для чего необходимо рассчитывать скорость подъема передней опоры

Скорость подъема колеса передней опоры самолета DA 40NG

2) L_разб и L_{взл. дист} определяются по номограмме РЛЭ самолета DA 40NG в п. 5.3.7(рис. 13).

Рис. 13. Взлетная дистанция самолета DA 40NG

Расчет величин для посадки:

1) посадочная масса (М_пос) определяется по следующей формуле:

где М_взл – взлетная масса самолета, кг; Q_р – потребное количество топлива для выполнения полета

2) L_пр, L_{пос. дист} определяются по номограмме РЛЭ самолета DA 40NG в п. 5.3.11 (рис. 14).

Рис. 14. Дистанция с закрылками в посадочном положении самолета DA 40NG

Расчет величин для взлета и посадки:

1) центровка (САХ) для взлета и посадки приведена в Руководстве по летной эксплуатации самолета DA 40NG в п. 6.4.4.

Положение ЦТ в полете должно находиться в пределах (рис. 15):

Рис. 15. Допустимый диапазон центровок самолета DA 40NG

– крайнее переднее положение ЦТ: на 2,4 м сзади от базовой плоскости (при массе от 940 до 1080 кг), на 2,46 м сзади от базовой плоскости (при массе 1280 кг);

– крайнее заднее положение ЦТ: на 2,53 м сзади от базовой плоскости (при массе от 940 до 1280 кг) с учетом ограничений приведенной номограммы.

2) боковую и встречную составляющие ветра можно определить:

– по формулам

где U – скорость ветра.

где δº – направление ветра (метео);

– с помощью НЛ-10М, где α – УВ; С – скорость ветра (рис. 16);

– по номограмме РЛЭ самолета DA 40NG в п. 5.3.11(рис. 17).

Направление полета

Боковая составляющая ветра [узлов]

Рис. 17. Составляющие ветра

Расчет величин для полета по маршруту:

1) H_{без. эш} рассчитывается по следующей формуле (округляется до попутного эшелона вверх):

где Н_ист – установленное значение истинной высоты полета над наивысшим препятствием (запас высоты над препятствием) (600 м); Н_рел – значение абсолютной высоты наивысшей точки рельефа местности над уровнем моря; ΔН_преп – максимальное значение превышения препятствий (естественные и искусственные) над наивысшей точкой рельефа; P_{прив мин} – значение минимального атмосферного давления по маршруту, приведенное к уровню моря; ΔН_t – значение методической температурной поправки высотомера, которое учитывается при расчете на НЛ-10м или определяется по формуле

,

при условии, что t₀ – температура воздуха у земли в наивысшей точке рельефа местности,

2) H_{без. ПВП} рассчитывается по следующей формуле:

где Н_ист – установленное значение истинной высоты полета над наивысшим препятствием при полетах ниже нижнего эшелона по ПВП – 100 м; Н_рел – значение абсолютной высоты наивысшей точки рельефа местности на участке маршрута (МВЛ) в пределах их ширины при полетах по ПВП; ΔН_преп – максимальное значение превышения препятствий (естественные и искусственные) над наивысшей точкой рельефа местности на участке маршрута (МВЛ); ΔН_t – значение температурной поправки высотомера, которое учитывается при расчете на навигационной линейке или определяется по формуле

3) УС и W рассчитываются при помощи НЛ-10м (рис. 18).

Рис. 18. Расчет УС и W:
V – истинная скорость; U – скорость ветра; УВ – угол ветра

Для облегчения расчетов сравнивая ЗМПУ с направлением ветра считать угол ветра в пределах 90º

Установив напротив величины истинной скорости (5 шкала, рис. 18) угол ветра (3 шкала), определить угол сноса, затем путевую скорость (при малых углах ветра и угла сноса с учетом десятых долей градуса).

При расчете W при ветре с задней полусферы знак УС положительный, при ветре с передней – отрицательный.

УС и W можно определить по следующим формулам:

; W = V_и ± UсоsУВ.

Отсюда максимальный угол сноса (при УВ близком к 90º) составляет

,

При V = 180 км/ч , а при V = 240 км/ч .

4) МК следования определяется по формуле

При ветре с левой полусферы знак УС положительный, при ветре с правой полусферы – отрицательный.

5) время полета по участкам маршрута можно определить с помощью НЛ-10м. Расчет времени полета по пройденному расстоянию и путевой скорости выполняется по шкалам 1 и 2 (рис. 19):

– передвигая движок, установить индекс против деления шкалы 1, соответствующего путевой скорости;

– установить визирку по шкале 1 на деление, соответствующее пройденному расстоянию (в км);

– на шкале 2 по визирке отсчитать искомое время полета, внести в РПП.

Рис. 19. Расчет времени полета по расстоянию и путевой скорости

6) потребное количество топлива (Q_р) для выполнения полета определяется по номограмме РЛЭ самолета DA 40NG в п. 5.3.7 (рис. 20), потребному режиму работы двигателя и расчетному времени полета.

Источник

Практическая аэродинамика самолета Ил-76Т (стр. 5 )

Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 10

При наличии этих условий и характеристик полной взлётной дистанции можно определить максимально допустимый взлётный вес Gвзл max доп и скорости V1, Vпо (VR) и V2.

Порядок определения этих величин. Допустим, что взлёт самолёта Ил-76Т происходит на аэродроме, где:

длина свободной зоны, включаемая в длину РДВ, ПВП = 460 м

уклон ВПП встречный (вверх) 1%

встречная составляющая ветра Wx = 10 м/с

боковая составляющая ветра Wz = 6,5 м/с с учётом состояния поверхности ВПП позволяет выполнить взлёт [величина составляющих скорости ветра Wx и Wz определяется по скорости и направлению ветра на графике (рис. 28)]

давление воздуха 760 мм. рт. ст.

В результате расчёта определим:

максимально допустимый взлётный вес самолёта Gвзл max доп;

скорость принятия решения V1;

скорость начала подъема передней опоры Vпо (в графиках РЛЭ эта скорость обозначена VR);

безопасную скорость взлета V2 (2-й и 3-й этап);

безопасную скорость набора высоты V4 (4-й этап).

Расчет и его аэродинамическое обоснование. По характеристи­ке полной взлетной дистанции определим:

располагаемую длину разбега (РДР):

РДР=ВПП –Lвыр = 2140 – 100 = 2040 м;

располагаемую дистанцию продолженною взлета (РДВ) :

РДВ=ВПП – Lвыр + ПВП = 2140 – 100 + 460 = 2500 м;

располагаемую дистанцию прерванного взлета (РДПВ):

РДПВ = ВПП – Lвыр + КПБ = 2140 – 100 + 120 = 2160 м.

По величине атмосферного давления 760 мм. рт. ст. на графике рис. 29 определим высоту аэродрома в стандартной атмосфере, рав­ную 0. Порядок определения высоты аэродрома на этом графике показан пунктиром и стрелками в направлении расчета. Следует иметь в виду, что влияние атмосферного давления на расчетные величины в нашем примере будет учитываться высотой аэродро­ма 0.

По графику (рис. 30 а) определим максимально допустимый взлетный вес самолета, обеспечивающий нормируемый полный гра­диент набора высоты hпн = 3% на безопасной скорости взлета V2==1,2 Vс при трех работающих двигателях на взлетном режиме (один двигатель отказал, шасси убрано, закрылки выпущены на 30°, предкрылки на 14° и hп. н=1,7% на 4-м этапе при скорости равной 1,25 Vс с убранным шасси и механизацией крыла, при ра­боте трех двигателей на номинальном режиме). В нашем примере величина максимально допустимого взлетного веса определяется по стандартной высоте аэродрома 0 м и температуре воздуха 15° С.

Пользование номограммой показано на рис. 30 а пунктиром и стрелками в направлении расчета.

Максимально допустимый взлетный вес равен 170 т. По НЛГС-2 полный градиент набора высоты hпн в случае отказа од­ного критического двигателя с этим весом (170 т) должен быть на 1-м этапе набора не менее 0,5%, на 2-м—не менее 1,3%, на 3-м—не менее 3%, на 4-м—не менее 1,7%. Величина полного градиента будет обеспечена при балансировке самолета на трех двигателях при полете без скольжения. Если балансировка самоле­та будет со скольжением, то сопротивление самолета увеличится, запас тяги DР, угол набора высоты и градиент набора высоты уменьшится, но на величину не более, чем 1% на 2-м, 3-м и 4-м этапах набора высоты, т. е. чистый градиент набора высоты hпн на 3-м этапе должен быть не менее 2% на V2=1,2 Vс.

Такой метод определения максимально допустимого веса мож­но объяснить следующим. Угол набора высоты определяется

sinqн = DР/G=(Рр— X— Gsinq)/G » tgqн, а градиент hн = tgqн×100%

Это означает, что градиент набора характеризует угол набора вы­соты, причем, для малых углов набора tgqн » sinqн. Величина за­паса тяги DР, угла набора и градиента набора высоты при полете без скольжения определяется величиной располагаемой тяги трех двигателей. При увеличении высоты (уменьшении атмосферного давления и температуры воздуха) располагаемая тяга трех двига­телей и запас тяги уменьшаются, следовательно, для сохранения угла и градиента набора (sinqн и tgqн×100%) необходимо умень­шить вес (см. формулу для определения в sinqн). Так, например, при t=30° С и высоте аэродрома 1000 м (р=674 мм. рт. ст.) мак­симально допустимый вес уменьшается до 162,5 т (см. графики рис. 29 и 30). При грубых ошибках в технике пилотирования (боль­шое скольжение самолета) градиент набора значительно умень­шится при максимально допустимом взлетном весе.

4. В разд. 4.2. было указано, что скорость начала подъема ко­лес передней опоры шасси Vпо(VR) выбрана так, чтобы обеспечить отрыв самолета на безопасной скорости посредством скорости сры­ва Vc, причем Vпо=1,15 Vc. Безопасная скорость начального на­бора высоты со взлетной конфигурацией самолета при убранном шасси V2 = 1,2 Vc.

Рассмотрим условия выбора скорости принятия решения V1. Во-первых, эта скорость должна удовлетворять условию Vmin ЭР £ V1 £ Vпс, где Vmin ЭР—минимальная эволютивная скорость разбега. В случае отказа критического двигателя на разбеге на ско­рости Vmin ЭР должна обеспечиваться возможность только с по­мощью аэродинамических органов управления (руля направления) сохранить прямолинейное движение самолета. Во-вторых, скорость

принятия решения V1 = Vотк1дв + DVDt=3c. Это выражение означает, что решение о продолжении или прекращении взлета пилот прини­мает не в момент отказа двигателя, а на несколько большей скорости (после доклада бортинженера). Скорость принятия решения V1 должна быть не больше Vпо (VR), так как по достижении Vпо (VR) начинается подъем передней стойки шасси и через 2. 3 с наступает отрыв самолета от ВПП. После отрыва прекращать взлет запрещается потому, что не гарантируется безопасность по­садки вследствие большого веса самолета и, главным образом, по технике пилотирования. Самолет после отрыва находится на боль­ших углах тангажа и под действием несимметричной тяги разво­рачивается и кренится в сторону отказавшего бокового двигателя. Пилот отклонением руля направления и элеронов парирует разво­рот, но при уменьшении РУД для выполнения посадки вследствие отклоненных рулей самолет будет разворачиваться и крениться в сторону двух работающих двигателей с одновременным снижением и увеличением углов атаки. Все это может привести к грубой по­садке на одну основную опору на больших углах атаки и с боко­вым ударом при взлетном весе самолета. Возможен в этом случае и срыв самолета. Таким образом, при отказе критического двига­теля после скорости Vпо (VR) взлет необходимо продолжать, а скорость принятия решения V1 должна быть не больше скорости Vпо, т. е. V1 £ Vпо (VR). Такие требования к выбору скорости V1 определяются техникой пилотирования.

Вместе с этим скорость V1 выбирается такой, чтобы при отказе одного двигателя на разбеге гарантировалась безопасность как при прекращении взлета, так и при его продолжении. При прекра­щении взлета на V1 самолет должен остановиться в конце распо­лагаемой дистанции прерванного взлета (РДПВ). При продолже­нии взлета на V1 отрыв самолета должен произойти с ВПП на рас­четной скорости Vотр и к концу располагаемой дистанции разбега (ВПП) самолет должен пролететь 0,5 L1, а к концу располагаемой дистанции (продолженного) взлета набрать высоту 10,7 м и достиг­нуть скорости V2. Учитывая это, при отказе одного двигателя на разбеге до скорости V1 включительно взлет прекращать, а на боль­шей скорости обязательно продолжать.

Рассмотрим определение максимально допустимого взлетного веса и скорости принятия решения V1 по данным взлетной дистан­ции РДР, РДВ и РДПВ.

Для определения максимально допустимого взлетного веса и скорости принятия решения V1 из условий безопасности при отказе одного двигателя на разбеге по данным взлетной дистанции необ­ходимо выполнить два независимых расчета:

а) определить максимально допустимый взлетный вес и отно­шение V1/Vпо (в РЛЭ отношение V1/VR), ограниченных распола­гаемой дистанцией продолженного взлета (РДВ) и располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ);

б) определить максимально допустимый взлетный вес и отно­шение V1/Vпо (V1/VR), ограниченных располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ). Наименьший из определенных весов по пп. «а» и «б», а также по полному градиенту набора высоты hпн (см. п. 3) принимается за максимальный взлетный вес. Отно­шение V1/Vпо должно соответствовать принятому взлетному весу.

Примечание. 1. При отсутствии свободной зоны для взлета (ПВП) на­добность в расчете по п. «б» отпадает.

2. Порядок расчета по п. «а» (рис. 31 и 32) и п. «б» (рис. 33 и 34) одинаков, поэтому будет описан только по п. «а».

Расчет максимально допустимого взлетного веса и отношения V1/Vпо (V1/VR) по РДВ и РДПВ производится по номограммам (рис. 31 и 32). Порядок расчета показан пунктиром и стрелками в направлении расчета.

Проводим горизонтальную линию от точки, соответствующей величине рас­полагаемой дистанции (продолженного) взлета РДВ=2500 м (см. рис. 31) до пе­ресечения с линией отсчета, а затем вносим поправку на уклон «вверх» 1%. Для этого из точки линии отсчета эквидистантно графикам проводим наклонную до пересечения с вертикальной линией, соответствующей заданному уклону ВПП «верх» 1 %. Из этой точки проводим горизонтальную линию до пересечения с линией отсчёта поправок на ветер. Для этого проводим наклонную линию до пересечения с вертикалью соответствующей заданной величине скорости встречного ветра 10 м/с. Из этой точки проводим горизонтальную линию, пересекающую график D=f(G).

Нетрудно видеть, что при введении поправки на встречный уклон РДВ умень­шилась до величины 2350 м, а при введении поправки на встречный ветер она вновь увеличилась до 2600 м. Как объяснить эти поправки? Известно, что при взлете на

встречный уклон с заданным весом самолета длина разбега и взлетной дистанции увеличиваются. Для обеспечения достаточности заданных РДР и РДВ необходимо взлетный вес самолета уменьшить. Это значит, что взлетный вес на РДВ=2350 м без уклона ВПП будет таким же, как на РДВ=2500 м со встреч­ным уклоном ВПП—1%. Из этого объяснения следует, что влияние уклона и других факторов (скорости и направления ветра, состояния поверхности ВПП) на величину максимально допустимого взлетного веса самолета в процессе рас­чета учитывается заменой заданных взлетных дистанций эквивалентными, на ко­торых максимально допустимый взлетный вес самолета такой же, как и на за­данных.

По аналогии, начиная отсчет от точки, соответствующей заданной распола­гаемой дистанции прерванного взлета РДПВ=2160 м, двигаясь вверх по направ­лению стрелок, вводим поправки на величину этой дистанции при уклоне ВПП «вверх» 1% и встречном ветре 10 м/с. После введения поправок проводим верти­кальную линию, пересекающую график величины D=f(G).

В точке пересечения горизонтальной и вертикальной секущих на графике D читаем значение D=2550 м и относительной скорости V1/VR=0,892 (см. рис. 31).

Величина D — сбалансированная взлетная дистанция. При взлете с аэродро­ма, имеющего равные РДВ и РДПВ, без уклона, при безветрии величина D бу­дет равна этим двум дистанциям, т. е. D=РДВ=РДПВ. В этом легко убедить­ся на графике (см. рис. 31), например, при РДВ=2000 м и РДПВ=2000 м D также равна 2000 м, а V1/VR = 0,88. Следует обратить внимание, что для каж­дой дистанции D независимо от величины РДВ и РДПВ максимально допусти­мый взлетный вес одинаковый, а V1/VR и V1 будут различными. Если РДВ уве­личивается, а РДВП уменьшается при одной и той же дистанции D, то V1/VR и V1 будут меньшими, т. е. большей дистанции РДВ будет достаточно для завер­шения взлета в случае меньшей V1, а при меньшей V1 потребная РДПВ для прекращения взлета будет меньшей, так как длина разбега до V1 и длина про­бега будут меньшими

По величине D=2550 м максимально допустимый взлётный вес определя­ется по номограмме (см. рис. 32) с учетом температуры воздуха на аэродроме 15° и стандартной высоте аэродрома 0 м.

Расчет начинаем от t=15°С. Проводим вертикальную линию до графика Н=0 м. Из этой точки проводим горизонтальную линию до линии отсчета, соответствующей взлётному весу самолета 140 т. Далее проводим линию, эквидистантную линиям графиков до пересечения с горизонтальной линией, проведенной из точки дистанции D=2550 м. Опустив вертикальную линию вниз из указанной точки пересечения, определим максимально допустимый взлетный вес 172 т (при РДВ=2500 и РДПВ=2160 м). Так как по условиям прочности максимально до­пустимый взлетный вес равен 170 т, то этот вес и будет по параметру D взлётным.

Порядок расчет показан пунктиром и стрелками в направлении расчета. За исходные точки расчета для определения R (см. рис. 33) берется РДР-2040 м и вносятся поправки на уклон «вверх» 1% и встречный ветер 10 м/с, затем в РДПВ=2160 м вносятся поправки на уклон «вверх» 1% и встречный ветер 10 м/с. В точке пересечения горизонтальной и вертикальной линий расчета находим дистанцию R=2220 м и отношение V1/VR=0,91.

На рис. 34 показан порядок определения максимально допустимого взлетного веса самолета по дистанции R=2220 м с учетом t=15°С и Н=0 м. Максималь­но допустимый взлётный вес будет 169 т (при РДР=2040 м и РДПВ==2160 м).

5. Для определения скорости при­нятия решения V1 берем отношение V1/VR соответствующее Gвзл = 169 т и по номограмме (рис. 35) находим величину V1=236 км/ч ПР. Расчет V1 показан пунктиром и стрел­ками. За исходную точку расчета берем вес 169 т, вносим поправку на V1/VR=0,91 и получаем V1=236 км/ч.

6. По графикам (см. рис. 25) для максимально допустимого взлет­ного веса 169 т определим:

скорость начала подъема перед­ней стойки шасси Vп. ст.(VR)=260 км/ч ПР;

безопасную скорость взлета V2=285 км/ч ПР;

безопасную скорость набора высоты на 4-м этапе (механизация крыла убра­накм/ч ПР.

Величина скоростей на различных этапах взлета для различных полетных весов дана в табл.6

Максимально допустимый взлетный вест

Скорость самолета в точке принятия решения V1 . 236 км/ч ПР

Скорость начала подъема передней опоры шасси

Безопасная скорость набора высоты на 4-м этапе V4 360 км/ч ПР.

Если при расчете максимально допустимого взлетного веса по располагаемой дистанции (продолженного) взлета РДВ и располагаемой дистанции прерванно­го взлета РДПВ (см. рис. 31) точка пересечения вертикальной и горизонтальной секущих на графике D=f(G) лежит правее линии V1/VR=1 то РДПВ превы­шает длину, потребную для прекращения взлета, даже при V1=VR (Vп. ст.) В этом случае следует определить величину D на пересечении РДВ с линией V1/VR=1 и по этой величине D определить максимально допустимый взлётный вес по номограмме (см. рис. 32). Скорость принятия решения V1 в этом случае равна VR.

Такой же случай может иметь место при расчете максимально допустимого взлетyого веса по РДР и РДПВ (величина R). В этом случае поступать так же, только величину R определяем но номограмме (см. рис. 33), а максимально допустимый взлетный вес по номограмме (см. рис. 34). Скорость принятия решения V1 также будет равна VR.

Если точка пересечения вертикальной и горизонтальной секущих лежит вы­ше сетки номограмм величины D (R), (см. рис. 31 или рис. 33), то это значит, что максимально допустимый взлетный вес не ограничен располагаемой взлетной дистанцией РДВ (или РДР) и должен быть определен только исходя из усло­вия обеспечения установленных градиентов набора высоты (см. рис. 30). Для определения скорости принятия решения V1 в этом случае находим потребную величину D (R) для этого взлетного веса самолета по номограммам на рис. 32 (или рис. 34) с учетом условий взлета (температуры и высоты аэродрома). По величине D (R) на рис. 31 (или рис. 33) в точке пересечения полученной линии D (R) с располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ) определяем отношение V1/VR. Если эта точка лежит правее сетки номограмм D (R), то бе­рем V1/VR=1. На графике (см. рис. 35) по весу самолета и V1/VR находим V1.

7. Если максимально допустимый взлетный вес, определяемый по условиям отказа одного двигателя на взлете, не ограничивается дистанциями РДР, РДВ и РДПВ, то для принятого значения взлетного веса необходимо определить пот­ребную взлетную дистанцию при всех работающих двигателях (рис. 36). Указан­ная потребная взлетная дистанция дана с коэффициентом длины ВПП, рав­ным 1,15.

На рис. 36 пунктирными линиями со стрелками приведен пример определе­ния потребной взлетной дистанции для следующих условий:

температура воздуха, ° С. 15

высота аэродрома, м.

встречная составляющая ветра, м/с. 10

уклон ВПП «вверх», 1%. 1

Потребная взлетная дистанция при всех работающих двигателях равна 2100 м. При этом фактическая длина взлетной дистанции 1820 м, а длина раз­бега 1500 м (см. рис. 24, а).

Для определения полного градиента набора высоты hпн с выбранным взлет­ным весом на 2-м, 3-м и 4-м этапе набора при одном отказавшем двигателе в РЛЭ имеются номограммы.

На рис. 37 изображена одна из номограмм, позволяющая определить полный градиент набора высоты hпн на 2-м этапе (шасси выпущено) и 3-м этапе (шасси убрано) при dз=30°; dпр=14°, три двигателя работают на взлетном режиме. Порядок определения hпн показан пунктиром и стрелками в направлении расче­та при температуре воздуха 15° С, высоте аэродрома 0 м, взлетном весе самолета 169 т. В результате расчета hпн=5,8% при убранном шасси, что значительно больше нормируемого — 3%. Чистый градиент hпн будет не менее 4,8%. Анало­гично определяется hпн и на 4-м этапе по такой же номограмме, но соответст­вующей убранной механизации крыла и трем работающим двигателям на номи­нальном режиме.

При взлете с грунтовой ВПП со взлетным весом 120 т и более dз=43° и dпр=25°. Для определения hпн на 3-м этапе в РЛЭ имеется специальная номо­грамма, но метод определения такой же, как и при dз=30% и dпр=14°.

Расчёт полного градиента набора hпн необходим при выполнении взлёта с аэродрома, имеющего препятствия в направлении взлёта.

4.4. Особенности взлета с грунтовых ВПП

Эксплуатация самолета Ил-76Т допускается на грунтовых ВПП при прочности грунта 8 кгс/см2 и более. Допускаются отдельные полеты на грунтовых ВПП с прочностью грунта 6. 7 кгс/см2. Раз­решается эксплуатация самолета на заснеженных аэродромах при толщине снежного покрова до 15 см любой плотности и температу­ре снега не выше минус 1° С.

Руление самолета по сухой грунтовой ВПП с прочностью грун­та более 7 кгс/см2 и по заснеженной полосе аэродрома северных широт выполняется так же, как и на бетонной полосе. При влаж­ном верхнем слое грунта, а также заснеженной полосе аэродрома средних широт рекомендуется рулить с повышенным вниманием на скорости не более 20 км/ч, учитывая снижение эффективности тормозов колес. Развороты на рулении выполнять с повышенным радиусом (20. 25 м) на скорости не более 10 км/ч.

Взлет с грунтовых и заснеженных ВПП с взлетным весом 120т выполняется с отклоненными закрылками на 43° и пред­крылками 25°, а с весом менее 120 т

Максимально допустимый взлетный вес самолета в зависимости от температуры наружного воздуха и высоты аэродрома определя­ется по номограмме (см. рис. 30, б), причем во всех случаях он должен быть не более 152 т.

Взлетное положение стабилизатора при dз=43° и dпр=25° за­висит от центровки и определяется по графику (см. рис. 20, б), а при dз=30° и dпр=14° по графику (см. рис. 20, а).

Техника выполнения взлета такая же как и с бетонной ВПП. При этом следует учитывать ряд особенностей в начале и в про­цессе пробега.

На сухой грунтовой ВПП с прочностью грунта более 7 кгс/см2 и на заснеженных аэродромах северных широт самолет удержива­ется на тормозах при всех работающих двигателях на взлетном режиме. Следовательно, начало разбега в этом случае обычное.

На ВПП с влажным верхним слоем грунта и на заснеженных ВПП аэродромов средних широт самолет не удерживается на тор­мозах при увеличении режима работы всех двигателей более 75— 80%. В этом случае после страгивания самолета с места плавно отпустить тормоза, сохраняя направление разбега, и синхронно увеличить режим работы всех двигателей до взлетного в процессе пробега.

В процессе разбега вследствие неровностей и переменного ко­эффициента трения ВПП наблюдаются периодические изменения ускорения, рыскания и колебания самолета по тангажу и крену, тряска самолета. В результате этих явлений заметно увеличивает­ся длина разбега и затрудняется выдерживание направления, что требует повышенного внимания пилота. При взлете с закрылками, отклоненными на 43°, и предкрылками — на 25°, особенно при передних центровках, усилия на штурвале заметно увеличены по сравнению с обычным взлетом.

После отрыва на высоте не менее 5 м начинается уборка шасси. При dз=30° и dпр=14° порядок действия экипажей такой же, как и при взлете с бетонной ВПП. При dз=43° и dпр=25° по достиже­нии высоты 120 м в процессе разгона на скорости не менее 240 км/ч ПР убираются закрылки с 43° до 30°, а по достижении скорости 300 км/ч ПР начинается уборка закрылков с 30° до 0. На скорости 350 км/ч ПР начинается уборка предкрылков. Скорости на взлете (dз=43° и dпр=25°) определяются в зависимости от взлетного ве­са самолета по графику (см. рис. 26, где их величина определена для Gвзл=150 т: VR=210 км/ч; V2=230 км/ч ПР; V4=340 км/ч ПР) и по табл. 7.

4.5. Особые виды взлета

Взлет при боковом ветре. Величина максимально допустимой составляющей скорости ветра Wz (под углом 90° к оси ВПП) в за­висимости от состояния ВПП указана в разд. 4.1.

Допустим, что взлет самолета выполняется при левом боковом ветре (рис. 38). При разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом b. Следовательно, отно­сительно воздуха самолет движется со скольжением под углом b. Результирующая скорость набегающего потока V при наличии стреловидности крыла c 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+DY и сила лобового сопротивления X1+DX1 левого крыла больше, чем Y2—DY2 и X2—DX2 правого.

В результате разности подъемных сил (Y1+DY1 >Y2—DY2) у самолета возникает кренящий момент на правое крыло (по ветру), а в результате разности лобовых сопротивлений (X1+DX1 > X2+DX2) возникает разворачивающий момент, под действием кото­рого самолет разворачивается влево, т. е. против ветра. Развора­чивающий момент также создается боковой силой Zb, возникаю­щей вследствие скольжения самолета в набегающем потоке. Эта же сила создает дополнительный кренящий момент самолета по ветру.

Так как крыло самолета Ил-76Т имеет обратное поперечное j=-3°, то при наличии скольжения самолета в набегающем по­токе угол атаки левого крыла несколько меньше, чем у правого. Вследствие разности углов атаки, разность подъемных сил (Y1 и Y2) и лобовых сопротивлений (X1 и X2) уменьшается, а значит, кренящий и разворачивающий моменты также несколько умень­шаются.

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 b 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 (см. рис. 38).

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.

2. Взлет с ВПП, покрытой осадками. При взлете с мокрых, покрытых слоем воды или слякоти и обледеневших ВПП, необходимо учитывать, что самолет до выхода двигателей на взлетный редким не удерживается на тормозах. Поэтому синхронный вывод двигателей до взлетного режима следует производить в процессе начала разбега, выдерживая направление рулем направления, пе­редней опорой и плавным, несколько несинхронным, растормажи-ванием колес даже при слабом боковом ветре. Сложность взлета с боковым ветром со скользкой ВПП, особенно в начале разбега, заключается в трудности выдерживания направления, так как руль направления, колеса передней опоры и тормоза малоэффективны. Техника выдерживания направления на разбеге такая же, как и при боковом ветре на сухой ВПП, но движение педалями должны быть более плавными, упреждающими рысканье самолета.

Источник