Особенности выполнения полёта самолёта типа d а 40 при сваливании и при попадании в непреднамеренный штопор

Введение.

В последние годы для первоначального обучения в училищах ГА используются самолёты иностранного производства, на которых установлены кресла пилотов, не предусматривающих возможности использования парашютов для пилотов.

Как следствие в программах обучения пилотов, отсутствует упражнение для обучения курсантов выполнять ввод и вывод самолёта из «Штопора». Это приводит к тому, что курсанты не знают причин попадания самолёта в режим «Сваливания», а также точный алгоритм вывода самолёта из непреднамеренного «Штопора». Что в свою очередь снижает уровень безопасности полётов гражданских самолётов, пилотируемых пилотами, не выполнявших в процессе подготовки ввод и вывод самолёта из «Штопора».

Это методическое указание предназначено для более глубокого изучения и понимания курсантами причин попадание самолёта в режим «Сваливание самолёта» и «Штопор самолёта».

1.1 Общие сведения

 

DA 40NG является самолётом австрийского производства компании Diamond и обладает характеристиками очень технологичного и экономичного воздушного судна.

Среди компонентов планера есть пластик, а также углеволокно, обладающее высокой легкостью и прочностью. В производстве управляющих поверхностей самолёта, таких как РВ, РН, элероны и закрылки, была применена многослойная технология производства. В их состав входит использование углеволокна и стелкловолокна. При этом в состав лопасти винта входят не только композитные материалы, но и дерево, что придаёт дополнительную легкость конструкции, а использование нержавеющего покрытия в составе кромки винта придаёт повышенную прочность.

Самолет имеет двигатель Austro Engine E4-A, который является винтовым и четырёхцилиндровым, также имеющий редукционную передачу винта 1:1,69 и систему прямого впрыска и жидкосного охлаждения, включающую турбоохладитель. В качестве топлива может использоваться авиационный керосин и дизельное топливо, при этом выдаваемая мощность может составлять 123,5 кВт (165,6 л.с.) при 2300 об/мин.

Режим работы двигателя контролируется автоматически при помощи цифрового электронного регулятора. Данный самолёт имеет гидравлический винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69, с тремя лопастями, с возможностью изменения шага и при этом имеется система поддержания постоянных оборотов.

При производстве лопастей воздушного винта, кроме дерева, также используется стеклопластик в качестве покрытия и акриловый лак в качестве отделочного покрытия. Защитой от эрозии для передней кромки винта является оковка из нержавеющей стали, которая приклеена к лопасти на внешней части. Для внутренней части защитой служит полиуретан, представленный в качестве самоклеющейся эластичной ленты.

Из всех аварийных ситуаций в полёте следует выделить отказ двигателя и сваливание самолёта.

Из определения сваливания следует, что это движение самолёта, колебательное или апериодическое, протекающее относительно любой из его осей, не парируемое без уменьшения угла атаки из-за существенного ухудшения управляемости самолёта. Причиной возникновения сваливания является срыв потока на крыле на околокритических углах атаки.

Скорость сваливания определяется как теоретически, так и на практике. Формула скорости сваливания выглядит следующим образом:

Результат лётных испытаний позволяет определить скорость сваливания на практике. Самолёт, находясь в горизонтальном полёте, подвергается торможению с единичной перегрузкой, и скорость при которой начинается либо колебательное, либо апериодическое движение относительно одной из осей самолёта с угловой скоростью 0,1 рад/с и является скоростью сваливания.

Что касается самолёта  DA 40NG  , в случае достижения угла атаки 16,17 и 18 появляется тряска (небольшая), звуковая сигнализация срабатывает не сразу либо вообще не срабатывает (а срабатывает в случае потери скорости, например, при выводе самолёта из сложного пространственного положения). Как и сказано ранее, РУС необходимо отдать от себя и достичь безопасной скорости (тряски может не быть вообще в зависимости от условий внешней среды).

Самолёт отлично управляется на больших углах атаки, но о возможностях самолёта нельзя узнать в связи с ограничениями РЛЭ.

Непосредственно при выполнении сваливания самолёта (в учебных целях) ВС хорошо устойчив, при уменьшении РУД до малого газа самолёт плавно (в зависимости от окружающей среды), начинает опускать нос и стремится набрать скорость, задача пилота выдерживать самолёт в ГП до срабатывания звуковой сигнализации (приблизительно 65 knt, опять же скорость сваливания зависит от условий внешней среды, массы, конфигурации, закрылок), отдать РУС от себя, убрать тряску если она возникла, набрать необходимую скорость, вывести самолёт в ГП с дачей РУД по Vu.

При выполнении такого элемента как сваливание было замечено что:

- после того как РУД убран, РУС нужно плавно подтянуть на себя, чтобы удержать ВС в горизонте (соответственно педали нейтрально, чтобы ВС не свалилось в штопор), при достижении, скорости сваливания (в зависимости от условий внешней среды, массы и тд);
      - слышно звуковую сигнализацию;
      - при дальнейшем удерживании самолёта в ГП начинает происходить слегка заметная тряска ВС);
     - соответственно, чтобы самолёт удержать в ГП,чем больше ВС находится на таком режиме, тем больше нужно плавно подтягивать РУС на себя, не допуская кренов, «всё в нейтральном положении». Далее самолёт плавно начинает то опускать нос, то поднимать его с набором и снижением высоты, амплитуда колебания возрастает и самолёт постепенно начинает терять высоту;

- при дальнейшем расположении рулей в этом положении, колебания относительно боковой оси прекращаются, самолёт начинает двигаться вокруг продольной оси, создавая крены, с течением времени крены увеличиваются и скорость выполнения крена возрастает.

 

Выводится же самолёт самостоятельно дачей РУС от себя.

Режим авторотации воздушного винта используется в случае отказе двигателя. Высота полёта и скорость самолёта уменьшается, так как располагаемая тяга отсутствует, а сопротивление набегающего потока остается прежним. Первоочередная задача пилота - обеспечение безопасного завершения полета то есть – безопасной скорости и положения самолета в пространстве.

Отказ двигателя приводит к ухудшению аэродинамических характеристик самолёта (рис. 1).

Рис. 1. Влияние отказа двигателя на аэродинамические характеристики

 

Отказ силовой установки прекращает обдувание винтом крыла, из-за чего уменьшается скорость обтекания крыла (эффективная), что приводит к уменьшению Суа и увеличению Сха.

При скольжении на левое полукрыло происходит уменьшение критического угла атаки на 1–2°, что является результатом прекращения косой обдувки фюзеляжа и вертикального оперения. Отсюда следует, что такое скольжение может вызвать срыв потока. Также поляра смещается вправо на значение изменения лобового сопротивления, из-за чего наивыгоднейший угол атаки увеличивается на 1°, при этом изменение лобового сопротивления зависит от угла скольжения (b) (рис. 2).

Рис. 2. Изменение сопротивления в следствии скольжения самолета

Парашютирование.

В горизонтальном полёте (ГП), на сбалансированном самолёте, плавно уменьшаем мощность двигателя. Самолёт уменьшает скорость полёта и появляется пикирующий момент, стремящийся опустить нос самолёта, чтобы увеличить скорость полёта до первоначальной. На которой самолёт был сбалансирован. В этом проявляется устойчивость самолёта по скорости. Внимательно следим, чтобы при уменьшении мощности двигателя не появилось скольжение самолёта.

 Ручкой управления самолётом (РУС) удерживаем нос самолёта в горизонтальном положении и продолжаем уменьшать мощность двигателя, таким образом, чтобы скорость горизонтального полёта уменьшилась до 80 узлов. С уменьшением скорости полёта увеличивается пикирующий момент. Усилие на РУС, для удерживания самолёта в ГП, возрастает.

При дальнейшем уменьшении мощности двигателя и удержании носа самолёта в ГП, скорость полёта уменьшается и появляется вертикальная скорость снижения. Самолёт начинает «парашютировать». Горизонтальная скорость полёта на которой самолёт начинает «парашютировать» зависит от полётной массы самолёта, чем меньше полётная масса самолёта, тем меньше скорость, на которой самолёт начинает «парашютирование».

С началом «парашютирования» появляется звук «Свистка», расположенного на левой плоскости. Возникает потряхивание РУС, это связано с тем что на ребре левой плоскости напротив элерона расположена треугольная пластина. Приближаясь к критическим углам атаки, на этой пластине прекращается ламинарное обтекание воздуха и происходит срыв потока. Эти турбулентные завихрения и начинают бить по элерону. Чем больше углы атаки, тем сильнее ощущается потряхивание РУС.

Таким образом уменьшая мощность двигателя и удерживая самолёт в конфигурации горизонтального полёта, уменьшаем скорость полёта с 80 до 70 узлов. На скорости 70 узлов самолёт устойчиво парашютирует с постоянной вертикальной скоростью.

Для выхода из режима «парашютирования» необходимо ослабить давление на РУС и перевести самолёт на планирование, одновременно увеличивая мощность двигателя до первоначальной. С увеличением скорости полёта до 100 узлов перевести самолёт в ГП, плавно не превышая эксплуатационную перегрузку.

Сваливание самолёта

Абсолютно все катастрофы, когда самолёт попадает в сложное пространственное положение, а также в режим сваливания, имеют единственную общую причинно-следственную связь. Это прежде всего психологическая неготовность экипажа распознавать начало опасной ситуации, а потому и неспособность к действиям, которые необходимы, когда происходит сваливание самолета с эшелона.

Это происходит потому, что одно крыло, а иногда оба, попадают на углы атаки близкие к критическим. На крыле или участке крыла возникает срыв потока и резкое падение подъёмной силы.

Сваливанием называется возникающее в результате развития срыва потока с крыла на околокритических углах атаки непроизвольное апериодическое или колебательное движение самолета относительно любой из трех его осей со сравнительно большими амплитудами угловых скоростей, немедленно не парируемое без уменьшения угла атаки самолета из-за существенного ухудшения управляемости самолета на указанных углах атаки.

Характер и вид сваливания зависят от компоновки самолёта, формы крыла в плане, вида силовой установки и расположения двигателей и т.д.

Сваливание на крыло.

Сущность сваливания самолёта на крыло заключается в том, что самолёт самопроизвольно резко делает крен в какую-либо сторону с одновременным опусканием носа, закручивается в крутую спираль.

Наблюдается у самолётов с прямым крылом, значительного сужения. В этом случае возникает концевой срыв потока, из-за которого самолёт сначала кренится, а затем опускает нос и сваливается.

Глубокое сваливание

Характерно для самолётов с Т-образным оперением и крылом умеренной стреловидности. Возникает тогда, когда самолёт, самопроизвольно кабрируя, несмотря на парирование лётчиком этой тенденции, парашютирует на очень больших углах атаки с большой скоростью снижения. В глубоком сваливании обычно не наблюдается больших разворачивающих и кренящих моментов, т.е. имеет место симметричный срыв потока на крыле. Недостаточная эффективность продольного управления на больших углах атаки обусловлена затенением горизонтального оперения возмущённым потоком, сорванным с крыла.

Сваливание на нос

При таком сваливании возникает движение самолёта с резким нарастанием угла атаки и, как следствие, угла тангажа несмотря на отклонения рычага управления по тангажу от себя для парирования кабрирующего момента. Его причиной обычно является концевой срыв потока на крыле стреловидной или треугольной формы в плане.

Не допускать скольжение.

 

Не путать «Сваливание самолёта" и «Штопор».

 

 

Рекомендации по выводу из сваливания однодвигательного самолета

Поскольку в РЛЭ самолета DА 40 не прописаны рекомендации по выводу из сваливания, в данной дипломной работе представлены рекомендации следующим образом:

Штопор

Основы теории штопора самолета стали разрабатываться в начале прошлого века. И хотя со временем характеристики самолетов и условия полета существенно изменились, борьба со сваливанием и штопором остается одной из важнейших задач самолетостроения. Явления сваливания и штопора являются причинами трудностей, возникающих в полете, и даже летных происшествий.

Опыт эксплуатации пассажирских самолетов показал, что даже при наличии сложнейших пилотажных приборов возможно сваливание самолета в штопор и его гибель. Сложные метеоусловия, отказы авиатехники, ошибки пилотов все это может стать причиной летных происшествий, во избежание которых необходимо хорошо знать аэродинамические особенности самолетов ГА, характеристики их штопора и особенности вывода из него.

К опасным явлениям в полете приводят потеря скорости, сваливание, попадание самолета в штопор и прочее. Трудности борьбы со сваливанием и штопором состоят в том, что возникновение этих явлений органически связано, во-первых, с аэродинамическими особенностями самолета и, во-вторых, со спецификой управления самолетом и его ориентировкой в пространстве при сваливании.

Впервые преднамеренный ввод самолета в штопор и вывод из него были осуществлены в 1916 г. летчиком К.К. Арцеуловым (полет выполнялся без парашюта). На самолете «Ньюпор-21» К.К. Арцеулов поднялся над Качинским аэродромом на высоту 1500 м и свалил самолет в штопор. После третьего витка вращение прекратилось, пилот перевел самолет в отвесное пикирование, а затем в горизонтальный полет.

К. К. Арцеулов у самолета Ньюпор 21, на котором он впервые в России преднамеренно выполнил штопор.

В Советском Союзе летные исследования штопора самолета впервые были проведены в 1935 г. под руководством профессора В.С.Ведрова при участии летчика-испытателя инженера Ю.К. Станкевича.

Штопором называется непроизвольное движение самолета по крутой спиралевидной траектории малого радиуса в режиме авторотации (при закритических углах атаки самолета, с одновременным вращением его относительно всех трех осей), немедленно не парируемое без уменьшения угла атаки из-за частичной, а иногда даже практически полной потери управляемости самолета, и характеризуемое значительным усложнением условий ориентировки пилота.

 

Фотография получена путём наложения отдельных заснятых кадров.

Режимы штопора в зависимости от положения пилота относительно Земли (вверх или вниз головой) можно разделить на две категории – нормальные и перевернутые.

Нормальным называется штопор, в котором пилот находится в положении головой вверх. Это штопор, протекающий при положительных закритических углах атаки самолета.

Перевернутым называется штопор, в котором пилот находится в положении головой вниз. Это штопор, протекающий при отрицательных закритических углах атаки; самолет находится в положении «на спине» (выполняет перевернутый полет).

 

Введение.

В последние годы для первоначального обучения в училищах ГА используются самолёты иностранного производства, на которых установлены кресла пилотов, не предусматривающих возможности использования парашютов для пилотов.

Как следствие в программах обучения пилотов, отсутствует упражнение для обучения курсантов выполнять ввод и вывод самолёта из «Штопора». Это приводит к тому, что курсанты не знают причин попадания самолёта в режим «Сваливания», а также точный алгоритм вывода самолёта из непреднамеренного «Штопора». Что в свою очередь снижает уровень безопасности полётов гражданских самолётов, пилотируемых пилотами, не выполнявших в процессе подготовки ввод и вывод самолёта из «Штопора».

Это методическое указание предназначено для более глубокого изучения и понимания курсантами причин попадание самолёта в режим «Сваливание самолёта» и «Штопор самолёта».

1.1 Общие сведения

 

DA 40NG является самолётом австрийского производства компании Diamond и обладает характеристиками очень технологичного и экономичного воздушного судна.

Среди компонентов планера есть пластик, а также углеволокно, обладающее высокой легкостью и прочностью. В производстве управляющих поверхностей самолёта, таких как РВ, РН, элероны и закрылки, была применена многослойная технология производства. В их состав входит использование углеволокна и стелкловолокна. При этом в состав лопасти винта входят не только композитные материалы, но и дерево, что придаёт дополнительную легкость конструкции, а использование нержавеющего покрытия в составе кромки винта придаёт повышенную прочность.

Самолет имеет двигатель Austro Engine E4-A, который является винтовым и четырёхцилиндровым, также имеющий редукционную передачу винта 1:1,69 и систему прямого впрыска и жидкосного охлаждения, включающую турбоохладитель. В качестве топлива может использоваться авиационный керосин и дизельное топливо, при этом выдаваемая мощность может составлять 123,5 кВт (165,6 л.с.) при 2300 об/мин.

Режим работы двигателя контролируется автоматически при помощи цифрового электронного регулятора. Данный самолёт имеет гидравлический винт mt-Propeller MTV-6-R/190-69, с тремя лопастями, с возможностью изменения шага и при этом имеется система поддержания постоянных оборотов.

При производстве лопастей воздушного винта, кроме дерева, также используется стеклопластик в качестве покрытия и акриловый лак в качестве отделочного покрытия. Защитой от эрозии для передней кромки винта является оковка из нержавеющей стали, которая приклеена к лопасти на внешней части. Для внутренней части защитой служит полиуретан, представленный в качестве самоклеющейся эластичной ленты.

Из всех аварийных ситуаций в полёте следует выделить отказ двигателя и сваливание самолёта.

Из определения сваливания следует, что это движение самолёта, колебательное или апериодическое, протекающее относительно любой из его осей, не парируемое без уменьшения угла атаки из-за существенного ухудшения управляемости самолёта. Причиной возникновения сваливания является срыв потока на крыле на околокритических углах атаки.

Скорость сваливания определяется как теоретически, так и на практике. Формула скорости сваливания выглядит следующим образом:

Результат лётных испытаний позволяет определить скорость сваливания на практике. Самолёт, находясь в горизонтальном полёте, подвергается торможению с единичной перегрузкой, и скорость при которой начинается либо колебательное, либо апериодическое движение относительно одной из осей самолёта с угловой скоростью 0,1 рад/с и является скоростью сваливания.

Что касается самолёта  DA 40NG  , в случае достижения угла атаки 16,17 и 18 появляется тряска (небольшая), звуковая сигнализация срабатывает не сразу либо вообще не срабатывает (а срабатывает в случае потери скорости, например, при выводе самолёта из сложного пространственного положения). Как и сказано ранее, РУС необходимо отдать от себя и достичь безопасной скорости (тряски может не быть вообще в зависимости от условий внешней среды).

Самолёт отлично управляется на больших углах атаки, но о возможностях самолёта нельзя узнать в связи с ограничениями РЛЭ.

Непосредственно при выполнении сваливания самолёта (в учебных целях) ВС хорошо устойчив, при уменьшении РУД до малого газа самолёт плавно (в зависимости от окружающей среды), начинает опускать нос и стремится набрать скорость, задача пилота выдерживать самолёт в ГП до срабатывания звуковой сигнализации (приблизительно 65 knt, опять же скорость сваливания зависит от условий внешней среды, массы, конфигурации, закрылок), отдать РУС от себя, убрать тряску если она возникла, набрать необходимую скорость, вывести самолёт в ГП с дачей РУД по Vu.

При выполнении такого элемента как сваливание было замечено что:

- после того как РУД убран, РУС нужно плавно подтянуть на себя, чтобы удержать ВС в горизонте (соответственно педали нейтрально, чтобы ВС не свалилось в штопор), при достижении, скорости сваливания (в зависимости от условий внешней среды, массы и тд);
      - слышно звуковую сигнализацию;
      - при дальнейшем удерживании самолёта в ГП начинает происходить слегка заметная тряска ВС);
     - соответственно, чтобы самолёт удержать в ГП,чем больше ВС находится на таком режиме, тем больше нужно плавно подтягивать РУС на себя, не допуская кренов, «всё в нейтральном положении». Далее самолёт плавно начинает то опускать нос, то поднимать его с набором и снижением высоты, амплитуда колебания возрастает и самолёт постепенно начинает терять высоту;

- при дальнейшем расположении рулей в этом положении, колебания относительно боковой оси прекращаются, самолёт начинает двигаться вокруг продольной оси, создавая крены, с течением времени крены увеличиваются и скорость выполнения крена возрастает.

 

Выводится же самолёт самостоятельно дачей РУС от себя.

Режим авторотации воздушного винта используется в случае отказе двигателя. Высота полёта и скорость самолёта уменьшается, так как располагаемая тяга отсутствует, а сопротивление набегающего потока остается прежним. Первоочередная задача пилота - обеспечение безопасного завершения полета то есть – безопасной скорости и положения самолета в пространстве.

Отказ двигателя приводит к ухудшению аэродинамических характеристик самолёта (рис. 1).

Рис. 1. Влияние отказа двигателя на аэродинамические характеристики

 

Отказ силовой установки прекращает обдувание винтом крыла, из-за чего уменьшается скорость обтекания крыла (эффективная), что приводит к уменьшению Суа и увеличению Сха.

При скольжении на левое полукрыло происходит уменьшение критического угла атаки на 1–2°, что является результатом прекращения косой обдувки фюзеляжа и вертикального оперения. Отсюда следует, что такое скольжение может вызвать срыв потока. Также поляра смещается вправо на значение изменения лобового сопротивления, из-за чего наивыгоднейший угол атаки увеличивается на 1°, при этом изменение лобового сопротивления зависит от угла скольжения (b) (рис. 2).

Рис. 2. Изменение сопротивления в следствии скольжения самолета

ОСОБЕННОСТИ ВЫПОЛНЕНИЯ ПОЛЁТА САМОЛЁТА ТИПА D А 40 ПРИ СВАЛИВАНИИ И ПРИ ПОПАДАНИИ В НЕПРЕДНАМЕРЕННЫЙ ШТОПОР