Acceleration and Flaps Retraction

 

Так как мы запрограммировали в FMC высоту 1,500’ для разгона и уменьшения режима тяги, на этой высоте мы должны проконтролировать, что FMC уменьшил режим тяги двигателей до режима набора высоты:

 

Вспомним, что после того как мы выбрали комбинированный метод уменьшения взлетной тяги во время предполетной подготовки CDU, FMC автоматически установил режим уменьшения тяги набора CLB-1.

 

Также на этой высоте мы должны проконтролировать, что заданная FMC скорость, отображаемая на PFD, увеличилась:

 

Выше высоты разгона (1,500’) FMC задаст скорость 230 узлов, пока не будут убраны предкрылки. После уборки предкрылков, до высоты 10,000’ заданная FMC скорость набора высоты увеличится до 250 узлов. Скриншот выше был сделан вскоре после прохождения высоты 1,500’ AGL; я отдаю штурвальную колонку от себя чтобы выдерживать тангажную директорную стрелку и самолет ускорятся на что указывает зеленый вектор отклонения скорости расположенный на ленте воздушной скорости. Конец вектора отклонения скорости указывает ожидаемую в течение следующих 10 секунд скорость, основываясь на текущем ускорении.

 

Зеленые отметки “1” и “UP” на ленте скорости рядом с значениями 191 и 211 узлов соответствуют рекомендованной скорости пилотирования (maneuvering speed) с закрылками “1” и полностью убранными закрылкам. Это рекомендуемые рабочие скорости для разных углов отклонения закрылков во время взлета и захода на посадку; безопасное выполнение разворотов и набора высоты с запасом до срабатывания стик-шейкера (stick shaker - вибратор штурвала; стик-шейкер представляет собой механическое устройство, которое создает вибрацию штурвала самолета и тем самым сигнализирует о приближении угла атаки к критическому значению) обеспечивается при скорости не ниже минимальной (соответствует зеленой отметке на ленте скорости) для данного положения закрылков.

Как только самолет начнет разгон мы можем изменить положение закрылков с текущей позиции flaps 5 до flaps 1 - уборка закрылков занимает некоторое время, поэтому скорость на которой Вы переведете закрылки в позицию flaps 1 должна быть близкой к скорости маневрирования с закрылками “1”. Когда скорость самолета будет выше скорости пилотирования с закрылками “1”, произведите полную уборку закрылков.

 

Transition to Enroute Climb

 

После полной уборки закрылков и предкрылков FMC увеличит заданную скорость до 250 узлов:

 

Мы приближаемся к нашей первоначально разрешенной высоте 4,000’. Продолжайте выдерживать директорные стрелки (не забывайте триммировать самолет) пока Вы не выровняетесь на высоте 4 000’ на скорости 250 узлов. Затем включите автопилот, нажав кнопку автопилота A CMD:

 

Теперь Ваш PFD должен выглядеть примерно так:

Как Вы видите, в колонке режима автомата тяги режим N1 изменился на FMC SPD. До этого момента автомат тяги обеспечивал максимальную тягу, ограниченную FMC. Теперь, так как мы летим горизонтально, РУД будут перемещаться назад, чтобы скорость самолета не увеличивалась больше 250 узлов.

 

Режим горизонтальной навигации по-прежнему HDG SEL. Режим вертикальной навигации изменился на VNAV PTH. Это означает, что автопилот / директорная система выдерживает текущую высоту согласно запрограммированному в FMC высотному ограничению. Если Вы посмотрите на страницу LEGS, Вы увидите, что ограничение в CUZZZ 4,000’:

 

(Если бы для точки CUZZZ в FMC не было запрограммировано высотное ограничение 4,000’, самолет все равно бы выровнялся на этой высоте, так как мы задали ее на МСР. Но в этом случае режим вертикальной навигации был бы VNAV ALT вместо VNAV PTH).

 

На этом этапе Вы должны выполнить следующие действия:

· На оверхеде убедитесь, что переключатели отбора воздуха от двигателей находятся в положении ON, переключатели PACKs в положение AUTO, а в канале отбора воздуха есть давление.

· Если Вы выключали перед взлетом топливные насосы центрального бака, включите их.

· Поверните переключатели ENGINE START на оверхеде обратно, в позицию OFF (если Вы летите в условиях значительных осадков или турбулентности, оставьте включенное зажигание).

· Установите переключатель AUTO BRAKE в позицию OFF.

· Установите рычаг шасси в среднее положение OFF (кликните лкм на рычаге) и убедитесь, что лампочки шасси погасли.

 

Перевод рычага шасси в позицию OFF убирает гидравлическое давление из системы шасси (шасси удерживаются на месте с помощью механических замков).

 

Уберите и выключите L и R RETRACTABLE landing lights (дважды кликните пкм на каждом переключателе). Также выключите RUNWAY TURNOFF и TAXI lights. L и R FIXED landing lights оставьте включенными:

 

 

Теперь зачитайте after takeoff checklist.

 

After Takeoff Checklist

 

 

Climb

 

На этом этапе мы выходим из района KLAX. АТС выходит с нами на связь и дает указания выполнить правый разворот и занять курс 180 °. Задайте на МСР “180” чтобы самолет начал поворачивать на новый курс:

 

Когда самолет начнет поворачивать, посмотрите на PFD:

 

Треугольный указатель крена в верхней части синей области указывает на угол крена 30 ° (шкала имеет значения 0, 10, 20, 30, 45 и 60°). Вы можете вспомнить, что во время предполетной подготовки мы установили селектор угла крена на 30 °.

 

Turns and the Yaw Damper

 

Снова посмотрите на указатель крена на скриншоте выше. Ниже треугольника есть маленький прямоугольный индикатор slip/skid (скольжение/занос). Этот индикатор аналогичен черному шарику который Вы можете увидеть на индикаторе поворота в любом самолете.

На данный момент индикатор slip/skid согласован с основанием треугольника и это говорит о том, что наш разворот скоординирован, это заслуга демпфера рыскания. Если Вы посмотрите на переднюю панель, Вы увидите, что демпфер рыскания отклоняет руль направления во время разворота вправо.

Без демпфера рыскания, если Вы будете отклонять руль направления самостоятельно, на входе в разворот Вы увидели бы что-то вроде этого:

 

Индикатор slip/skid смещен вправо, указывая, что мы должны отклонить руль направления несколько вправо, чтобы компенсировать неблагоприятное (обратное) рыскание тянущее самолет влево. (Чтобы поэкспериментировать с этим, выключите демпфер рыскания на задней левой части оверхеда - не забудьте включить его снова, когда закончите).

 

Airspeed

 

АТС снова выходит с нами на связь и дает указания выполнить правый разворот на курс 275°, и продолжить движение прямо к CUZZZ, а затем возобновить собственную навигацию. Установите на МСР курс 275°. Когда Вы завершите разворот, посмотрите на навигационный дисплей (если Вы не можете разобрать информацию на ND, нажмите на него для увеличения; для того чтобы вернуть стандартный размер ND, нажмите на него еще раз):

 

В верхнем левом углу ND отображается текущая путевая скорость (GS - ground speed) 264 узла и истинная воздушная скорость (TAS - true airspeed) 265 узлов.

Скорость самолета определяется как разница между полным давлением, замеряемым вынесенной вперед трубкой которая называется приемником полного давления (трубка Пито), и статическим давлением, которое измеряется при помощи приемника статического давления, расположенного сбоку самолета под прямым углом к набегающему потоку воздуха. Почти во всех самолетах гражданской авиации эта система выглядит так:

В NGX система имеет более сложную конструкцию, но основной принцип ее работы такой же: скоростной напор приводит к увеличению давления воздуха в приемнике полного давления, в то время как давление в приемнике статического давления на одной и той же высоте остается неизменным. Воздушную скорость, измеренную таким образом, называют приборной воздушной скоростью или IAS (indicated airspeed).

На PFD отображается индикаторная воздушная скорость или CAS (calibrated airspeed). CAS ровняется IAS + correction position error (поправка на ошибки, вызванные изменением воздушного потока в трубке Пито и приемнике статического давления во время изменения пространственного положения самолета). (В этом руководстве, для упрощения, я буду ссылаться на IAS вместо CAS. Просто помните различия между IAS и CAS).

С набором высоты плотность воздуха уменьшается, это означает, что IAS становится ниже фактической скорости самолета в воздухе (TAS или true airspeed - истинная воздушная скорость). На высоте 4,000’ при IAS 250 узлов истинная воздушная скорость будет выше на 15 узлов (265 узлов) и эта разница будет продолжать увеличиваться по мере набора высоты. В крейсерском полете TAS будет приблизительно на 200 узлов выше чем IAS.

Во время полета нас больше интересует IAS чем TAS. Это связанно с тем, что скорость сваливания и предельные максимальные скорости - такие, как скорость выпуска закрылков и шасси - непосредственно связанны с IAS, в независимости от того, какая TAS.

 

На больших высотах и скоростях, воздушный поток над частью крыла начнет превышать скорость звука. Часть воздушного потока над самолетом - как правило, над крылом - превышающего скорость звука, называют критическим числом Маха. Для 737 MCRIT составляет около M.70. Это приведет к увеличению сопротивления и если скорость будет увеличивается дальше, самолетом станет труднее управлять, так как ударные волны начнут препятствовать перемещению управляющих поверхностей. Это устанавливает верхнюю границу того, насколько близко к скорости звука Вы можете безопасно управлять самолетом, разработанным для дозвукового полета.

Скорость звука в воздухе изменяется в зависимости от температуры, поэтому эта верхняя граница не может быть установлена фиксированной скоростью полета. Она выражается отношением скорости полета самолета к скорости звука на заданной высоте - числом Маха, где 1 Мах равен скорости звука (например, M0.80 составляет 80 % от скорости звука на заданной высоте).

Суть заключается в том, что существует два вида ограничения скорости для пассажирских реактивных самолетов, таких как 737NG: предельная максимальная приборная воздушная скорость, Vmo и максимальная аэродинамическая скорость Маха, Mmo. Для 737NG Vmo составляет 340 узлов, а Mmo - M0.82.

 

IAS, TAS и число Маха, отображаемые на PFD и ND рассчитываются двумя блоками инерциальных воздушных данных (ADIRUs - air data inertial reference units), смотрите FCOMv2, страница 10.20.12, в то время как значение GS поступает от опорной инерциальной системы (IRS - inertial reference system).

 

The Effect of Wind

 

С нашей текущей настройкой погоды на высоте 4,000’ ветра практически нету. Если добавить ветер, скоростью 25 узлов с юга, навигационный дисплей будет выглядеть так:

 

 

Если сравнить эти данные с теми, что отображены выше, Вы увидите, что TAS осталась прежней, но GS сейчас составляет 273 узла (раньше GS составляла 264 узла). Чтобы понять, почему, нажмите кнопку PROG на CDU и перейдите на страницу PROGRESS 2/4 нажав кнопку NEXT PAGE:

 

С новыми настройками мы получили попутный ветер скоростью 8 узлов, это объясняет увеличение GS (если к предыдущему значению GS 264 узла добавить 8 узлов попутного ветра, мы получим GS равную 272 узлам; как Вы видите, существует разница в 1 узел (GS составляет не 272, а 273 узла), которую мы можем отнести к округлению). Внимательный читатель должен был заметить, что направление ветра на ND 170°, в то время как в CDU указано направление ветра 173°. На ND направление ветра отображается относительно магнитного севера, а на CDU относительно истинного (географического) севера. Для Хьюстона, где магнитное склонение составляет около 3.5° E. разница будет примерно 3°.

Также на ND Вы можете заметить разницу в 5° между направлением (курсом) нашего полета (275°) и нашей линией фактического пути (ground track) - земная проекция траектории полета самолета (280°). Линия фактического пути отображается в виде белой линии, идущей от вершины треугольника, который на ND отражает положение самолета, вверх к открытому прямоугольнику, в котором белым цветом отображается текущее значение линии фактического пути “280”. Курс полета отображается на ND в виде сиреневых пунктирной линии и курсора вокруг белого треугольника (вершина треугольника указывает текущий курс полета) и соответствует введенному в окошке HEADING на МСР значению (в нашем случае 275°).

Разница между линией фактического пути и курсом полета обусловлена наличием 24 узлов поперечной (слева) составляющей ветра (это также отображается на странице PROGRESS 2/4 в CDU). Так как мы летим фиксированным курсом, носовая часть самолета будет продолжать указывать направление 275°, но ветер будет сдвигать нас вправо, таким образом линия фактического пути будет западнее установленного курса полета.

 

Если Вы включили отображение FPV на PFD (нажмите кнопку FPV на панели управления EFIS), Вы также увидите влияние бокового ветра на PFD:

Как Вы видите, символ FPV - маленький символ в виде самолета - который указывает фактическое направление движения самолета, смещен вправо от центральной точки, которая указывает местоположение носовой части самолета. (Символ FPV также находится на линии горизонта, указывая, что сейчас мы выполняем горизонтальный полет, несмотря на то, что нос самолета сейчас поднят вверх на 3°). Курс полета и линия фактического пути на PFD соответствуют данным, отображенным на ND.