Взлет и посадка в условиях спутного следа.

Часть пространства, в котором происходит вызванное ВС возмущенное движение воздуха, называется СПУТНЫМ СЛЕДОМ. Начало спутного следа соответствует месту нахождения ВС, а конец – тому месту пространства, где возмущенное движение воздуха, вызванное ВС, практически полностью прекратилось. Спутный след за самолетом образуется реактивными струями двигателей, пограничным слоем, сошедшим с поверхности самолета, и вихрями, сбегающими с концов крыла.

Попадание ВС в струю от ТРД летящего впереди самолета на близком расстоянии может вызвать помпаж двигателя и его самовыключение.

Возмущение, вносимое в спутный след пограничным слоем, сравнительно невелико. Практически размывается на расстоянии 100…150 м.

Наиболее сильное воздействие на ВС оказывают концевые вихри, образованные крылом. Т.к. на концах крыла происходит перетекание воздуха с нижней поверхности на верхнюю. Результатом такого сложного движения воздуха является концевые вихри, закрученные в строго определенном направлении и уносимые набегающим потоком. Расстояние между этими вихрями несколько меньше размаха крыла (около 80% размаха). При горизонтальном полёте самолёта вихри тянутся за ним почти горизонтально, очень медленно опускаясь вниз. Направление вращения вихрей таково, что воздух между ними отбрасывается вниз.

Воздействие спутного следа одного ВС на движение другого ВС зависит от:

- геометрических и конструктивных параметров обоих ВС (размах и форма крыла, масса и т.д.)

- параметры, характеризующие движение каждого ВС (скорость, перегрузка, углы атаки и т.д.)

- степень турбулентности атмосферы (наличие атмосферной турбулентности сокращает время рассеивания спутного следа)

Воздействие спутного следа на попавшее в него ВС выражается в основном в резком кренении последнего, что представляет опасность при полетах вблизи земли из-за последующей потери высоты (т.е. наиболее опасно на взлете и посадке).

Попадание ВС в вихревой след может привести к явлению бафтинга (частотно-резонансное возбуждение элементов конструкции ВС), болтанке ВС, к неконтролируемой скорости вращения по крену (до 200 гр/c) с потерей высоты полета (до 150..200 м), а также потере управляемости ВС.

Для предотвращения попадания ВС в спутный след другого используется выдерживание определенного временного интервала между двумя ВС (не менее 1 мин), либо необходимо выдерживать интервал по высоте (10…20 м)- сАмнительно!!!

 

Ввиду сказанного выше, при посадке позади большого воздушного судна, пилот должен избегать турбулентности спутного следа оставаясь выше линии пути конечного участка захода на посадку и приземляться дальше точки приземления большого воздушного судна.

При взлёте позади большого воздушного судна, пилот должен избегать турбулентности спутного следа оставаясь выше и с наветренной стороны: движение воздушных масс будет дополнительно содействовать смещению спутного следа от линии пути следующего воздушного судна.

 

Одним из факторов, оказывающих значительное влияние на уровень обеспечения безопасности полетов, является фактор спутного следа − возникновение авиационной катастрофы (АК) в результате попадания воздушного судна (ВС) в спутный след движущегося впереди ВС – генератора спутного следа. Для создания подъемной силы летящий самолет отбрасывает вниз определенную массу воздуха. Скорость опускания воздуха увеличивается к концу размаха крыла. На концах крыла вследствие перетекания воздуха из-под крыла образуются потоки воздуха, направленные вверх. В результате на концах крыла возникают два мощных вихревых жгута. Таким образом, за ВС формируется спутный вихревой след, состоящий из пары параллельных опускающихся вихревых жгутов противоположного вращения, представляющий опасность для попадающих в него ВС. Протяженность дальнего вихревого следа за тяжелым магистральным самолетом достигает 10 − 12 км. При вхождении в область вихревого следа происходит внезапное возмущение траектории движения (прежде всего заброс по крену), пересечение интенсивного вихревого следа из-за больших динамических нагрузок может привести к разрушению конструкции

76. Минимальные интервалы горизонтального эшелонирования при использовании системы наблюдения обслуживания воздушного движения устанавливаются:

б) при аэродромном диспетчерском обслуживании:

не менее 5 км, за исключением случаев выполнения процедур параллельных взлетов и посадок воздушных судов;

не менее 10 км в тех случаях, когда:

воздушное судно следует за воздушным судном массой 136000 кг и более;

воздушное судно пересекает след воздушного судна массой 136000 кг и более;

воздушное судно, следующее позади воздушного судна массой 136000 кг и более, использует одну и ту же взлетно-посадочную полосу или параллельные взлетно-посадочные полосы, расположенные на расстоянии менее 1000 метров между их осевыми линиями.

Взлет с боковым ветром.

При разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом β. Следовательно, относительно воздуха самолет движется со скольжением под углом β. Результирующая скорость набегающего потока V при наличии стреловидности крыла раскладывается на составляющие V₁ и V₂. Составляющая V₁, которая определяет величину аэродинамических сил, у левого крыла больше, а у правого меньше. Вследствие этого подъемная сила Y₁+ βY и сила лобового сопротивления X₁+ βX₁ левого крыла больше, чем Y₂ – βY₂ и X₂– βX₂ правого.

В результате разности подъемных сил (Y₁+ βY₁ >Y₂– βY₂) у самолета возникает кренящий момент на правое крыло (по ветру), а в результате разности лобовых сопротивлений (X₁+ βX₁ > X₂+ βX₂ ) возникает разворачивающий момент, под действием которого самолет разворачивается влево, т.е. против ветра. Разворачивающий момент также создается боковой силой Zβ, возникающей вследствие скольжения самолета в набегающем потоке. Эта же сила создает дополнительный кренящий момент самолета по ветру.

Таким образом, в процессе разбега при взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться против ветра и накрениться по ветру. При увеличении скорости на разбеге угол скольжения самолета β в набегающем потоке, кренящие и разворачивающие моменты уменьшаются. При подъеме передней опоры угол атаки самолета увеличивается, подъемная сила растет, причем на левой половине крыла она достигает величины, равной половине веса самолета до скорости отрыва. Поэтому при дальнейшем увеличении скорости самолет начинает крениться на правое полукрыло и отрыв его происходит с креном на это полукрыло. После отрыва появляется снос самолета по ветру.

На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивление, чем при отсутствии бокового ветра, что способствует некоторому увеличению длины разбега.

Учитывая изложенное, взлет с боковым ветром должен выполняться следующим образом.

Направление на разбеге выдерживается с помощью управления колесами передней опоры шасси и отклонением руля направления вправо. С увеличением скорости на разбеге эффективность руля направления возрастает и расход педалей уменьшится.

Кренящий момент самолета уравновешивается моментом элеронов путем отклонения штурвала в наветренную сторону, причем по мере увеличения скорости эффект элеронов увеличивается и угол отклонения штурвала следует уменьшать с таким расчетом, чтобы отрыв самолета от ВПП был без крена.

Разгон самолета после отрыва осуществляется с углом упреждения в сторону ветра, равным углу сноса по ветру, не допуская крена. По мере увеличения скорости самолета угол сноса постепенно уменьшается, поэтому для сохранения направления взлета угол упреждения следует также уменьшать.