Файл: 5 - ПАД ДА40.doc

Отделение самолета от земли после приземления (так называемый «козел»). Так принято называть повторное (многократное) отделение самолета от земли после приземления. Причинами отделения самолета от земли после приземления могут быть:

– неправильное направление взгляда пилота или отвлечение взгляда от земли;

– низкое выдерживание самолета;

– подвод самолета к земле на повышенной скорости (при расчете с перелетом) с первоначальным касанием ВПП передней опорой;

– чрезмерные и энергичные движения ручки управления самолетом от себя при исправлении взмывания (приземление на переднюю опору);

– резкое движение ручки управления самолетом на себя в момент приземления;

– грубое приземление на три точки.

Поведение самолета при «козле» и техника исправления ошибки зависят от скорости его приземления. «Козел» считается скоростным, если он происходит на скорости, большей или равной посадочной и бесскоростным, возникший на скорости меньше посадочной.

Причины:

– движение ручки на себя в момент приземления;

– отдача ручки от себя перед приземлением.

Данная ошибка исправляется так же, как исправляется «Взмывание».

Правила при выполнении посадки:

– во всех случаях изменения положения самолета не отрывать взгляда от земли;

– в момент касания колесами земли не допускать движений ручкой на себя и от себя;

– во время взмывания не отдавать ручку управления самолетом больше, чем это требуется для прекращения отхода самолета от ВПП;

– при потере скорости удерживать самолет от сваливания, энергично действуя ручкой и педалями;

– при снижении самолета ручку добирать на себя соразмерно приближению самолета к земле с таким расчетом, чтобы приземление прошло мягко на две основные опоры с приподнятой передней стойкой.

7. Продольное равновесие, устойчивость и управляемость самолета da 40ng. Расчет центровки

7.1. Продольное равновесие самолета

Продольным равновесием называется такое состояние самолета, при котором его центр масс движется прямолинейно и равномерно, и самолет не вращается вокруг поперечной оси (то есть суммарный момент тангажа равнется нулю).

Для обеспечения продольного равновесия (рис. 7.1) необходимо, чтобы пикирующий момент тангажа (как правило от крыла) был равен кабрирующему моменту тангажа (как правило от горизонтального оперения).

Рис. 7.1. Продольное равновесие самолета

В полете изменяются величины действующих сил, точки их приложения, а также расположение центра масс самолета. Это может вызвать изменение не только величины, но и направления моментов относительно поперечной оси, в результате чего нарушится продольное равновесие. Например, продольное равновесие может быть нарушено при изменении режима работы двигателя, центровки, конфигурации самолета, положения руля высоты, а также при воздействии порыва ветра.

7.2. Продольная устойчивость самолета по перегрузке (углу атаки)

Продольной устойчивостью самолета называется способность самолета (без вмешательства пилота) восстанавливать нарушенное продольное равновесие.

Сущность продольной устойчивости самолета удобно рассматривать, используя понятия о фокусе крыла и фокусе самолета.

Фокусом крыла называется точка, относительно которой момент крыла при изменении угла атаки не изменяется. На рис. 7.2 а и б показано, что можно подобрать такую точку F, относительно которой величина аэродинамической силы изменяется обратно пропорционально плечу, тогда момент относительно этой точки не будет изменяться при изменении угла атаки: M_z₁ = M_z₂ =…= const.

Можно фокус крыла определить иначе – как точку, где прикладывается прирост подъемной силы, вызванный изменением угла атаки (рис. 7.2, в): Y₂ = Y₁ + Y.

а б в

Рис. 7.2. Фокус крыла

Фокусом самолета называется точка приложения равнодействующей приращения подъемной силы крыла и горизонтального оперения при изменении угла атаки.

Горизонтальное оперение, как и крыло, имеет свой фокус. Поэтому при изменении угла атаки в полете возникает прирост подъемной силы (±Y) горизонтального оперения. Но так как площадь горизонтального оперения меньше, то и приращение подъемной силы невелико. Как правило, точка приложения равнодействующей приращения подъемной силы горизонтального оперения должна находиться на 30–35% от начала САХ, иначе самолет не будет устойчив. Все части самолета (крыло, фюзеляж, оперение, гондолы двигателя) имеют свой фокус, и при попадании в восходящий порыв W_у на них возникают приросты подъемных сил. Равнодействующая этих дополнительных сил (Y_кр, Y_ГО, Y_ф) приложена на расстояниях, обратно пропорциональных величинам этих сил. Точка приложения равнодействующей дополнительных сил (Y) и есть фокус самолета (рис. 7.3).

Рис. 7.3. Фокус самолета

Ввиду того, что самолет по-разному во времени реагирует на изменение по углу атаки и изменение по скорости (период изменения скорости практически на порядок больше), используются понятия:

– статическая устойчивость по перегрузке (углу атаки);

– статическая устойчивость по скорости.

Продольная статическая устойчивость по перегрузке – это способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, сохранять или восстанавливать перегрузку (угол атаки) исходного режима полета. Критерием статической устойчивости по перегрузке является:

Продольная устойчивость самолета тем лучше, чем больше величина восстанавливающего момента, который стремится вернуть самолет в исходное положение по перегрузке (по углу атаки).

Основными факторами, влияющими на продольную устойчивость самолета, являются:

– центровка: чем более переднее расположение центра масс, тем большие восстанавливающие моменты будут создаваться на самолете при изменении угла атаки. Ограничение (предел) передней центровки устанавливается из условия получения приемлемых усилий в полете при пилотировании самолета и достаточности руля высоты на посадке. Ограничение (предел) задней центровки устанавливается из условия обеспечения запаса устойчивости по перегрузке (углу атаки). Этот запас устойчивости должен составлять для транспортных самолетов не менее 10 % между фокусом самолета и предельно задней центровкой и 5–7 % для маневренных;

– высота полета: чем больше высота полета, тем меньше величина приращения подъемной силы самолета, поэтому восстанавливающие моменты слабее и устойчивость хуже;

– режим работы силовой установки: чем больше частота вращения винта, тем больше влияние обдувки винта на крыло, поэтому приращение ±Y_кр становится больше, значит фокус самолета смещается вперед, плечо уменьшается, а это уменьшает восстанавливающий момент, следовательно, устойчивость в горизонтальном полете, и особенно в наборе высоты, хуже, чем при снижении;

– освобождение руля высоты: при «брошенном» руле высоты устойчивость по перегрузке уменьшается.

7.3. Продольная статическая устойчивость самолета по скорости

Для обеспечения продольной статической устойчивости по скорости необходимо, чтобы при увеличении скорости (например, в результате кратковременного встречного порыва) возникало увеличение подъемной силы, за счет которого самолет переходит в набор высоты (рис. 7.5). При этом в наборе высоты появляется составляющая силы тяжести Gsin_н, которая тормозит самолет и возвращает его к исходной скорости полета.

Рис. 7.5. Продольная статическая устойчивость по скорости

Обязательным условием для обеспечения устойчивости самолета по скорости является расположение фокуса самолета за центром масс. Критерием устойчивости самолета по скорости является соотношение:

Значит, для устойчивого по скорости самолета приращение скорости всегда должно сопровождаться приращением подъемной силы.

7.4. Продольная управляемость самолета

Продольной управляемостью называется способность самолета изменять угол атаки при отклонении руля высоты.

Продольная управляемость самолета должна удовлетворять следующим основным требованиям:

– руль высоты должен быть достаточно эффективным, т. е. при отклонении руля на 1° самолет должен повернуться на определенный угол;

– самолет должен быстро, без запаздывания реагировать на отклонение руля;

– усилия на органах управления должны быть небольшими и не выходить за установленные пределы.

Критериями продольной управляемости являются:

– – эффективность руля высоты показывает, на какой угол необходимо отклонить ручку управления самолетом, чтобы изменить перегрузку на единицу (рис. 7.6, а);

– – тяжесть продольного управления показывает, какое усилие необходимо приложить к ручке управления самолетом, чтобы изменить перегрузку на единицу (рис. 7.6, б).