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

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:

1. Максимально-допустимой энергией, поглощаемой тормозами, в случае прерванного взлета .
2. Минимально-допустимым градиентом набора высоты.
3. Максимально-допустимым временем работы двигателя на взлетном режиме (5 минут), в случае продолженного взлета для набора необходимой высоты и разгона для уборки механизации.
4. Располагаемой дистанцией взлета.
5. Максимально-допустимой сертифицированной взлетной массой.
6. Минимально-допустимой высотой пролета над препятствиями.
7. Максимально-допустимой путевой скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но возможно 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках .
8. 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:

1. С выпущенными шасси , закрылки во взлетном положении - градиент должен быть более нуля.
2. После уборки шасси, закрылки во взлетном положении - минимальный градиент 2,4 %. Взлетный вес ограничивается, как правило, выполнением данного требования.
3. 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:

1. 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 .
2. 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.
3. 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).

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

Чень интересно наблюдать взлет самолета, когда тя­желая машина превращается в легкокрылую птицу.

Самой меньшей скоростью, с которой возможен полет самолета, является, как нам уже известно, минимальная скорость горизонтального полета. Но при такой скорости самолет еще недостаточно устойчив и плохо управляется. Поэтому отрыв самолета от земли летчик производит на несколько большей скорости. После отрыва летчик про­должает разгон самолета, как говорят, «выдерживает» машину над землей до тех пор, пока скорость не станет достаточной для безопасного подъема.

Таким образом, взлет самолета можно разделить на три этапа: разбег, выдерживание над землей для увели­чения скорости и подъем (рис. 25, а).

Эти три этапа составляют так называемую взлетную дистанцию.

Посмотрим, как летчик производит разбег, какие силы действуют на самолет при разбеге и как создается ускорение движения). Ради простоты будем опять счи­тать, что все главные силы приложены в центре тяжести самолета, то есть моменты их равны нулю (поскольку теперь нас интересуют силы, а не их моменты).

Вот самолет стоит на старте, готовый к полету, и дви­гатель работает на малом газе (рис. 25, б). Тяга винта пока еще недостаточна для преодоления силы трения ко­лес о землю. Но летчик дал полный газ, тяга винта уве­личилась до максимальной и самолет начал разбег. Избы­точная тяга создает ускорение, и скорость растет. Чтобы скорость нарастала быстрее, летчик немного отклоняет руль высоты вниз, поэтому хвост самолета поднимается и угол атаки крыла уменьшается (рис. 25, б). С ростом скорости возрастает подъемная силы крыла, и вскоре са­молет уже едва касается колесами земли. Наконец, подъемная сила становится равной весу самолета, затем немного больше ее, и машина отрывается от земли (рис. 25, б). Разбег закончен - самолет взлетел.

Некоторое время машина летит низко, набирая ско­рость. Затем летчик отклоняет ручку рулевого управле­ния на себя и переводит самолет на режим подъема (рис. 25, а).

При подъеме на самолет действуют те же силы, что и при горизонтальном полете, но взаимодействие их не­сколько иное (рис. 26).

Подъемная сила крыла всегда перпендикулярна к на­правлению полета. Поэтому во время подъема она направ - лена уже не вертикально и, следовательно, не может пол­ностью уравновесить силу веса. Если разложить силу веса на две слагаемые силы, как показано на рис. 26, то становится видно, что подъемная сила крыла может урав­новесить только одну из них - В. Другую же слагаемую силы веса - В2 - вместе с лобовым сопротивлением должна уравновесить, очевидно, сила тяги винта.

Когда самолет набирает высоту, то подъемная сила крыла меньше веса самолета. Почему же в таком случае самолет набирает высоту? Дело в том, что тяга винта здесь не только преодолевает лобовое сопротивление, но и берет на себя часть веса самолета, как это показано на рисунке. Иными словами, при подъеме самолета сила тяги частично выполняет роль подъемной силы.

И если самолет мог бы подниматься вертикально вверх, то неподвижное крыло стало бы совершенно бес­полезным- машину поднимала бы вверх исключительно тяга винта. Самолет превратился бы в вертолет.

При подъеме самолет набирает ежесекундно некото­рую высоту, которая называется вертикальной скоростью подъема. Например, вертикальная скорость самолета ЯК-18 в начале подъема равна 4 метрам в секунду. Но затем она уменьшается.

Почему это происходит и к чему ведет?

По мере подъема на высоту плотность воздуха ста­новится все меньше и меньше, поэтому в цилиндры дви­гателя поцадает меньше кислорода, нужного для сгора­ния топлива, и в результате мощность силовой установки падает. Следовательно, уменьшается избыточная мощ­ность, необходимая для подъема. И вот, наконец, на ка­кой-то высоте никакой избыточной мощности уже нет, и самолет не может продолжать подъем. Высоту, на кото­рой это происходит, называют «потолком» самолета.

Фаза взлета самолета является самым сложным и продолжительным по времени процессом среди всех летательных средств, которые существуют. Процесс взлета начинается непосредственно от момента движения самолета по взлетной полосе, после чего самолет разбегается и производит отрыв от полотна. Все это заканчивается высотой перехода к самому полету.

За счет огромного количества типов самолетов и их летных характеристик скорости самолетов при взлете значительно отличаются. Логично, что легкий прогулочный самолет с одним двигателем произведет взлет значительно быстрее и с меньшей скоростью, чем огромный пассажирский лайнер, кроме того, они требуют разную продолжительность разбега.

Виды взлета самолетов:

• Одним из наиболее распространенных видов взлета является взлет машины с тормозов. При этом виде самолет стоит на тормозах, затем разгоняют двигатели до нужного режима. Поле набора нужных оборотов двигателей отпускают тормоза, и начинается разбег.
• Так же производят взлет с кратковременной остановкой лайнера на ВПП, при этом тормоза не используются, и машина набирает нужные обороты двигателей непосредственно при разбеге. Используя этот метод взлета, необходима полоса для разбега с большей длиной.
• Применяют взлет при разгоне двигателей самолета еще в процессе выруливания на полосу. При этом самолет не производит остановку и начинает отрыв от ВПП сходу. Такой вариант разгона двигателей необходим на аэродромах с большой загруженностью, что значительно сокращает время на взлет и освобождение полосы.

• Существуют взлеты самолетов с применением специального оборудования. Этот метод, как правило, применяют для взлета военных самолетов с палуб авианосцев, которые имеют достаточно короткую взлетную полосу. При этом используют катапультные системы, трамплины или системы для удержания колес. Иногда для взлетов с авианосцев на ударные самолеты устанавливают дополнительные ракетные двигатели, которые работают на твердом топливе и придают дополнительную тягу.
• В последнее время военные самолеты могут иметь вертикальный взлет, что сводит к нулю скорость самолета при взлете. При этом их можно использовать даже на небольших взлетных площадках. Недостатком данной машины является то, что огромное количество

• топлива расходуется при самом взлете.
• За счет существования гидросамолетов возможен также взлет и с акваторий различных водных объектов.

Скорость самолета при взлете является очень важным фактором надежного и безопасного полета. Прежде всего, нужно отметить, что при взлете двигатели набирают огромные обороты, чтобы обеспечить необходимую тягу. Именно режим взлета наиболее сложный и тяжелый для силовой установки, и именно поэтому на данных режимах наиболее часто ломаются двигатели. Не странно, что самая большая авиакатастрофа за все время авиации произошла именно при взлете самолета.

За счет всего этого каждое воздушное судно имеет конкретно прописанные рекомендации и правила взлета аппарата. Такие руководства могут быть как общими для всех самолетов, так и более специализированные для каждого отдельного вида лайнера. В них прописана скорость отрыва, максимальная взлетная масса, уровень шума и много других факторов.

При взлете самолета необходимо просчитывать такой показатель, как (V1). Этот показатель показывает, на каком этапе разбега еще можно произвести остановку самолета в пределах ВПП. Его рассчитывает второй пилот или штурман с учетом огромного количества факторов таких, как тип покрытия полосы, ее уклон, климатические условия, нагрузка самолета и т. д. Иногда случается, что при взлете может отказать двигатель после прохождения точки (V1), в этом случае необходимо продолжить взлет на рабочих двигателях, после чего сделать круг и зайти на посадку.

Но все же как ответить на вопрос, какая скорость самолета при взлете, невозможно, поскольку каждая машина даже одного класса отличается скоростью, при которой она может произвести отрыв от взлетной полосы. Каждому понятно, что небольшой спортивный самолет будет производить взлет при значительно меньших показателях скорости, нежели огромный пассажирский авиалайнер.

Скорость взлета пассажирских самолетов:

• Як 40 – 180 км/ч.
• Ту 154М – 210 км/ч.
• Boeing 737 – 220 км/ч.
• Ил 96 – 250 км/ч.
• Airbus A380 – 268 км/ч.
• Boeing 747 – 270 км/ч.

Указанные показатели отрыва для этих лайнеров являются приблизительными, поскольку на скорость взлета может влиять огромное количество факторов.

Факторы, которые влияют на скорость самолета при взлете:

• Самым главным фактором является направление и сила ветра при взлете. Встречный ветер помогает самолетам произвести отрыв значительно быстрее, поскольку он придает дополнительную подъемную силу.
• Вторым немаловажным фактором можно назвать метеорологические условия, а именно влажность воздуха и наличие осадков, что осложняет разгон машины.
• Последним является человеческий фактор, а именно решение пилотов о том, при какой скорости самолета производить взлет.

Все вышесказанное и определяет, какая скорость самолета при взлете будет для разных моделей авиалайнеров.