Воздушные скорости - учебка

относительно воздуха . Различают два вида воздушной скорости :

истинная воздушная скорость (TAS)

Действительная скорость, с которой ЛА движется относительно окружающего воздуха за счёт силы тяги двигателя(ей). Вектор скорости в общем случае не совпадает с продольной осью ЛА . На его отклонение влияют угол атаки и скольжение ЛА ;

скорость по прибору (IAS)

Скорость, которую показывает прибор, измеряющий воздушную скорость. На любой высоте эта величина однозначно характеризует несущие свойства планера в данный момент. Значение приборной скорости используется при пилотировании ЛА ;

Путевая скорость ()

V1 зависит от многих факторов, таких, как: метеоусловия (ветер, температура), состояние покрытия ВПП , взлетный вес самолёта и другие. В случае, если отказ произошёл на скорости, большей V1, единственным решением будет продолжить взлёт и, затем произвести посадку. Большинство типов самолётов ГА сконструированы так, что, даже если на взлёте откажет один из двигателей, остальных двигателей хватит, чтобы, разогнав машину до безопасной скорости, подняться на минимальную высоту, с которой можно зайти на глиссаду и посадить самолёт.

Va

Расчетная маневренная скорость. Максимальная скорость, при которой можно производить полное отклонение управляющих поверхностей, не перенагружая конструкцию самолёта.

Vr

Скорость начала подъёма передней опоры шасси.

V2

Безопасная скорость для взлёта.

Vref

Расчетная скорость посадки.

Vtt

Заданная скорость пересечения входной кромки ВПП.

Vfe

Максимально допустимая скорость с выпущенными закрылками.

Vle

Максимально допустимая скорость с выпущенными шасси.

Vlo

Максимальная скорость выпуска/уборки шасси.

Vmo

V maximum operating - максимальная эксплуатационная скорость.

Vne

Непревышаемая скорость. Скорость отмеченная красной чертой на индикаторе воздушной скорости.

Vy

Скорость оптимального набора высоты. Скорость, при которой самолет наберёт максимальную высоту за кратчайшее время.

Vx

Скорость оптимального угла набора высоты. Скорость, при которой самолёт наберёт максимальную высоту при минимальном горизонтальном перемещении.

Вертикальная скорость

Изменение высоты полёта за единицу времени. Равна вертикальной составляющей скорости

Классификация скоростей полета

Согласно нормам НЛГС и сложившейся практике при пилотировании и навигации самолетов различают следующие скорости полета: истинную воздушную, путевую, вертикальную, относительную истинную воздушную скорость (число М ), приборную скорость, индикаторную земную скорость, индикаторную скорость .

Истинная воздушная v ист – это скорость движения самолета относительно воздушной среды.

Путевая скорость w – это горизонтальная составляющая скорости движения самолета относительно Земли (рис. 3.1).

Из навигационного треугольника видно, что путевая скорость равна геометрической сумме горизонтальных составляющих v ист и скорости ветра v в:

. (3.1)

Вертикальная скорость v Н – это вертикальная составляющая скорости движения самолета относительно Земли или скорость изменения истинной высоты

. (3.2)

Относительная истинная воздушная скорость – это скорость истинная, отнесенная к скорости звука при данной температуре. Ее называют числом М (число Маха):

. (3.3)

Приборная скорость – скорость, которую показывает указатель скорости, проградуированный по разности между полным и статическим давлениями воздуха

, (3.4)

где P п берется с учетом сжимаемости воздуха.

Индикаторная земная скорость – приборная скорость, исправленная на инструментальную погрешность и аэродинамическую поправку:

. (3.5)

Индикаторная скорость – индикаторная земная скорость, исправленная на поправку на сжимаемость, связанную с отличием давления воздуха от стандартного давления на уровне моря:

. (3.6)

Истинная воздушная скорость связана с индикаторной скоростью следующим соотношением:

, (3.7)

где ρ Н – плотность воздуха на высоте полета Н ; ρ 0 – плотность воздуха стандартная на уровне моря.

Часто, в технической литературе, не делается различие между приборной и индикаторной скоростями. При теоретических расчетах имеют в виду индикаторную скорость. Приборная (индикаторная) скорость является сугубо пилотажным параметром. Особенно ответственно и часто используется этот параметр на таких режимах движения самолета как разбег, взлет и посадка. На каждом этапе движения самолета нормами НЛГС и ИКАО присваиваются характерные значения приборной скорости, которые должны быть выдержаны из условия обеспечения безопасности. В связи с этим существует стандартная номенклатура скоростей :

Минимальная эволютивная скорость разбега v min ЭР (v MCG) есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения самолета (в скобках приведены обозначения, принятые в ИКАО);

Минимальная эволютивная скорость взлета v min ЭВ (v MCA) есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения самолета;

Минимальная скорость отрыва v min ОТР (v MU) устанавливается для всех принятых для взлета конфигураций самолета в диапазоне центровок, установленных регламентом летной эксплуатации (РЛЭ). При этом угол атаки не должен превышать допустимое значение α доп;

- v ОТК (v EF) – скорость в момент отказа двигателя;

Скорость принятия решения v 1 – это скорость разбега самолета, на которой возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета. Величина этой скорости устанавливается в РЛЭ и должна удовлетворять следующим условиям: v 1 ≥ v min ЭР; v 1 ≤ v п.ст;

Скорость в момент подъема передней стойки шасси v п.ст – скорость начала отклонения штурвала в направлении "на себя" для увеличения угла тангажа на разбеге;

Безопасная скорость взлета v 2 должна быть не менее чем: 1,2v С1 при взлетной конфигурации; 1,1v min ЭВ; 1,08v α доп тоже при взлетной конфигурации;

Скорость отрыва v ОТР (v LOF) – скорость самолета в момент отрыва основных его стоек шасси от поверхности ВПП по окончании разбега при взлете;

Скорость в момент начала уборки механизации на взлете v 3 ;

Скорость при полетной конфигурации на взлете v 4 . Она должна быть не менее чем 1,3v С1 и 1,2v min ЭВ;

Минимальная эволютивная скорость захода на посадку v min ЭП (v MCL) – скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью только аэродинамических органов управления;

Максимальная скорость захода на посадку v ЗП max ;

Скорость захода на посадку v ЗП max (v REF);

- v C (v S) – скорость сваливания, минимальная скорость самолета при торможении до угла атаки α пред;

- v С1 (v S 1) – скорость сваливания самолета при работе двигателей в режиме малого газа;

- v α доп (v С y доп) скорость при допустимом угле атаки при n y = 1;

- v max Э – максимальная эксплуатационная скорость. Эту скорость пилот в нормальной эксплуатации не должен преднамеренно превышать при всех режимах полета;

- v max max – расчетная предельная скорость. Она устанавливается исходя из возможности непреднамеренного ее превышения. v max max - v max ≥ 50 км/ч. При превышении этой скорости не исключается катастрофическая особая ситуация.

3.2. Прибор для измерения индикаторной (приборной) скорости

Указатель приборной скорости применяется в качестве пилотажного прибора для измерения аэродинамических сил, действующих на самолет в полете. Известно (2.18), что аэродинамическая подъемная сила определяется формулой

.

При увеличении угла атаки α подъемная сила увеличивается вплоть до его предельного значения. Чем больше угол атаки, тем меньше необходима скорость для удержания самолета в воздухе. Как следует из параграфа 3.1 каждому режиму полета соответствует определенное минимальное значение скорости, при котором самолет еще может держаться в воздухе. Например, условием горизонтального полета является равенство веса самолета и подъемной силы

,

где G – вес самолета. Отсюда находим скорость горизонтального полета

.

Указатель приборной скорости является одним из важнейших пилотажных приборов, он дает летчику возможность предотвратить падение самолета на малых скоростях и разрушение его на больших скоростях из-за чрезмерно больших аэродинамических сил. По физическому смыслу указатель приборной скорости измеряет не скорость, а разность между полным и статическим давлениями (3.4), или скоростной напор встречного воздуха, который зависит и от скорости, и от плотности воздуха. Поскольку летчику привычнее и легче запомнить характерные значения скорости, а не давления скоростного напора, то указатель тарируется в единицах скорости.

По определению (3.4) индикаторная (приборная) скорость основана на манометрическом методе, то есть на измерении разности между полным и статическим давлением .

Зависимость между скоростью, полным и статическим давлениями определяется с помощью уравнения Бернулли, применяемого к воздушному потоку, воспринимаемому приемником воздушного давления (рис. 3.2). В критической точке 2 скорость воздуха падает до нуля. Напишем это уравнение, не углубляясь в вывод его , для случая несжимаемого воздуха:

, (3.8)

где v 1 и v 2 – скорость потока в сечениях 1 и 2 в м/с; P 1 и P 2 – давления воздуха в сечениях 1 и 2 в кг/м 2 ; ρ 1 и ρ 2 – плотность воздуха в сечениях 1 и 2 в кг с 2 /м 4 .

Так как сечение 1 взято в невозмущенной среде, то скорость v 1 равна истинной воздушной скорости v ист, давление P 1 равно статическому давлению P ст. Давление P 2 в точке полного торможения равно полному давлению P п, так как в этой точке скорость v 2 равна нулю. Учитывая, что для несжимаемой среды ρ 1 = ρ 2 = ρ , после соответствующей замены в уравнении (3.8), получим

(3.9)

или
кг/м 2 . (3.10)

С учетом сжимаемости потока воздуха уравнение (3.10) принимает вид:

или окончательно
, (3.11)

где
; q сж – скоростной напор с учетом сжимаемости воздуха.

Рис. 3.3. Зависимость давления P дин от скорости потока:

1 – без учета сжимаемости воздуха; 2 – с учетом сжимаемости воздуха

Из рисунка 3.3 видно, что учет сжимаемости потока приводит к дополнительному увеличению динамического давления (линия 2). При этом зависимость динамического давления от параметров воздушного потока имеет вид:

, (3.12)

где k – отношение теплоемкостей; g – ускорение силы тяжести; R – газовая постоянная, равная 29,27 м/град; Т – температура невозмущенной атмосферы в о К. По формуле (3.12) тарируются указатели индикаторной и истинной воздушной скорости.

Для тарировки указателя индикаторной скорости принимаются значения, соответствующие нормальным условиям на уровне моря: Р ст = Р о ст = 760 мм рт. ст. (10332,276 кг/м 2), Т = Т о = 288 о К (t = +15 о С), R = 29,27 м/град, массовая плотность ρ о = 0,124966 кг с 2 /м 4 , k = 1,405. После этого оказывается, что индикаторная скорость по формулам (3.11) и (3.12) зависит только от динамического давления Р дин. Для практического пользования существуют стандартные таблицы, по которым для каждой скорости можно определить значение динамического давления .

Следует особое внимание обратить на тот факт, что показания указателя приборной скорости не зависят от статического давления, а значит и от высоты полета самолета. Говорят в связи с этим, что указатель (а также датчик и сигнализатор) приборной (приборной) скорости не имеет методической погрешности от изменения высоты полета. Это ценное качество прибора, обеспечивающего безопасность полета независимо от высоты. Важно, чтобы всегда было необходимое значение скоростного напора на любой высоте.

На рис. 3.4 представлена принципиальная схема указателя приборной скорости с раздельными приемниками давлений Р п и Р ст. Полное давление Р п = Р д + Р ст поступает в герметичную полость манометрической коробки 5 от приемника 7 через пневмопровод 6. В герметичную полость корпуса 3 от приемника 1 через пневмопровод 2 поступает давление Р ст. Под действием разности давлений Р п - Р ст = Р д + Р ст - Р ст = Р д мембрана манометрической коробки прогибается и поворачивает стрелку относительно индикатора – шкалы 4.

Рис. 3.4. Принципиальная схема указателя приборной скорости: 1 – приемник статического давления Р ст; 2 – пневмопровод статического давления; 3 – корпус; 4 – индикатор; 5 – манометрическая коробка; 6 – пневмопровод полного давления; 7 – приемник полного давления Р п

Рис. 3.5. Структурная схема указателя приборной скорости: 1 – приемник давлений Р п и Р ст; 2 – пневмопровод Р п; 3 – пневмопровод Р ст; 4 – отстойники-фильтры канала Р п; 5 – отстойники-фильтры канала Р ст; 6 – полость коробки; 7 – полость корпуса; 8 – условное звено образования динамического давления Р д; 9 – решающее устройство; 10 – индикатор

На рисунке 3.5 представлена структурная схема указателя приборной скорости, составленная по его принципиальной схеме (рис. 3.4). Рассмотрим подробнее роль каждого звена в работе указателя индикаторной скорости.

Приемник полного давления

Для работы указателя индикаторной скорости по принципу его действия необходимо воспринять в полете полное и статическое давления. В практике авиаприборостроения имеют место применение отдельных приемников полного и статического давлений (рис. 3.4). Давления необходимо воспринимать точно, так как динамическое давление зависит от скорости в квадрате.

Приемник полного давления (ППД) предназначен для восприятия только полного давления встречного потока воздуха. Под понятием "полное давление" подразумевается давление, приходящееся на единицу поверхности тела, плоскость которого перпендикулярна направлению набегающего потока. Для ППД применяется цилиндрическое тело, в центре которого делается сквозное отверстие.

Из рисунков 3.6 и 3.7 видно, что полное торможение набегающего потока воздуха будет только в точке А . Если в цилиндре в районе точки А сделать отверстие, то вдоль ее полости установится давление, равное полному Р п = Р ст + Р д. Как всякий инструмент, ППД обладает погрешностью восприятия Р п, связанной с несовершенством его конструкции.

Из самого определения полного давления следует, что лучшим расположением ППД относительно потока воздуха является то, когда плоскость сечения входного отверстия приемника будет перпендикулярна вектору скорости. При этом погрешность приемника будет вызвана только потерями потока в полости канала Р п (рис. 3.8). Это условие установки равносильно тому, когда продольная ось приемника ППД совпадает с направлением воздушного потока.

Но даже в этом случае приемник обладает погрешностью порядка 2 %, которая определяется как отношение абсолютной величины погрешности ΔР п к скоростному напору 0,5ρ v 2 .

Рис. 3.8. Зависимость коэффициента ξ приемника ППД от скорости при α = β = 0

В этих условиях формулу (3.11) можно переписать в виде

, (3.13)

где ξ – коэффициент приемника при α = β = 0. Если же установка ППД такова, когда α ≠ 0, β ≠ 0, то появляются дополнительные угловые погрешности ΔР п = ± ΔР п f (α ) и ΔР п = ΔР п f (β ). Следующей причиной появления погрешности ППД является скос потока воздуха в месте установки приемника на борту самолета. Эта погрешность нормируется НЛГС в пределах не более 10 км/ч или 3 % (в зависимости от того, что больше) во всем диапазоне измерения скорости. За счет выбора места установки на борту самолета, за счет конструкторских приемов и тарировки в аэродинамических трубах погрешность ППД можно свести до ± (0,005 – 0,01)q .

Диапазон скоростей от 40 до 1100 км/ч; масса 0,17 кг; погрешность в диапазоне скоростей до 150 км/ч не более ± 0,05q при углах α = β = ± 25 о; погрешность при скоростях свыше 150 км/ч и углах α = β = ± 20 о не более ± 0,025q ; обогрев постоянным током мощностью до 135 Вт.

Рис. 3.9. Конструкция приемника ППД-4: 1 – наконечник; 2 – дренажное отверстие;

3 – обогревательный элемент; 4 – отверстие; 5 – щека; 6 – основание; 7 – розетка; 8 – вилка; 9 – провод; 10 – штуцер

Рис. 3.10. Внешний вид приемника полного давления ППД-9В

Приемник статического давления

Под статическим давлением понимают давление, которое существовало бы в данной точке невозмущенной прибором среды, если бы прибор двигался со скоростью потока. Статическое давление в покоящейся среде называется барометрическим или атмосферным давлением и измеряется барометром. Оно измеряется как абсолютное давление, отсчитываемое от абсолютного нуля давления. Для измерения статического давления Р ст необходим прибор такой конструкции, которая не искажала бы поток в исследуемой точке. При измерении давления Р ст прибор движется относительно воздуха, а это согласно законам аэродинамики приводит к возмущению воздуха. При этом форма прибора – приемника Р ст играет основную роль на точность измерения. Измеренное давление будет представлять собой сумму из давления в невозмущенном прибором потоке и дополнительного давления, вызванного обтеканием прибора, и зависит от его формы. Условия обтекания прибора могут быть таковы, что измеренное давление может быть больше или меньше истинного его значения (рис. 3.11).

Рис. 3.11. Распределение коэффициента давления для типичного дозвукового распределения по линии фюзеляжа самолета: 1 – только по свободному фюзеляжу; 2 – по фюзеляжу вместе с плоскостями и хвостовым оперением

Наиболее часто для измерения Р ст применяется статический зонд (статический крючок). Он представляет собой пустотелую цилиндрическую трубку диаметром d с обтекаемым закрытым носком.

На боковой поверхности трубки имеются отверстия небольшого диаметра. Для повышения точности измерения в приборе увеличивают расстояние l 1 от приемных отверстий до носка и в другую сторону – l 2 до держалки. Рекомендуются такие соотношения: l 1 = 3d , l 2 = 8δ .

В авиации часто роль пустотелой цилиндрической трубки используется сам фюзеляж самолета (на дозвуке), в котором делают приемные отверстия (рис. 3.13).

Для удобства и надежности восприятия Р ст вместо отверстий в фюзеляже применяется стандартная плита с отверстиями. Вместе с корпусом она образует прибор для восприятия статического давления (рис. 3.14). На фюзеляже выбирают такие места для установки плиточного приемника, где наименьшие отклонения линии 2 на рис. 3.11 от средней линии 0-0. Плита приемника устанавливается на самолете заподлицо с обшивкой.

Рис. 3.15. Внешний вид плиточного приемника статического давления ПДС-В3 диапазон скоростей при восприятии Р ст до 450 км/ч; масса 0,25 кг; обогрев напряжением постоянного тока 27 В при мощности до 60 Вт

Кроме рассмотренных приемников Р п и Р ст широкое применение в авиации нашли комбинированные приемники, которые называются ПВД. В этом приборе совмещены два прибора: приемники Р п и Р ст (рис. 3.16). Раздельные приемники применяются в основном на дозвуковой скорости полета. На сверхзвуковых скоростях полета обтекание фюзеляжа настолько сложное и непредсказуемое, что невозможно найти места для установки приемников давлений.

Рис. 3.16. Принципиальная схема приемника типа ПВД: 1 – камера полного давления; 2 – отверстие камеры статического давления; 3 – камера статического давления; 4 – трубопровод статического давления; 5 – трубопровод полного давления

На сверхзвуковых самолетах ПВД выносится с помощью штанги в невозмущенное пространство впереди самолета. Таким же образом устанавливают ПВД и на вертолете.

авиационные бомбы и контейнеры, ... специальной техникой, приборами , аппаратурой, медицинским...

Документ

Реферат Подготовка и начало Второй Мировой войны (документы свидетельствуют) Оглавление Введение 3 I Причины Второй Мировой войны 5 II Виновники войны 10 II 1 Кто привёл Гитлера к власти 10 II 2 Вступление СССР в войну 13 II 3 Подготовленность

Автореферат диссертации

:: Текущая]

Воздушные скорости

Что такое воздушная скорость?

Воздушная скорость – скорость самолета относительно воздуха. Другими словами: как быстро движется самолет относительно воздуха.

Существует несколько мер воздушной скорости. Приборная (IAS) и истинная (TAS) скорости чаще всего используются при полетах в ИВАО.

Как ее измерить?

Скорость отображается в полете на указатели скорости. Он подключен к приемнику воздушного давления (ПВД) за бортом самолета и соотносит давление набегающего потока воздуха с давлением неподвижного воздуха. Приемник воздушного давления называют трубкой Пито, он расположен вдали от нестабильных потоков воздуха (вдали от винтов и прочих узлов, вызывающих завихрения воздуха).

Прибор

Основной способ измерения скорости – измерение динамического давления воздуха. Это давление соответствует скорости воздуха около самолета.

Истинная воздушная скорость, True Airspeed : TAS

Фактическая скорость самолета относительно воздуха
TAS используют для планирования полета и навигации. С ее помощью рассчитывают расчетное время прибытия и отклонения.
Примечание: см. так же GS (Путевая скорость)

Приборная воздушная скорость, Indicated Airspeed : IAS

Это воздушная скорость отображаемая на приборе. Эта скорость идентичная TAS при нормальных условиях (давление 1013.25 hPa и 15° C)
IAS – скорость для безопасного управления самолетам. Скорость сваливания и скорости ограничения использования закрылков и шасси – приборные скорости.

Эффект высоты

С увеличение высоты уменьшается давление и температура. Т.е при постоянной приборной скорости в наборе истинная будет расти.

Значение истинной скорости невозможно измерить, но оно может быть вычислено исходя из приборной скорости, давления и температуры.

Аэродинамический эффект

Для пилота важно только то, как скорость влияет на поведение самолета. Приборная скорость наилучшим образом отражает аэродинамический эффект. Однако с изменением высоты увеличивается погрешность из-за изменений характеристик сжатия воздуха. Из-за этого эффекта на больших высотах требуется немного большая скорость. Скорость, которая учитывает этот эффект – эквивалентная скорость.

Эквивалентная скорость , Equivalent Airspeed: EAS

Эта скорость нигде не используется в самолете. Ее используют только инженеры для проектирования узлов самолета.

Путевая скорость, GROUND SPEED (GS )

Путевая скорость - это истинная скорость с учетом ветра и показывающая скорость самолета относительно земли. Она отображается на FMS или GPS и может быть вычислена из истинной скорости, если известны сила и направление ветра.
Эта скорость нужна для расчета времени прибытия.

Пример : Ваша TAS 260 узлов и встречный ветер 20 узлов. Ваша путевая скорость 260-20 = 240 узлов. Это значит, что вы пролетаете 4 мили в минуту (240/60).

Число Маха

Число Маха – скорость самолета относительно скорости звука. Величина безразмерная и относительная. Она вычисляется как скорость объекта относительно среды, деленная на скорость звука в этой среде:

где - число Маха; скорость в этой среде и скорость звука в этой среде.

Число Маха обычно используют выше эшелона 250 (7500 метров).

Другие скорости

a) ВЗЛЕТ:

V1 = До достижения скорости V1 пилот может прекратить взлет. После V1, пилот ДОЛЖЕН взлететь.

VR = скорость, при которой пилот, действуя на органы управления самолета, увеличивает тангаж и взлетает.

V2 = безопасная скорость, которой нужно достигнуть на 10 метрах.

b) ЭШЕЛОН:

Va = Скорость, при которой самолет будет полностью управляемым.

Vno = Максимальная крейсерская скорость.

Vne = Недостигаемая скорость.

Vmo = Максимально допустимая скорость.

Mmo = Максимально допустимое значение числа Маха.

c) ЗАХОД и ПОСАДКА:

Vfe = Максимальная скорость с выпущенными закрылками.

Vlo = Максимальная скорость для использования шасси.

Vle = Максимальная скорость с выпущенными шасси.

Vs = Скорость сваливания (с максимальным весом)

Vso = Скорость сваливания с выпущенными шасси и закрылками (с максимальным весом)

Vref = Посадочная скорость = 1.3 x Vso

Минимальная скорость на чистом крыле = минимальная скорость с убранными шасси, закрылками и воздушыми тормозами, обычно примерно 1.5 x Vso.

Минимальная скорость захода на посадку = Vref (см. выше), 1.3 x Vso.

	[ :: Текущая]

Мы – на полосе 10R в Пулково, и перед нами – отлично забетонированная дорога в небо. Диспетчер говорит волшебные слова: «You are cleared for take-off» (Взлет разрешаю). И Путешествие начинается.

Точка 1. А выключил ли я утюг?

Вы, конечно, провели предполетную работу с FMC. Вы, конечно, прочитали чек-лист.

Читайте чек-листы! Критично все! Их даже вредно заучивать наизусть, чтобы ненароком не забыть чего-нибудь. Критично все, что указано в чек-листе.

Но. В прихожей, перед выходом на улицу, мы бросаем взгляд на себя в зеркале, вспоминаем: Выключили мы утюг? Погасили свет в ванной? Так и здесь – надо обратить внимание на несколько вещей.

1) Закрылки – выпущены

В 90 процентов случаев вы будете взлетать с закрылками, выпущенными на 5 градусов. Проверьте – какой угол вы указали в FMC при предполетной подготовке.

2) Speedbrakes – RTO

RTO – Rejected Take Off. Переводится с поэтической ноткой: «прерванный взлет». Это – режим торможения на случай, если вы разогнались на полосе, а потом передумали взлетать (до скорости V1).

3) Автопилот – выключен (OFF)

При взлете самолетом должен рулить человек, а не машина.

4) Скорость на МСР

В окошке IAS/MACH нужно выставить скорость, но не активировать ее. Подсматриваем в FMC, ищем скорость V2, выставляем.

5) Высота на MCP

Выставляем в окошке ALTITUDE предварительную высоту, которую нам дал диспетчер. Помните о том, что высота, указанная на МСР, всегда имеет приоритет перед высотой, указанной в FMC.

6) Курс на МСР

Выставляем в окошке HEADING – 097 (выставляем, но не активируем!), 097° – направление полосы 10R.

7) Flight Director (F/D) – включен (ON)

8) Автотяга (A/T) – включена (ARM)

9) Интерцепторы (spoilers) – убраны и отключены (OFF)

Функция интерцепторов – прижимать машину к земле. А нам нужно обратное.

10) Триммер стабилизатора – в зеленом секторе

Если стрелка выше, то мы сегодня никуда не летим. Мы докатимся до забора в конце торца полосы. Стабилизатор будет прижимать нас к земле. Если ниже, то наш самолет попытается сделать петлю Нестерова, но сделать этого он не сможет и очень быстро приземлится на хвост. Будет плохо.

11) Парковочный тормоз – включен

Все манипуляции лучше делать с включенным парковочным тормозом, чтобы не укатиться куда-нибудь раньше времени.

12) РУДы на «ноль»

13) Landing Lights – ON

14) Engine start switches – CONT.

Точка 2. На старт. Внимание.

Итак. После того, как диспетчер сказал нам заветные слова «You are cleared for take-off», и мы подтвердили, что услышали, выполняем следующие действия:

1. Поднимаем РУДы так, чтобы показатель N1 остановился около 40% и стабилизировался. Минутное дело.

2. Снимаемся с тормоза и сразу же давим кнопку «TO/ GA». Некоторые типы ВС не позволят вам активировать режим TO/GA пока вы стоите на парковочном тормозе.

3. Обороты увеличиваются, а самолет начал разгон по ВПП.

На скорости 60 узлов горизонтальный директор, который отвечает за тангаж, покажет 15 градусов. Это НЕ команда к действию, это – положение тангажа, которое мы должны выдерживать после отрыва от земли. А вот после того, как мы уже оторвемся от земли, горизонтальный директор покажет необходимый тангаж, который и станет командой к действию.

Точка 3. 80 knots – throttle hold.

На скорости 80 узлов автотяга активирует режим THR HLD (Throttle hold). В этом режиме сервоприводы отключатся от РУД, и станут доступными для ручного управления.

При включенных сервоприводах мы можем без проблем добавлять или уменьшать тягу вручную, но как только мы перестанем прикладывать усилие на РУДы, они вернутся в то положение, которое автотяга сочтет нужным.

А режим THR HLD позволяет пилоту, например:

1. Прекратить взлет – убрать РУДы на «минимум». А/Т уже не вернет РУДы во взлетное положение;

2. Дать максимальную тягу, если случился сдвиг ветра;

3. Обезопасить самолет, когда вследствие возможной внутренней ошибки РУДы произвольно переместятся.

Точка 4. V1.

ДО этой отметки, если в самолете что-то загорелось или отвалилось – что-то пошло не так, еще не поздно сбросить тягу на ноль. Самолет затормозит и встанет.

V1 – точка невозврата. После нее нужно взлетать, даже если по дороге потерян один из двигателей. Если мы не взлетим, то можем разбиться там – за торцом полосы. Если не разобьемся, то можем сжечь тормоза, например. В любом случае торможение после V1 – есть территория, которая пилоту неизвестна, и которую ни в каких расчетах никто не учитывал.

Точка 5. Скорость Vr – Rotate.

На скорости Vr мы начинаем тянуть штурвал на себя. Тянем штурвал и бросаем взгляд на основной дисплей – тангаж должен быть в районе 7,5 градусов.

Найдите на шкале тангажа цифру 10, потом найдите, где пять градусов: мы должны расположиться где-то между этими показателями. Если больше 10 – можем зацепить полосу хвостом. Меньше 7,5 – слишком низко – можно въехать в какой-нибудь столб или дерево. Следим за полосой – не дайте крафту выкатиться вбок.

Точка 6. Скорость V2.

V2 – безопасная скорость для маневрирования после взлета. На ней уже можно лететь.

Как определить момент достижения скоростей V1, V2 и Vr? В симуляторах обычно голос за кадром сообщает об этом. Если голоса нет – смотрите на шкалу скорости на основном дисплее, там появятся символы: V1, V2, VR. Смотрите на аналоговый прибор указателя скорости – там должны появиться «напоминалки» или «баги» – небольшие стрелочки по диаметру циферблата.

Точка 7. В воздухе.

Мы сразу почувствуем по звуку и вибрации, что оторвались от земли. Продолжаем плавно тянуть на себя штурвал, увеличивая тангаж до 15 градусов. Следим за директорными стрелками. Следим за скоростью: наша цель – V2 + 20.

При нормальном пилотировании скорость в наборе должна быть V2 + 20.

Точка 8. Positive rate. Шасси.

Смотрим на высотомер. Если неизменно растет высота, значит – «Positive Rate», значит – время убирать шасси. Крепко держим штурвал, потому что сейчас нас тряханет: уйдут шасси – изменится аэродинамика.

Точка 9. 400 футов. LNAV.

Взмываем ввысь, управляя вручную. На авиагоризонте видим желтые усики. Это не только напоминание о том, что закрылки выпущены, но и обозначение границы верхнего предела тангажа. Если мы задерем нос выше этих усиков, то самолет может свалиться в штопор.

Всегда держим самолет крепко, двигаем плавно. Действуем уверенно. Уверенно и плавно – как с женщиной.

Когда наша высота над землей менее 2500 футов, на авиагоризонте видна шкала фактической высоты над землей. При взлете и посадке следите за ней. А основной альтиметр показывает высоту над уровнем моря.

Где-то на высоте 400 футов над землей жмем кнопку LNAV на МСР. Автопилот еще не подключен, но теперь вы можете видеть, что красное перекрестие Flight Director оживилось и теперь показывает: куда нам нужно лететь. Кстати, LNAV можно нажать еще на земле, во время подготовки МСР.

Продолжаем лететь «на руках», т.е. без автопилота.

Вот тут важное отступление. Если вы летите с дефолтным диспетчером, на высоте 200–400 футов он начнет вас векторить – то есть задавать курс, который безопасен с точки зрения авиационной обстановки в районе аэродрома. В этом случае, в окошке HEADING на МСР выберите тот курс, который озвучил диспетчер, и активируйте режим HDG SEL. Режим LNAV отключится.

Точка 10. Скорость V2 + 15.

Следим за скоростью. Когда скорость будет равна V2 + 15 (V2 – скорость, на которой мы взлетали), убираем закрылки на отметку 1. Далее следим за шкалой скорости на главном дисплее – когда наша скорость поравняется с отметкой «1», убираем закрылки совсем.

Закрылки убираются ТОЛЬКО при наличии роста скорости.

Точка 11. Механизация убрана. Автопилот.

После того, как мы убрали всю механизацию – шасси и закрылки – можно подключать автопилот. Выравниваем крафт так, чтобы перекрестие Flight Director находилось примерно посередине авиагоризонта. Пора включать автопилот. Жмем CMD A на МСР, потом VNAV, и теперь наш самолет во власти автоматики.

Внимательно посмотрите на МСР – у вас должны быть подсвечены четыре кнопки: CMD A, VNAV, HDG SEL (или LNAV – см. на два абзаца выше) и N1.

HDG SEL или LNAV ведут наш самолет по горизонтали, VNAV – по вертикали, плюс – следит за скоростью. N1 – обороты двигателя определяются FMC.

Точка 12. 10 000 футов.

10 тысяч футов – конец ограничения по скорости (только в симуляторе и по умолчанию). Ниже этой отметки можно передвигаться со скоростью не выше 250 узлов.

На высоте 10 000 футов мы выключаем Landing Lights. Когда будем снижаться, то на этой же высоте снова их включим.

Точка 13. Подъем по ступеням.

Мы заявили в полетном плане основной эшелон 31 500 футов. Но, скорее всего, дефолтный диспетчер разрешит вам подъем по ступеням: 15 000, 19 000, 26 000 и т.д. Еще на земле в диалоге с вышкой (Tower) нам сразу же определили первую ступень набора высоты, например, 15 000 футов. Поэтому при предполетной подготовке в FMC мы забиваем заявленный эшелон – FL315 (Flight Level – 315 сотен футов), а в МСР в окошке ALTITUDE указываем – 15000.

И вот мы достигли 15 000 футов. Диспетчер говорит: «Climb and maintain FL190» – подниматься до высоты 19 000 футов. Наши действия?

Понятно, что в окне ALTITUDE на МСР мы должны набрать 19000. Но после указания новой высоты самолет и не подумает подниматься, он будет поддерживать высоту 15000. Для того чтобы самолет начал подниматься, после задания новой высоты нажмите на МСР кнопку ALT INTV.

Если же у вас на панели МСР такой кнопки нет, то воспользуйтесь кнопкой LVLCHG, потом жмите на VNAV.

Точка 14. 18 000 футов.

Эшелон FL180 – время изменить давление в альтиметре.

Ниже FL180 в симуляторах все летают по приборам, настроенным по актуальному атмосферному давлению на уровне моря в данной воздушной зоне. Выше – у всех приборы должны быть настроены одинаково. 29,92 дюйма ртутного столба, иначе – 760 мм рт.ст., иначе – 1013 ГектоПаскалей. Так всем удобнее. Итак, выставляем на альтиметре давление 29,92. Если на EFIS есть кнопка STD, то жмем на нее – нужное давление выставится автоматически.

Точка 15. 26 000 футов.

От нас ничего не требуется. В этой точке «мили в час» больше не действуют, автопилот самостоятельно начнет считать скорость в Махах. Скорость звука = 1 Маху.

Точка 16. На заданном эшелоне.

Мы достигли нашего эшелона FL315. FMC сам переключил двигатели в режим CRZ. Пассажиры могут отстегнуться от кресел и занимать очередь в туалет. А девочки уже начали развозить красиво упакованную самолетную еду.

1. Заглянем в FMC. В разделе FIX вбиваем конечную точку – код аэропорта. Симферополь – «UKFF». Потом пишем в командной строке: /30, вбиваем в свободную ячейку. На экране навигационного дисплея видим 30-тимильный круг вокруг аэропорта. При пересечении этого круга нам бы очень хорошо оказаться на высоте 10 000 футов и двигаться со скоростью не быстрее 250 узлов: так потом будет легче снижаться и прицеливаться на посадку.

За 30 миль до аэродрома – скорость 250 узлов, высота 10 000 футов.

2. Наш эшелон FL315. Аэродром назначения возвышается над уровнем моря на 639 футов. Теперь, очень сильно округляя, сделаем следующие вычисления:

31.5 – 0.639 ≈ 31 31 x 3 = 93

Что это? Мы от текущей нашей высоты в тысячах отняли высоту аэродрома в тысячах и получили нашу высоту над аэродромом в тысячах. Полученное число умножили на три и получили расстояние в милях от точки начала снижения до аэродрома назначения.

Это значит, что примерно за 93 мили до аэродрома надо будет начинать снижение. Эта точка называется T/D (Top of Descent ). Рисуем себе напоминание. Для этого в разделе FIX вбиваем еще несколько знаков:

Видим, что появился еще один круг большего радиуса. Эти манипуляции не влияют на полет, они лишь дают нам визуальную картину расстояний.

3. Можно расслабиться и выпить кофейку. Но при этом не забываем общаться с наземными службами. Они время от времени станут к нам обращаться, когда будут передавать контроль над нашим воздушным судном друг другу.

4. Не забываем следить за турбулентностью, за грозовыми тучами, за трафиком и T/D (Top of Descent ) – точкой начала снижения.