Как взлетает и летает самолет

Иначе – скорость набора высоты. Зависит от модели и заданной диспетчером, в зависимости от лётных условий, глиссады (траектории). В среднем реактивный лайнер набирает высоту в километр примерно за минуту (около 15 м/с), а в правилах использования воздушного пространства РФ указано, что данная величина должна составлять “…10 м/с и более”. Если вам интересно, на какую высоту может подняться пассажирский лайнер – предлагаем прочесть эту статью.

Особенности военных самолётов

Истребители, штурмовики, перехватчики не всегда поднимаются с ВПП. Условия их взлёта часто экстремальны. К примеру, он может происходить с палубы корабля, где нет возможности разогнаться до необходимых показателей.

Поэтому военные часто используют дополнительные приспособления, а именно:

Катапультное устройство, запускающее самолёт и придающее ему ускорение. При посадке на ограниченном пространстве используются крюки, которыми аппараты цепляются за натянутый поперёк палубы стальной тормозной трос.
Дополнительные приспособления, создающие вертикальную тягу. К примеру, это могут быть устройства вентиляторного типа, образовывающие над палубой мощное направленное встречное движение воздуха. Следствием чего является подъёмная сила.
На заметку: тот же воздушный поток используется для посадки.

Видео демонстрирует процесс взлёта и посадки глазами пилотов.

Полёт махины весом в несколько десятков или сотен тонн – сложный процесс. Он зависит от многих факторов, определяется скоростью движения летательного средства. Чем больше масса и сложнее условия, тем большая скорость необходима для отрыва и движения. При особо сложных условиях используются вспомогательные механизмы. Поддержание скорости – один из факторов безопасного полёта.

Вопрос о том, какую скорость развивает самолет при взлёте, интересует многих пассажиров. Мнения непрофессионалов всегда расходятся – кто-то ошибочно предполагает, что скорость всегда одинаковая для всех видов данной авиатехники, другие правильно считают, что она различная, но не могут объяснить почему. Постараемся разобраться в этой теме.

Взлёт

Взлёт – это процесс, занимающий временную шкалу от начала движения самолёта до его полного отрыва от взлетно-посадочной полосы. Взлёт возможно только при соблюдении одного условия: подъёмная сила должна приобрести значение больше значения массы взлетающего объекта.

Виды взлёта

Различные «мешающие» факторы, которые приходится преодолевать для поднятия самолёта в воздух (погодные условия, направление ветра, ограниченная взлётная полоса, ограниченная мощность двигателя и т.д.), побудили авиаконструкторов к созданию множества способов их обхода. Усовершенствовалась не только конструкция летающих аппаратов, но и сам процесс их взлёта. Таким образом, были разработаны несколько видов взлёта:

С тормозов. Разгон самолёта начинается только после того, как двигатели достигнут установленного режима тяги, а до тех пор аппарат удерживается на месте при помощи тормозов;
Простой классический взлёт, предполагающий постепенный набор тяги двигателя во время движения самолёта по взлётной полосе;
Взлёт с использованием вспомогательных средств. Характерно для самолётов, несущих боевую службу на авианосцах. Ограниченная дистанция взлётной полосы компенсируется использованием трамплинов, катапультными устройствами или даже установленными на самолёт дополнительными ракетными двигателями;
Вертикальный взлёт. Возможен при наличии у самолёта двигателей с вертикальной тягой (пример – отечественный Як-38). Такие аппараты, аналогично вертолётам, сначала набирают высоту с места по вертикали либо при разгоне с очень малого расстояния, а затем плавно переходят в горизонтальный полёт.

Рассмотрим в качестве примера фазы взлёты реактивного самолёта Боинг 737.

Взлет Boeing 737-800

Взлёт пассажирского Boeing 737

Практически каждый гражданский реактивный самолёт поднимается в воздух по классической схеме, т.е. двигатель набирает нужную тягу непосредственно в самом процессе взлёта. Выглядит это следующим образом:

Движение самолёта начинается после достижения двигателем около 800 оборотов/мин. Лётчик постепенно отпускает тормоза, держа при этом ручку управления нейтрально. Разбег начинается на трёх колёсах;
Для начала отрыва от земли Боинг должен приобрести скорость около 180 км/ч. При достижении этого значения пилот плавно тянет ручку, что ведёт к отклонению щитков-закрылков и, как следствие, поднятию носа аппарата. Дальше самолёт разгоняется уже на двух колёсах;
С приподнятым носом на двух колёсах самолёт продолжает разгон до тех пор, пока скорость не достигнет 220 км/ч. При достижении этого значения самолёт отрывается от земли.

Скорость взлета других типовых самолетов

Airbus A380 – 269 км/ч;
Boeing 747 – 270 км/ч;
Ил 96 – 250 км/ч;
Ту 154М – 210 км/ч;
Як 40 – 180 км/ч.

Приведенной скорости не всегда достаточно для отрыва. В ситуациях, когда сильный ветер дует в направлении взлёта аппарата, требуется большая наземная скорость. Или, наоборот – при встречном ветре достаточно меньшей скорости.

По материалам techcult

Вы хотите преодолеть страх перед полетами? Самый лучший способ — поподробнее узнать о том, как самолет летает, с какой скоростью он движется, на какую высоту поднимается. Люди боятся неизвестности, а когда вопрос изучен и рассмотрен, то все становится простым и понятным. Поэтому обязательно прочитайте о том, как летает самолет — это первый шаг в борьбе с аэрофобией.

Если посмотреть на крыло, то вы увидите, что оно не плоское. Нижняя его поверхность гладкая, а верхняя имеет выпуклую форму. За счет этого при повышении скорости воздушного судна меняется давление воздуха на крыло. Снизу крыла скорость потока меньше, поэтому давление больше. Сверху скорость потока больше, а давление меньше. Именно за счет этого перепада давления крыло и тянет самолет вверх. Данная разница между нижним и верхним давлением называется подъемной силой крыла. По сути, при разгоне воздушное судно выталкивает вверх при достижении определенной скорости (разницы давлений).

Воздух обтекает крыло с разной скоростью, выталкивая самолет вверх

Данный принцип был обнаружен и сформулирован родоначальником аэродинамики Николаем Жуковским еще в 1904 году, и уже через 10 лет был успешно применен во время первых полетов и испытаний. Площадь, форма крыла и скорость полета рассчитаны таким образом, чтобы без проблем поднимать в воздух многотонные самолеты. Большинство современных лайнеров летают со скоростями от 180 до 260 километров в час — этого вполне достаточно для уверенного держания в воздухе.

На какой высоте летают самолеты?

Разобрались, почему летают самолеты? Теперь мы расскажем вам о том, на какой высоте они летают. Пассажирские воздушные судна “оккупировали” коридор от 5 до 12 тысяч метров. Крупные пассажирские лайнеры обычно летают на высоте 9-12 тысяч, более мелкие — 5-8 тысяч метров. Данная высота оптимальна для движения воздушных суден: на такой высоте сопротивление воздуха снижается в 5-7 раз, но кислорода еще достаточно для нормальной работы двигателей. Выше 12 тысяч самолет начинает проваливаться — разреженный воздух не создает нормальную подъемную силу, а также наблюдается острая нехватка кислорода для горения (падает мощность двигателей). Потолок для многих лайнеров — 12 200 метров.

Обратите внимание: самолет, который летит на высоте в 10 тысяч метров, экономит примерно 80% горючего по сравнению с тем, если бы он летел на высоте в 1000 метров.

Какая скорость самолета при взлете

Давайте рассмотрим, как взлетает самолет. Набирая определенную скорость он отрывается от земли. В этот момент авиалайнер наиболее неуправляем, поэтому взлетные полосы делают со значительным запасом по длине. Скорость отрыва зависит от массы и формы воздушного судна, а также от конфигурации его крыльев. Для примера мы приведем табличные значения для наиболее популярных видов самолета:

Boeing 747 -270 км/ч.
Airbus A 380 — 267 км/ч.
Ил 96 — 255 км/ч.
Boeing 737 — 220 км/ч.
Як-40 -180 км/ч.
Ту 154 — 215 км/ч.

В среднем, скорость отрыва у большинства современных лайнеров 230-250 км/ч. Но она непостоянна — все зависит от ускорения ветра, массы летательного аппарата, взлетной полосы, погоды и других факторов (значения могут отличаться на 10-15 км/ч в ту или другую сторону). Но на вопрос: при какой скорости взлетает самолет можно отвечать — 250 километров в час, и вы не ошибетесь.

Разные типы самолетов взлетают с разной скоростью

На какой скорости садится самолет

Посадочная скорость, также, как и взлетная, может сильно отличаться в зависимости от моделей воздушного судна, площади его крыла, веса, ветра и других факторов. В среднем, она варьируется от 220 до 250 километров в час.

Скорость самолёта была, есть и остаётся весьма важным его фактором, который позволяет не только с большим комфортом перемещаться между городами, регионами или странами, но и делает время перелёта максимально быстрым.

Самый первый гражданский самолёт «Илья Муромец» имел скорость полёта всего лишь в 105 километров в час, то этот предел сегодня легко может быть преодолён на обычном автомобиле, а в ряде случаев и на международном автобусе, а посему, комфортным такое перемещение никак не назовёшь.

Что касается обычных пассажирских самолётов, то их скорость полёта уже превысила рубеж в 500 километров в час, и является далеко не пределом, но как оказывается, и это является далёким от настоящего комфорта.

Современные пассажирские самолёты лишились удовольствия летать со сверхзвуковыми скоростями, и, причём это имело весьма веские причины, заключающиеся в следующих факторах:

Надёжность. При полёте на сверхзвуковых скоростях, самолёт вынужден иметь максимально обтекаемую форму, и как известно, чем больше длина авиалайнера, тем сложнее этого добиться. В противном случае, самолёт при достижении сверхзвуковой скорости может буквально развалиться на куски, что естественно является небезопасным и может нести катастрофические последствия.

Экономичность. По сути, сверхзвуковые самолёты имеют малую экономичность топлива, а следовательно, и рейсы на них будут обходиться гораздо дороже чем на более медленных авиалайнерах.

Узкая специализация. Под данным фактором следует понимать, что далеко не каждый аэропорт сможет позволить себе принять сверхзвуковой авиалайнер из-за его большой массы и скорости, то есть, необходима большая ВПП.

Частое техническое обслуживание. В виду того, что самолёт перемещается на сверхбыстрых скоростях. Его необходимо постоянно обслуживать, то есть, практически после каждого рейса проверять состояние фюзеляжа, заклёпочные крепления и т.д., что также несёт ряд неудобств для авиаперевозчиков.

Если современная скорость самолёта гражданской авиации составляет порядка 800 километров в час, то у сверхзвуковых пассажирских авиалайнеров, она составляла свыше 2100 километров в час, что более чем в 2.5 раза быстрее современных авиаперелётов. Тем не менее, в виду главным образом безопасности, на сегодняшний день не существует действующих пассажирских сверхзвуковых авиалайнеров, которых всего-то за всю историю гражданского авиастроения существовало два – советский Ту-144 и англо-французский «Конкорд».

Вполне возможно, что в скором времени, мы сможем вновь наблюдать сверхзвуковые самолёты в небе, и стоит отметить, ряд авиастроителей и конструкторских бюро работают над этим вопросом. Тем не менее, ожидать каких-либо нововведений в ближайших несколько лет не стоит, хотя бы по причине того, что важным фактором остаётся безопасность пассажиров, а скорость самолёта учитывается уже потом.

Известно, что разные модели самолетов имеют различную скорость полета. Так, боевые ударные самолеты имеют значительно высшие скоростные показатели, чем аппараты гражданской авиации.

Скоростные показатели пассажирских авиалайнеров

Все же пассажирские самолеты обладают невысокой крейсерской и максимальной скоростью полета, хотя бывают и исключения из правил. Так, например, самолет «Конкорд» или Ту-144 могут похвастаться высокими скоростными показателями. Совсем недавно корпорация «Боинг» заявила о создании нового высокоскоростного пассажирского аппарата, который предварительно окрещен как Zehst. В планах руководства компании и конструкторов довести скорость данной модели до 5029 км/ч.

Самые высокие скорости полета имеют более новые военные машины, которые достигают сверхзвуковых скоростей.

Профиль на середине размаха крыла

Относительная толщина (отношение максимального расстояния между верхней и нижней дужкой профиля к длине хорды крыла) 0.1537
Относительный радиус передней кромки (отношение радиуса к длине хорды) 0.0392
Относительная кривизна (отношение максимального расстояния между средней линией профиля и хордой к длине хорды) 0.0028
Угол задней кромки 14.2211 градусов

Профиль на середине размаха крыла

Профиль крыла ближе к концевой части

Относительная толщина 0.1256
Относительный радиус передней кромки 0.0212
Относительная кривизна 0.0075
Угол задней кромки 13.2757 градусов

Профиль крыла ближе к концевой части

Профиль крыла концевой части

Относительная толщина 0.1000
Оотносительный радиус передней кромки 0.0100
Относительная кривизна 0.0145
Угол задней кромки 11.2016 градусов

Профиль крыла концевой части

Относительная толщина 0.1080
Относительный радиус передней кромки 0.0117
Относительная кривизна 0.0158
Угол задней кромки 11.6657 градусов

Параметры крыла

Площадь крыла 1135 ft² или 105.44м².
Размах крыла 94’9’’ или 28.88 м (102’5’’ или 31.22 м с winglets)
Относительное удлинение крыла 9.16
Корневая хорда 7.32 %
Концевая хорда 1.62 %
Сужение крыла 0.24
Угол стреловидности 25 градусов

К вспомогательному управлению относится механизация крыла и переставной стабилизатор.

Рулевые поверхности основного управления отклоняются гидроприводами , работу которых обеспечивают две независимые гидросистемы А и В. Любая из них обеспечивает нормальную работу основного управления. Рулевые приводы (гидроприводы) включены в проводку управления по необратимой схеме, т. е. аэродинамические нагрузки от рулевых поверхностей не передаются на органы управления. Усилия на штурвале и педалях создают загрузочные механизмы.

При отказе обеих гидросистем руль высоты и элероны управляются пилотами вручную, а руль направления управляется с помощью резервной гидросистемы (standby hydraulic system).

Поперечное управление

Поперечное управление осуществляется элеронами и отклоняемыми в полете интерцепторами (flight spoilers).

При наличии гидропитания на рулевых приводах элеронов поперечное управление работает следующим образом:

перемещение штурвальных колес штурвалов по тросовой проводке передается на рулевые приводы элеронов и далее на элероны;
кроме элеронов, рулевые приводы элеронов перемещают пружинную тягу (aileron spring cartridge), связанную с системой управления интерцепторами и таким образом приводят её в движение;
движение пружинной тяги передается на устройство изменения передаточного коэффициента (spoiler ratio changer). Здесь управляющее воздействие уменьшается в зависимости от величины отклонения рукоятки управления интерцепторами (speed brake lever). Чем больше отклонены интерцепторы в режиме воздушных тормозов, тем меньше коэффициент передачи перемещения штурвалов по крену;
далее перемещение передается на механизм управления интерцепторами (spoiler mixer), где оно суммируется с перемещением рукоятки управления интерцепторами. На крыле с поднятым элероном интерцепторы приподнимаются, а на другом крыле – приспускаются. Таким образом, одновременно выполняются функции воздушного тормоза и поперечного управления. Интерцепторы включаются в работу при повороте штурвального колеса более 10 градусов;
также, вместе со всей системой, движется тросовая проводка от устройства изменения передаточного коэффициента до устройства зацепления (lost motion device) механизма связи штурвалов.

Устройство зацепления соединяет правый штурвал с тросовой проводкой управления интерцепторами при рассогласовании более 12 градусов (поворота штурвального колеса).

При отсутствии гидропитания на рулевых приводах элеронов, они будут отклоняться пилотами вручную, а при повороте штурвала на угол более 12 градусов будет приводиться в движение тросовая проводка системы управления интерцепторами. Если при этом рулевые машины интерцепторов будут работать, то интерцепторы будут работать в помощь элеронам.

Эта же схема позволяет второму пилоту управлять интерцепторами по крену при заклинении штурвала командира или тросовой проводки элеронов. При этом ему необходимо приложить усилие порядка 80-120 фунтов (36-54 кг), чтобы преодолеть усилие предварительной затяжки пружины в механизме связи штурвалов (aileron transfer mechanism), отклонить штурвал более 12 градусов и тогда вступят в работу интерцепторы.

При заклинении правого штурвала или тросовой проводки интерцепторов командир имеет возможность управлять элеронами, преодолевая усилие пружины в механизме связи штурвалов.

Рулевой привод элеронов соединен тросовой проводкой с левой штурвальной колонкой через загрузочный механизм (aileron feel and centering unit). Данное устройство имитирует аэродинамическую нагрузку на элеронах, при работающем рулевом приводе, а также смещает положение нулевых усилий (механизм триммерного эффекта). Пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов можно только при отключенном автопилоте, поскольку автопилот управляет рулевым приводом напрямую, и будет пересиливать любые перемещения загрузочного механизма. Зато в момент отключения автопилота эти усилия сразу же передадутся на проводку управления, что приведет к неожидаемому кренению самолета. Для уменьшения вероятности непреднамеренного триммирования элеронов, установлено два переключателя. При этом триммирование произойдет только при нажатии на оба переключателя одновременно.

Для уменьшения усилий при ручном управлении (manual reversion) элероны имеют кинематические сервокомпенсаторы (tabs) и балансировочные панели (balance panel).

Сервокомпенсаторы кинематически связаны с элеронами и отклоняются в противоположную отклонению элерона сторону. Это уменьшает шарнирный момент элерона и усилия на штурвале.

Балансировочная панель

Балансировочные панели представляют собой панели соединяющие переднюю кромку элерона с задним лонжероном крыла с помощью шарнирных соединений. При отклонении элерона, например, вниз - на нижней поверхности крыла в зоне элерона возникает зона повышенного давления, а на верхней – разрежения. Этот перепад давления распространяется в зону между передней кромкой элерона и крылом и, воздействуя на балансировочную панель, уменьшает шарнирный момент элерона.

При отсутствии гидропитания рулевой привод работает как жесткая тяга. Механизм триммерного эффекта реального уменьшения усилий не обеспечивает. Триммировать усилия на рулевой колонке можно с помощью руля направления или, в крайнем случае, разнотягом двигателей.

Управление по тангажу

Управляющими поверхностями продольного управления являются: руль высоты, обеспеченный гидравлическим рулевым приводом, и стабилизатор, обеспеченный электрическим приводом. Штурвалы пилотов связаны с гидравлическими приводами руля высоты с помощью тросовой проводки. Кроме этого, на вход гидроприводов воздействует автопилот и система триммирования по числу М.

Нормальное управление стабилизатором осуществляется от переключателей на штурвалах или автопилотом.Резервное управление стабилизатором - механическое с помощью колеса управления на центральном пульте управления.

Две половины руля высоты механически соединены между собой с помощью трубы. Гидроприводы руля высоты питаются от гидросистем А и В. Подачей гидрожидкости к приводам управляют переключатели в кабине пилотов (Flight Control Switches).

Одной работающей гидросистемы достаточно для нормальной работы руля высоты. В случае отказа обоих гидросистем (manual reversion) руль высоты отклоняется вручную от любого из штурвалов. Для уменьшения шарнирного момента руль высоты оснащен двумя аэродинамическими сервокомпенсаторами и шестью балансировочными панелями.

Наличие балансировочных панелей приводит к необходимости установки стабилизатора полностью на пикирование (0 units) перед обливом против обледенения. Такая установка предотвращает попадание слякоти и противообледенительной жидкости в вентиляционные отверстия балансировочных панелей (см. балансировочные панели элеронов).

Шарнирный момент руля высоты,при работающем гидроприводе, на штурвал не передается, а усилия на штурвале создаются с помощью пружины механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) на который, в свою очередь, передаются усилия от гидравлического имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer).

Механизм триммерного эффекта

При отклонении штурвала поворачивается центрирующий кулачок и подпружиненный ролик выходит из своей «ямки» на боковую поверхность кулачка. Стремясь под действием пружины вернуться обратно, он создает усилие в поводке управления, препятствующее отклонению штурвала. Кроме пружины на ролик воздействует исполнительный механизм имитатора аэродинамической нагрузки (elevator feel computer). Чем больше скорость, тем сильнее ролик будет прижиматься к кулачку, что будет имитировать возрастание скоростного напора.

Особенностью двухпоршневого цилиндра является то, что он воздействует на feel and centering unit максимальным из двух командных давлений. Это легко понять по рисунку, поскольку между поршнями давления нет, и цилиндр будет находиться в нарисованном состоянии только при одинаковых командных давлениях. Если же одно из давлений станет больше, то цилиндр сместится в сторону большего давления, пока один из поршней не упрется в механическую преграду, исключив, таким образом, цилиндр с меньшим давлением из работы.

Имитатор аэродинамической нагрузки

На вход elevator feel computer поступает скорость полета (от приемников воздушного давления, установленных на киле) и положение стабилизатора.

Под действием разности полного и статического давлений мембрана прогибается вниз, смещая золотник командного давления. Чем больше скорость, тем больше командное давление.

Изменение положения стабилизатора передается на кулачок стабилизатора, который через пружину воздействует на золотник командного давления. Чем больше стабилизатор отклонен на кабрирование, тем меньше командное давление.

Предохранительный клапан срабатывает при избыточном командном давлении.

Таким образом гидравлическое давление из гидросистем А и В (210 атм.) преобразуется в соответствующее командное давление (от 14 до 150 атм.), воздействующее на feel and centering unit.

Если разница в командных давлениях становится более допустимой, пилотам выдается сигнал FEEL DIFF PRESS, при убранных закрылках. Эта ситуация возможна при отказе одной из гидросистем или одной из веток приемников воздушного давления. Никаких действий от экипажа не требуется поскольку система продолжает нормально функционировать.

Система улучшения устойчивости по скорости (Mach Trim System)

Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система MACH TRIM обеспечивает устойчивость по скорости при числе М более 0,615. При увеличении числа М электромеханизм MACH TRIM ACTUATOR смещает нейтраль механизма триммерного эффекта (feel and centering unit) и руль высоты автоматически отклоняется на кабрирование, компенсируя пикирующий момент от смещения аэродинамического фокуса вперед. При этом на штурвал никакие перемещения не передаются. Подключение и отключение системы происходит автоматически в функции числа М.

Система получает число М от Air Data Computer. Система двухканальная. При отказе одного канала индицируется MACH TRIM FAIL при нажатии Master Caution и гаснет после Reset. При двойном отказе система не работает и сигнал не гасится, необходимо выдерживать число М не более 0.74.

Стабилизатор управляется электродвигателями триммирования: ручного и автопилота, а также механически, с помощью колеса управления. На случай заклинивания электродвигателя предусмотрена муфта, разъединяющая трансмиссию от электродвигателей при приложении усилий к колесу управления.

Управление стабилизатором

Управление электродвигателем ручного триммирования выполняется от нажимных переключателей на штурвалах пилотов, при этом при выпущенных закрылках стабилизатор перекладывается с большей скоростью, чем при убранных. Нажатие этих переключателей приводит к отключению автопилота.

Система улучшения устойчивости по скорости (Speed Trim System)

Данная система является встроенной функцией цифровой системы управления самолетом (DFCS). Система управляет стабилизатором с помощью сервопривода автопилота для обеспечения устойчивости по скорости. Её срабатывание возможно вскоре после взлета или при уходе на второй круг. Условиями, способствующими срабатыванию, являются малый вес, задняя центровка и высокий режим работы двигателей.

Система улучшения устойчивости по скорости работает на скоростях 90 – 250 узлов. Если компьютер улавливает изменение скорости, то система автоматически включается при отключенном автопилоте, выпущенных закрылках (на 400/500 независимо от закрылков), оборотах двигателей N1 более 60%. При этом должно пройти более 5 секунд после предыдущего ручного триммирования и не менее 10 секунд после отрыва от ВПП.

Принцип работы заключается в перекладывании стабилизатора в зависимости от изменения скорости самолета, таким образом, чтобы при разгоне самолет имел тенденцию к задиранию носа и наоборот. (При разгоне 90 – 250 узлов стабилизатор автоматически перекладывается на 8 градусов на кабрирование). Кроме изменений скорости компьютер учитывает обороты двигателей, вертикальную скорость и приближение к сваливанию.

Чем выше режим двигателей, тем быстрее начнет срабатывать система. Чем больше вертикальная скорость набора высоты, тем больше стабилизатор отрабатывает на пикирование. При приближении к углам сваливания система автоматически отключается.

Система двухканальная. При отказе одного канала полет разрешается. При двойном отказе вылетать нельзя. Если двойной отказ произошел в полете, QRH не требует никаких действий, но логично было бы повысить контроль за скоростью на этапах захода на посадку и ухода на второй круг.

Путевое управление

Путевое управление самолетом обеспечивается рулем направления. На руле отсутствует сервокомпенсатор. Отклонение руля обеспечивается с помощью одного главного рулевого привода и резервного рулевого привода. Главный рулевой привод работает от гидросистем А и В, а резервный от третьей (standby) гидросистемы. Работа любой из трех гидросистем полностью обеспечивает путевое управление.

Триммирование руля направления с помощью ручки на центральном пульте осуществляется смещением нейтрали механизма триммерного эффекта.

На самолетах серии 300-500 производилась модификация схемы управления рулем направления (RSEP modification). RSEP –Rudder System Enhancement Program.

Внешний признак выполнения данной модификации – дополнительное табло «STBY RUD ON» в левом верхнем углу панели FLIGHT CONTROL.

Путевое управление осуществляется педалями. Их перемещение передается тросовой проводкой на трубу, которая, вращаясь, перемещает тяги управления главного и резервного рулевых приводов. К этой же трубе прикреплен механизм триммерного эффекта.

Механизация крыла

Механизация крыла и рулевые поверхности

Переходный процесс двигателя

На рисунке показан характер переходных процессов двигателя с выключенным и работающим РМС.

Таким образом, при работающем РМС положение РУД определяет заданный N1. Поэтому в процессе взлета и набора высоты тяга двигателя будет оставаться постоянной, при неизменном положении РУД.

Особенности управления двигателями при выключенном РМС

При выключенном РМС, МЕС выдерживает заданные обороты N2, и в процессе роста скорости на взлете обороты N1 будут возрастать. В зависимости от условий рост N1 может составить до 7 %. От пилотов не требуется уменьшать режим в процессе взлета, если не будут превышаться ограничения по двигателю.

При выборе режима двигателям на взлете, при выключенном РМС, нельзя использовать технологию имитации температуры наружного воздуха (assumed temperature).

В наборе высоты после взлета необходимо следить за оборотами N1 и своевременно корректировать их рост приборкой РУД.

Автомат тяги

Автомат тяги - это управляемая компьютером электромеханическая система, которая управляет тягой двигателей. Автомат перемещает РУДы так, чтобы поддерживать заданные обороты N1 или заданную скорость полета в течение всего полета от взлета до касания ВПП. Он рассчитан для работы совместно с автопилотом и навигационным компьютером (FMS, Flight Management System).

Автомат тяги имеет следующие режимы работы: взлет (TAKEOFF); набор высоты (CLIMB); занятие заданной высоты (ALT ACQ); крейсерский полет (CRUISE); снижение (DESCENT); заход на посадку (APPROACH); уход на второй круг (GO-AROUND).

FMC передает на автомат тяги информацию о требуемом режиме работы, заданных оборотах N1, оборотах максимально продолжительного режима работы двигателя, максимальных оборотов для набора высоты, крейсерского полета и ухода на второй круг, а также другую информацию.

Особенности работы автомата тяги при отказе FMC

В случае отказа FMC компьютер автомата тяги рассчитывает собственные предельные обороты N1 и индицирует пилотам сигнал «A/T LIM». Если автомат тяги в этот момент будет работать в режиме взлета, то произойдет его автоматическое отключение с индикацией отказа «A/T».

Рассчитанные автоматом обороты N1 могут быть в пределах (+0 % −1 %) от рассчитанных FMC оборотов набора высоты (FMC climb N1 limits).

В режиме ухода на второй круг, рассчитанные автоматом обороты N1, обеспечивают более плавный переход от захода на посадку к набору высоты и рассчитываются из условий обеспечения положительного градиента набора высоты.

Особенности работы автомата тяги при неработающем РМС

При неработающем РМС положение РУД уже не соответствует заданным оборотам N1 и, чтобы не допустить заброса оборотов, автомат тяги уменьшает передний предел отклонения РУД с 60 до 55 градусов.

Скорость полета

Номенклатура скоростей, используемых в руководствах Боинг:

Приборная скорость (Indicated или IAS) - показание указателя воздушной скорости без учёта поправок.
Индикаторная земная скорость (Calibrated или CAS). Индикаторная земная скорость равна приборной скорости, в которую внесены аэродинамическая и инструментальная поправки.
Индикаторная скорость (Equivalent или EAS). Индикаторная скорость равна индикаторной земной скорости, в которую внесена поправка на сжимаемость воздуха.
Истинная скорость (True или TAS). Истинная скорость равна индикаторной скорости, в которую внесена поправка на плотность воздуха.

Пояснения к скоростям начнем в обратном порядке. Истинная скорость самолета – это его скорость относительно воздуха. Измерение воздушной скорости на самолете осуществляется с помощью приемников воздушного давления (ПВД). В них замеряется полное давление заторможенного потока p * (pitot) и статическое давление p (static). Предположим, что ПВД на самолете – идеальное и не вносит никаких погрешностей и, что воздух несжимаем. Тогда прибор, измеряющий разность полученных давлений, измерит скоростной напор воздуха p * − p = ρ * V 2 / 2 . Скоростной напор зависит как от истинной скорости V , так и от плотности воздуха ρ . Поскольку градуировка шкалы прибора производится в земных условиях при стандартной плотности, то в этих условиях прибор будет показывать истинную скорость. Во всех остальных случаях прибор будет показывать отвлечённую величину, называемую индикаторной скоростью .

Индикаторная скорость V i играет важную роль не только как величина, необходимая для определения воздушной скорости. В горизонтальном установившемся полете при заданной массе самолета она однозначно определяет его угол атаки и коэффициент подъемной силы.

Учитывая, что при скоростях полета более 100 км/час начинает проявляться сжимаемость воздуха, реальная разница давлений, замеренная прибором, будет несколько больше. Данная величина будет называться земной индикаторной скоростью V i 3 (calibrated). Разность V i − V i 3 называется поправкой на сжимаемость и увеличивается по мере роста высоты и скорости полета.

Летящий самолет искажает статическое давление вокруг себя. В зависимости от точки установки приемника давления прибор будет замерять несколько разные статические давления. Полное давление практически не искажается. Поправка на расположение точки замера статического давления называется аэродинамической (correction for static source position). Также возможна инструментальная поправка на отличие данного прибора от стандарта (у Боинга принята равной нулю). Таким образом, величина, показанная реальным прибором, подключенным к реальному ПВД, называется приборной скоростью (indicated).

На совмещенных указателях скорости и числа М индицируется земная индикаторная (calibrated) скорость от компьютера высотно-скоростных параметров (Air data computer). На комбинированном указателе скорости и высоты индицируется приборная (indicated) скорость, полученная по давлениям, взятым непосредственно из ПВД.

Рассмотрим типичные неисправности, связанные с ПВД. Обычно экипаж распознает проблемы в процессе взлета или вскоре после отрыва от земли. В большинстве случаев это проблемы, связанные с замерзанием воды в трубопроводах.

В случае закупорки трубопровода полного давления (pitot probes) указатель скорости не покажет увеличения скорости в процессе разбега на взлете. Однако после отрыва скорость начнет расти, поскольку статическое давление будет уменьшаться. Высотомеры будут работать практически правильно. При дальнейшем наборе скорость будет расти через правильное значение и далее превысит ограничение с соответствующим срабатыванием сигнализации (overspeed warning). Сложность данного отказа в том, что какое-то время приборы будут показывать практически нормальные показания, что может вызвать иллюзию восстановления нормальной работы системы.

В случае закупорки трубопровода статического давления (static ports) в процессе разбега система будет работать нормально, но в процессе набора высоты покажет резкое уменьшение скорости вплоть до нуля. Показания высотомеров останутся на высоте аэродрома. Если пилоты пытаются сохранить требуемые показания скорости путем уменьшения тангажа в наборе высоты, то, как правило, это заканчивается выходом за ограничения по максимальной скорости.

Кроме случаев полной закупорки возможна частичная закупорка или разгерметизация трубопроводов. При этом распознать отказ может быть значительно сложнее. Ключевым моментом является распознание систем и приборов, не затронутых отказом и завершение полета с их помощью. Если есть индикация угла атаки – пилотировать внутри зеленого сектора, если нет – установить тангаж и обороты двигателей N1 в соответствие с режимом полета по таблицам Unrelaible airspeed в QRH. По возможности выйти из облаков. Попросить помощь у службы движения, учитывая, что они могут иметь неправильную информацию о вашей высоте полета. Не доверять приборам, показания которых были под подозрением, но в данный момент, кажется, работают правильно.

Как правило, надежная информация в этом случае: инерциальная система (положение в пространстве и путевая скорость), обороты двигателей, радиовысотомер, срабатывание stick shaker (приближение к сваливанию), срабатывание EGPWS (опасное сближение с землей).

На графике показана потребная тяга двигателя (сила сопротивления самолета) в горизонтальном полете на уровне моря в стандартной атмосфере. Тяга указана в тысячах фунтов, а скорость – в узлах.

Взлет самолета

Траектория взлета простирается от точки старта до набора высоты 1500 футов, или окончания уборки закрылков с достижением скорости V F T O (final takeoff speed), какая из этих точек выше.

Максимальный взлетный вес самолета ограничивается следующими условиями:

Максимально-допустимой энергией, поглощаемой тормозами, в случае прерванного взлета .
Минимально-допустимым градиентом набора высоты.
Максимально-допустимым временем работы двигателя на взлетном режиме (5 минут), в случае продолженного взлета для набора необходимой высоты и разгона для уборки механизации.
Располагаемой дистанцией взлета.
Максимально-допустимой сертифицированной взлетной массой.
Минимально-допустимой высотой пролета над препятствиями.
Максимально-допустимой путевой скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но возможно 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках .
Минимальной эволютивной скоростью разбега; V M C G (minimum control speed on the ground)

Минимально-допустимый градиент набора высоты

В соответствии с нормами летной годности FAR 25 (Federal Aviation Regulations) градиент нормируется по трем сегментам:

С выпущенными шасси , закрылки во взлетном положении - градиент должен быть более нуля.
После уборки шасси, закрылки во взлетном положении - минимальный градиент 2,4 %. Взлетный вес ограничивается, как правило, выполнением данного требования.
В крейсерской конфигурации - минимальный градиент 1,2 %.

Дистанция взлета

В располагаемую дистанцию взлета (takeoff field length) входит рабочая длина взлетно-посадочной полосы с учетом концевой полосы безопасности (Stopway) и полосы, свободной от препятствий (Clearway).

Располагаемая дистанция взлета не может быть меньше любой из трех дистанций:

Дистанции продолженного взлета от начала движения до набора высоты условного препятствия (screen height) 35 футов и безопасной скорости V 2 при отказе двигателя на скорости принятия решения V 1 .
Дистанции прерванного взлета , при отказе двигателя на V E F . Где V E F (engine failure) - скорость в момент отказа двигателя, при этом предполагается, что пилот распознает отказ и выполнит первое действие по прекращению взлета на скорости принятия решения V 1 . На сухой ВПП не учитывается влияние реверса работающего двигателя.
Дистанции взлета с нормально работающими двигателями от начала движения до набора высоты условного препятствия 35 футов, умноженной на коэффициент 1,15.

В располагаемую дистанцию взлета входят рабочая длина ВПП и длина концевой полосы безопасности (Stopway).

Длину полосы, свободной от препятствий (Clearway), разрешается прибавлять к располагаемой дистанции взлета, но не более половины воздушного участка траектории взлета от точки отрыва до набора высоты 35 футов и безопасной скорости.

Если мы прибавляем к длине ВПП длину КБП, то мы можем увеличить взлетный вес, при этом скорость принятия решения увеличится, для обеспечения набора высоты 35 футов над концом КБП.

Если мы используем полосу свободную от препятствий, то мы также можем увеличить взлетный вес, но при этом скорость принятия решения уменьшится, поскольку нам необходимо обеспечить остановку самолета в случае прерванного взлета с увеличенным весом в пределах рабочей длины ВПП. В случае продолженного взлета в этом случае самолет наберет высоту 35 футов за пределами ВПП, но над полосой, свободной от препятствий.

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями по «чистой» (net) траектории взлета равна 35 футов.

«Чистая» - это траектория взлета, градиент набора высоты которой уменьшен на 0,8 % по сравнению с реальным градиентом для данных условий.

При построении схемы стандартного выхода из района аэродрома после взлета (SID) закладывается минимальный градиент «чистой» траектории 2,5 %. Таким образом, чтобы выполнить схему выхода, максимальный взлетный вес самолета должен обеспечить градиент набора высоты 2,5 +0,8 = 3,3 %. Некоторые схемы выхода могут требовать более высокого градиента, что требует уменьшения взлетного веса.

Минимальная эволютивная скорость разбега

Это земная индикаторная скорость в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя, возможно сохранять управление самолетом, используя только руль направления (без использования управления передним колесом шасси) и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положении для обеспечения безопасного продолжения взлета. V M C G не зависит от состояния ВПП, поскольку при ее определении не учитывается реакция ВПП на самолет.

В таблице представлена V M C G в узлах для взлета с двигателями с тягой 22К. Где Actual OAT- температура наружного воздуха, а Press ALT- превышение аэродрома в футах. Приписка снизу касается взлета с выключенными отборами воздуха от двигателей (no engine bleeds takeoff), поскольку тяга двигателей возрастает, то возрастает и V M C G .

Actual OAT	Press ALT
C	0	2000	4000	6000	8000
40	111	107	103	99	94
30	116	111	107	103	99
20	116	113	111	107	102
10	116	113	111	108	104

For A/C OFF increase V1(MCG) by 2 knots.

Взлет с отказавшим двигателем может быть продолжен лишь в случае, если отказ двигателя произойдет при скорости не менее, чем V M C G .

Взлет с мокрой полосы

При расчете максимально-допустимой взлетной массы, в случае продолженного взлета, используется уменьшенная высота условного препятствия (screen height) 15 футов, вместо 35 футов для сухой ВПП. В связи с этим нельзя в расчет взлетной дистанции включать полосу, свободную от препятствий(Clearway).