Что такое градиент набора в авиации
Практическая аэродинамика (стр. 6 )
 | Из за большого объема этот материал размещен на нескольких страницах: 1 2 3 4 5 6 7 8 9 |
Скорости на взлете при d3 = 8°, dпр = 19°
5.3. Силы, действующие на самолет при взлете
При разбеге на самолет действуют следующие силы (рис. 42): подъемная, сила лобового сопротивления, сила тяжести, сила тяги, сила реакции ВПП (N), равная и противоположная силе давления колес (G – Y), сила трения Fтр.
Величина силы трения Fтр определяется величиной силы реакции N = G – Y и коэффициентом трения качения F, причем при большей N и коэффициенте F сила трения Fтр= F. N= F. (G – Y) большая (рис. 42).
Коэффициент трения качения зависит от состояния поверхности ВПП:
Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы сила тяги силовой установки была значительно больше суммы силы лобового сопротивления и силы трения, т. е. P > X+Fтр.
При увеличении скорости на разбеге силы, действующие на самолет, изменяются следующим образом:
– подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;
– сила трения уменьшается, так как давление самолета на ВПП и ее реакция (N = G – Y) уменьшаются;
– сумма силы лобового сопротивления и силы трения на бетонной ВПП практически не изменяется;
– сила тяги силовой установки несколько уменьшается, вследствие чего и избыток силы тяги DP = P – (X – Fтр) также уменьшается.
5.4. Скорость отрыва самолета
В момент отрыва самолета подъемная сила практически равна силе тяжести самолета: Y = G = mg.
Из этого выражения скорость отрыва будет определяться следующим образом: 
.
Как видно из формулы, величина скорости отрыва зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха и Cyотр При большей массе, меньшей плотности воздуха и меньшем коэффициенте Cyотр скорость отрыва большая.
Плотность воздуха зависит от высоты аэродрома над уровнем моря, от температуры и атмосферного давления.
При увеличении температуры и уменьшении давления плотность воздуха уменьшается, вследствие чего истинная скорость увеличивается. При этом отрыв самолета на одной и той же величине угла атаки с заданной полетной массой происходит на одной и той же приборной скорости, так как остается величиной постоянной.
Eсли известны скорость отрыва и время разбега, то среднее ускорение самолета будет jср = Vотр/tразб, где tразб – время разбега самолета.
Длина разбега в этом случае определяется по формуле:
Длина разбега самолета Ту со взлетной массой кг при нормальных условиях (t = 15° C, p = 760 мм рт. ст., безветрие) при скорости отрыва 280 км/ч и времени разбега 40с составляет 1 м, а среднее ускорение на разбеге достигает величины 1,875 м/с2.
Как видим из формулы, длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением, причем при уменьшении скорости отрыва и увеличении ускорения длина разбега уменьшается.
Среднее ускорение самолета jср при разбеге зависит от избытка тяги Δ P = P – (X + Fтр) и массы самолета, а при большем избытке тяги и меньшей массе самолета ускорение большее, так как jср = Δ P / G.
Величина длины разбега зависит от следующих эксплуатационных факторов.
Ветер. При встречном ветре 5 м/с ввиду уменьшения путевой скорости отрыва длина разбега меньше на%, а при попутном – больше на%.
Угол атаки. Угол атаки в момент отрыва должен быть° (тангаж Jт Y2) у самолета возникает кренящий момент на правое крыло (по ветру). А в результате разности лобовых сопротивлений (Х2>Х1) 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 (рис. 44).
Так как крыло самолета Ту имеет положительное поперечное V= +4°, то при наличии скольжения самолета в набегающем потоке угол атаки левого крыла несколько больше, чем правого. Вследствие разности углов атаки, разность подъемных сил (Y2 и Y1) и лобовых сопротивлений (Х2 и Х1) увеличивается, а значит и кренящий, и разворачивающий моменты также несколько увеличиваются.
Таким образом, при взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться против ветра и имеет тенденцию к кренению по ветру.
При увеличении скорости на разбеге угол скольжения самолета b в набегающем потоке уменьшается, следовательно, кренящий и разворачивающий моменты также несколько уменьшаются. После отрыва появляется снос самолета по ветру.
На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивление. Тяга двигателей за счет косой обдувки меньше. Поэтому при боковом ветре 15 м/с длина разбега больше на 10%. В связи с этим, направление на разбеге следует выдерживать педалями и поворотом штурвала в сторону против ветра. По мере увеличения скорости разбега необходимо постепенно уменьшить поворот штурвала с таким расчетом, чтобы самолет отделился от ВПП без крена. На скорости Vп ст после доклада второго пилота «Подъем» необходимо выключить управление поворотом колес передней опоры самолета и отклонением мини-штурвала на себя начать подъем передней опоры. В момент подъема передней опоры необходимо установить педали нейтрально. Направление полета после отрыва и в наборе высоты следует выдерживать углом упреждения. Методика выполнения взлета при попутном ветре такая же, как и в нормальных условиях.
5.9. Взлет с ВПП, покрытой осадками
Руление по РД и ВПП, покрытым атмосферными осадками, выполняется на малой скорости при повышенном внимании. Рукоятку управления поворотом колес передней опоры самолета следует отклонять плавно, при необходимости на разворотах использовать асимметричную тягу двигателей, не допуская резкого изменения режима их работы. Не следует прибегать к использованию повышенных режимов работы двигателей во избежание повреждения других самолетов и наземного оборудования кусками льда и снега (от действия реактивной струи). Для уменьшения скорости руления и остановки самолета следует применять плавное и постоянное обжатие тормозных педалей, при возникновении опасности выкатывания самолета на обочину или столкновения с препятствиями использовать реверс тяги. К остановке самолета необходимо приступать на расстояниим от намеченного места.
После получения разрешения на взлет вначале выводятся двигатели на° РУД, далее все двигатели – на взлетный режим. В случае страгивания самолета с места следует отпустить тормоза и в процессе разбега плавно выводить двигатели на взлетный режим в указанном выше порядке. Следует следить за симметричностью тяги, чтобы избежать рысканья в начале разбега.
На разбеге необходимо удерживать штурвал в положении от себя для обеспечения контакта колес передней опоры самолета с поверхностью ВПП. Не следует поднимать переднюю опору до достижения скорости Vп ст с целью избежания загрязнения самолета, так как в этом случае ухудшается путевая устойчивость и увеличивается лобовое сопротивление самолета.
Для остановки самолета при прекращении взлета следует использовать тормоза, интерцепторы, воздушные тормоза и реверс. Если выдержать направление самолета отклонением педалей не удается, необходимо уменьшить режим реверсируемого двигателя вплоть до малого газа (при отклонении самолета вправо уменьшить режим правого реверсируемого двигателя, при отклонении влево – левого двигателя). По мере парирования тенденции самолета к отклонению следует увеличить режим реверса этого двигателя. При необходимости используется реверс тяги двигателей до полной остановки самолета.
5.10. Ошибки при выполнении взлета
К наиболее характерным ошибкам при выполнении взлета относятся неправильная установка самолета перед взлетом и отрыв самолета с большим или малым углом атаки.
Неправильная установка самолета перед взлетом (под углом к оси ВПП) приводит к тому, что необходимое направление взлета не выдерживается. В этом случае командир ВС вынужден в процессе разбега исправлять ошибку, доворачивая самолет к необходимому направлению взлета. Для предотвращения этой ошибки необходимо перед взлетом установить самолет точно по оси ВПП. В процессе разбега своевременно парировать малейшее стремление самолета к отклонению от направления взлета, управляя рулем направления и передней опорой шасси.
При значительном отклонении от направления разбега и неуверенности в том, что удается вернуть самолет на ось ВПП, взлет необходимо прекратить. Следует учитывать, что при взлете со скользкой ВПП, даже при небольшом боковом ветре, направление, особенно в начале разбега, выдерживать трудно, так как руль направления малоэффективен (малая скорость), а колеса передней опоры и тормоза малоэффективны по причине малого коэффициента трения.
Отрыв самолета с большим углом атаки возможен при взлете с коротких ВПП, при возникновении неожиданных препятствий на ВПП, при взлете с заснеженных полос, когда командир ВС в процессе разбега самолета вынужден начать подъем передней опоры самолета на скорости меньше VR. Увеличение угла атаки при отрыве соответственно ведет к уменьшению скорости отрыва, что в определенных условиях является небезопасным.
Отрыв самолета с малым углом атаки ведет к увеличению длины разбега и скорости отрыва. Взлет на повышенной скорости сам по себе не опасен, но разбег сопровождается чрезмерными нагрузками на узлы шасси и особенно на передние колеса.
Взлет с малым углом атаки наиболее часто происходит в тех случаях, когда начало подъема передней опоры выполняется с опозданием (на повышенной скорости). Если в процессе подъема передней опоры самолета после достижения VR колеса не отрываются от ВПП при обычном темпе и усилии, следует более энергично взять штурвал на себя. При достижении самолетом угла тангажа, соответствующего взлетному, удерживать его в этом положении.
Ошибкой при взлете с боковым ветром является невыдерживание направления разбега. Ввиду недостаточного отклонения руля направления, особенно при скользкой и мокрой полосе, возможен уход самолета (носовой частью) по направлению к ветру. При меньшем отклонении руля направления и передних колес шасси возможен уход самолета с ВПП (по ветру). Если самолет к моменту отрыва не приобретет необходимого угла упреждения, то ввиду разности подъемных сил левой и правой половин крыла, возможен крен.
Глава 6. Набор высоты
6.1. Характеристики набора высоты
Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты, изображена на рис. 45. Сила тяжести G раскладывается на две составляющие:
G1= G сosqнаб – проекция силы тяжести на перпендикуляр к траектории полета (qнаб – угол набора высоты);
G2= G sinqнаб – проекция силы тяжести на траекторию полета.
Для осуществления набора высоты необходимо:
– для выполнения полета с постоянным углом набора Y= G1= Gсosqнаб;
— для выполнения набора высоты с постоянной скоростью P = X + G2= X + G. sinqнаб.
Скорость и тяга, потребные при наборе высоты
Воспользовавшись первым условием, что, определим скорость, потребную при наборе высоты:
.
Так как углы набора высоты у транспортных самолетов небольшие, то подъемная сила самолета практически равна силе тяжести (сosqнаб= 1). Поэтому скорость при наборе высоты практически равна скорости горизонтального полета и зависит от полетного угла атаки, массы самолета, плотности воздуха (температуры, давления, высоты полета). Влияние этих факторов на скорость сказывается значительно.
Характерные скорости режима набора высоты самолета Ту при взлетной массе 103 т следующие:
– минимальная скорость набора высоты 310 км/ч при aкр= 20°, минимально допустимая скорость 400 км/ч;
– наивыгоднейшая скорость набора высоты при aнв= 6,7° равна 480 км/ч ПР. При этой скорости угол набора высоты максимальный, так как на этой скорости самый большой избыток тяги. Наивыгоднейшая скорость набора высоты 550 км/ч ПР. На этой скорости самая большая вертикальная скорость(самое большое произведение DP V);
– максимально допустимая приборная скорость для самолета Ту-км/ч ПР, а число М = 0,83 с точки зрения устойчивости и управляемости самолета.
Воспользовавшись вторым условием P = X + G. sinqнаб, определим тягу, потребную для набора высоты. Так как набор высоты самолета (при каждой величине угла атаки) происходит практически с той же скоростью, что и горизонтальный полет, то лобовое сопротивление в наборе при этом равно лобовому сопротивлению в горизонтальном полете.
Следовательно, для уравновешивания лобового сопротивления при наборе высоты необходима сила тяги такая же, как и в горизонтальном полете, т. е. Ргп= G/К. В результате потребная тяга при наборе высоты определяется по формулам:
Как видно из этих выражений, тяга, потребная при наборе высоты, больше тяги, потребной в горизонтальном полете на величину G2= G. sinqнаб, причем, чем больше полетная масса и угол набора, тем больше требуется дополнительной тяги. Величину G2=G sinqнаб при наборе высоты уравновешивает избыток тяги DР.
Угол и вертикальная скорость набора высоты
При выполнении набора высоты DР = G2 = G. sinqнаб. Из этого выражения можно определить угол набора высоты: sinqнаб =DР/ G.
Как видно из формулы, величина угла набора высоты зависит от избытка тяги DР и силы тяжести самолета. Наибольший угол набора высоты самолет имеет при угле атаки, близком к наивыгоднейшему (aнв= 6,7°), так как при этом избыток тяги максимальный (табл. 18).
Вычислим величину максимального угла набора самолета Ту-204 с полетной массой 103 т у земли. Из кривых потребных и распологаемых значений тяги определим:
DРmaх= PР – Pгп= 240 – 57 = 183 кН;
sinqнаб maх== 0,177; qнаб maх= 10°.
Углы набора высоты
в зависимости от скорости, массы и избытка тяги
Что такое градиент набора в авиации
Во всех способах захода на посадку, особенно при выполнении визуального захода, различают следующие элементы (см. рисунок на следующей странице):
путь начального подхода;
прямая полета против ветра;
прямая полета поперек ветра;
разворот поперек ветра;
прямая полета по ветру;
базовый разворот (разворот на базовую прямую);
прямая окончательного захода;
последний разворот (разворот на посадочную прямую.
Схема визуального захода на посадку
 |
ЗАПАС ВЫСОТЫ НАД ПРЕПЯТСТВИЯМИ
При разработке каждой отдельной схемы захода на посадку рассчитывается абсолютная / относительная высота захода на посадку (ОСА/Н), которая указывается на карте захода на посадку по приборам. Абсолютной / относительной высотой пролета препятствий (ОСА/Н) является:
1. При выполнении точного захода на посадку наименьшая абсолютная высота (ОСА) или в других случаях наименьшая относительная высота над превышением порога (ОСН), на которой должен начаться уход на второй круг с тем, чтобы гарантировать соблюдение соответствующих критериев пролета препятствий.
Эксплуатационные минимумы рассчитываются путем добавления влияния ряда эксплуатационных факторов к ОСА/Н с тем, чтобы получить значение абсолютной / относительной высоты принятия решения DA/H в случае точного захода на посадку, или минимальной абсолютной/ относительной высоты снижения MDA/H в случае неточного захода на посадку.
ГРАДИЕНТ НАБОРА И СНИЖЕНИЯ
На картах SID и STAR, а также в указаниях службы воздушного движения дается градиент набора (снижения) ( Climb / Descent Gradient ). Он может быть выражен:
1. В приросте высоты на единицу расстояния, например 250 foot per NM (футов в морскую милю).
2. В процентном отношении, например: Climb Gradient 4% означает набор с приростом высоты 40 метров на один километр расстояния.
Для перевода градиента в процентах в значение вертикальной скорости набора (снижения) можно использовать соответствующий график, переводную таблицу, или умножить поступательную скорость на градиент.
На схемах SID и STAR для перевода даются таблицы, в которых градиент набора (снижения) перерассчитывается по значению поступательной скорости в вертикальную скорость, выраженную в футах в минуту.
ЗАХОД НА ПОСАДКУ С ИСПОЛЬЗОВАНИЕМ РАЗЛИЧНЫХ ПОСАДОЧНЫХ СИСТЕМ
Заход на посадку в международных аэропортах может выполняться по различным посадочным устройствам и системам:
1. Радиомаячным системам типа ILS.
2. Радиолокационным системам типа GCA.
3. Направленным радиомаякам типа VOR.
Все эти устройства могут применяться совместно с дальномерным оборудованием DME и светотехническим оборудованием аэродрома. Точность выдерживания направления при заходе на посадку с использованием различных посадочных устройств составляет:
Для создания параметров курса и глиссады наибольшее распространение в настоящее время получили радиомаячные (РМС) и радиолокационные (РСП) системы посадки.
РМС являются основными системами выполнения захода на посадку, так как, обладая высокой точностью и устойчивостью работы, обеспечивают непосредственную индикацию положений линий курса и глиссады снижения на приборах ВС и позволяют автоматизировать заход на посадку.
РСП являются дополнительными системами захода на посадку и используются для контроля за ВС, выполняющими заход на посадку, захода на посадку ВС, не оборудованных ILS, и как резервные системы на случай отказа других посадочных устройств. На некоторых аэродромах РСП являются основными системами захода на посадку.
Заход на посадку по системе ILS
Согласно Стандартам ИКАО система ILS имеет следующую классификацию по категориям (в зависимости от технических возможностей), которые используются при определении посадочных минимумов при заходе на посадку по системе ILS:
DH не более 200 футов (60м);
Visibility не более 2400 футов (800м);
RVR не более 1800 футов (550м);
DH не менее 200 футов (60м), но не более 100 футов (30м);
RVR не более 1200 футов (350м);
a) DH менее 100 футов (30м) или без DH;
RVR не менее чем 700 футов (200м);
b) DH менее 50 футов (15м) или без DH;
RVR менее чем 700 футов (200м), но не более 150 ф. (50м);
c) DH и RVR не требуются.
Кроме того существует классификация FAA:
HAT не менее 200 футов (60м);
RVR не менее 1800 футов (550м);
HAT не менее 100 футов (30м);
RVR не менее 1200 футов (350м);
RVR не менее 700 футов (200м);
RVR не менее 150 футов (50м);
c) DH и RVR не требуются.
Заход на посадку осуществляется следующим способом.
Минимальная длина этапа промежуточного захода на посадку зависит от угла подхода к линии посадочного курса и не должна быть менее значений, приведенных в таблице:
Угол подхода к линии посадочного курса
Минимальное расстояние между точкой
выхода на посадочный курс и ТВГ
1. Приведенные минимальные величины могут быть использованы только при ограниченности воздушного пространства.
Минимальные безопасные высоты при заходе на посадку по ILS устанавливаются следующим образом:
При использовании системы ILS можно выполнить заход по кратчайшему пути в тех случаях, когда:
1. Схема захода на посадку не имеет Procedure Turn.
2. На схеме захода на посадку имеется надпись «NOPT».
3. Используется метод «Векторение по локатору».
Заход на посадку по VOR или NDB
Первоначальный выход на VOR (NDB) осуществляется в соответствии с правилами полета по маршруту. Минимальные безопасные высоты при заходе на посадку по VOR (NDB) приведены в таблице:
Минимальные безопасные высоты
Линия пути конечного этапа
Расположение VOR (NDB) относительно ВПП при
заходе на посадку по VOR (NDB)
 |
В этих случаях при заходе на посадку требуется доворот в створ ВПП. Минимальные расстояния до торца ВПП, на которых должен быть осуществлен выход в створ ВПП, приведены в таблице:
В случае, когда основное посадочное средство аэродрома расположено не на линии посадочного курса, в заголовке схемы захода на посадку рядом с указанием процедуры захода на посадку может быть указан суфикс, еапример A, B, C… (например: VOR-B, LOC (BACK CRS)-A и так далее). Данный суфикс указывает на то, что для данного средства захода на посадку взлетный и посадочный минимумы не установлены.
Заход на посадку по двум NDB
Такая процедура выполняется при наличии на борту ВС двух АРК, если NDB расположены на расстоянии не более 10 морских миль друг от друга.
Выполнение захода на посадку не отличается от выполнения захода на посадку по ОСП в России.
Профиль снижения представляет собой ломаную глиссаду снижения по принципу:
Минимальные безопасные высоты при заходе на посадку по двум NDB устанавливаются:
Заход на посадку по GCA
Начальный и промежуточный этапы захода на посадку по GCA включают участки маневра захода на посадку с момента начала радиолокационного контроля для вывода ВС на конечный этап захода на посадку до момента, когда:
1. ВС готово начать заход по ОРЛ ( Director ).
2. Управление передано диспетчеру посадки ( Precision ).
3. ВС выполняет полет на конечном этапе по радионавигационным средствам.
4. Экипаж ВС сообщил о возможности визуального захода на посадку.
Заход на посадку по другим радионавигационным средствам должен контролироваться по GCA (ПРЛ):
1. Во всех случаях, когда метеорологические условия хуже минимума, установленного органом воздушного движения.
2. По запросу экипажа.
3. По требованию диспетчера соответствующего органа воздушного движения.
В этих случаях экипаж должен быть проинформирован о контроле по ПРЛ. До начала конечного этапа захода на посадку диспетчер обязан не менее одного раза информировать экипаж о его местонахождении.
Без промедления диспетчер должен передать на борт информацию о погоде, об условиях на аэродроме (включая и состояние ВПП) и данные о порядке установки высотомеров.
Диспетчер может давать экипажу указания о выдерживании скорости полета для выдерживания интервала между ВС или для обеспечения радиолокационного контроля, а также команду на выпуск шасси.
Перед началом конечного этапа захода на посадку диспетчер должен сообщить экипажу ВС:
1. Номер используемой ВПП.
2. Высоту принятия решения (DH).
3. Номинальный угол наклона глиссады или Vy (по запросу).
4. Порядок действий при отказе радиосвязи в процессе захода на посадку (если этот порядок не указан в документах аэронавигационной информации (AIP).
1. Если ВС еще не вышло на конечный этап, передать ему разрешение выйти на соответствующее радионавигационное средство для выполнения повторного захода на посадку.
2. Если ВС вышло на конечный этап, передать ему разрешение продолжить заход с использованием других радионавигационных средств, когда экипаж сообщит о готовности завершить заход самостоятельно.
Команды диспетчера должны содержать:
2. Указание на начало снижения (при подходе к глиссаде).
3. Расстояние до начала ВПП.
4. Указание об отклонении от глиссады и поправки к Vy.
5. Разрешение на посадку (расстояние до ВПП в момент завершения захода).
Расстояние до точки приземления передается экипажу ВС с интервалом одной мили до момента, когда ВС будет находиться в четырех милях до точки приземления, после чего расстояние передается с интервалом 0,5 мили, но основное внимание должно быть уделено передаче информации о направлении полета и положении ВС относительно траектории снижения.
Допустимые отклонения от траектории снижения приведены в таблице :