15. Отказ двигателя на взлете

Откказ двигателя на ВПП при взлете. Означает уменьшение тяги, увеличение лобового сопротивления, увеличение дистанции разбега и взлета. Появляется момент рыскания изза несимметричности тяги и момента крена направленный в сторону отказавшего двигателя. Основная задача пилота при отказе удержать самолет от разворота и сохранить прямолинейность разбега. При отказе двигателя до скорости V1 для сохранения направления движения надо энергично действовать РН и управлять передней опорой. Для компенсации крена использовать элероны. Взлет следует энергично прекратить.

При отказе двигателя на скорости V1 и больше. Отклонение РН, передней опоры, не допускать уменьшение режима работы двигателей, применять несимметричное торможение колес главных опор. Для предотвращения крненения самолета после отрыва создать крен и продолжать взлет.

16. Взлет с боковым ветром

Боковой ветер обуславливает несимметричное обтекание самолета, появление угла скольжения, перераспределению нормального давления и трения на колеса главных опор. Колеса подветренной стороны догружаются и появляется кренящий момент и момент рыскания изза появляющейся при скольжении боковой составляющей силы тяги. Для путевой балансировки самолета необходимо отклонить РН и колесо передней опоры таким образом, чтобы момент рыскания стал равным нулю. Для парирования крена необходимо отклонить элероны. При взлете с боковым ветром подъем колес передней опоры для обеспечения управляемости затягивается. Отклонение РН и элеронов должны быть достаточными так, чтобы при отрыве от ВПП самолет не получил резкого кренения и разворота

17. Характеристики и режимы установившегося набора

Набор высоты-полет по наклонной траектории с увеличением высоты полета.

Ma=Σ F dv/dt=a

MdVh/dt = Pн –Xa – Gsin θn – неустановившийся набор

MVh dθн/dt = Ya – G cos θn – непрямолинейный набор

Для установившегося прямолинейного набора высоты

Pa = Xa + Gsin θн – условие постоянства скорости Vн

Θn- угол наклона траектории, Ya = Gcos θн – условие постоянства θn

Ya = Cya*ρV²н/2*S

Vн = √ 2G cos θн / Сyc*ρ*S = V г.п. √cos θн

1. угол набора высоты Sin θн = Рн-Ха / G = ΔP/G

2. градиент (тангенс) набора высоты η = ΔH/ΔL*100% = tg θн*100%

3. вертикальная скорость Vy = Vsin θн Vyн = Vн * Pн-Ха/G

4. наивыгоднейшая скорость набора (Vy max) Vн.в.н = √2G / Cyc н.в.н* ρ*S

5. время установившегося набора высоты t = ΔH / ΔVy ср

6. скороподъемность самолета - зависимость максимальной скорости набора высоты от высоты полета.

7. зависимость времени набора высоты от высоты полета – барограмма набора высоты.

18,20. Ограничения Vмакс полета и числа м

Максимальная скорость полета ограничена максимальной эксплуатационной скоростью Vмакс эксп. Значение Vмакс эксп указана в РЛЭ. По НЛГС Vмакс должно быть меньше расчетной предельно допуст. Vмакс доп поскольку Vмакс эксп может непреднамеренно повышатся по причине ошибок пилотирования, 2-я причина попадание в порывы ветра встречного. Превышение макс доп может привести к остаточной деформации и разрушению констр. ВС, потери устойчивости и управляемости и нарушения в рпаботе двигателя.

Ограничение макс доп задается в виде предельн значений по условию сохранения жесткости и прочности конструкции ВС при воздействии скоростного напора q=ρV² / 2 , нормальной перегрузки Ny=Y / G q доп=ρV²макс доп / 2=Vмакс доп√ 2qдоп/ρ0 - Vприб макс доп по скоростному напору.

Ограничение пред доп V по макс доп эксп Ny Vмакс доп (Ny доп) определяется из условий турбулентной атмосферы. В полете на малых высотах с большой V вертик порывы могут создать такую нормальную перегрузку при которой будут нарушены прочность и жесткость конструкции.

При попадании в восходящий поток приращение α Δα=W/V дает приращение нормальной перегрузки Δny =ΔY/G= Δcya ρV² S/2G=Cya Δα ρV² S/ 2G; Δny= Cy ρVWS/2G

Поскольку скорость ветра в порыве нарастает не мгновенно, то вводится уменьшающий коэфф. Kw<1

Δny=Kw * Cy ρVWS/2G В ГП Δny=Y/G=1 допустимая перегрузка по оси У соответственно будет Ny доп =1+ Δny с учетом этого Vмакс доп(Nyдоп)=2G(Nyдоп-1)/KwCya ρWS

Ограничение скорости по числу М обусловлено возможностью ухудшения хар-ки устойчивости и упр-ти при М>Мкр. При увеличении числа М до критического и выше возникает волновой кризис, связанный с возникновением местных сверх звуковых зон над крылом, что приводит к перемещению центра давления назад: резко увеличивается степень статической устойчивости по углу атаки и резко ухудшается хар-ки продольной упр-ти. Это означает рост пикирующего момента тангажа, для парирования которого может не хватить запаса отклонения РВ. Все ограничения по скорости задаются для максимальной полетной массы. Они различны для различных конфигураций (взлетный, полетный, посадочный )с-та.