 |
Особенности выполнения посадки самолета с отказавшим двигателем
|
|
|
|
5.17.1. В случае отказа двигателя посадку необходимо выполнять на аэродром или выбранную площадку.
При вынужденной посадке на неровную или незнакомую площадку посадку производить с убранным шасси.
5.17.2. Располагаемая дальность планирования при отказе двигателя определяется аэродинамическим качеством самолета и запасом высоты. Планирование рекомендуется выполнять с убранными шасси и посадочными щитками на скорости 160 км/ч, при этом аэродинамическое качество и расчетная дальность планирования соответственно составляют:
К=7; L=7*H, где Н - высота полета, м; 7 - аэродинамическое качество.
При расчете располагаемой дальности планирования и оценке возможности выполнения посадки на аэродром надо учитывать уменьшение дальности, обусловленное выполнением разворота на аэродром и построением предпосадочного маневра. При развороте на 180° с креном 45° дальность уменьшается примерно на 1 км.
Для обеспечения выхода на аэродром на высоте 400 м, обеспечивающей выполнение предпосадочного маневра, необходимо расчетную дальность планирования уменьшить на 3 км. Таким образом, располагаемая дальность планирования с учетом разворота на аэродром и обеспечения необходимого запаса высоты над аэродромом составляет:
· при Н=2000 м.............. 10 км;
· при Н=3000 м.............. 17 км;
· при Н=4000 м.............. 24 км.
Развороты выполнять с креном 45°, обеспечивающим наименьшую потерю высоты. При этом радиус разворота составляет 200 м, вертикальная скорость снижения - 8,0 м/с и потеря высоты - 220 м при развороте на 360°.
При выпуске шасси аэродинамическое качество и вертикальная скорость снижения изменяются незначительно.
При выпущенных шасси и посадочных щитках аэродинамическое качество самолета составляет 5,5,
|
|
|
При заходе на посадку со встречным ветром располагаемая дальность планирования уменьшается, причем 5 м/с скорости ветра соответствует уменьшению дальности на 10%.
5.17.3. Схемы построения предпосадочного маневра при различных курсах выхода самолета на аэродром ( 
) приведены на рис.6 (высота выхода самолета на центр ВПП должна быть не менее 400 м).
При выходе на аэродром с посадочным курсом рекомендуется предпосадочный маневр выполнять двумя разворотами на 180° с началом первого разворота над центром ВПП (аэродрома) и началом второго разворота - на контрольной высоте:
где Н исх - высота выхода самолета в центр ВПП, м.
При выходе самолета на ВПП с курсом, обратным посадочному, необходимо двумя разворотами на 90° вывести самолет на траекторию, параллельную посадочной прямой, после достижения контрольной высоты выполнить разворот на 180° на посадочный курс. Контрольная высота при этом равна:
рис. 6 Схема захода на посадку с отказавшим двигателем
В случае выхода самолета под углом 90° к посадочному курсу контрольная высота равна:
Однако при этом разворот на курс, обратный посадочному, необходимо начинать через 5-4 с после пролета центра ВПП.
При наличии ветра точка начала предпосадочного маневра должна быть смещена от центра ВПП в сторону ветра на расстояние (независимо от курса выхода на центр ВПП):
где W - скорость ветра, м/с .
При выходе на ВПП с посадочным курсом и встречном ветре начало первого разворота необходимо выполнять после пролета центра ВПП через время (в секундах), численно равное скорости ветра в м/с.
При боковом ветре боковое смещение самолета на траверзе центра ВПП должно составлять:
где Wбок- скорость бокового ветра, м/с.
При выходе на ВПП на высоте 400-600 м встречный ветер 5 м/с смещает точку начала предпосадочного маневра на расстояние 250 м, что соответствует времени от момента пролета центра ВПП до начала маневра - 5с.
|
|
|
При боковом ветре 5 м/с самолет должен быть выведен на траверз центра ВПП с боковым смещением 100м.
5.17.4. При вынужденной посадке с отказавшим двигателем необходимо:
· выполнить разворот с креном 45° в сторону аэродрома;
· установить приборную скорость 160 км/ч;
· доложить руководителю полетов об отказе двигателя и принятом решении выполнять посадку на аэродром;
· запросить метеоусловия на аэродроме (атмосферное давление, скорость и направление ветра);
· закрыть пожарный кран, выключить магнето, генератор и зажигание;
· определить высоту полета (на высотомере должно быть установлено атмосферное давление на аэродроме) и, рассчитав располагаемую дальность планирования, оценить возможность выполнения посадки на аэродром.
Примечание. При недостаточном запасе высоты посадку выполнить на выбранную площадку вне аэродрома с построением предпосадочного маневра или с прямой;
· при ожидаемом выходе в центр ВПП на высоте менее 400 м посадка возможна только с прямой. В этом случае необходимо выполнить «змейку» и скольжение с таким расчетом, чтобы обеспечить направление траектории снижения в центр ВПП;
· при выходе на центр ВПП на высоте 400-600 м выполнить предпосадочный маневр в зависимости от курса выхода на ВПП. При выходе на ВПП на высоте более 600 м выполнить виражи-спирали в центре ВПП с посадочным курсом;
· после выхода на посадочную прямую (при посадке с прямой на удалении 1 км от центра ВПП) выпустить шасси, убедиться, что снижение происходит в точку начала выравнивания, находящуюся в начале ВПП (площадки).
Если траектория снижения направлена за точку начала выравнивания, то применять скольжение с таким расчетом, чтобы обеспечить выход самолета в точку начала выравнивания;
· на высоте не менее 50 м выключить аккумулятор, открыть фонарь кабины;
· на высоте 10-15 м плавным отклонением ручки управления на себя начать выравнивание с таким расчетом, чтобы закончить его на высоте 0,5-1 м. Скорость приземления при этом составит 125-130 км/ч.
5.17.5. При вынужденной посадке с отказавшим двигателем на аэродром, оборудованный ближней приводной радиостанцией с маркером (БПРМ) (при стандартном расположении БПРМ на удалении 1000 м от торца ВПП), для выхода на аэродром и построения предпосадочного маневра рекомендуется использовать показания АРК.
|
|
|
Предпосадочный маневр в этом случае выполняется относительно БПРМ
Минимальная высота выхода на БПРМ должна быть не менее 550 м и контрольная высота:
При выходе на БПРМ на высоте 800 м выполнить виражи-спирали с расчетом выйти над БПРМ с посадочным курсом на высоте 550-700 м.
Минимальная высота прохода БПРМ на посадочной прямой в штиль, обеспечивающая приземление самолета на ВПП на расстоянии 100-200м от торца, составляет 200 м.
При встречном ветре минимальная высота пролета БПРМ на посадочной прямой увеличивается на 5 м на каждый 1 м/с скорости ветра.
5.17.6. Максимальный избыток высоты на посадочной прямой, гашение которой обеспечивается скольжением с креном 5° при располагаемой дистанции маневрирования 1000 м, составляет 50 м.
В случае явного перелета расчетной точки приземления для гашения избытка высоты выпустить посадочные щитки.
ЭКСПЛУАТАЦИЯ СИСТЕМ
Управление
Управление самолетом состоит из управления рулем высоты, элеронами, рулем направления и триммером руля высоты.
Управление рулем высоты и элеронами осуществляется с помощью ручек управления, установленных в первой и второй кабинах на валу управления.
Управление рулем высоты смешанного типа: жесткое - между шпангоутами 2 и 10 и гибкое (тросовое) - за шпангоутом 10 до сектора на руле высоты.
Управление элеронами осуществляется с помощью ручек управления и жесткой проводки, состоящей из тяг и качалок.
При отклонении ручек управления поворачивается качалка, жестко закрепленная на горизонтальном валу, а также тяги и качалки, установленные в крыле, которые передают усилие на качалки управления элеронами.
На левой половине руля высоты установлен триммер, предназначенный для уменьшения нагрузок на ручки управления. В кабинах на левом борту установлены штурвалы управления Проводка управления триммером смешанного типа: в фюзеляже - гибкая (тросовая), в руле высоты - жесткая.
|
|
|
Управление рулем направления - тросовое, осуществляется с помощью ножных педалей.
Педали параллелограммного типа установлены в первой и второй кабинах и могут регулироваться под рост летчика. Диапазон регулировки: вперед - 40 мм, назад - 60 мм.
Проводка управления рулем направления состоит из восьми тросов, заделанных на секторах педалей и прикрепленных вилками к кронштейну руля направления.
Шасси
Шасси самолета выполнено по трехопорной схеме с передней опорой, убирается в полете, имеет жидкостно-газовые амортизаторы и состоит из передней опоры с колесом 400х150 мм и двух главных опор с тормозными колесами 500х150 мм.
Передняя опора шасси установлена в носовой части фюзеляжа и убирается в полете под фюзеляж назад, по потоку.
Главные опоры шасси установлены в консолях крыла и убираются в полете под крыло вперед, против потока.
В убранном положении опоры шасси удерживаются замками.
Уборка и выпуск шасси производится из первой и второй кабин кранами шасси, через которые сжатый воздух поступает в цилиндры замков и подъемников.
Контроль положения опор шасси осуществляется с помощью механических указателей и ламп сигнализации «Шасси убрано» красного света и «Шасси выпущено» зеленого света.
Для обеспечения эксплуатации на заснеженных аэродромах вместо колес на самолет устанавливаются неубирающиеся лыжи. Фиксация лыж в полете обеспечивается установкой на каждую лыжу двух пружинных амортизаторов.
Главные лыжи оборудованы тормозами. Тормозные устройства лыж выполнены в виде отклоняющихся секторов (гребенок). На каждой лыже установлено по два сектора. Приводом тормозных гребенок служит пневматический цилиндр, питание которого осуществляется от тормозной системы самолета. Управление тормозами лыж аналогично управлению тормозами колес.
Основные данные лыж:
Длина лыжи, мм.................................................................................. 1035
Ширина лыжи, мм............................................................................... 450
Площадь рабочей части лыжи, м2................................................ 0,42
Масса лыжи передней опоры с деталями установки, кг......... 21
Масса лыжи основной опоры с деталями установки, кг......... 25
Примечание. Размеры всех лыж одинаковые.
Воздушная система
Воздушная система самолета обеспечивает запуск двигателя, уборку и выпуск шасси, управление посадочными щитками, а также управление тормозами колес шасси. Принципиальная схема воздушной системы приведена на рис. 7.
Воздушная система состоит из двух автономных систем: основной и аварийной, связанных общей магистралью зарядки сжатым воздухом на земле.
|
|
|
Питание сжатым воздухом каждой системы осуществляется от индивидуальных бортовых баллонов:
· основной системы - от 11-литрового шарового баллона;
· аварийной системы - от 3-литрового шарового баллона.
Рабочее давление воздуха в обеих системах 50 кгс/см2. В полете баллон основной системы подзаряжается от компрессора АК-50Т, установленного на двигателе. Давление в основной и аварийной системах контролируется по показаниям двухстрелочных манометров 2М-80, установленных на левых панелях приборных досок в обеих кабинах.
Основная воздушная система состоит из основного баллона, магистралей зарядки и подзарядки системы, крана сети, установленного на левом пульте в первой кабине, крана шасси, командного крана шасси, крана щитков, электропневмоклапана ЭК-48, редукционного клапана У 139 (ПУ-7), клапана растормаживания УП53/1М, дифференциала У135 (ПУ8) и цилиндра щитков с двумя аварийными клапанами.
При нажатии кнопки запуска двигателя в первой или во второй кабине срабатывает электропневмоклапан и воздух подается в распределитель для запуска двигателя.
При выпуске и уборке шасси сжатый воздух через краны шасси, установленные на левых панелях приборных досок в обеих кабинах, поступают в цилиндры замков и подъемников. Оба крана соединены между собой трубопроводами.
При установке командного крана во второй кабине в нейтральное положение можно убирать и выпускать шасси из первой кабины.
При ошибке в управлении шасси из первой кабины летчик во второй кабине, исправляя ошибку, устанавливает ручку командного крана в нужное положение, при этом одновременно отключается кран шасси в первой кабине. После чего управление шасси возможно только из второй кабины.
При выпуске и уборке щитков сжатый воздух через краны щитков поступает в цилиндр.
рис. 7 Принципиальная схема воздушной системы
1 - фильтр-отстойник ФТ; 2 - обратные клапаны, 3 - редукционный клапан, 4 - зарядный штуцер; 5 - баллон аварийной системы; 6 - баллон основной системы; 7 - фильтр 31ВФЗА; 8 - трехходовой кран 625300М; 9 - электропневмоклапан ЭК-48; 10 - командный кран шасси; 11, 12 - манометры 2М-80, 13 - кран 992АТ (зарядка сети); 14, 15 - краны 992АТ-3 аварийного выпуска шасси; 16 - стравливающий клапан 562300; 17 - подъемник, 18 - аварийные клапаны; 19 - цилиндр открытия замка передней опоры шасси; 20 - подъемник основных опор шасси; 21 - цилиндры открытия замков; 22 - редукционный клапан ПУ-7 (У 139); 23 - клапан УП53/1М; 24 - дифференциал ПУ-8 (У135); 25 - тормозные колеса основных опор шасси; 26, 27 - трехходовые краны 625300М; 28 - цилиндр уборки и выпуска посадочных щитков.
При торможении колес сжатый воздух через клапан У 139 (ПУ-7), где давление воздуха редуцируется с 50 кгс/см2 до 8+1 кгс/см2, через клапан растормаживания, который соединен с ручкой управления второй кабины, поступает в дифференциал, откуда распределяется в тормоза правого и левого колес основных опор шасси. Редукционный клапан и клапан растормаживания управляются от рычагов, установленных на ручках управления.
Стояночное торможение колес основных опор шасси осуществляется фиксацией рычагов торможения на ручках управления в нажатом положении.
Дифференциал, управляемый педалями ножного управления, обеспечивает раздельное торможение колес.
Аварийной воздушной системой пользуются в случае отказа основной системы. Аварийная система состоит из аварийного баллона, магистрали зарядки и подзарядки системы, двух кранов аварийного выпуска шасси, установленных на правых пультах обеих кабин, стравливающего клапана и аварийных клапанов.
При выпуске шасси сжатый воздух поступает в цилиндры замков и через аварийные клапаны - в подъемники шасси. Одновременно сжатый воздух поступает к редукционному клапану, обеспечивая торможение колес от аварийной системы.
Силовая установка
Силовая установка самолета состоит из двигателя М-14П с воздушным винтом Б530ТА-Д35, подмоторной рамы, выхлопного коллектора, приводов управления двигателем и агрегатами, а также из систем охлаждения и запуска, топливной и масляной систем.
Авиационный двигатель М-14П - четырехтактный, бензиновый, воздушного охлаждения, девятицилиндровый, однорядный со звездообразным расположением цилиндров и карбюраторным смесеобразованием.
Двигатель имеет редуктор, понижающий частоту вращения вала воздушного винта, и центробежный нагнетатель с односкоростным механическим приводом.
Двигатель охлаждается воздухом, поступающим через жалюзи в лобовой части капота. Равномерное охлаждение цилиндров обеспечивают воздушные дефлекторы, установленные на каждом цилиндре. Детали двигателя смазываются маслом под давлением и разбрызгиванием.
Запуск двигателя осуществляется сжатым воздухом. Магнето и проводка зажигания двигателя экранированы. На головке каждого цилиндра установлено по две свечи зажигания и одному пусковому воздушному клапану.
Двигатель с помощью подмоторной рамы крепится к шпангоуту 0 фюзеляжа самолета.
Рама двигателя состоит из кольца и четырех подкосов (двух верхних и двух нижних), изготовленных из стальных труб.
К кольцу приварено восемь ушков для крепления подкосов и восемь коробочек под резиновые амортизаторы и шпильки крепления двигателя.
Трубы подкосов сварены попарно с вилками крепления рамы к шпангоуту 0. С противоположных концов к трубам приварены вилки крепления подкосов к кольцу.
Установленный на самолет двигатель закрыт обтекателем - съемным капотом, который состоит из верхней и нижней крышек, соединенных между собой стяжными замками.
Поверхность верхней крышки вписана в обводы фюзеляжа. Остальная часть капота выступает за обводы фюзеляжа, образуя между обшивкой фюзеляжа и капотом (по задней кромке) щели для выхода воздуха, охлаждающего цилиндры двигателя. В верхней крышке находится люк для подхода к заливной горловине маслобака, в нижней - окантованные вырезы под трубы выхлопного коллектора.
Крепление капота к фюзеляжу производится с помощью четырех кронштейнов.
Входное отверстие капота закрыто управляемыми жалюзи, предназначенными для регулирования количества воздуха, охлаждающего двигатель.
Выхлопной коллектор предназначен для сбора отработанных газов из цилиндров двигателя и отвода их в пожаробезопасную зону. Патрубки коллектора сварной конструкции из титановых листов соединены между собой хомутами.
Управление силовой установкой состоит из тяг полужесткого типа, соединенных с рычагами и рукоятками на левом и правом пультах в первой и второй кабинах.
Топливная система служит для размещения необходимого запаса топлива на самолете и питания двигателя топливом на всех режимах его работы. Принципиальная схема топливной системы приведена на рис.8.
В качестве топлива для питания двигателя М-14П применяется бензин Б-91/115 Топливо размещено в двух баках емкостью по 61 л каждый. В фюзеляже установлен расходный бачок емкостью 5 л, служащий для обеспечения питания топливом двигателя в перевернутом полете и в полете с отрицательными перегрузками.
Из баков топливо самотеком через блок обратных клапанов поступает в расходный бачок. Два обратных клапана предотвращают перетекание топлива из одного бака в другой, третий - вытекание топлива из расходного бачка в бензобаки при пикировании самолета.
Далее топливо из расходного бачка через обратный клапан, обеспечивающий работу заливного шприца 740400, пожарный кран и бензиновый фильтр поступает к бензиновому насосу 702МЛ, после чего - в компенсационный бачок, из которого через фильтр тонкой очистки - в карбюратор двигателя.
Для подачи топлива в цилиндры двигателя и заполнения основной топливной магистрали перед запуском двигателя используется заливной шприц, рукоятка которого расположена на приборной доске в первой кабине. На шпангоуте 0 установлен электромагнитный клапан разжижения масла, управляемый нажимным переключателем из первой кабины.
Масляная система предназначена для подачи смазки к трущимся деталям двигателя и их охлаждения. В качестве смазки для двигателя М-14П применяются масла МК-22 и МС-20. Циркуляция масла в системе принудительная и осуществляется двухступенчатым шестеренчатым насосом, установленным на задней крышке картера двигателя. Принципиальная схема маслосистемы приведена на рис. 9.
Для бесперебойной работы самолета на всех режимах заборники масла и воздуха масляного бака выполнены качающимися. Охлаждение масла происходит в воздушно-масляном радиаторе. При эксплуатации системы в условиях отрицательных температур предусмотрена система разжижения масла бензином, которая облегчает и ускоряет запуск двигателя.
рис. 8 Принципиальная схема топливной системы
1 - мановакуумметр МВ16К; 2-кран разжижения масла; 3 - заливной шприц; 4 - правый топливный бак; 5 - заправочная горловина; 6 - компенсационный бачок; 7 - дроссели; 8 - обратный клапан; 9 - блок обратных клапанов, 10 - сливной кран, 11 - расходный бачок; 12 - левый топливный бак; 13 - датчик топливомера ДСУ-1-2; 14 - указатель сигнализатора уровня топлива ИУТ-3 1; 15 - пожарный кран; 16-бензофильтр; 17 - приемники давления топлива П-1Б; 18 - электрические моторные индикаторы ЭМИ-ЗК; 19 - фильтр тонкой очистки; 20 - указатель температуры смеси ТУЭ-48К расходного бачка в бензобаки при пикировании самолета.
рис. 9 Принципиальная схема маслосистемы
1 - передний суфлер двигателя; 2 - задний суфлер двигателя; 3 - маслобак; 4 - сливной кран маслобака; 5 - приемник температуры П-1; 6 - маслокарман; 7 - воздушно-масляный радиатор; 8 - суфлерный бак; 9 - маслофильтр; 10 - указатели из комплекта ЭМИ-ЗК; 11 - приемники давления масла П-15Б.
|
|
|
