Файл: 5 - ПАД ДА40.doc

– несимметричное отклонение закрылков при выпуске или уборке.

Во всех случаях нарушенное поперечное равновесие может быть восстановлено при помощи элеронов.

8.3. Путевая устойчивость самолета

Путевой (или флюгерной) устойчивостью самолета называется способность его самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать первоначальное состояние путевого равновесия.

Для обеспечения путевой устойчивости необходимо создание восстанавливающего или стабилизирующего момента (M_{y β}) при появлении угла скольжения  (рис. 8.3).

Рис. 8.3. Реализация путевой устойчивости самолета

Предположим, что под действием порыва ветра самолет развернулся на угол . При полете со скольжением нарушается симметрия обтекания самолета, в результате чего возникают сила Z_а и момент M_y . Сила Z_а расположена в боковом фокусе самолета и создает восстанавливающий момент M_y , который будет уменьшать угол скольжения, возвращая самолет в первоначальное состояние путевого равновесия.

На путевую устойчивость влияют площадь вертикального оперения, центровка самолета, угол атаки, положение закрылков и скорость полета.

8.4. Поперечная устойчивость самолета

Поперечной устойчивостью самолета называется способность самолета самостоятельно, без вмешательства пилота, восстанавливать нарушенное поперечное равновесие относительно продольной оси ОХ.

Допустим, самолет под действием порыва ветра накренился на левое полукрыло (рис. 8.4). Когда накренение самолета прекратилось, то появляется составляющая сила тяжести Gsinγ, под действием этой силы самолет начинает искривлять свою траекторию и скользить в сторону крена. Скольжением называется такое положение самолета, когда его продольная ось не совпадает с направлением движения. В процессе скольжения опущенное крыло находится в более выгодных аэродинамических условиях, так как вектор скорости направлен к самолету со стороны этого полукрыла. Поэтому подъемная сила Y_а опущенного крыла увеличивается, и самолет сам, без вмешательства пилота выходит из крена, восстанавливая нарушенное поперечное равновесие.

Рис. 8.4. Реализация поперечной устойчивости самолета

Таким образом, поперечная устойчивость обеспечивается прежде всего скольжением самолета в сторону крена, благодаря которому создается восстанавливающий момент в сторону, обратную первоначальному крену.

Факторы, влияющие на поперечную устойчивость самолета:

– затенение крыла фюзеляжем при скольжении,

– положительное поперечное V крыла,

– угол атаки или скорость (на больших углах атаки устойчивость плохая),

– высота полета (на больших высотах устойчивость плохая),

– выпуск закрылков ухудшает устойчивость,

– самолет с нижним расположением крыла имеет худшую устойчивость, чем самолет с верхним расположением,

– законцовки крыла ( winglets ) увеличивают поперечную устойчивость.

Совокупность поперечной и путевой устойчивости называют боковой устойчивостью самолета.

Параметром, характеризующим боковую устойчивость самолета, является коэффициент :

При больших значениях коэффициента  самолет обладает завышенной поперечной устойчивостью, что приводит к боковой раскачке самолета (типа «голландский шаг»). При малых значениях коэффициента  самолет имеет завышенную путевую устойчивость, что приводит к спиральной неустойчивости самолета.

8.5. Путевая и поперечная управляемость самолета

Путевое управление самолетом DA 40NG осуществляется вокруг нормальной оси ОУ при помощи педалей и соответствующего отклонения руля направления.

Поперечное управление осуществляется вокруг продольной оси ОХ с помощью элеронов.

Путевая управляемость оценивается следующими критериями:

– – эффективность путевого управления: показывает, насколько необходимо отклонить руль направления для того, чтобы создать крен самолета на 1°;

– – тяжесть путевого управления: показывает, какое усилие необходимо приложить на педаль для того, чтобы создать крен самолета на 1°;

При отклонении элеронов изменяется кривизна, а следовательно, и характер обтекания той части крыла, которая расположена перед элеронами. В результате разных условий обтекания полукрыльев возникает разность подъемных сил Y_л и Y_пр. Эта разность создает кренящий момент относительно продольной оси, под действием которого самолет начинает вращаться в сторону отклоненной ручки.

Оценивается поперечная управляемость следующими показателями:

– – тяжесть поперечного управления: показывает, какое усилие необходимо приложить к ручке управления самолетом, чтобы заставить вращаться самолет с угловой скоростью 1 рад/с;

– – эффективность элеронов: показывает, на сколько градусов необходимо отклонить элероны, чтобы заставить самолет вращаться с угловой скоростью 1 рад/с.

9. Особенности пилотирования самолета da 40ng при отказе двигателя

9.1. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на различных этапах полета

При отказе двигателя, возможность которого всегда допускается, следует в первую очередь сохранять необходимое для полета пространственное положение самолета и подготовиться к возможной аварийной посадке, и лишь во вторую – попытаться устранить возникшую неисправность (действовать по принципу «сохранять управление самолетом»). Перед полетом пилот обязан оценить пригодность рельефа местности для аварийной посадки на каждом этапе полета. Для обеспечения безопасности полета пилот обязан поддерживать безопасную минимальную абсолютную высоту полета. Необходимо заранее продумать порядок действий в возможных неблагоприятных ситуациях. Пилот не должен воспринимать отказ двигателя чрезмерно эмоционально и обязан в любых обстоятельствах действовать спокойно и решительно.

При отказе двигателя воздушный винт DA 40NG переходит в режим авторотации.

Самолет уменьшает скорость и высоту полета, так как располагаемая тяга уменьшается до нуля. Первоочередная задача пилота – обеспечение безопасного завершения полета, то есть безопасной скорости и положения самолета в пространстве.

При отказе двигателя аэродинамические характеристики самолета ухудшаются (рис. 9.1).

Рис. 9.1. Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя

Коэффициент лобового сопротивления увеличивается, а подъемной силы уменьшается за счет уменьшения эффективной скорости обтекания крыла воздушным потоком из-за прекращения обдувки крыла винтом 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.

9.2. Рекомендации экипажу по действиям при отказе двигателя на взлете

1. В случае отказа двигателя на взлете до скорости отрыва самолета:

– удерживать самолет по направлению разбега;

– использовать тормоза;

– избегать столкновения с препятствиями.

При наличии опасности возникновения пожара за счет столкновения с препятствиями:

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

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

2. При отказе двигателя на взлете после скорости отрыва самолета:

– оценить обстановку;

– сохранять скорость 68–78 узлов (приборная) в зависимости от взлетной массы;

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

– при отказе двигателя во время взлета с ограниченной ВПП, размеры которой не позволяют произвести посадку перед собой, приземление производить за пределами рабочей части ВПП;

– допускаются небольшие довороты для исключения столкновения с препятствиями.

3. При отказе двигателя на взлете в районе 1-го разворота:

– возврат на аэродром вылета невозможен (при развороте возникает скольжение и самолет теряет много высоты);

– оценить обстановку;

– не терять скорость, переведя самолет на снижение;

– довернуть самолет в направлении, наиболее пригодном для посадки;

– помнить, что с высоты 100 м в штиль дальность планирования с убранными закрылками составляет примерно 940 м;

– приборная скорость должна составлять 78 узлов при закрылках в положении T/O;

– приборная скорость должна составлять 83 узла с убранными закрылками.

4. При отказе двигателя на взлете после окончания 1-го разворота (H = 150–200 м):

– перевести самолет на снижение;

– развернуть самолет на площадку, подобранную с воздуха;

– если высоты достаточно, попробовать запустить двигатель;

– при невозможности возобновить работу двигателя, продолжить снижение так, чтобы вывод самолета из разворота был на высоте не менее 100 м;

– выравнивать самолет выше обычного;

– перед приземлением перекрыть топливо и выключить необходимые переключатели;

– необходимо иметь в виду, что лучше производить аварийную посадку с боковым ветром, чем с попутным;

– разворот выполнять на скорости с запасом от скорости сваливания и креном не более 15.