Учебное пособие "Инженерные основы летно-технической эксплуатации ла" написано в соответствии с программой учебной дисциплины "


Особенности управления самолетом при взлете с боковым ветром



страница4/6
Дата14.08.2018
Размер1.1 Mb.
#44085
ТипУчебное пособие
1   2   3   4   5   6

2.1.3.2.Особенности управления самолетом при взлете с боковым ветром

Разбег самолета начинается на режиме 0,7 номинального. На взлетный режим двигатели выводятся при достижении контрольной скорости. Тенденция самолета к развороту против ветра и кренения по ветру парируется отклонением руля направления и штурвала. При боковом ветре  6м страгивание самолета разрешается производить на взлетном режиме.


Особенности управления системами ВС при взлете в условиях обледенения.

Противообледенительная система двигателей включается непосредственно после запуска, а обогрев стекол в режиме «сильно» - на предварительном старте. На воздушном участке взлета проверяется автоматическое отключение противообледенительной системы планера. Перед уборкой механизации крыла проверяется по пнемокадру комплексной системы сигнализации отсутствие обледенения механизации крыла. Противообледенительная система двигателей и режим «сильно» обогрева стекол отключается после выхода из зоны обледенения.



Таблица 2.2.


Циклограмма действий экипажа по управлению двигателями и системами ВС при взлете (на примере самолета Ил-96)


Пилотирующий пилот

Не пилотирующий пилот

Бортинженер

Дает команду: «Двига-тели на взлетный» и удерживает самолет на тормозах




Поэтапно выводит все двигатели (одновременно или поэтапно) на обороты срабатывания механизации компрессора, а затем на обороты взлетного режима. Контролирует работу механизации компрессора и соответствие оборотов двигателей расчетному значению. Докладывает о выходе двигателей на взлетный режим.

Дает команду: «Взлетаем» и плавно отпускает тормоза. Выдерживает направление разбега разворотом колес передней опоры шасси и отклонением руля направления

Докладывает скорости при взлете

Фиксирует рычаги управления двигателя во взлетном положении. В процессе разбега контролирует параметры двигателей.

На скорости подъема передней опоры шасси отключает управление поворотом колес передней опоры шасси и взятием штурвала на себя устанавливает взлетный угол тангажа




Контролирует отключение управления поворотом колес передней опоры шасси

На высоте  5м дает команду: «Шасси убрать»

Убирает шасси и контролирует процесс уборки

Контролирует процесс уборки шасси и докладывает: «Шасси убрано»

При взлете ночью (или до входа в облачность) дает команду: «Фары выключить и убрать»




Выключает и убирает фары

На высоте  120м дает команду: «Механизацию убрать»

Контролирует ход уборки механизации крыла

Поэтапно убирает и контролирует процесс уборки механизации крыла. Докладывает: «Механизация убрана»


2.1.3.4.Особенности управления двигателями и система ВС при взлете с уменьшенным шумом
Взлет самолета и начальный набор высоты выполняется на взлетном режиме работы двигателей без уборки механизации крыла до достижения рубежа ограничения уровня шума. Непосредственно перед рубежом ограничения уровня шума производится дросселирование двигателей. На высоте, обеспечивающей требуемый уровень шума, режим работы двигателей увеличивается до номинального.
2.2.Набор высоты
По расходу топлива этот этап полета занимает важное место в общем балансе расхода топлива за полет. Установившимся набором высоты называется равномерное и прямолинейное движение самолета вверх по наклонной траектории. Кроме того, в режиме набора высоты наиболее часто проявляются недостатки, связанные с некачественной подготовкой ВС к полету и нарушениями технологии эксплуатации систем в полете.

Из схемы сил, действующих на самолет при наборе высоты (рис. 2.2.) вытекают условия установившегося набора высоты:



  1. условие прямолинейного полета:

Y =Gв = mgcos = CrS (V2н.в.) /2 , (2.1.)


где θ – угол набора высоты;

  1. условие равномерного движения:


(2.2.)




Рис. 2.2. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты.

Выражение (2.1.) и (2.2.) приведены в предположении, что подъемная сила и сила лобового сопротивления приложены в центре тяжести самолета (хотя они приложены в центре давления), а сила тяги двигателей проходит через центр тяжести (хотя боковые проекции оси двигателей и оси фюзеляжа не совпадают).


2.2.1.Характеристики набора высоты
Основными характеристиками набора высоты являются:

  • угол траектории набора высоты - θ ;

  • скорость набора высоты –Vн.в.;

  • вертикальная скорость –Vу ;

  • время набора высоты – Тн.в.;

  • путь, пройденный в наборе высоты –Lн.в;

  • расход топлива в наборе высоты - Gт .

Величина потребной скорости набора высоты определяется из условия прямолинейного полета:



Для большинства самолетов угол траектории набора высоты не превышает 10-15º. Поэтому величина в выражении (2.3.) приблизительно равна 1, и потребная скорость для набора высоты приблизительно равна потребной скорости горизонтального полета на том же угле атаки.

Значение вертикальной скорости определяется избытком тяги для заданной полетной массы.

Из выражения (2.3.) следует, что для того чтобы выполнять набор высоты, надо увеличить тягу двигателей или уменьшить скорость набора высоты и увеличить угол атаки. Скорость по траектории, по которой достигается наибольшая скороподъемность, называется наивыгоднейшей скоростью набора высоты.

Характеристики времени, пути и расхода топлива в наборе высоты определяются по номограммам РЛЭ и зависят от взлетной массы самолета, температуры воздуха и высоты эшелона горизонтального полета.


2.2.2. Режимы набора высоты
Для каждого типа ВС используют несколько режимов набора высоты, которые характеризуются параметрами приборной скорости (числа М) и вертикальной скорости набора высоты. Так, для самолета Ил-96 рекомендовано набор высоты производить на скорости Vприб=560 км/ч до
высоты 8800 м, на которой достигается число М = 0,78. Дальнейший набор высоты производится на постоянном числе М = 0,78.

Основными режимами набора высоты являются: режим максимальной скороподъемности и максимальный крейсерский режим (скоростной).

При использовании режима максимальной скороподъемности увеличивается рейсовое время и общий расход топлива на набор высоты. Скорость по траектории, при которой достигается максимальная скороподъемность, называется наивыгоднейшей скоростью набора высоты. Режим максимальной скороподъемности применяется для прохождения зоны интенсивного воздушного движения, обледенения, атмосферной турбулентности, облачности, при наборе высоты в зоне аэродрома и при быстрой смене эшелона.

Максимальный крейсерский режим набора высоты характеризуется значительно большей приборной скоростью (отсюда название «скоростной»), которая остается постоянной в течение всего времени набора высоты. Применение этого режима обеспечивает удельный расход топлива, близкий к минимальному, и сокращение рейсового времени.

Сравнительную характеристику обоих режимов набора высоты можно формализовать следующим образом:


Режим максимальной

скороподъемности





>
<

Максимальный крейсерский режим (скоростной)


Кроме рассмотренных выше режимов может использоваться специальный режим набора высоты, обеспечивающий снижение уровня шума на местности.



2.2.3.Управление двигателями и системами ВС при наборе высоты
Для набора высоты на самолетах с ГТД в нормальных условиях используют номинальный режим работы двигателей. В процессе набора высоты производится комплексная оценка двигателей по светосигнальным табло и приборам. Кроме основных параметров (частоты вращения роторов и температуры выходящих газов) проверяются давление топлива перед форсунками, давление и температура масла, расход топлива, уровень вибрации.

После набора заданной высоты открываются краны отбора воздуха от двигателей, импульсами увеличивается расход воздуха до (7-8) единиц, и работа системы кондиционирования воздуха переводится в автоматический режим. Контролируется скорость изменения давления в кабине, которая не должна превышать 3 м/с. В случае превышения этой величины, увеличивается расход воздуха по включенной системе кондиционирования. После набора заданного эшелона проверяется высота в гермокабине, которая на максимальном эшелоне не должна превышать 2400 м, и перепад давления «кабина – атмосфера». В случае отклонения перепада давления от нормы, корректируется положение ручки задатчика «избыточное давление» на командном приборе.

В процессе набора высоты периодически (через каждые 15 минут) контролируется работа топливной системы по сигнальным лампам насосов подкачки и перекачки, указателям количества топлива в баках. В случае нарушения программы выработки топлива или отказа топливных насосов, топливная система переводится на ручной режим управления. Особое внимание уделяется контролю работы топливной системы, выполненной по принципу питания всех двигателей из одного расходного бака, так как отказ в системе перекачки топлива в расходный бак может привести к выключению двигателей в полете. Противооблединительная система

включается перед входом самолета в облачность или по сигнализации о наличии обледенения. При включении противообледенительной системы происходит повышение температуры выходящих газов на (30-40)ºС. При включении электронагревательных элементов противообледенительной системы контролируется потребление тока в системе электроснабжения. После выхода из зоны обледенения проверяется отсутствие обледенения лопаток компрессоров двигателей путем измерения уровня вибрации каждого двигателя.


2.3.Полет по маршруту
Горизонтальный полет является частью крейсерского полета и выполняется на заданном эшелоне. Горизонтальный полет разрешается производить на любом режиме работы двигателя, до номинального включительно.
2.3.1.Параметры и характеристики горизонтального полета
Режимы полета летательных аппаратов определяются рядом независимых параметров, характеризующих движение летательного аппарата в каждый момент времени и степень напряженности работы силовых установок. Для самолетов с ГТД основными параметрами, определяющими режим горизонтального полета, являются высота – Hг.п. и скорость полета – Vг.п. . Они однозначно определяют и режим работы двигателя. Для выдерживания заданного режима полета экипаж также должен контролировать и частоту вращения ротора двигателя. Кроме того по значению частоты вращения ротора двигателя можно судить об изменении аэродинамических характеристик данного летательного аппара-та. Увеличение частоты вращения ротора двигателя (потребной для полета

тяги двигателей) может происходить из-за плохого состояния обшивки планера (деформация, загрязнение, выступление заклепок, нарушение лакокрасочного покрытия), неплотного прилегания щитков и крышек люков и др.

Режимы горизонтального полета летательных аппаратов с турбовинтовыми двигателями, у которых программа регулирования осуществляется по закону n=const, также характеризуется двумя основными параметрами – высотой и скоростью полета. Дополнительным параметром является положение РУД.

Основными характеристиками горизонтального полета являются: продолжительность (время) горизонтального полета –Lг.п. и расход топлива в горизонтальном полете (топливо, расходуемое в полете по маршруту) – Gт . Эти характеристики рассчитываются по следующим формулам:


Lг.п. =L - (Lнаб.+Lсниж.),
где L – длина маршрута; Lнаб, Lсниж – путь, пройденный в наборе высоты и при снижении с эшелона соответственно. В расчетную дальность горизонтального полета вносится поправка на ветер ∆Lw .
Тг.п.=Т - (Тнабснижзах),
где Т – продолжительность полета по расписанию; Тнаб, Тснижзах – время набора высоты, снижения и захода на посадку. Тнаб и Тсниж определяются по номограммам руководства по летной эксплуатации, а Тзах – задается для каждого типа ЛА.
Gтг=Lг.п./l ,
где l – удельная дальность (км пути / т топлива). Значения удельной дальности определяются по номограммам или таблицам руководства по летной эксплуатации как функция высоты, скорости полета и средней массы самолета на горизонтальном участке - Gcpг. Рассчитанное значение Gтг используется для определения потребного запаса топлива на полет.

Участок горизонтального полета оказывает определяющее влияние на баланс затрат времени и топлива за полет, и, следовательно, и на общее рейсовые эксплуатационные расходы.


2.3.2. Режимы горизонтального полета
Режимы горизонтального полета определяются рядом независимых параметров, характеризующих движение ЛА в каждый момент времени и степень напряженности работы силовых установок. Такими параметрами являются высота и скорость полета, курсовой угол, углы траектории, крена и скольжения, а также параметры, характеризующие работу силовых установок (тяга или мощность, частота вращения ротора двигателя, угол УПРТ, величина наддува).

При горизонтальном полете ЛА с ТРД основными параметрами, характеризующими режим полета, являются высота и скорость. Они определяют и режим работы силовой установки, т. е. тягу и частоту вращения. Дополнительным параметром является частота вращения ротора двигателя.

Горизонтальный полет ЛА с турбовинтовыми двигателями, у которых программа регулирования осуществляется по закону п = соnst, также определяется двумя основными параметрами — высотой и скоростью полета. Дополнительным (контрольным) параметром является положение рычага управления подачей топлива (α УПРТ).

На заданной высоте режим горизонтального полета ЛА однозначно определяется значением скорости полета. В связи с этим принята классификация режимов горизонтального полета по значению скорости. Основными из них являются следующие режимы: максимальной скорости горизонтального полета Vмах, который имеет место при максимальной тяге (мощности) двигателей, скорости, соответствующей номинальной тяге (мощности) силовых установок, Vрном ; максимальной дальности полета, которому соответствует минимальный километровый расход топлива Vсkmin; максимальной продолжительности полета, при которой достигается ми­нимальный часовой расход топлива, Vсhmin . Кроме указанных основных режимов полета, в зависимости от конкрет­ных условий и характера выполняемых задач широко используются и дру­гие (промежуточные) режимы.

Современные ЛА на максимальном режиме работы двигателей в гори­зонтальном полете, а особенно при снижении могут достигать таких зна­чений скорости, при которых заметно ухудшаются их устойчивость и управляемость, появляются большие перегрузки, вибрация и другие неже­лательные явления. Поэтому для каждого типа ЛА устанавливают ограни­чения по скорости (числу М).

При полете на малых и средних высотах в плотных слоях атмосферы ограничения по скорости обусловливаются прочностью конструкций ЛА при действии скоростного напора рV2/2. В некоторых случаях ограничивающим фактором могут служить колебания элементов конструкции типа «флаттер». Поэтому для указанных высот в качестве критериев ограничения скорости устанавливаются значения максимально допустимой приборной скорости Vпр.махдоп, что равносильно ограничению по скоростному напору.

При полетах на больших высотах в качестве критерия ограничения скорости полета берется число М. Это объясняется тем, что на больших

высотах полета различного рода аномальные явления в поведении ЛА обычно связаны с появлением и последующим интенсивным развитием волнового кризиса на крыле, хвостовом оперении и фюзеляже. При этом ухудшается устойчивость и управляемость ЛА, уменьшается эффективность действия рулей и элеронов. Могут также появиться и автоколебания.

В соответствии с требованиями безопасности и экономичности полетов для ЛА гражданской авиации режимы полетов на скоростях Vмах и близких к ним используются очень редко и главным образом в аварийных ситуациях, например при экстренном снижении в случае разгерметизации кабины на большой высоте, при выходе из зоны обледенения, для обхода грозового фронта и т. п. Полеты на этих скоростях сопровождаются большими километровыми и часовыми расходами топлива. Продолжительность работы двигателей на максимальных режимах ограничивается по времени, что обусловливается соображениями обеспечения надежности их работы.

Наиболее широко распространены полеты в области крейсерских ре­жимов, особенно на режимах, соответствующих Vс kmin и близких к ним, когда продолжительность работы двигателей не ограничивается и обеспечивается наиболее высокая безопасность и экономичность полетов.

На заданной высоте крейсерского полета режим горизонтального полета самолетов с ГТД однозначно определяется значением скорости полета. В связи с этим основные режимы горизонтального полета классифицируются по величине скорости:


  • режим максимальной скорости горизонтального полета – Vmax; достигается минимальная продолжительность полета;

  • режим максимальной дальности полета; достигается минимальный километровый расход топлива - Vck min ;

  • режим максимальной продолжительности полета; достигается минимальный часовой расход топлива - Vch min ;

  • режим полета по оптимальным высотам; достигается минимальный рейсовый расход топлива.

Для транспортных ВС режим горизонтального полета определяется временем прибытия по расписанию и выбирается из области крейсерских режимов.

Кроме указанных основных режимов, в зависимости от конкретных условий и характера выполняемых задач используются и другие режимы горизонтального полета (режим со ступенчатым профилем полета, режим полета с оптимальным числом М, режим вертикальной навигации и др.).

Как отмечалось выше наиболее экономичным режимом горизон-тального полета , обеспечивающим минимальный расход топлива за весь полет, является режим полета по потолкам.
2.3.3. Управление двигателями и системами ВС в горизонтальном полете
Для летательных аппаратов с ТРД при установившемся горизонтальном полете имеет место вполне определенная зависимость между скоростью полета и частотой вращения ротора двигателя, однозначно определяющая величину тяги. Значение величины тяги однозначно определяется положением рычага управления двигателем. Поэтому для ТРД изменение режима работы и, следовательно, скорости полета осуществляется изменением положения рычага управления двигателем. После выхода самолета на заданный эшелон крейсерского полета устанавливается крейсерский режим работы двигателей (вплоть до номинального), обеспечивающий расчетную скорость горизонтального полета. В дальнейшем производится периодическая оценка работы двигателей сравнением показателей приборов и светосигнальных табло всех двигателей. Кроме периодического контроля должен производится контроль двигателей при попадании самолета в зону сильной турбулентности, а также в случае потери самолетом скорости и выхода на большие углы атаки, так как в этом случае может возникнуть неустойчивая работа двигателей, которая проявляется в росте температуры газов за турбиной и падении частоты вращения роторов. Режим работы двигателей в нормальных условиях горизонтального полета остается постоянным, за исключением полета в режиме вертикальной навигации, когда устанавливается новый режим работы двигателей и автомат тяги переключается на требуемое число М. Периодически изменяется режим работы двигателей также при полете «по потолкам» в соответствии с изменением частоты вращения роторов двигателя.

В полете периодически (через каждые 15 минут) контролируется работа топливной системы по сигнальным лампам насосов подкачки перекачки, расход топлива по показателям топливомера и по сигнализаторам остатка топлива. Для выравнивания количества топлива переходят на ручное управление топливными насосами, ускоряя или замедляя его выработку из соответствующих баков.

Система кондиционирования воздуха и автоматического регулирования давления в горизонтальном полете работает в автоматическом режиме. После набора заданного эшелона необходимо проконтролировать по указателю высоты и перепада давления условную высоту и перепад давления в гермокабине, которые на максимальном эшелоне должны иметь установленные для каждого типа ЛА максимальные значения. В дальнейшем эти параметры, а также температура воздуха в пассажирских и пилотских кабинах периодически контролируются.
В случае отклонения перепада давления от нормы, необходимо медленным поворотом ручки задатчика «избыточное давление » на командном приборе восстановить нормальный перепад (при быстром повороте ручки наблюдается резкое изменение давления в гермокабине, что вызывает боль в ушах). Если такая манипуляция не восстановила заданный перепад давления, необходимо перевести работу системы автоматического регулирования давления от дублирующего командного прибора, предварительно уменьшив расход воздуха по указателю расхода воздуха до 3 едениц, а затем восстановить его нормальное значение импульсными включениями крана наддува гермокабины.

Работа гидравлической системы периодически контролируется по указателям уровня гидрожидкости в гидробаках, а также по указателям давления и сигнализаторам падения давления в гидроаккумуляторах. Падение давления в гидросистеме из-за внутренней негерметичности восстанавливается периодическим автоматическим включением насосной станции.

На завершающем этапе горизонтального полета за 10-15 минут до начала снижения с эшелона экипаж производит предпосадочную подготовку. Это связано с тем, что на завершающих этапах полета (снижение, заход на посадку, посадка) возможны усложнения условий полета, связанные с отказами авиационной техники, усложнением навигационной обстановки, неблагоприятными метеорологическими явлениями (обледенение, гроза ухудшение видимости) и другими факторами. В процессе выполнения предпосадочной подготовки выполняются следующие операции по управлению системами ВС:


  • проверяется количество топлива и распределение его по бакам, при необходимости производится выравнивание топлива в правой и левой консолях крыла;

  • на задатчике давления командного прибора системы автоматического регулирования давления в гермокабине устанавливается абсолютное давление аэродрома посадки;

  • задатчики высотомеров устанавливаются на значение высоты круга и высоты принятия решения;

  • рассчитывается остаток топлива, посадочная масса и центровка ВС на посадке;

  • проверяются параметры работы двигателей, гидравлической, топливной систем и систем кондиционирования воздуха;

  • при необходимости производится охлаждение воздуха в кабинах для создания комфортных условий при посадке.

Предпосадочная подготовка заканчивается проверкой выполнения контрольных и технологических операций членами экипажа по карте контрольной проверки.
2.4. Снижение с эшелона.
Снижением называется полет самолета по наклонной траектории вниз при постоянной или малоизменяющейся скорости и на частично задросселированных двигателях. Задачей снижения является вывод самолета в исходную точку предпосадочного маневра в заданное время и с заданной предпосадочной скоростью. Этап снижения существенно влияет на баланс затрат времени топлива за полет. Снижение происходит по установленным схемам.
2.4.1.Параметры и характеристики снижения.
Основными параметрами этапа снижения являются:

  • угол наклона траектории снижения - сн;




  • вертикальная скорость снижения – Vу.сн.;

  • горизонтальная (приборная) скорость снижения – Vприб.сн.;

Эти параметры определяют основные характеристики снижения:

  • путь, пройденный при снижении – Lсн;

  • продолжительность (время снижения – Тсн;

  • расход топлива при снижении – Gт.сн;

Угол наклона траектории снижения определяется принятой схемой снижения и потребными значениями вертикальной и горизонтальной скоростей снижения.

Вертикальная скорость ограничивается требованиями прочности конструкции ВС, обеспечения характеристик устойчивости и управляемости минимального времени снижения и не должна превышать 15 м/с.

Вертикальная скорость снижения после разгерметизации кабины ограничена физиологическими требованиями и не должна превышать 3м/с.

Горизонтальная скорость на начальном участке снижения должна обеспечивать сохранение исходного значения числа М крейсерского полета. Дальнейшее значения этой скорости устанавливаются в зависимости от высоты полета и требований улучшения управления воздушным движением в зонах подходов аэродромов.

Характеристики снижения Lсн, Tсн и Gт.сн зависят от потребных значений скоростей снижения и определяются по номограммам (таблицам) руководства по летной эксплуатации в зависимости от полетной массы самолета и температуры наружного воздуха.


2.4.2.Режимы снижения
В качестве критериев для классификации режимов снижения с эшелона обычно принимают экстремальные (максимальные и минимальные) значения характеристик этапа снижения:

  • минимальное время снижения (режим экстренного снижения)

  • максимальная дальность рейса

  • минимальное расстояние, проходимое при снижении

  • минимум расхода топлива за полет или минимум себестоимости эксплуатации (экономический режим)

Правильный выбор режима снижения позволяет улучшить экономические характеристики полета.

Выдерживание расчетных значений вертикальной и горизонтальной скоростей для выбранного режима снижения осуществляется подбором угла тангажа по авиагоризонту и работой спойлеров на высотах, рекомендованных руководством по летной эксплуатации.

Режим экстренного снижения применяется в тех же случаях, что и режим максимальной скороподъемности, а также в случае разгерметизации кабины или возникновении пожара. При снижении с большими вертикальными скоростями требуется для выдерживания расчетного значения горизонтальной скорости увеличивать режим работы двигателей, что приводит к увеличению расхода топлива и неэффективному использованию потенциальной энергии самолета. Выпуск интерцептеров при быстром снижении и увеличение режима работы двигателей используется для повышения эффективности противообледенительной системы самолета при полетах в условиях обледенения (для компенсации отбора воздуха в противообледенительную систему требуется увеличить режим работы двигателя).
Одним из требований к применению режима быстрого снижения является ограничение минимального предельного времени снижения. Такое требование предъявляется исходя из условия недопущения разгерметизации кабины самолета на высотах, больших высоты полета по кругу. В случае снижения ВС до высоты круга за время, меньшее чем минимально предельное, давление в кабине выравнивается с атмосферным на высоте, большей высоты круга. При дальнейшем снижении во избежание деформации фюзеляжа срабатывают предохранительные клапаны системы автоматического регулирования давления и давление в кабине выравнивается с атмосферным. Скорость снижения после разгерметизации не должна превышать 3 м/с (по медицинским требованиям), что существенно затрудняет маневрирование самолета в зоне подхода аэродрома посадки.

Режим максимальной дальности рейса, несмотря на некоторое увеличение расхода топлива и времени при снижении, обеспечивает существенное увеличение дальности полета. Так, при использовании этого режима на самолете Ту-154 при снижении с высоты 12100 м при полетной массе в начале снижения 70 т дальность полета увеличивается на 35% по сравнению с экономическим режимом снижения.

В зависимости от условий полета снижение производится в автоматическом или штурвальном режимах. При полете в условиях сильной атмосферной турбулентности снижение производится в штурвальном режиме с выдерживанием скоростей снижения, заданных в руководстве по летной эксплуатации.
2.4.3. Управление двигателями и системами ВС при снижении
В процессе снижения бортинженер контролирует работу двигателей и систем ВС с той же периодичностью (15 мин.) и по той же технологии, что

и в горизонтальном полете, при этом контролируется работа топливной автоматики и выработки топлива. Особое внимание уделяется контролю работы системы кондиционирования воздуха и автоматического регулирования давления в гермокабине по расходу воздуха, перепаду давления воздуха и уменьшению скорости снижения по кабинному высотомеру. Увеличение скорости более 3 м/с докладывается командиру ВС для принятия мер по изменению режима снижения.

Перед входом в облачность, а в ночное время перед снижением, бортинженер включает противообледенительную систему. При этом устанавливается повышенный режим работы двигателей (не ниже 0,4 номинального) для повышения эффективности работы противо-обледенительной системы. Контроль работы противообледенительной системы осуществляется по загоранию сигнальных ламп включения противообледенительной системы и температуре воздуха. После выхода из зоны обледенения экипаж должен убедиться в отсутствии отложений льда на поверхностях самолета и через 10-15 минут выключить противо-обледенительную систему.

Снижение с эшелона производится на частично задросселированных двигателях. Степень дросселирования определяется заданными значениями вертикальной и приборной скоростей снижения. Как правило снижение самолета производится на режиме полетного малого газа. При достижении высоты круга устанавливается режим работы, соответствующий скорости захода на посадку и включается автомат тяги, если используется автоматический режим захода на посадку. Перед включением автомата тяги проверяется отсутствие стопорения рычагов управления двигателями.



2.5.Заход на посадку и посадка
Заход на посадку и посадка воздушного судна являются самыми сложными этапами полета. Задачей этапа захода на посадку является: вывести самолет на посадочный курс и обеспечить посадочную конфигурацию самолета и посадочную скорость. Основным параметром полета при заходе является скорость захода на посадку – Vзп, которая устанавливается в зависимости от посадочной массы самолета в соответствии с таблицами руководства по летной эксплуатации.

Заход на посадку начинается с предпосадочного маневра, который выполняется с момента освобождения эшелона перехода1 с последующим «вписыванием» в прямоугольный маршрут на высоте круга. Построение предпосадочного маневра производится в соответствии с установленной для каждого аэродрома схемой и указаниями службы движения.

В зависимости от рельефа местности и интенсивности движения ВС применяются следующие режимы захода на посадку:


  • заход на посадку по прямоугольному маршруту;

  • заход на посадку «с прямой» или с доворотом к точке четвертого разворота;

  • заход на посадку с выходом на дальний приводной радиомаяк (ДПРМ) на установленной высоте и снижение по схеме.

В зависимости от условий посадки, технической оснащенности ВС и квалификации экипажа могут применяться и другие специальные режимы захода на посадку (заход на посадку в режиме системы слепой посадки, заход на посадку по неточным средствам: VOR, ДМЕ и др.).

Основой построения схем захода на посадку является прямоугольный маршрут («коробочка») (рис…..). Началом маневра при заходе на посадку является ДПРМ, выход на который производится в нижнем воздушном

пространстве на эшелонах, расположенных выше исходной высоты для прямоугольного маршрута.

После выхода на ДПРМ с посадочным курсом самолет переводится в режим снижения с вертикальной скоростью 10 м/с и скоростью по прибору согласно руководству по летной эксплуатации. После разворота на курс, обратный посадочному, продолжается снижение ВС с сохранением прежнего режима полета с погашением скорости до скорости выпуска шасси. Выпуск шасси производится на траверзе ДПРМ перед третьим разворотом. После третьего разворота выпускаются закрылки в промежуточное (взлетное) положение. На самолетах с совмещенным управлением механизацией крыла и стабилизатором необходимо убедиться в перестановке стабилизатора в посадочное положение, отклонении предкрылков и отключении полетных загружателей бустерной системы управления. После выхода из четвертого разворота перед входом в глиссаду выпускаются закрылки в посадочное положение. Данная очередность выпуска шасси и механизации крыла для некоторых типов может изменяться. Например, при заходе на посадку по данной схеме выпуск шасси на самолете Ил-96 производится после четвертого разворота, а на траверзе ДПРМ производится только выпуск механизации крыла.

Режим захода на посадку «с прямой» является самым экономичным и применяется в том случае, если рельеф местности и воздушная обстановка позволяют снижаться с маршрута визуально на высоту, равную высоте входа в глиссаду на расстоянии 30 км от ВПП, и направление подхода к аэродрому совпадает с направлением посадки или отличается от него на угол не более 45. Шасси и закрылки выпускаются на удалении от ВПП не менее 20 км, и выполняется маневр выхода на предпосадочную прямую.

Перед входом в глиссаду скорость полета уменьшается до рекомендованной руководством по летной эксплуатации в зависимости от

посадочной массы самолета. Выдерживание постоянной скорости на глиссаде обеспечивается соответствующим режимом работы двигателей таким образом, что суммарная тяга двигателей должна составлять:
Рдв=mg(sin+Cx/Cy),

где  - угол наклона глиссады;


Sin=(Pдв-X)/mg.




Поделитесь с Вашими друзьями:
1   2   3   4   5   6




База данных защищена авторским правом ©vossta.ru 2022
обратиться к администрации

    Главная страница