Экстренное снижение самолета. Экстренная посадка.

Пилот должен выполнять снижение с максимально допустимой скоростью и с наибольшим возможным углом наклона траектории.

Скорость полета при экстренном снижении ограничена сначала скоростью, соответствующей максимально допустимому числу М, а затем максимальным скоростным напором.

Из уравнения, определяющего угол наклона траектории при установившемся снижении видно, что угол наклона траектории будет тем больше, чем сильнее сопротивление и меньше тяга силовых установок. Следовательно, пилот должен как можно быстрее уменьшить режим работы двигателей и увеличить сопротивление самолета, действуя в соответствии с руководством по летной эксплуатации (выпуск шасси, отклонение спойлеров и др.).

Следует иметь в виду, что выпуск шасси увеличивает сопротивление самолета весьма значительно (на 40-f-50%). Поэтому па тех самолетах, где конструктивные особенности позволяют выпустить шасси за достаточно быстрое время, эту возможность увеличения сопротивления желательно использовать. У турбовинтовых самолетов силовые установки, работающие при экстренном снижении на режиме земного малого газа, создают дополнительное сопротивление (отрицательную тягу), которое суммируется с сопротивлением самолета и позволяет увеличить угол снижения.

Ввод в экстренное снижение должен быть плавным, с небольшой перегрузкой. Контроль за режимом ввода следует осуществлять по вариометру. Дальнейшее снижение контролируется по указателю числа М и указателю приборной скорости.

Обратная реакция по крену.

Выше было указано, что поперечно устойчивый самолет стремится накрениться в сторону, противоположную скольжению. Именно это является главной причиной кренения самолета ь сторону отклоненной педали. Такая реакция самолета называется нормальной или прямой реакцией самолета по крену.

В полетах с большими числами М самолет может приблизиться к зоне заметных изменений коэффициента су от числа М (см.  8). Имеющийся на кривой зависимости c.v от числа М «провал» смещается по числу М в зависимости от стреловидности крыла. Чем меньше стреловидность, тем раньше начинается «провал» и тем более резко он выражен. Если в полете с числом М, при котором начинается указанное явление, отклонить педаль руля направления, то противоположная отклоненной педали половина крыла будет вследствие возникшего скольжения иметь как бы меньшую стреловидность, чем другая половина. Уменьшение стреловидности вызовет снижение коэффициента су и, как следствие, уменьшение подъемной силы на половине крыла, противоположной отклоненной педали, и накренение самолета в сторону скольжения, т. е. в сторону, противоположную отклоненной педали. Это явление называется обратной реакцией по крену. Оно может встретиться на ряде самолетов гражданской авиации со стреловидными крыльями при выполнении экстренного снижения. Особой опасности обратная реакция по крепу не представляет, но требует повышенного внимания пилота.

Заход на посадку с обледеневшим стабилизатором. На предпосадочном планировании подъемная сила стабилизатора направлена вниз. Образующийся при этом момент относительно центра тяжести самолета уравновешивает пикирующий момент крыла.

Величина подъемной силы горизонтального оперения зависит от скорости полета и угла атаки, определяемого как установочный угол стабилизатора обычно составляет—2-4й. Угол скоса потока в большой степени зависит от положения механизации крыла (возрастает при увеличении угла отклонения закрылков) и режима работы двигателей. На турбовинтовых самолетах увеличение режима работы двигателей вызывает значительное увеличение скоса потока за крылом (до 5-7° и-более).

Угол атаки крыла на самолетах при полностью отклоненных закрылках невелик. Все сказанное позволяет сделать вывод, что угол атаки горизонтального оперения на предпосадочном режиме имеет значительную отрицательную величину (до —8н—10° и более).

При отсутствии обледенения на таких углах атаки горизонтального оперения и даже при их увеличении за счет эволюций самолета (увеличение скорости, уменьшение перегрузки и др.) обтекание стабилизатора происходит нормально и никаких особых явлений не наблюдается.

В случае же появления на носке стабилизатора льда (что возможно при особо интенсивном обледенении или в случае отказа противообледенительной системы) при достижении больших отрицательных углов атаки горизонтального оперения за

рождается срыв потока. В начальной стадии развития срыва происходит перераспределение аэродинамического разрежения, вызывающее увеличение нагрузки на руль высоты, стремящейся отклонить руль вниз. Нагрузки на штурвал при этом очень велики, и пилот может не удержать руль в балансировочном положении. В таком случае возникает значительная отрицательная перегрузка и так называемый «клевок» самолета. При дальнейшем развитии срыва наступает общее уменьшение подъемной силы стабилизатора и, как следствие, переход самолета в крутое пикирование.

Руководства по летной эксплуатации для всех типов самолетов предусматривают в случае появления льда на стабилизаторе заход на посадку с уменьшенными углами отклонения закрылков. Соблюдение этого требования, а также выдерживание установленных скоростей полета, режима работы двигателя и других указаний гарантирует от выхода на режим, при котором возможен срыв потока на горизонтальном оперении. При наличии льда недопустимо резкое пилотирование. Не следует производить действия, приводящие к значительному увеличению по абсолютной величине (например, довыпуск закрылков с одновременным увеличением режима работы двигателей, довыпуск закрылков с отдачей штурвала от себя и др.).

В случае возникновения на предпосадочном планировании в условиях обледенения тянущих усилий на штурвале и стремления самолета опустить нос следует приложить все силы для выдерживания исходного режима и одновременно убрать закрылки.