ветровой режим
на трассе может изменить его.
В процессе подготовки к полету важно определить
оптимальную высоту полета, на которой обеспечива-
ется наименьший расход топлива. Однако при выборе
высоты эшелона необходимо учитывать и ветровые
характеристики: при значительной разнице в скоро-
сти ветра на двух попутных эшелонах необходимо
рассчитать расход топлива и время полета для каж-
дого из этих эшелонов и выбирать эшелон, на кото-
ром расход топлива на полет наименьший.
Планирование полета на высотах ниже оптималь-
ных приводит к значительному перерасходу топлива.
Точный расчет потребного количества топлива обес-
печивает наиболее благоприятные условия для эконо-
мии его в полете, если полет осуществляется с наи-
меньшей массой. При планировании полета с массой
топлива, превышающий расчетную, приходится за-
трачивать дополнительное топливо для перевозки его
излишков. В этом случае посадочная масса существен-
но влияет на расход топлива. На больших дальностях
это влияние проявляется сильнее. Провоз лишней тон-
ны топлива приводит к перерасходу топлива в каж-
дый час полета на 20 ... 30 кг.
При полетах на дальность больше экономической
точный расчет и заправка топлива без превышения по-
требной на полет с учетом АНЗ обеспечивает возмож-
ность перевозки наибольшей коммерческой нагрузки.
183
Так как удельный расход топлива q = тт/(тк.иЬ) t
то очевидно, что уменьшение потребной массы топлива
для полета приводит к снижению q также за счет уве-
личения знаменателя тк.в.
При подготовке к полету важно также определить
вариант загрузки, обеспечивающий наиболее близкую
к рекомендуемым центровку (25... 30% САХ). Рас-
четы и летные испытания показывают, что с увеличе-
нием центровки уменьшается отношение прироста
километрового расхода к полетной массе. Причем из-
менение центровки с 20 до 30% САХ позволяет сни-
зить километровый расход топлива на 1 % вследствие
уменьшения угла отклонения стабилизатора. При
этом угол атаки самолета несколько уменьшается,
снижается и индуктивное сопротивление. Оптималь-
ный вариант загрузки можно подобрать как по цент-
ровочному графику, так и при помощи ЭВМ по специ-
альной программе. В любом случае с точки зрения
снижения расходов топлива целесообразно добиваться
более задних центровок в пределах рекомендованных
(до 30% САХ).
11.3. Методы экономии топлива
в полете и на земле
В полете экипаж имеет возможность обеспечивать
экономию авиатоплива следующими методами: ис-
пользование наивыгоднейших высот и ступенчатых
профилей, программ скоростей крейсерского полета,
самолетных систем (кондиционирования, противооб-
леденительной); снижением потерь аэродинамического
качества на балансировку в полете; маневром после
взлета на уменьшенных скоростях; бесступенчатым
набором высоты на оптимальном режиме по кратчай-
шему маршруту; точным расчетом точки начала сни-
184
жения; бесступенчатым снижением на оптимальном
режиме; использованием оптимальных режимов ожи-
дания; заходом на посадку с прямой; более поздним
выпуском шасси и закрылков.
Общая экономия топлива в процессе полета скла-
дывается из экономии на каждом этапе. Ежегодно са-
молеты ЯК-42 выполняют сотни тысяч полетов, поэто-
му экономия десятков килограммов топлива в каждом
полете позволяет экономить тысячи тонн топлива в год
в масштабах Аэрофлота. Это свидетельствует о том,
что нельзя пренебрегать даже небольшими потерями
топлива ,в летной эксплуатации.
Наибольшая экономия топлива достигается на
крейсерском этапе полета. Неиспользование наивыгод-
нейших эшелонов приводит к значительному перерас-
ходу топлива.
Снижение крейсерских скоростей в соответствии с
программами изменения чисел М, в зависимости от
высоты, полетной массы, направления и скорости вет-
ра, рекомендованными в РЛЭ, также дает возмож-
ность экономить топливо. Уменьшение крейсерского
числа М от 0,75 до 0,63 позволяет сократить расход
топлива на 6... 7%. При этом время полета увеличи-
вается примерно на 10 мин. Дальнейшее снижение
скорости (М = 0,6) обеспечивает дополнительную эко-
номию топлива, расходуемого в крейсерском полете,
однако при этом значительно возрастает время полета
(в нашем примере более чем на 15 мин), что приводит
к заметному увеличению эксплуатационных расходов.
В процессе полета целесообразно каждые 30 мин
корректировать числа М в соответствии с рекоменда-
циями РЛЭ в зависимости от полетной массы (с уче-
том выработки топлива), высоты эшелона и ветрово-
го режима: при встречном ветре к наивыгоднейшим
числам М, определенным по номограмме их зависи-
мости от полетной массы, добавляется поправка на ве-
185
тер. В процессе полета важно следить за точностью
выдерживания чисел М. Увеличение скорости полета
по сравнению с рекомендованными на 10 км/ч приво-
дит к увеличению расхода топлива. Необходимо тща-
тельно устанавливать заданную скорость, периодиче-
ски корректируя режим работы двигателей по мере
необходимости.
В процессе полета нужно следить за тем, чтобы ко-
личество воздуха, отбираемого от двигателей, строго
соответствовало требованиям системы кондициониро-
вания. При максимальном отборе воздуха для систе-
мы кондиционирования расход топлива возрастает на
1... 2% и более. Необходимо также следить за свое-
временным включением и выключением противообле-
денительных систем, работа которых также заметно
влияет на расход топлива.
В полете следует обеспечить правильную баланси-
ровку рулем направления и элеронами. Так, из-за не-
симметричной тяги правого и левого двигателей может
возникнуть необходимость отклонения руля направле-
ния и, следовательно, элеронов. Неверная балансиров-
ка может привести к перерасходу топлива до 1%.
К другим методам экономии топлива относится
взлет на уменьшенных режимах работы двигателей
при достаточной длине летной полосы и выдерживании
требований к градиенту набора высоты после взлета.
Взлет целесообразно осуществлять без остановки на
исполнительном старте, что также снижает расход
топлива на 20... 30 кг на полет.
При развороте после взлета на угол более 90° це-
лесообразно выполнять разворот без разгона, так как
при этом сокращаются радиус разворота и пройденное
расстояние. Например, разворот на 180° на скорости
V = 550 км/ч происходит на 40 с больше, чем при
V = 400 км/ч, а расход топлива больше на 20 кг.
186
Набор высоты необходимо выполнять по кратчай-
шему маршруту по возможности без ступенек, так как
горизонтальный полет на меньших высотах требует в
1,5 раза больше топлива на километр пути по сравне-
нию с крейсерским полетом. При этом в целях эконо-
мии топлива целесообразно набирать высоту на режи-
ме, близком к режиму минимального расхода.
Очень важно для экономии топлива точно рассчи-
тать точку начала снижения. Ранее снижение приводит
к необходимости выполнять горизонтальный полет на
малой высоте, и, следовательно, к перерасходу топли-
ва; задержка начала снижения также приводит к от-
клонению режима снижения от оптимального и пере-
расходу топлива. Поэтому снижение целесообразно
осуществлять на режиме, близком к минимальному
расходу топлива при неотклоненных интерцепторах по
возможности без горизонтальных площадок.
Ожидание над основным или запасным аэродро-
мами посадки необходимо осуществлять на скоростях,
близких к Уктах, в зависимости от высоты и полетной
массы, при которых обеспечиваются наименьшие ча-
совые расходы топлива.
Для экономии топлива очень эффективна посадка
с прямой, которая в настоящее время широко исполь-
зуется в практике полетов гражданской авиации.
Летные испытания показали, что более поздний вы-
пуск шасси и механизации также является эффектив-
ным методом экономии топлива (до 30 кг и более на
полет) вследствие существенного снижения лобового
сопротивления самолета и потребных режимов рабо-
ты двигателей.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Глава
\?“и?гоНТаХТя"^2",И СКОРОСТ"°Г°
1.1. Уравнение состояния газа ...........
1.2. Звук, скорость звука и число М ... .
1.3. Закон постоянства расхода воздуха в
струйке .................................
1.4. Закон Бернулли и его значение в аэро-,
динамике ................................
1.5. Аэродинамические силы крыла при
М < 0,4..................................
1.6. Аэродинамические силы крыла при М >
>0,4.....................................
1.7. Аэродинамические силы профиля крыла
при М > Мкр..............................
1.8. Изменение Rya(cya)’ (cxj и качества
К от числа М.............................
1.9. Факторы, влияющие на число Л4кр . .
1.10. Аэродинамические особенности стрело-
видного крыла Як-42......................
1КИ и конст-
< са-
характеристики са-
Глава 2. Геометрические и аэродинамические характе-
ристики самолета и его силовой установки
2.1. Геометрические характеристики и кс
руктивно-аэродинамические особенности
молета .........................
2.2. Аэродинамические
молета ..................................
2.3. Механизация крыла самолета и ее влия-
ние на аэродинамические характеристики . .
2.4. Сила тяги и удельный расход топлива
2.5. Дроссельная характеристика двигателя
2.6. Скоростная характеристика двигателя
2.7. Высотная характеристика двигателя .
2.8. Влияние температуры и давления на
тягу двигателя .............
3
4
6
7
9
И
14
16
18
20
24
24
29
33
38
40
41
42
43
Глава 3. Горизонтальный полет ......................44
3.1. Скорость и тяга, потребные для горизон-
тального полета..........................44
3.2. Зависимость скорости и тяги от угла
атаки самолета...........................45
3.3. Кривые потребных и располагаемых
тяг 46
3.4. Влияние изменения полетной массы на
летные данные самолета...................49
3.5. Влияние высоты на летные данные само-
лета ....................................50
3.6. Полет на минимальных скоростях ... 53
3.7. Полет на максимальных скоростях и
предельных числах М......................54
3.8. Влияние выпуска шасси и закрылков на
потребную тягу...........................56
3.9. Горизонтальный полет................57
Глава 4. Взлет самолета.............................59
4.1. Выполнение взлета...................59
4.2. Силы, действующие на самолет при
взлете ..................................62
4.3. Скорость отрыва и длина разбега само-
лета ....................................63
4.4. Определение максимально-допустимой
взлетной массы самолета..................66
4.5. Особые виды взлета..................71
4.6. Ошибки при выполнении взлета .... 75
Г л а в а 5. Набор высоты и снижение самолета . . . . 77
5.1. Скорость, угол и вертикальная скорость
набора высоты...........................77
5.2. Порядок набора высоты..............80
5.3. Скорость, угол и вертикальная скорость
планирования и снижения.................81
5.4. Порядок снижения с эшелона полета 84
188
189
('лава 6. Посадка самолета...........................86
6.1. Заход на посадку и посадка самолета 86
6.2. Посадочная скорость и длина пробега
самолета...................................89
6.3. Особые виды посадки..................93
6.4. Отказ управления стабилизатором . . 99
6.5. Последствия ошибок при выполнении
посадки...................................104
Глава 7. Равновесие, устойчивость и управляемость
самолета.............................................106
7.1. Общие сведения......................106
7.2. Центровка самолета..................108
7.3. Продольное равновесие...............109
7.4. Продольная устойчивость.............113
7.5. Продольная управляемость самолета . 120
7.6. Особенности продольной устойчивости
самолета во втором режиме полета и на
больших высотах...........................124
7.7. Особенности устойчивости и управляе-
мости Як-42 при выпуске закрылков .... 126
7.8. Поперечное равновесие, устойчивость
и управляемость...........................134
7.9. Путевое равновесие, устойчивость, уп-
равляемость . . .........................139
7.10. Особенности боковой устойчивости и уп-
равляемости ..............................142
7.11. Сваливание самолета................144
Глава 8. Полет при несимметричной тяге...........149
8.1. Поведение самолета при отказе двига-
теля ......................................149
8.2. Полет самолета с отказавшим двигателем. 151
8.3. Выполнение полетов при отказе двига-
теля .....................................154
Глава 9. Прочность самолета и особенности полета
в неспокойном воздухе.................................161
9.1. Прочность самолета.................161
190
9.2. Особенности полета самолета в неспо-
койном воздухе.............................164
9.3. Влияние сдвига ветра на взлет и посадку
самолетов Як-42............................171
Глава 10. Полет в условиях обледенения...........175
10.1. Изменение аэродинамических и летных
характеристик обледеневшего самолета . . 175
10.2. Особенности полета в условиях обле-
денения 178
Глава 11. Экономия топлива в летной эксплуатации 180
11.1. Повышение топливной эффективности
в эксплуатации......................... . 180
11.2. Повышение топливной эффективности на
этапе предполетной подготовки ..... 182
11.3. Методы экономии топлива в полете и на
земле . ................................. 184