Общие сведения о наборе высоты

Перед взлётом пилот выпускает закрылки и предкрылки в расчетное положение, чтобы увеличить подъемную силу, и в то же время минимально препятствовать разгону самолета. Затем, дождавшись разрешения авиадиспетчера, пилот устанавливает двигателям взлетный режим и отпускает тормоза колёс, самолёт начинает разбег. Во время разбега главная задача пилота — держать машину строго вдоль оси, не допуская её поперечного смещения. Особенно это важно при ветреной погоде. До определённой скорости аэродинамический руль направления неэффективен и руление происходит путем притормаживания одной из основных стоек шасси. После достижения скорости, на которой руль направления становится эффективен, управление производится рулём направления. Передняя стойка шасси на разбеге, как правило, заблокирована для поворота (повороты воздушного судна с ее помощью осуществляются на рулении). Как только взлётная скорость достигнута, пилот плавно берет штурвал на себя, увеличивая угол атаки. Нос самолёта приподнимается («Подъем»), а затем и весь самолёт отрывается от земли.

Сразу же после  отрыва для уменьшения лобового сопротивления (на высоте не ниже 5 метров) убираются шасси, и (если имеются) выпускные фары, затем производится постепенная уборка механизации крыла. Постепенная уборка обусловлена необходимостью медленного уменьшения подъёмной силы крыла. При быстром убирании механизации самолёт может дать опасную просадку. Зимой, когда самолёт влетает в относительно тёплые слои воздуха, где эффективность двигателей падает, просадка может быть особенно глубокой. Примерно по такому сценарию произошла катастрофа «Руслана» в Иркутске. Порядок уборки шасси и механизации крыла строго регламентирован в РЛЭ для каждого типа самолёта.

Как только достигнута высота перехода, пилот устанавливает стандартное давление 760 мм рт. ст. Аэропорты расположены на разных высотах, а управление воздушным транспортом осуществляется в единой системе, поэтому на высоте перехода пилот обязан перейти с системы отсчета высот от уровня ВПП (или уровня моря) на эшелон (условную высоту). Также на высоте перехода двигателям устанавливают номинальный режим. После этого этап взлёта считается завершённым, и начинается следующий этап полёта: набор высоты.

Взлёт самолёта бывает нескольких видов:

• Взлёт с тормозов. Двигатели выводятся на режим максимальной тяги, на которой самолёт удерживается на тормозах; после того, как двигатели вышли на установленный режим, тормоза отпускаются, и начинается разбег.
• Взлёт с кратковременной остановкой на ВПП. Экипаж не дожидается, пока двигатели выйдут на требуемый режим, а сразу начинает разбег (двигатели должны достичь нужной мощности до определённой скорости). При этом длина разбега увеличивается.
• Взлёт без остановки (англ. rolling start), «с ходу». Двигатели выходят на нужный режим в процессе выруливания с рулёжной дорожки на ВПП, применяется при высокой интенсивности полётов на аэродроме.
• Взлёт с применением специальных средств. Чаще всего это взлёт с палубы авианесущего корабля в условиях ограниченной длины ВПП. В таких случаях короткий разбег компенсируется трамплинами, катапультными устройствами, дополнительными твердотопливными ракетными двигателями, автоматическими удерживателями колёс шасси и т. п.
• Взлёт самолёта с вертикальным или укороченным взлётом. Например, Як-38.
• Взлёт с поверхности воды.

ШТОПОР  САМОЛЕТА

Штопором  самолета называется неуправляемое движение самолета по спиральной траектории малого радиуса на закритических углах атаки.

В штопор может войти  любой самолет, как по желанию  летчика, так и самопроизвольно  при ошибках летчика в технике  пилотирования. Так как штопор представляет собой неуправляемое движение, то выход и управляемый полет  требует твердых навыков, хороших  знаний и понимания его физической сущности. Штопор выполняется на самолетах  Як-52 и Як-55 как с учебной целью, для тренировки летного состава, а также как фигура спортивного  пилотажа.

Рис. 1 Штопор самолета: а - прямой; б - обратный; а - плоский

Существуют два  вида штопора: нормальный (прямой) и обратный (перевернутый) (Рис. 1).

По режиму установившегося  вращения штопор подразделяется на крутой (наклон фюзеляжа к горизонту составляет 50...70°) и плоский (наклон фюзеляжа составляет около 20...30⁰).

На всех вышеуказанных  режимах штопора угол атаки больше критического, и чем положе штопор, тем больше угол атаки. На крутом штопоре  угол атаки составляет 25...30°, на плоском - 60...65⁰.

Потеря высоты на крутом штопоре в среднем составляет 100...150 м за один виток. На плоском  штопоре потеря высоты значительно  меньше и составляет 50...80 м.

Скорость вращения на штопоре составляет (на самолетах  Як-52 и Як-55): при выполнении крутого  штопора - 4,0...4,5 с, а на плоском - 2,5...3,0 с.

Как уже говорилось, что штопор - это неуправляемое  движение самолета и весьма опасное  на малой высоте. Поэтому летчик должен четко представлять причины  штопора, какие факторы и как  влияют на него и осмысленно относиться к работе рулями как на вводе, так  и особенно на выводе самолета из штопора.

Рис. 2 Штопор: а - схема сил и моментов, действующих  на самолет в процессе штопора; б - схема сил, действующих на самолет  при штопоре

СРЫВ  В ШТОПОР НА МАЛОЙ  ВЫСОТЕ

Может произойти  при одновременном уменьшении скорости полета и увеличении угла атаки (Рис. 3). Скорость полета падает, поэтому должна падать и подъемная сила, но вследствие увеличения угла атаки коэффициент подъемной силы Су будет расти (компенсируя падение скорости), в результате чего подъемная сила некоторое время будет расти и оставаться равной весу самолета. Но коэффициент Су растет только до критического угла атаки, а затем резко уменьшается, так как за критическим углом резко ухудшается обтекание - происходит срыв струи с поверхности крыла.

Поэтому когда угол атаки достаточно увеличился, подъемная  сила становится меньше веса самолета и он начнет «проваливаться», опуская  капот. Если летчик попытается еще увеличить  угол атаки, то самолет станет «проваливаться»  плашмя, т. е. парашютировать. Однако при  парашютировании самолет трудно удерживать от кренов. А так как  эффективность элеронов на больших  углах атаки сильно ослаблена, то сохранить поперечное равновесие обычно не удается, и самолет сваливается  на крыло, стремясь перейти в штопор.

Таким образом, происходит так называемая потеря скорости, которая  приводит к ухудшению поперечной управляемости. Если бы летчик мог длительное время удерживать самолет в состоянии  парашютирования, то в любой момент можно было бы, отклонив ручку управления от себя, уменьшить углы атаки, набрать  скорость и перевести самолет  в нормальный полет. Иногда это возможно, если потеря скорости не полная. В этом случае самолет упадет на нос, быстро наберет скорость и снова станет управляемым. Также при потере скорости и падении на крыло (Рис. 3, а) возможен вывод самолета на нос. В противном случае вслед за сваливанием на крыло следует штопор, для выхода из которого и из последующего пикирования требуется значительная высота.

Следовательно:

- на малых высотах  (примерно 600 м) необходимо всегда  иметь достаточный запас скорости, т. е. выдерживать скорость  не менее наивыгоднейшей;

- если допущена  ошибка, скорость упала на значительную  величину, управление, особенно по  элеронам, стало несколько вялым,  следует незначительно отклонить  ручку управления от себя и  в то же время удерживать  самолет в поперечном равновесии  элеронами и рулем направления;

- в случае внезапного  отказа двигателя, особенно на  взлете немедленно отклонить  ручку управления от себя, и  если скорость сильно упала,  не начинать разворота до тех  пор, пока самолет не наберет  скорость до необходимой величины (не менее наивыгоднейшей) и не перейдет в нормальное планирование.

Рис. 3 Потеря скорости в горизонтальном полете: а - падение на нос с переходом в. пикирование, б - падение на крыло с переходом в пикирование или штопор

САМОВРАЩЕНИЕ  КРЫЛА НА БОЛЬШИХ  УГЛАХ АТАКИ. ПРЯМОЙ ШТОПОР

При потере скорости и накренении самолета происходит увеличение углов атаки у опускающегося полукрыла и уменьшение их у поднимающегося полукрыла (Рис. 4). Если полет происходит на малых или средних углах атаки, то указанное изменение углов атаки создает торможение (демпфирование) крена (Рис. 6).

На критических  или закритических углах атаки случайное накренение самолета (вращение вокруг продольной оси) не только не тормозится, а, наоборот, еще больше усиливается, так как увеличение углов атаки сверх критического у опускающегося полукрыла сопровождается усилением срыва потока и падением коэффициента Су_ОП; у поднимающегося полукрыла, у которого углы атаки уменьшаются , коэффициент подъемной силы Су_ПОД уменьшается в меньшей степени или даже может возрасти (Рис. 5). В результате этого подъемная сила опускающегося полукрыла, имеющего большие углы атаки, оказывается меньшей, чем у поднимающегося полукрыла, вследствие чего на самолет будет действовать момент самовращения М_х (см. Рис. 4), направленный в сторону первоначального накренения самолета Это явление-самовращение, или авторотация, лежит в основе штопора самолета.

Рис. 4 К объяснению самовращения крыла

Под действием указанного неуравновешенного момента самовращения крыло будет вращаться вокруг продольной оси с положительным  угловым ускорением. По мере ускорения  вращения поднимающееся полукрыло начинает работать с углами атаки, значительно меньшими критического, т. е. в условиях плавного обтекания, в то время как опускающееся полукрыло уже работает в условиях полного срыва воздушного потока.

Но угловая скорость накренения не будет возрастать безгранично. При некоторой угловой скорости вращения наступает равенство Су_ОП = Су_ПОД (Рис. 7), моменты нормальных сил обеих полукрыльев выравниваются, угловое ускорение исчезает и устанавливается постоянная угловая скорость самовращения (авторотации).

Величина угловой  скорости самовращения крыла самолета зависит от величины исходного угла атаки (перед срывом в штопор).