 |
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.
Особые случаи, по причине превышения установленных ограничений
Сваливание самолета
При выходе самолета на α0 больше α0крит 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 α0крит 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 Yлев 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 α0лев 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 α0крит. и в случае, когда он равен α0крит.
1. Исходный угол атаки α0 менее α0крит.
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 α0крит.
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 α0крит , 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.
|
|
|
