Б1 Особенности полета в турбулентной атмосфере.

В атмосферк имеет место турбулентные зоны. При попаданиее в них ВС необходимо учитывать возможность выхода на недопусимые большие α+Δα>= αдоп при малых скоростях полета.либо к недопустимому к нормальной перегрузке ny+Δny>= nyдоп при полете на больших скоростях. Изменение ny при полете в турбулентной атмосфере носит случайный характер. Отрицательные перегрузки действуют на экипаж и пассажиров более неблагоприятно. Пилотировние ВС в условиях слабой и умеренной болтанки не представляет сложностей на скоростях рекомендованных РЛЭ. Зоны в которых возможны сильная болтанка следует обходить. При попадание в зону сильной болтанки Δny >=1 необходимо выключить АП и выход из зоны болтанкивы полнять в режиме ручного управления. Попадание в болтанку вероятней всекго вусловиях грозовой деятельности. Привышение nyэкс. более вероятно при малых высотах и больших скоротях полета. Превышение αдоп на больших высотах т.о. при попадание в болтанку на больших высотах следует уменьшить высоту полета, а при попадание в болтанку на малых высотах – уменьшить скорость полета до рекоменндуемых в РЛЭ.

Б2. Устойчивость ВС.

Способность ВС самостоятельно, без вмешательства пилота сохронять заданный режим полета и возвращатся к исходному режиму полета после прекращения действия возмущения – называется устойчивостью.

Различают динамическую и статическую устойчивость. Динамическая устойчивость в ключает в себя статическую устойчивость.

Статическая устойчивость характеризует способность ВС стремится к возвращению к прежней траектории только в первый момент после прекращения действия возмущения.

Различают статическую устойчивость ВС в продольном и боковом движение. Боковое движение складывается из движений рыскания и крена. В продольном движение различают статическую устойчивость по углу атаки ( по перегрузке) и по скорости. Условием статической устойчивости по углу атаки (по перегрузке) является то , что фокус ВС распологается позади центра его тяжести. Разница между Хф-Хц.т. определят степень статической устойчивости Вс по углу атаки.

По НГЛС запас продольной устойчивости по перегруске для транспортных самолетов должен быть не менее 10%. Устойчивость ВС по скорости в летном дтапазоне углов атаки и скоростей выполняется всегда. Условия боковой устойчивости аналогична условию устойчивости Вс по углу атаки т.е. перегрузке в продольном движении т.е. боковой фокус должен находится позади ц.т. ВС (роль оперения ВС).

Б3. Основные факторы грубых посадок.

Грубая посадка как АП является многофакторным событием (75% ошибки ЛС) подразделяется на:

1) внутрисистемные факторы связаные с функционированием СЭВС:

неправильное определение высоты выравнивания 50-55%

превыщение вертикальной скорости, познее распознование , увелечине вертикальной скорости снижения после догона глиссады (влияние запаздывания показания ВР) 40-50%

несоответсвие условиям полета и РЛЭ управления двигательной установкой 20%

недостаточное взаимодействие в экипаже, излишняя самоувереность 50%

несбалонсированый заход на посадку , невыдерживание глиссады после БПРМ, маневры в вертикальной плоскости после пролета БПРМ.

2) внесистемные факторы:

опасные метеоявления (сдвиг ветра, ливнивые осадки, ухудшение видимости, турбулентность)

неудовлетворительная работа УВД (плохой контроль за ВС после ДПРМ)

неудовлетворительная работа других служб систем ВТ (неучтеная загрузка ВС, предельно передняя центровка, встречный уклон ВПП)

внесистемные факторы занимают 25% в доли причин АП связанных с грубой посадкой.

Б-4.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.

7 Ограничение минимальной скорости полета.

Прямолинейному установившемуся гориз полету с-та могут соответствовать минимальная теорет Vтmin, критический угол атаки и максимальный Cyа макс. Однако такой режим полета опасен возможностью сваливания с-та из-за развития срыва возд потока на крыле и появлением неуправляемого движения (штопора). По этой причине вводится мин Vпрямолинейного установ полета: Vmin доп = √ 2G/Cya доп ρS

Cya доп – значение коэфф подъемн силы, соотв-ее значению α доп.

При полете на этой скорости должны обеспечиваться приемлемые уст-ть и упр-ть по тангажу, крену и рысканью. По НЛГС допустимый α , соотв-ий полету с Vmin доп должен быть по крайней мере на 3° меньше угла сваливания α св.

Сваливание- явление неконтролируемого движения с –та относительно любых из осей, которое не может быть парировано пилотом без уменьшения угла атаки.

Угол сваливания- миним. угол атаки, при котором происходит сваливание в расматриваемой конфигурации.

Скорость сваливания- миним. скорость с-та в рассматриваемой конфигурации при определенных значениях полетной массы, центровки и режима раб двиг-ей ПМГ. В полете должно обеспечиватся α доп= =αсв-3˚, Vmin доп >=1.3 Vсв.

Б8. Ограничение Нпол.

В области дозвуковых скоростей наибольшая Н пол ограничивается возможностью создания У, равной силе тяжести с-та, при условии выполнения ограничений Cy<=Cyдоп , V>=Vmin доп. При полетах на Н близких к практич потолку, диапазон скоростей гориз полета сужается, а скорости Vmin доп и Vмакс приближается к наивыгодн. (ТРД) или экономической (ТВД). Поэтому вводится ограничение Н пол Ндоп(W) по скорости порыва ветра W, способного вывести с-т на угол атаки, превыш. угол атаки доп.

Приращение угла атаки при входе с-та в вертик порыв означает то что чем меньше Vпол и чем больше Wпорыва, тем больше приращение угла атаки. Допуст угол атаки α доп <=αс-3˚

11 Расчет заправки, предельно допустимой взлетной массы, предельной загрузки, центровки.

Определение потребного количества топлива: Gт запр=Gт+Gанз+ΔGтw ; Gт-топливо расходуемое от момента запуска двиг до посадки в штиль; Gанз-навиг запас топл.; ΔGтw-поправка уситывающая направление ветра. Gт-содержится в номограммах РЛЭ, Gанз-в соотв с НЛГС-2 учитывает уход на 2 круг и полет до наиболее удаленного ЗА на крейсерской высоте и со скоростью, соотв. мин.км-вому расходу топлива.

Расход топлива на горизонтальном участке полета: Gтг=Gт-(Gт наб+Gт.сн+Gз+Gм) Gз,м-запуск,руление, маневрирование.

Опр-е пред доп Мвзл. Основным расч случаем взлёта любого ВС явл-ся взлёт с отказавшым критич дв-лем,поэтому все взл хар-ки опр-ся из условий отказа дв-ля. Опр-ть величину Мвзл доп можно 2 способами:1-по номограмме РЛЭ. Исх данными явл :Нрасп а/д,Твозд,величина U,уклон ВПП, РДР, РдПВ(ВПП+КПБ), РДПВ(продолженного)(ВПП+КПБ+ПВП полоса возд подх). 2-по табл,рассч для конкр А\Д. Для каждого а\д известно РДР,РДПВ,РдПВ и уклон ВПП. Изменяюшимися данными явл Т и Рвозд,и U. Рассчёт загрузки и центровки. Исх данными явл кол-во топл для полёта,Мпуст ВС,пред доп Мвзл,и пред центровки. Неизменяемая Мвс складывается из М полностью снаряжённого незаправленного,незагруженного ВС,Мэвс,Мб\пр,и Мпитания. Зная кол-во топл,потребного для полёта,можно опр-ть экспл Мвс. Мэкспл =Мнеизм+Мсумм топл. Зная пред доп Мвзл можно опр-ть пред комм загр-ку.

Мком пред =Мвзл доп-Мэкспл-Мт.земл.взл (топл,для раб двиг на земле)

Расчёт центровки. Ком загрузка состоит из М багажа,пассаж. и груза.Центровкой сам-та наз отношение координаты ЦТ,отсчитываемой от носка САХ,к длине САХ:

Хт =Хт\bа *100%. Прод уст-ть –в знач мере опр-ся взаимным расположением 2-х хар-ных (.)- ЦТ и фокуса. Фокусом ВС наз (.),прод момент отн к-рой не зависит от АЛЬФА,т.е.(.)приложения приращения Су,образующегося при изм-нии АЛЬФА. В полёте ЦТ может перемещаться за счёт выработки топл, при передвижении пасс и членов ЭВС. Фокус же ВС в лётном диапазоне АЛЬФА практ не изменяет своего положения. Исходя из требований достаточной прод уст-ти и упр-сти,перемещение ЦТ на всех этапах полёта может осущ-ся в строго опр границах,уст-мых пред перед и задн центровками. Для того,чтобы иметь удовл пилотаж хар-ки,ВС д/б не просто устойчив,а иметь дост запас уст-сти СИГМА,=расст между ЦТ вс и его фокусом,выраженным в долях САХ: СИГМА = Хf – Хт. Чем ближе ЦТ к фокусу,тем меньше запас по прод уст-сти,меньше стабил момент,поэтому перемещение ЦТ назад огр-ся пред зад центр-ой. Расстояние между пред зад ЦТ и фокусом наз мин доп запас уст-сти.:СИГМАмин доп = Хf -Хпред зад. При смещении ЦТ вперёд стабил момент >. На взлёте и посадке пилот преодолевает эти моменты РВ. При слишком перед центр-ке потребный угол откл РВ может стать >, макс.угла откл.РВ,и пилот не будет в сост.созд. необх.взлетн.или осадочн.положен.с-та,также ограничивается

пред.передн.центровкой. таким образом, перемещ.ЦТ с-та на всех этапах полета могут осуществ.в пределах экспл.диап. центровок.