Глава 11. Полет самолета при отказе двигателя

 

Рассмотрим отказ критического двигателя на двухдвигательном самолете. Критическим двигателем является тот, отказ которого наиболее неблагоприятным образом отражается на путевой балансировке ВС. Определение критического двигателя связано с направлением вращения воздушных винтов: при правом вращении (DA-42) – левый двигатель; при левом вращении – правый. При отказе одного двигателя на двухдвигательном самолете возникают моменты рысканья, создаваемые тягой работающего двигателя и сопротивлением отказавшего. Эти моменты разворачивают ВС в сторону отказавшего двигателя и будут больше, если моменты от действия работающего воздушного винта направлены в ту же сторону. Действие суммарного момента рысканья  приводит к развороту в сторону отказавшего двигателя и к появлению скольжения на полукрыло с работающим двигателем. Наличие скольжения вызывает появление крена на крыло с отказавшим двигателем; отсутствие обдувки от винта на крыле с отказавшим двигателем увеличивает разницу аэродинамических коэффициентов на полукрыльях и создает дополнительный крен на крыло с отказавшим двигателем. Увеличение угла крена опережает рост угла скольжения, и действия пилота должны быть направлены на устранение скольжения, так как оно является причиной появления крена, и на создание упреждающего крена. Сопротивление отказавшего двигателя будет больше, если воздушный винт не зафлюгируется.

Величина крена, которым ВС реагирует на появление скольжения, зависит от характеристик поперечной и путевой устойчивости и от его конструктивных особенностей. Для сохранения параметров полета необходимо увеличить режим работающего двигателя, что вызовет увеличение угла крена на крыло с отказавшим двигателем.

Действия пилота при отказе двигателя связаны с устранением скольжения дачей педали в сторону работающего и парирования крена отклонением элеронов.

При отклонении руля направления на угол  возникает управляющий момент рысканья . Самолет будет сбалансирован в путевом отношении при равенстве моментов  и .

При этом остается неуравновешенная поперечная сила, возникающая на отклоненном руле направления , для уравновешевания которой необходимо создать поперечную силу в противоположном направлении.

Такой силой может являться составляющая силы тяжести Gsinγ; необходимый угол крена γ в сторону работающего двигателя создается незначительным отклонением эле-ронов и составляет для ВС DA-42 γ=3÷5º.

Полет при этом способе пилотирования будет прямо- линейным, без скольжения (β=0) и с креном (γ=3÷5º) в сторону работающего двигателя. Шарик указателя скольжения (индикатор скольжения трапеция) не будет находиться в центре, несмотря на β=0. Под действием силы тяжести шарик отклоняется в сторону крена(работающего двигателя) и поперечная перегрузка равна

= = =sinγ.

Потребное для балансировки отклонение руля направления (р.н.)  можно определить из условия равенства моментов рысканья:

 = ; =  S l;

=  S l, где l – размах крыла, S – площадь крыла,

 – коэффициент момента р.н.

 ≈   – эффективность руля направления,

показывает какой момент создает р.н. при отклонении на 1º.

 

 S l;

 

 , где  – плотность при Н = 0,

 - приборная скорость.

 

Балансировочное отклонение р.н. обратно пропорционально скорости полета: чем больше скорость полета, тем меньше потребное для балансировки отклонение р.н.

К преимуществам такого метода пилотирования относятся: небольшие потребные углы крена, наименьшее(по сравнению с другими методами пилотирования) лобовое сопротивление, небольшие потребные отклонения элеронов и руля направления.

Определим потребный крен:

= Gsinγ;

S= = Gsinγ;

 

Sinγ=  ;

Элероны отклонены на угол, необходимый для уравновешивания момента крена, вызванного отклонением р.н.

= ; = ; ;

Во втором методе пилотирования прямолинейный полет осуществляется без крена, но со скольжением. Силой, уравновешивающей поперечную силу руля направления , является аэродинамическая сила , возникающая при полете с углом скольжения β.

Поперечная аэродинамическая сила  приложена в фокусе  и создает стабилизирующий момент рысканья

= S =  S ;

Для создания силы  и момента  руль направления должен быть отклонен в ту же сторону, что и в первом случае, но на большую величину. Самолет продолжает полет без крена, но со скольжением в сторону отказавшего двигателя. Потребное отклонение руля на-правления близко к максимальному конструктивному; при этом возможно исчерпание запаса по педали; большие углы отклонения р.н. требуют больших усилий на педалях (легкие ВС – тросово-тяговое управление); полет со скольжением создает значительное лобовое сопротивление и ухудшает летно-технические характеристики.

Шарик указателя скольжения (индикатор скольжения) находится в центре, так как и сила тяжести, и центробежная сила, действующие на него отсутствуют.

В этом случае справедливы соотношения:

+ = ;

 S l=  S l;

= + ;

 

На ВС, имеющих тросово-тяговое управление, значительные отклонения р.н. могут вызвать увеличение шарнирного момента и перекомпенсацию р.н.

Несмотря на отсутствие крена, элероны отклонены для парирования вызванного скольжением крена.

Вызванный скольжением момент крена =  S l =  S l должен быть уравновешен моментом от отклонения элеронов =  S l =  S l; Потребное отклонение элеронов  или ;

Рекомендации по методам пилотирования конкретного типа ВС при отказе двигателя на различных этапах полета приведены в РЛЭ.