Изменение аэродинамических и летных характеристик при отказе двигателя

При отказе двигателя аэродинамические характеристики самолета ухудшаются (рис. 8.2).

Рис. 16.1. Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя

Коэффициент лобового сопротивления (с_х) увеличивается:

– вследствие вынужденного увеличения угла атаки при потере скорости.

Коэффициент подъемной силы (с_у) уменьшается за счет уменьшения эффективной скорости обтекания крыла воздушным потоком из-за прекращения обдувки крыла винтом от силовой установки.

Из анализа аэродинамических характеристик следует, что критический угол атаки уменьшается примерно на 1–2° вследствие влияния скольжения на левое полукрыло, которое возникает в результате резкого прекращения косой обдувки фюзеляжа и вертикального оперения, что может вызвать преждевременный срыв. Наивыгоднейший угол атаки увеличивается примерно на 1° из-за смещения поляры вправо на величину приращения лобового сопротивления. Прирост сопротивления зависит от величины угла скольжения (b) (рис. 8.3).

Рис. 16.2. Прирост сопротивления при скольжении самолета

Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на взлете.

1. В случае отказа двигателя во время разбега:

– установите РУД двигателя в положение IDLE;

– рулем направления сохраняйте направление движения;

– тормоза используйте по обстоятельствам для сохранения направления и остановки в пределах ВПП (КПБ).

При наличии опасности возникновения пожара при столкновении с препятствиями:

–выключатель ENGINE MASTER (главный выключатель двигателя) установить в положение OFF;

–переключатель FUEL SELECTOR (переключатель подачи топлива) установить в положение OFF.

2. В случае отказа двигателя после отрыва до высоты 100 - 150 м:

- Немедленно перевести самолет на снижение, обеспечив необходимую скорость планирования (72 – 78 узлов, в зависимости от полетной массы);

- если длина оставшейся части ВПП достаточна, выполнить посадку прямо по курсу, для уточнения расчета возможен выпуск закрылков до положения LDG (посадка);

- категорически запрещается возвращаться на аэродром. Возврат на аэродром может привести к катастрофе. (Два примера: Наш Сорокин с Катасоновым в августе 1998г. и сасовский Як-18Т 36 серии – тоже инструктор с курсантом - в ноябре 2012г. трагическое тому подтверждение);

- если длина оставшейся части ВПП недостаточна, необходимо принять решение о выполнении посадки прямо перед собой на оставшуюся часть ВПП, КПБ или заранее намеченную площадку для аварийной посадки. Допустимы незначительные отвороты для обхода препятствий (до высоты 50 м);

- действия при выполнении посадки см. п.1 и РЛЭ ВС DA40.

Отказ двигателя в наборе высоты и в горизонтальном полете

1. Отказ двигателя в наборе на высоте более 150 м, скорость не менее 88 узлов, закрылки убраны, действия:

- не допускать потери воздушной скорости до уровня менее V_mCA;

- перевести самолет на планирование и сделать попытку запустить двигатель;

- убедиться, что воздушный винт остается в режиме авторотации;

- Максимальная высота повторного запуска двигателя в полете:

барометрическая высота 16400 футов: немедленный повторный запуск

барометрическая высота 10 000 футов: повторный запуск в течение двух минут;

- Воздушная скорость.....................................88 узлов (приборная);

- Далее действия экипажа в соответствии с пунктом 3.3.5 РЛЭ DA40

«Повторный запуск двигателя в полете».

Если двигатель не запускается, или произошла остановка воздушного винта, что указывает на

серьезную механическую неисправность двигателя. В этом случае:

Закрылки...................................................УБРАТЬ

Воздушная скорость.................................88 узлов (приборная);

Относительная дальность планирования (качество) самолета составляет 9,7 (для самолета с шасси без обтекателей – 9,4); т.е. на каждые 1000 футов (305 м) потери высоты максимальная дальность планирования при нулевом ветре составляет 1,59 морской мили (2,94 км);

Совершить аварийную посадку, как описано в разделе 3.7.1

«Аварийная посадка с остановленным двигателем».
В случае если двигатель заработает:

- перевести рычаг управления двигателем за 1-2 с во взлетное положение, а затем установить режим, необходимый для полета;

- если нормальная работа двигателя восстановлена, продолжить полет и выполнить посадку на ближайшем запасном аэродроме.

1. Поведение самолета при отказе двигателя и первоочередные действия пилота в аварийной ситуации.

2. Изменение аэродинамических и летных характеристик при отказе двигателя.

3. Особенности выполнения полета с неработающим двигателем.

4. Отказ двигателя на взлете.

5. Отказ двигателя в наборе высоты и в горизонтальном полете.

6. Посадка с неработающим двигателем.

ОСОБЫЕ УСЛОВИЯ ПОЛЕТА.

Поведение самолета при полете в неспокойном воздухе. Сдвиг ветра. Выход на большие углы атаки. Рекомендации по пилотированию самолёта в условиях сдвига ветра и выводу из не преднамеренного штопора.

При полете в неспокойном воздухе на самолет действуют порывы ветра различного направления. Порыв ветра может изменить углы атаки, скольжения и скорость набегающего потока, вследствие чего изменятся величины аэродинамических сил и их моментов, которые, в свою очередь, вызывают нарушение равновесия самолета и изменение величины перегрузки.

Вектор скорости порыва ветра, действующего на самолет, можно разделить на три составляющие.

Горизонтальный порыв (W_x) не оказывает существенного влияния на равновесие, а перегрузка изменяется на небольшую величину, так как изменение подъемной силы и лобового сопротивления незначительно.

Боковой порыв (W_z) вызывает нарушение бокового равновесия самолета, что является опасным только при полете на больших углах атаки.

Вертикальные воздушные потоки – восходящие и нисходящие – имеют наибольшее значение с точки зрения безопасности полета. При попадании самолета в восходящий поток (W_y) существует две опасности:

– получение перегрузки больше максимально допустимой и разрушение самолета в воздухе;

– выход самолета на срывные углы атаки и сваливание.

В случае попадания в восходящий поток угол атаки увеличивается на Da _W (рис. 9.1). Величину приращения угла атаки можно рассчитать по формуле

.

Рис. 17.1. Изменение угла атаки за счет влияния восходящего потока воздуха

Из формулы следует, что для уменьшения прироста угла атаки и предотвращения выхода самолета на сваливание необходимо держать большую скорость полета.

Рассмотрим влияние порыва ветра на изменение перегрузки. Известно, что в установившемся горизонтальном полете сумма вертикальных сил, действующих на самолет, равна нулю, а перегрузка равна единице: n = Y / mg = 1.

При попадании в восходящий порыв происходит быстрое увеличение угла атаки и, следовательно, увеличение подъемной силы (см. рис. 9.1):

.

Перегрузка n_W может стать больше допустимой, и произойдет разрушение или деформация самолета. Приращение перегрузки при действии порыва ветра можно записать в виде:

, .

Следовательно, для уменьшения приращения перегрузки (Δ n_y) необходимо выполнять полет на меньшей скорости.

Из вышесказанного можно сделать вывод, что полет самолета в турбулентной атмосфере должен выполняться в определенном диапазоне скоростей (рис. 9.2), нарушение которого может вызвать следующие особенности при эксплуатации:

1. Полет на излишне малых приборных скоростях (V < V ₁), где углы атаки большие, недопустим, так как восходящий поток может вывести самолет на околокритические углы атаки, при которых возможен срыв самолета, хотя опасность возникновения больших перегрузок отсутствует.

2. Полет на излишне больших скоростях (V > V ₂) также недопустим, так как при попадании в восходящий порыв на самолете возможно появление больших перегрузок.

Рис. 17.2. Диапазон скоростей при полете в условиях турбулентности

Действующие на самолет перегрузки могут быть созданы пилотом (маневренные) или воздействием внешних возмущений (болтаночные).

Величина маневренной перегрузки зависит от весовых, геометрических параметров самолета и квалификации пилота.

Допустимая положительная (отрицательная) перегрузка в зависимости от скорости и конфигурации составляет: 3,8 (–1,52) при V_A; 3,8 (0) при V_NE; 2,0 (–) с закрылками в положении APP или LDG.

Предельное время воздействия эксплуатационной перегрузки на конструкцию:

Коэффициент эксплуатационной перегрузки	–0,2	–0,3	–0,4	–0,5
Предельное время, с

ПРЕДУПРЕЖДЕНИЕ:

1. Следует избегать продолжительных перегрузок с отрицательным ускорением, это может привести к ухудшению управляемости воздушного винта и помпажу двигателя.

2. Превышение максимальных конструкционных коэффициентов эксплуатационной перегрузки ведет к возникновению чрезмерной нагрузки на самолет.

3. При превышении указанных максимальных коэффициентов эксплуатационной перегрузки на силовую установку и предельного времени их воздействия высвечивается аварийный индикатор L/R OIL PRES (давление масла левого/правого двигателя).

Самолет DA 40 отвечает требованиям безопасности по условиям обеспечения неразрушаемости конструкции на различных этапах полета, в пределах ресурса, установленного фирмой изготовителем. По условиям прочности, обеспечения устойчивости и управляемости самолет имеет ограничения по скорости (скоростному напору) для различной конфигурации самолета:

1) V_mCA = 71 узел – минимальная эволютивная воздушная скорость. При полете с одним неработающим двигателем воздушная скорость должна превышать данное значение;

2) V_A – расчетная маневренная скорость: 133 узла при m > 1542 кг и 117 узлов при m < 1542 кг. После превышения этой скорости запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей;

3) V_FE – максимальная скорость полета с выпущенными закрылками: 113 узлов при d_з = 42° (LDG) и 133 узла при d_з = 20° (APP). Запрещается превышение данной скорости при определенном положении закрылков;

4) V_LO – максимальная скорость при выпуске/уборке шасси: V_LOЕ = 188 узлов и V_LOR = 152 узла. Запрещается превышение данной скорости при выпуске или уборке шасси;

5) V_LE = 194 узла – максимальная скорость полета при выпущенном шасси. Запрещается превышение данной скорости при выпущенном шасси;

6) V_NE = 188 узлов – непревышаемая скорость в спокойном воздухе. Превышение данной скорости запрещается вне зависимости от обстоятельств;

7) V_NO = 151 узел – максимальная конструкционная крейсерская скорость.

Превышение данной скорости допускается только в спокойном воздухе, при соблюдении должных мер предосторожности.

Сдвиг ветра

Сдвиг ветра – изменение вектора скорости ветра в атмосфере, измеренное на небольшом расстоянии. Для полета, особенно на этапах набора высоты после взлета и на завершающем этапе захода на посадку, наибольшую опасность представляет вертикальный сдвиг ветра – изменение вектора скорости с высотой, который может быть положительным (скорость ветра возрастает с увеличением высоты) и отрицательным (скорость ветра возрастает с уменьшением высоты).

(Горизонтальный сдвиг - изменение вектора скорости ветра в атмосфере на одной высоте -опасности не представляет.)

Сдвиги ветра различной интенсивности существуют в природе всегда. Основная проблема сдвига ветра заключается в том, что самолет в силу инерции некоторое время сохраняет путевую скорость постоянной. При резком изменении скорости ветра будет меняться воздушная скорость, а следовательно, и аэродинамические силы. Рассмотрим движение самолета по глиссаде (рис. 9.5). На приведенной схеме видно, что из-за уменьшения воздушной скорости подъемная сила (Y_a) падает и становится меньше силы веса. Самолет переходит на снижение, стремясь восстановить скорость за счет устойчивости самолета по скорости.

Восстановить положение самолета на глиссаде можно за счет увеличения тяги двигателей, а следовательно, увеличения путевой скорости. Увеличение W _пут за счет уменьшения высоты требует большого запаса высоты и времени.

Рис. 17.3. Влияние сдвига ветра на траекторию полета самолета

Основная проблема для увеличения скорости – это инертность самолета, приемистость двигателя и замедленная реакция пилота. Для повышения безопасности полетов при взлете и заходе на посадку в условиях сдвига ветра экипажам воздушных судов необходимо руководствоваться следующими рекомендациями.

Перед вылетом:

– экипаж ВС во время предполетной подготовки должен быть проинформирован о фактическом ветре у земли, на высоте 100 м и на высоте круга;

– командир ВС должен оценить характер и величину сдвига ветра и с диспетчером службы движения принять соответствующее решение.

При взлете:

– если встречная составляющая ветра у земли больше, чем на высоте, или ветер переходит в попутный, закрылки необходимо убирать на высоте не менее 200 м в два-три приема;

– если встречная составляющая скорости ветра на высоте 100 м по своей величине меньше на 10 м/с и более, чем у земли, следует отложить взлет до ослабления сдвига ветра.

При заходе на посадку:

– при сдвиге ветра менее 5 м/с на 100 м заход на посадку выполнять на обычных режимах;

– при сдвиге ветра 5 м/с и более на 100 м высоты, если встречная составляющая скорости ветра у земли меньше, чем на высоте, необходимо скорость полета увеличить на 5 – 7 узлов по сравнению с рекомендованной;

– при отсутствии информации о скорости и направлении ветра на высоте 100 м пилоту необходимо тщательно наблюдать за характером возможного изменения скорости на глиссаде. Если для выдерживания скорости требуется ряд последовательных увеличений режима работы двигателей, необходимо повысить приборную скорость на 5 – 7 узлов по сравнению с требуемой;

– если для выдерживания расчетной скорости требуется номинальный режим работы двигателей, необходимо установить режим MAX и уйти на второй круг;

– если встречная составляющая скорости ветра у земли меньше на 15 м/с и более, чем на высоте 100 м, заход на посадку представляет опасность;

– диспетчерский состав службы движения при выборе рабочего курса для взлета и посадки должен детально анализировать метеообстановку в районе аэродрома и при получении информации о сдвиге ветра сообщать об этом экипажам воздушных судов.

При воздействии сдвига ветра ситуация осложняется, если в районе посадки наблюдаются ливневые осадки, так как происходит:

– торможение самолета из-за воздействия капель воды,

– увеличение массы самолета,

– увеличение шероховатости поверхности самолета,

– ухудшение условий работы щелевой механизации.

В условиях дождя эксплуатационные качества самолета ухудшаются, особенно это относится к дистанции взлета и максимальной горизонтальной скорости. В условиях дождя слабой интенсивности пилотажные характеристики остаются практически без изменений. Полетов в условиях сильного дождя следует избегать из-за ухудшения видимости.

 

При попадании самолета в зону турбулентности необходимо уменьшить скорость полета до 120–151 узел и принять меры для выхода из этой зоны. С уменьшением высоты полета за счет роста плотности воздуха увеличивается запас по углу атаки до сваливания. Максимальная допустимая высота полета в условиях турбулентности в РЛЭ не оговаривается. Если нет возможности обойти грозовую зону, необходимо вернуться на аэродром вылета или ближайший аэродром. Все маневры при пилотировании выполнять плавно, в момент уменьшения турбулентности, не допуская крена более 15°.

Во всех случаях попадания в зону сильной болтанки не стремитесь к точному выдерживанию исходного режима полета по высоте, скорости и крену. Полет выполняйте с полузажатым управлением, по средним показаниям авиагоризонта, не допуская резких размашистых движений рычагами управления и больших величин крена. Продольным управлением пользуйтесь тогда, когда, вследствие изменившегося угла тангажа, скорость начинает увеличиваться по сравнению с исходной на значительную величину.

При броске с увеличением высоты полета, вызванным мощным восходящим потоком, не допускайте уменьшения скорости полета, не уменьшайте режим работы двигателей и не допускайте увеличения угла атаки по сравнению с исходным. В случае интенсивного подъема самолета с одновременным переходом на пикирование, вызванного мощным восходящим потоком большой протяженности, удерживайте самолет в исходном режиме по углу атаки, не препятствуйте подъему самолета и не переводите его в режим еще большего пикирования. В этих случаях внимательно следите за скоростью и не превышайте установленных ограничений.

При интенсивном снижении самолета, вызванном мощным нисходящим потоком, не препятствуйте снижению самолета переводом его на кабрирование и удерживайте самолет в исходном режиме полета по углу атаки. В случае достижения угла атаки 16-17° срабатывает сигнализация больших углов атаки, и на 18° появляется тряска самолета за счет срыва потока на крыле.

При срабатывании сигнализации переведите ручку управления «от себя» за нейтраль до выхода на нормальные углы атаки и прекращения тряски, после чего плавно выведите самолет на нормальный режим полета.

Если сигнализация сработала на развороте, после отклонения ручки управления «на себя», необходимо вывести самолет из крена. Если по каким-либо причинам самолет в полете будет выведен на углы атаки, превышающие допустимые, то наряду с усилением тряски у самолета возникнет тенденция к опусканию носовой части фюзеляжа, к крену. Эффективность руля высоты при этом достаточна для вывода самолета на нормальные углы атаки. В случае потери скорости и срыва вывод самолета в горизонтальный полет составляет 180–220 м (в зависимости от конфигурации, массы, высоты и перегрузки при сваливании).

В случае неправильного вывода из режима сваливания, самолет может попасть в штопор. Выход из штопора не демонстрировался во время сертификационных испытаний, поскольку для самолетов этой категории данное требование отсутствует.

ВНИМАНИЕ! Выполнение преднамеренного штопора на данном самолете запрещается. В случае непреднамеренного штопора необходимо немедленно выполнить действия по выходу из штопора. Сваливание самолета с одним работающим двигателем не допускается.

Для выхода из штопора необходимо немедленнои одновременновыполнить следующие действия:

1. Рычаги управления двигателями установить в положение IDLE.

2. Руль направления полностью отклонить против вращения.

3. Ручку управления полностью отклонить вперед «от себя».

4. Элероны установить в нейтральное положение.

После прекращения вращения:

– руль направления (педали) поставить в нейтральное положение;

– ручку управления (руль высоты) осторожно взять на себя;

– вывести самолет из снижения на нормальную высоту полета. Не допускать превышения скорости V_NE = 188 узлов.

Описанный порядок выхода из штопора составлен на основе общего опыта.

ОБЛЕДЕНЕНИЕ САМОЛЁТА.