6.2. Влияние эксплуатационных факторов на элементы посадки

- увеличение посадочного веса на 10% повышает посадочную скорость на 5% и увеличивает длину пробега на 10%;

-повышение температуры на 10 или понижение атмосферного давления на 26мм рт. ст. от стандартного значения приводит к увеличению посадочной скорости на 1,75% и увеличению длины пробега на 3,5%;

- ветер влияет на изменение посадочной скорости, а через нее на длину пробега. Кроме того, сильный боковой ветер на пробеге создает кренящий момент, в результате чего подветренная стойка шасси “разгружается" и тормозная сила на ней уменьшается. Что в конечном итоге приводит к увеличению длины пробега.

-состояние покрытия ВПП и понижение коэффициентов сцепления с ним ниже допустимой нормы-0.3 может привести к летному происшествию.

Глава VII

Особые случаи в полете

Особый случай в полете это ситуация, которая возникает в случае внезапного отказа авиационной техники или попадания воздушного судна в условия, требующие от экипажа действий, отличающихся от обычного пилотирования воздушным судном.

7.1. Особые случаи, по причине превышения установленных ограничений

7.1.1 Сваливание самолета

При выходе самолета на α⁰ больше α⁰_крит на верхней поверхности крыла из-за большого разряжения развивается кризис, в результате которого происходит неуправляемый, отсос пограничного слоя и бурный, вихреобразный срыв потока с несущих поверхностей. Как следствие всего происходящего подъемная сила уменьшается, лобовое сопротивление продолжает расти и самолет при отсутствии бокового скольжения не опуская нос, сохраняя достигнутый угол тангажа переходит на снижение, называемое “парашютированием”.Из режима "парашютирования", при наличии высоты, можно выйти путем перевода самолета в пологое пикирование до достижения необходимой скорости полета.

Если в процессе выхода самолета на α⁰ больше α⁰_крит дополнительно возникнет его боковое скольжение или кренение, то в результате складывающейся ситуации произойдет сваливание самолета на крыло, и если не принять соответствующих мер, попадание самолета в штопор.

7.1.2. Штопор самолета - крутое снижение самолета по спирали малого радиуса (порядка нескольких метров) с одновременным быстрым постоянным или циклическим вращением относительно его осей на закритических углах атаки с большими знакопеременными перегрузками, углами крена и тангажа.

Штопор – нежелательное движение самолета связанное с частичной или полной потерей управляемости. Причиной вращения самолета является свойство крыла на закритических углах атаки входить в режим авторотации (самовращения крыла.).

Рассмотрим физику возникновения авторотации крыла:

Представим что крыло, находящееся в воздушном потоке с углом атаки α⁰,создает на своих полукрыльях равные подъемные силы Y_лев и Y _прав. (Рис.44) Под действием кренящего момента М _крен в левую сторону, полукрылья приобретут некоторые скорости V₁ и V₂ равные по величине, но противоположные по направлению (на левом полукрыле - вниз, на правом – вверх).

Рис.44

Сложив вектор скорости набегающего потока V c векторами скоростей V₁ и V₂ мы увидим, что углы атаки под которыми на полукрылья набегает результирующий поток изменились, причем угол атаки α⁰_лев левого полукрыла стал больше чем исходный угол атаки α⁰, а правого пролукрыла α⁰ _прав - меньше чем α⁰.

Рассмотрим, как поведет себя крыло в случае кренения при условиях, когда исходный угол атаки α⁰ менее α⁰_крит. и в случае, когда он равен α⁰_крит.

1. Исходный угол атаки α⁰ менее α⁰_крит.

Допустим, что крыло под действием кренящего момента получило дополнительное направление движения. (Рис45) Та половина крыла, которая движется вниз стала обтекаться потоком под большим углом атаки, а та половина, которая движется вверх обтекается под меньшим углом атаки. В результате такого движения на полукрыльях произошло изменение величины создаваемых ими подъемных сил . На полукрыле движущемся вниз подъемная сила возросла , а на полукрыле движущемся вверх она уменьшилась. Возросшая на опускающемся крыле подъемная сила создаст демпфирующий момент, по направлению противоположный кренящему и приведет крыло в исходное положение, соответствующее нулевому углу крена.

Рис.45 Рис.46.

2. Исходный угол атаки .α⁰ равен α⁰_крит.

Рассмотрим аналогичную ситуацию, но при условии, что исходный угол атаки близок или равен критическому. ( Рис.46) При кренении полукрыло движущееся вниз получает прирост угла атаки более исходного равного α⁰_крит, а угол атаки полукрыла движущегося вверх уменьшится на такую же величину. В результате изменения углов атаки на полукрыльях произойдет следующее:

Нижнее полукрыло попадает в область закритических углов атаки, вследствие чего на нем происходит интенсивный срыв потока, резкое, почти до нуля, уменьшение подъемной силы и неограниченный быстрый рост лобового сопротивления.

Верхнее полукрыло, вследствие уменьшения угла атаки, попадает в область докритических углов атаки. Его несущие свойства остаются достаточно высокими, подъемная сила и лобовое сопротивление полукрыла изменятся незначительно.

В результате перераспределения подъемных сил и сил лобового сопротивления на полукрыльях возникнут крутящие моменты, которые приведут крыло к сложному пространственному вращению- авторотации крыла. ( Рис.47)

Рис.47.