содержание      ..     17      18      19     

Самолёт Л-39. Лётная эксплуатация (руководство) - часть 19

Глава XI

ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА

ЛЕТНЫЕ ДАННЫЕ

1. Максимальные скорости горизонтального полета (полетный вес 4000 кгс),

км/ч:

а) при работе двигателя на максимальном режиме (пкВд= 106,8±1%):

- у земли - 702*;

- на высоте 5000 м - 757;

- на высоте максимального значения скорости (Н=6500 м) - 760;

- на высоте 10000 м - 737;

б) при работе двигателя на номинальном режиме работы двигателя (пквд=103,2±1%):

- у земли - 640 км/ч;

- на высоте 5000 м - 712;

- на высоте максимального значения (7000 м) - 720;

- на высоте 10000 м - 694.

2. Максимальные вертикальные скорости (взлетный вес 4300 кгс), м/с:

а) при работе двигателя на максимальном режиме (пкВд=106,8±1%):

- у земли - 22;

- на высоте 6000 м - 10,8;

- на высоте 10000 м - 3,4;

б) при работе двигателя на номинальном режиме (пкВд=103,2±1%):

- у земли -16,3;

- на высоте 6000 м - 8;

- на высоте 10000м - 2,6

* Здесь и далее указаны величины скоростей, приведенные к стандартным условиям,

3. Практический потолок (условия стандартные, взлетный вес 4300 кгс) - 11500 м.

4. Минимальное время набора высоты (условия стандартные, взлетный вес 4300 кгс), мин:

а) при работе двигателя на максимальном режиме (пкВд=106,8±1%):

- высоты 6000 м - 6,4;

- высоты 10000 м - 16,9;

- практического потолка при работе двигателя с 10000 м на номинальном режиме -35,3;

б) при работе двигателя на номинальном режиме (пкВд=103,2±1%):

- высоты 6000 м - 8,6;

- высоты 10000 м - 22,4;

- практического потолка - 40,8.

5. Максимальная практическая дальность и продолжительность полета самолета па высоте 5000 м с остатком топлива 5% полного запаса (при плотности топлива 0,780 г/см2) соответственно:

- без заправки топливом консольных баков 850 км и 2 ч 11 мин;

- с заправкой топливом консольных баков 1015 км и 2 ч 35 мин.

6. Длина разбега с БВПП при взлете на максимальном режиме работы двигателя при скорости отрыва по прибору 185-190 км/ч 480-530 м.

7. Длина пробега по БВПП с использованием тормозов колес при приземлении на скорости по прибору 175-180 км/ч 650-690 м.


ЦЕНТРОВКА И ВЕСОВЫЕ ДАННЫЕ

Предельные эксплуатационные центровки самолета Л-39: передняя - 21,0% САХ, задняя - 26,0% САХ.

При любых вариантах загрузки самолета предельные эксплуатационные центровки не выходят за пределы эксплуатационных 21,0-26,0% САХ.

После катапультирования переднего летчика (аварийный случай) при полной заправке фюзеляжных топливных баков и весе 4143 кгс задняя центровка будет равна 28,6% САХ (шасси выпущено) и 29,06% САХ (шасси убрано), что на 3,6% САХ превышает допустимую заднюю эксплуатационную центровку и имеет запас от нейтральной центровки (30,5% САХ) 1,44% САХ.

Полет и посадка при этой центровке (30,5% САХ) возможны, но требуют от летчика повышенного внимания, плавных и малых отклонений рулей.

Центровка пустого самолета 25,5% САХ. Уборка шасси смещает центровку самолета назад на 0,46% САХ.

Максимально допустимый взлетный вес 4600 кгс с ГВПП и 4700 кгс с БВПП.

Рис. 65. Расчетная схема для определения центровки

Максимальное количество топлива в баках 1014 кг (1300 л).

Количество топлива в баках при загорании табло 150 КГ ТОПЛИВА равно 150 кг (192 л) - для топлива с удельной плотностью 0,780 г/см2.

Данные для расчета центровки при различных вариантах загрузки приведены в табл. 19, 20 и на рис. 65.

Таблица 19

Центровка и весовые данные

Примечание. В числителе приведены данные, полученные при минимальном (150 кг) остатке топлива, в знаменателе - при полной заправке топлива.

Таблица 20

Вес и координаты для расчета центровок

Расчет производится по формулам:

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

При полетах с бетонированных ВПП

Взлет

Взлет с нормальным весом (4300 кгс) выполняется с выпущенными во взлетное положение (25°) закрылками при работе двигателя на максимальном режиме

(nквд=106%).

Разбег происходит без заметных тенденций к рысканию и раскачке. На скорости 160 км/ч по прибору переднее колесо отделяется от ВПП, а на скорости 180 км/ч самолет отрывается. Длина разбега равна 480 м.

Набор высоты условного препятствия (25 м) выполняется с разгоном самолета до скорости, которая на этой высоте равна 220 км/ч.

При отрыве, разгоне и наборе высоты 25 м рули самолета эффективны.

Запас по скорости на отрыве равен 1,1-1,15, а на высоте 28 м 1,3-1,35 скорости сваливания.

Вследствие сильного влияния температуры и давления наружного воздуха на тяговые характеристики двигателя длина разбега самолета при отклонениях указанных параметров от стандартных значений tнв=15°С, рСТ=760 мм рт. ст.) существенно изменяется. Так, при tнВ =+30°С и р=720 мм рт. ст. длина разбега увеличивается примерно на 30% и при взлете с весом 4300 кгс достигает 630 м.

Указанное обстоятельство необходимо учитывать при определении возможности летной эксплуатации Л-39 в условиях жаркого климата на аэродромах, имеющих превышение над уровнем моря.

Взлетная дистанция (на высоте 25 м при скорости, равной 1,2 скорости отрыва) составляет 2,4 длины разбега.

Следует иметь в виду, что невыдерживание рекомендованной скорости отрыва оказывает значительное влияние не только на величину взлетной дистанции, но и на безопасность полета. Так, с уменьшением рекомендуемого темпа разгона при взлете и наборе высоты увеличивается участок по времени, где скорость набора близка к скорости сваливания, соответственно сокращается возможность выполнения вынужденного маневра на траектории взлета.

С увеличением же скорости набора растягивается взлетная дистанция, что небезопасно при наличии препятствий в полосе воздушных подходов. Так, например, при скорости 250 км/ч на высоте 25 м воздушный участок увеличивается в 1,5 раза. На рис. 66 представлена номограмма, позволяющая определить длину разбега самолета по бетонированной полосе в зависимости от температуры наружного воздуха, атмосферного давления, взлетного веса, направления и скорости ветра.



Посадка

При нормальном посадочном весе (4300 кгс) самолет с выпущенными в посадочное положение (44°) закрылками планирует на скорости 225-235 км/ч по прибору. Приземление происходит на скорости 170-180 км/ч по прибору. На всей траектории посадки вплоть до приземления рули эффективны. Самолет приземляется на основные колеса.
 

Рис. 66. Номограмма для определения длины разбега самолета в зависимости от взлетного веса и атмосферных условий


Через 2-4 с после приземления переднее колесо касается поверхности ВПП. Тормоза колес применяются после опускания переднего колеса, при этом слабое внача-ле торможение должно возрастать с уменьшением скорости, достигая максимальной эффективности в конце пробега. Длина пробега самолета с использованием тормозов колес указанным методом составляет 690 м.

Запаздывание с применением тормозов колес приводит к увеличению длины пробега. Раннее применение тормозов (до опускания переднего колеса) недопустимо, так как возникающий момент от заторможенных колес приводит к удару переднего колеса о поверхность ВПП, что небезопасно.

Длина пробега также зависит от метеоусловий, скорости приземления и эффективности использования тормозов колес. Из перечисленных факторов главным является последний.

Воздушный участок посадочной дистанции при планировании на скорости 225235 км/ч с высоты 25 м составляет 700 м.

Посадка в случае невыпуска закрылков отличается от посадки с выпущенными на 44° закрылками значительным увеличением скорости приземления (до 200 км/ч) и длины пробега (1400 м).



Прекращенный взлет


Длина прекращенного взлета зависит от скорости в момент отказа двигателя и эффективности торможения. При отказе на скорости 180 км/ч длина прекращенного взлета составляет 1350 м.

При полетах с грунтовых ВПП

Взлет

Самолет при разбеге по грунту ^ВЗЛ=4300 кгс) с прочностью (о = 6-7 кгс/см разгоняется значительно медленнее, чем по бетонированной ВПП. Длина разбега в этом случае увеличивается (по сравнению с разбегом по бетонированной ВПП) на 2550% и достигает 850 м.

Глубина остаточной колеи от основных колес шасси при движении самолета по грунту со скоростью 20-30 км/ч достигает 2-3 см.

Посадка

При посадке самолета на грунтовую ВПП с прочностью грунта (а = 6-7 кгс/см не допускается резкое торможение колес шасси, так как разрушается дерновой покров, притом неравномерно, вследствие чего самолет резко разворачивается в сторону зарывающегося колеса.

 

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОПРАВКИ

Статическое давление, замеряемое приемниками воздушного давления (ПВД), за счет местных возмущений воздушного потока отличается от фактического барометрического давления на данной высоте полета. Поэтому приборы показывают высоту и скорость полета с ошибкой.

Величина этой ошибки компенсируется поправкой, которую принято называть аэродинамической поправкой.

На графиках рис. 67 и 68 представлены аэродинамические поправки к высоте и скорости полета для самолета в полетной и посадочной конфигурациях.

Учет поправок к высоте является обязательным при установлении и выдерживании заданной высоты полета при полетах по маршрутам и производится согласно Еди-ной методике ввода поправок при измерении высоты на самолетах (вертолетах) авиации всех министерств и ведомств. Аэродинамическая поправка к скорости полета необходима для точного определения истинной скорости.

Рис. 67. Аэродинамические поправки к указателю скорости в зависимости от скорости полета

Необходимо помнить, что между приборной и индикаторной скоростями существует следующая зависимость:

Истинная скорость по прибору (по тонкой стрелке) равна Уист лишь приблизительно - без учета инструментальной и аэродинамической поправок, а также при условии, что температура наружного воздуха равна температуре по стандартной атмосфере.

МАКСИМАЛЬНЫЕ СКОРОСТИ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА

Максимальный скоростью горизонтального полета называется установившаяся скорость, которую может развивать самолет при наибольшей тяге силовой установки в горизонтальном полете.

Рис. 69. Максимальные скорости полета и числа М по высотам при работе двигателя на максимальном и номинальном режимах

На графике рис. 69 показаны максимальные скорости горизонтального полета на максимальном и номинальном режимах работы двигателя. Истинные максимальные скорости в стандартных условиях (УСТ = f(НР) самолета Л-39 с подъемом на высоту сначала растут (до высот 6500-7000 м), а затем уменьшаются (приборные скорости с подъемом на высоту монотонно уменьшаются). Указанное изменение Уст объясняется тем, что до высот 6500-7000 м располагаемая тяга (тяга двигателя) уменьшается медленнее, чем сопротивление самолета, затем сопротивление самолета уменьшается медленнее (главным образом из-за роста индуктивного сопротивления), чем тяга двигателя.

СКОРОПОДЪЕМНОСТЬ, ПРАКТИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК И ВРЕМЯ НАБОРА

Характеристики скороподъемности самолета Л-39 со взлетным весом 4300 кгс в стандартных условиях приведены на рис. 70.

Из графика на рис. 70 видно, что самолет Л-39 имеет максимальную вертикальную скорость у земли.

По мере набора высоты эта скорость уменьшается.

Зависимость вертикальной скорости от избытка тяги, истинной скорости набора и полетного веса видна из формулы

Уменьшение вертикальной скорости с высотой объясняется падением избытка мощности. Избыток мощности с высотой уменьшается из-за падения избытка тяги, несмотря на увеличение истинной скорости по траектории (истинная скорость УН с подъемом на высоту увеличивается, а приборная скорость, как это видно из рис. 70, до вы-

соты 3000 м остается постоянной, затем падает).

При наборе высоты с Уутах, очевидно, время подъема на заданную высоту будет минимальным, т.е. этот режим будет соответствовать наивыгоднейшей скороподъемности самолета.

Скорость по траектории, при которой достигается максимальная скороподъемность, называется наивыгоднейшей по времени скоростью набора высоты. Для самолета Л-39 эта скорость у земли и до 3000 м равна 410 км по прибору (по толстой стрелке), затем приборная скорость набора постепенно уменьшается на каждые 1000 м высоты

на 15 км/ч (на высоте 4000 м скорость набора по прибору должна быть 395 км/ч, на вы-

соте 5000 м - 380 км/ч и т. д.).

Истинная скорость набора Уу в стандартных условиях в этом случае будет равна:

- у земли - 423 км/ч;

- на высоте 3000 м - 488 км/ч;

- на высоте 10000 м - 530 км/ч;

- на практическом потолке (11 500 м) - 546 км/ч.

Высота, на которой самолет располагает минимальной избыточной мощностью, необходимой для практического выполнения установившегося полета, является его практическим потолком. Таким потолком условно считают высоту, на которой Уу = 0,5

м/с. Для самолета Л-39 при взлетном весе 4300 кгс и непрерывном наборе высоты на режиме максимальной скороподъемности в стандартных условиях НПРАКТ = 11 000 м.

Для удобства работы летчика в Руководстве рекомендованы иные режимы набора высоты, а именно с земли до высоты, на которой истинная скорость достигнет величины 500 км/ч (по тонкой стрелке), набор высоты производить на скорости по прибору, равной 400 км/ч (по широкой стрелке), а далее на этой истинной скорости 500 км/ч. Эти режимы практически не изменяют характеристик скороподъемности, но существенно упрощают выполнение режима набора высоты.

Минимальное время, затрачиваемое на набор заданной высоты, можно найти по графику рис. 70. Минимальное время набора в стандартных условиях тСТ практического потолка для самолета Л-39 при взлетном весе 4300 кгс составляет 40,8 мин.

Для получения минимального времени набора заданной высоты приборную скорость набора следует изменять так же, как она изменяется по графику рис. 70.

 

содержание      ..     17      18      19