Минимальная скорость пассажирского самолета. С какой скоростью летит самолет

Взлет и посадка самолета – два очень важных составляющих любого перелета. А вы когда-нибудь задавались вопросом – какая скорость самолета при взлете и на какой скорости садится самолет?

Конечно, для любого воздушного судна она не постоянна, а меняется каждую секунду, но мы поговорим о скорости в момент отрыва шасси от взлетно-посадочного поля и их касания в момент посадки.

Что это такое и как вообще он происходит? – это период времени с момента начала выруливания на взлетно-посадочную полосу до выхода на высоту перехода.

Чтобы разогнать пассажирский лайнер, двигатели устанавливают на специальный взлетный режим . Он длится всего несколько минут.

Иногда устанавливают нормальный режим, если рядом есть какой-либо населенный пункт, чтобы уменьшить шум работы двигателей.

Взлет самолета — это важная составляющая любого полета.

Для пассажирских крупных лайнеров существуют 2 типа взлета:

Взлет с тормозов – лайнер удерживают на тормозах, а двигатели выводятся на максимальную тягу, после чего тормоза отпускают, и начинается разбег;
Взлет с небольшой остановкой на взлетно-посадочной полосе – разбег начинается сразу, без предварительного выхода двигателей на требуемый режим.

Почему такая разница? Дело в том, что в зависимости от модели воздушного судна, его типа и технических данных она будет отличаться.

Например, при какой скорости взлетает пассажирский самолет? У Airbus А380 и Boeing 747 она примерно одинакова – 270 км/ч.

Но это не значит, что вообще все лайнеры этих двух типов совпадают. Если взять скорость взлета самолета Boeing 737, то она составит только 220 км/ч .

Факторы взлета

На процесс взлета любого воздушного судна могут влиять много различных факторов:

направление и сила ветра;
состояние и размеры взлетно-посадочной полосы;
действия мер по уменьшению слышимости шума работы двигателей;
давление и влажность воздуха.

И это только самые распространенные из них.

Хотите узнать какой самый быстрый самолет? Тогда прочитайте на эту тему.

Посадка самолета

Посадка – это заключительный этап полета, от замедления полета воздушного судна до его полной остановки на взлетно-посадочной полосе.

Снижение начинается примерно с 25 м. Воздушная часть посадки занимает всего несколько секунд.

Посадка самолета осуществляется в 4 этапа

Включает в себя 4 этапа:

Выравнивание – вертикальная скорость снижения близится к нулю. Берет начало на 8-10 м и заканчивается на 1 м.
Выдерживание – скорость продолжает уменьшаться вместе с продолжающемся, плавным снижением.
Парашютирование – подъемная сила крыла уменьшается, а вертикальная скорость растет.
Приземление — непосредственный контакт самолета с земной поверхностью.

На этапе непосредственного приземления и фиксируется посадочная скорость лайнера.

Раз уж мы взяли за пример Boeing 737, то какая скорость при посадке самолета Boeing 737?

Посадочная скорость самолета Boeing 737 составляет 250-270 км/ч. У Airbus А380 она составит примерно такую же. У более легких моделей она будет меньше – 200-220 км/ч.

На процесс посадки влияют по сути примерно те же факторы, что и на взлет.

Заключение

Именно, при взлете и посадке происходят большинство авиакатастроф, так как именно в эти временные промежутки уменьшается возможность исправления ошибок пилота и автоматических систем.

Если вы хотите узнать, что чувствуют люди, когда падает самолет, то перейдите на

Скоростные характеристики воздушного судна в пути показывают различные значения, но эти параметры не совпадают с цифрами, которые указаны в технологических бумагах. Такие критерии измеряются по высоте полета и направлению курса лайнера, причем летчик не влияет на подобные значения – их устанавливает диспетчер. Кроме того, здесь оказывают влияние и потоки воздуха, что значительно воздействует на ускорение при полете. Наконец, известна путевой коэффициент, который измеряет скорость авиалайнера в соотношении к поверхности земли. Проясним отдельные детали этого вопроса.

Поскольку коэффициенты передвижения воздушного судна измеряют время перелета, такие данные становятся важными критериями при разработке новых моделей бортов. Мы поэтапно рассмотрим вопрос, какая скорость у самолета при полете – ведь подобная проблема занимает и авиаторов, и пассажиров. Отметим, что современные модификации лайнеров способны передвигаться с показателями в 210–800 километров в час. Однако это значение – не предел возможностей.

Сверхзвуковые борта перемещаются намного стремительнее. преодолевает барьер в 8 200,8 км/ч. Правда, сейчас подобные суда не эксплуатируются в гражданской авиации из-за ничтожной гарантии безопасности. Кроме того, причиной отказа здесь послужили и такие нюансы:

Сложности конструирования . Обтекаемую форму сверхскоростных судов сложно совместить с габаритами пассажирского борта.
Перерасход топлива . Такие модели потребляют увеличенное количество авиационного топлива, вследствие этого авиабилеты для пассажиров на подобные перелеты обходятся дороже обычных рейсов;
Отсутствие аэродромов . В мире не так много посадочных площадок, которые способны разрешить посадку сверхзвукового борта.
Частые поломки . Превышение допустимых пределов скоростных показателей чревато обязательным проведением внеплановых диагностических и ремонтных работ.

Учитывая немалое число других причин, ключевым моментом отказа от эксплуатации воздушного судна такого типа остается отсутствие достаточной безопасности пассажиров.

Мировая классификация бортов

Специалисты в авиации насчитывают несколько разновидностей и моделей летательных аппаратов: по параметрам крыльев, виду шасси, характеру взлета. По темпу передвижения воздушные суда разделяют на 4 вида. Здесь авиаторы выделяют дозвуковые, трансзвуковые, сверхзвуковые и гиперзвуковые модели . Отметим, что современная гражданская авиация использует лайнеры первой категории, хотя в некоторых европейских государствах конструкторы испытывают модификации бортов второй группы.

Лидерство среди гиперзвуковых моделей сегодня досталось беспилотнику Х-43А, который принадлежит NASA. Аппарат передвигается с показателем в 11 231 километров в час. Для сравнения, гражданские авиалайнеры набирают до 900 километров в час. Ранее для пассажирских перевозок использовали всего два сверхзвуковых судна. Это модель Ту-144 и лайнер «Конкорд». Но сегодня производители работают над новыми модификациями, которые в скором времени начнут эксплуатироваться.

Сегодня известны случаи незавершенных вариантов сверхзвуковых летательных аппаратов. Здесь примером послужит модификация Боинга Sonic Cruiser. Начатый проект разработчики не смогли закончить по различным причинам. Кроме того, в Америке закон запрещает полеты на бортах, которые преодолевают звуковой барьер. Однако в странах ЕС подобного запрета нет, если аппарат не причиняет звуковой удар.

Темп ускорения трансзвуковых авиалайнеров равен скорости звука, а сверхзвуковых и гиперзвуковых моделей – превосходит такое значение. Эти самолеты сегодня используются в военной отрасли. Скоростные характеристики штурмовиков, истребителей и бомбардировщиков-беспилотников равны аналогичным показателям космических кораблей. Гиперзвуковые разработки пока эксплуатируются редко. Их возможности передвижения на порядок превосходят показатели трансзвуковых моделей. Первым лайнер с подобной функциональной нагрузкой появился в начале 60-х годов в Америке. Его использовали для космических перелетов, поскольку борт набирал высоту более ста километров.

Скоростной коэффициент гражданской авиации

Способность ускорения у пассажирских лайнеров авиаторы разделяют на крейсерские и максимальные показатели . Обратите внимание, что эта величина – отдельный критерий, который не сравнивается со звуковым барьером. При значениях крейсерских параметров авиаторы отмечают, что значения темпа перелета здесь на 60% ниже заявленных критериев максимальных величин передвижения борта. Ведь судно с пассажирами не разовьет полную мощность двигателя.

У разных моделей авиалайнеров скоростные характеристики отличаются. Ту 134 передвигается с показателями в 880 км/час, Ил 86 – в 950. Большинство людей задают вопрос, с какой скоростью летит пассажирский самолет Боинг. Такие борта набирают ускорение с 915 до 950 километров в час. Наивысшее значение для современного гражданского авиалайнера составляет сегодня приблизительно 1 035 километров в час. Определенно, подобные параметры меньше скорости звука, но при этом разработчики достигли ошеломляющих результатов.

В технической документации конструкторы указывают оба значения ускорения. Средняя скорость пассажирского самолета рассчитывается разработчиками от значения максимального показателя. Эта цифра составляет до 81% высочайшего темпа перелета.

Если идет речь о пассажирских авиалайнерах, такие аппараты характеризуются невысокими крейсерскими и максимальными скоростями. Приведем следующие характеристики определенных моделей лайнеров, где значения указаны в км/ч:

Аэробус A380: наивысший показатель – 1019, крейсерское ускорение – 900;
Боинг 747: предельное значение – 989, стандарт при полете – 915;
Ил 96:максимальная скорость – 910, крейсерское значение – 875;
Ту 154М: наивысшее ускорение – 955, нормальный темп – 905;
Як 40: максимальный критерий – 550, нормальная скорость – 510.

Фирма Boeing сейчас занимается производством воздушного судна, которое способно ускоряться до 5 000 километров в час. Но не стоит рассчитывать на максимальное передвижение лайнера при перелете, ведь пилоты летают на средней скорости в целях безопасности клиентов авиалиний и избежания износа деталей двигателя.

Сила взлета воздушного судна Боинг 737

Немаловажно разобраться, с какой скоростью взлетает самолет. Почти каждый лайнер отрывается от земли в соответствии с индивидуальными техническими параметрами. При этом параметры подъема превышают вес летательного аппарата, иначе судно не оторвется от взлетной полосы. Рассмотрим детали этой процедуры на примере . Подобный процесс происходит в такой последовательности:

Набор оборотов . Передвижение воздушного судна начинается, когда двигатель достигает примерно 810 оборотов в минуту. Пилот аккуратно спускает тормоза, и при этом держит рычаг управления на нейтралке.
Ускорение . Воздушное судно набирает скоростные показатели при движении борта на 3-х колесах.
Отрыв от земли . Чтобы произошел взлет, судно ускоряется до значения в 185 километров в час. Когда требуемый показатель достигнут, летчик медленно оттягивает рукоять, которая ведет к отклонению щитков и поднятию носа борта. После этого лайнер продолжает движение уже на 2 колесах.
Набор высоты . Когда выполнены перечисленные действия со стороны пилота, лайнер движется, пока не наберет ускорения в 225 километров в час. Когда требуемое значение достигнуто, самолет взлетает.

Скорость при взлете самолета зависит от массы модели — у Боинга 737 этот показатель составляет 225 км/ч, а у Boeing 747 — 275 км/ч

Правда, последний показатель варьируется в зависимости от модификации летательного аппарата. Боинг 747 способен оторваться от земли при наборе значения в 275 километров в час, а Як 40 взлетает, когда приборы покажут цифру в 185 км/ч. Информацию о гражданских бортов читатели найдут здесь.

Нюансы отрыва от земли

Для правильной работы авиалайнеров разработчикам важно выявить скорость модификации судна при наборе высоты. Этот процесс длится с момента движения борта по взлетно-посадочной полосе до полноценного отрыва летательного аппарата от поверхности земли. пройдет успешно, если масса подъема превышает значения веса авиалайнера. Для различных марок и моделей подобные показатели отличаются.

На скорость пассажирского борта при взлете оказывают влияние и внешние факторы: направление ветра, движение воздушных масс, влажность и качество покрытия взлетно-посадочной полосы

Чтобы оторвать шасси от асфальта, необходима огромная сила самолета, а добиться такого результата удастся при достаточном ускорении воздушного судна. Исходя из сказанного, у тяжеловесных лайнеров подобные показатели выше, а у легких – ниже. Кроме того, на этот процесс влияют следующие нюансы:

направление и скорость ветра;
поток воздуха;
влажность;
структура и исправность взлетной полосы.

Иногда возникают ситуации, что максимальных скоростных характеристик недостаточно для взлета. Обычно для подобных случаев характерны порывы ветра против движения борта. Здесь для отрыва от земли потребуется сила, которая вдвое превышает стандартные значения. В обратных ситуациях, когда дует попутный ветер, лайнеру потребуется развить скорость до минимальных параметров.

Приземление

Самый ответственный процесс перелета – это посадка воздушного судна. Прежде чем сесть, пилот выводит авиалайнер к аэродрому и готовится к приземлению. Эта процедура проходит в несколько таких этапов:

постепенное снижение высоты;
выпрямление;
удерживание пробега.

Скорость при посадке лайнера определяет лишь масса этого борта

Для воздушных аппаратов с высокой массой приземление начинается с высоты в 25 м, а для легких моделей посадка доступна и с девяти метров. Скорость пассажирского самолета во время захода на посадку напрямую определяется весом авиалайнера.

Летчики не часто развивают максимальную скорость из-за соблюдения необходимых методов предосторожности. Поэтому надеяться, что время перелета будет минимальным из-за высоких скоростных параметров модели нецелесообразно. Здесь уместно ориентироваться на крейсерское значение ускорения.

Вопрос изучения скорости пассажирского лайнера интересен и авиаторам, и обычным людям — ведь этот показатель определяет время перелета
Сегодня лидером среди гиперзвуковых моделей стал беспилотник NASA X-43a, скорость которого превышает 11 000 км/ч
У совеменных лайнеров различают максимальную и крейсерскую скорость, причем во время полета самолет вырабатывает 60 — 81% максимального ресурса
Среди достижений конструкторов СССР — пассажирский сверхзвуковой лайнер Ту-144, скорость которого превышала 2 000 км/ч

Вопрос о том, какую скорость развивает самолет при взлете, 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.

Взлет

Взлет – это процесс, занимающий временную шкалу от начала движения самолета до его полного отрыва от взлетно-посадочной полосы. Взлет возможно только при соблюдении одного условия: подъемная сила должна приобрести значение больше значения массы взлетающего объекта.

Виды взлета

Различные «мешающие» факторы, которые приходится преодолевать для поднятия самолета в воздух (погодные условия, направление ветра, ограниченная взлетная 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 взлета. Таким образом, были разработаны несколько видов взлета:

С тормозов. Разгон самолета начинается только после того, как двигатели достигнут установленного режима тяги, а до тех пор аппарат удерживается на месте при помощи тормозов;
Простой классический взлет, предполагающий постепенный набор тяги двигателя во время движения самолета по взлетной полосе;
Взлет с использованием вспомогательных средств. Характерно для самолетов, несущих боевую службу на авианосцах. Ограниченная дистанция взлетной полосы компенсируется использованием трамплинов, катапультными устройствами или даже установленными на самолет дополнительными ракетными двигателями;
Вертикальный взлет. Возможен при наличии у самолета двигателей с вертикальной тягой (пример – отечественный Як-38). Такие аппараты, аналогично вертолетам, сначала набирают высоту с места по вертикали либо при разгоне с очень малого расстояния, а затем плавно переходят в горизонтальный полет.

Рассмотрим в качестве примера фазы взлета турбовентиляторного самолета Боинг 737.

Взлет пассажирского Boeing 737

Практически каждый гражданский самолет поднимается в воздух по классической схеме, т.е. двигатель набирает нужную тягу непосредственно в самом процессе взлета. Выглядит это следующим образом:

Движение самолета начинается после достижения двигателем около 800 оборотов/мин. Летчик постепенно отпускает тормоза, держа при этом ручку управления нейтрально. Разбег начинается на трех колесах;
Для начала отрыва от земли Боинг должен приобрести скорость около 180 км/ч. При достижении этого значения пилот плавно тянет ручку, что ведет к отклонению щитков-закрылков и, как следствие, поднятию носа аппарата. Дальше самолет разгоняется уже на двух колесах;
С приподнятым носом на двух колесах самолет продолжает разгон до тех пор, пока скорость не достигнет 220 км/ч. При достижении этого значения самолет отрывается от земли.

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 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:

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

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

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 .
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.
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).

В технических характеристиках летательного аппарата важно все. Ведь буквально от каждой мелочи зависит жизнеспособность лайнеров и безопасность людей, находящихся на борту. Однако есть параметры, которые можно назвать основными. Таким, например, является скорость взлета и посадки воздушного судна.

Для работы самолетов и их эксплуатации крайне важно знать, какой именно может быть скорость самолета при взлете, а именно в тот момент, когда он отрывается от земли. У разных моделей лайнеров этот параметр будет разным: для более тяжелых машин показатели побольше, для машин полегче показатели поменьше.

Взлетная скорость важна по той причине, что проектировщикам и инженерам, занимающимся изготовление и просчетом всех характеристик самолета, эти данные необходимы, чтобы понять, насколько большой будет подъемная сила.

В разных моделях заложены разные параметры разбега и скорости взлета. Так, например, Аэробус А380, который на сегодняшний день считается одним из самых современных самолетов, разгоняется на взлетной полосе до 268 км в час. Боингу 747 на это потребуется разбег в 270 км в час. Российский представитель авиаотрасли Ил 96 имеет взлетную скорость 250 км в час. У Ту 154 она равна 210 км в час.

Но эти цифры представлены в среднем значении. Ведь на конечную скорость разгона лайнера по полосе влияет целый ряд факторов, среди которых:

Скорость ветра
Направление ветра
Длина ВПП
Атмосферное давление
Влажность воздушных масс
Состояние ВПП

Все это оказывает свое воздействие и, может, как притормозить лайнер, так и придать ему небольшое ускорение.

Как именно происходит взлет

Как отмечают специалисты, аэродинамика любого воздушного лайнера характеризуется конфигурацией крыльев самолета. Как правило, она стандартна и одинакова для разных типов самолетов – нижняя часть крыла всегда будет плоской, верхняя – выпуклой. Разница состоит лишь в мелких деталях, и от типа воздушного судна не зависит.

Воздух, проходящий под крылом, не меняет своих свойств. Но тот воздух, который оказывается сверху начинает сужаться. А значит, что сверху проходит меньший объем воздуха. Такое соотношение становится причиной разницы давлений вокруг крыльев лайнера. И именно она формирует ту самую подъемную силу, толкающую крыло вверх, а вместе с ним и поднимающая самолет.

Отрыв самолета от земли происходит в тот момент, когда подъемная сила начинает превышать вес самого лайнера. А это может происходить исключительно с увеличением скорости самого самолета – чем она выше, тем больше повышается разница давлений вокруг крыльев.

У пилота же есть возможность работать с подъемной силой – для этого в конфигурации крыла предусмотрены закрылки. Так, если он их опустит, то они поменяют вектор подъемной силы на режим резкого набора высоты.

Ровный же полет лайнера обеспечивается в том случае, когда соблюдается баланс между весом лайнера и подъемной силой.

Какие типы взлета бывают

Для разгона пассажирского самолета пилотам требуется выбрать специальный режим работы двигателей, называющийся взлетным. Он продолжается лишь несколько минут. Но бывают и исключения, когда рядом с аэродромом располагается какой-то населенный пункт, самолет в таком случае может уходить на взлет в обычном режиме, что позволяет снизить шумовую нагрузку, т.к. при взлетном режиме двигатели самолета очень громко ревут.

Специалисты выделяют два типа взлета пассажирских лайнеров:

взлет с тормозов: имеется в виду, что поначалу самолет удерживается на тормозах, двигатели же переходят на режим максимальной тяги, после чего снимается лайнер с тормозов и начинается разбег
Взлет с небольшой остановкой на ВПП: в такой ситуации лайнер начинает бежать по взлетной дорожке сразу же без какой-либо предварительной перестановки двигателей на требуемый режим. После скорость растет и достигает требуемых сотен километров в час

Нюансы посадки

Под посадкой пилоты понимают конечный этап полета, который представляет собой спуск с неба на землю, замедление лайнера и полную его остановку на полосе у аэропорта. Снижение самолета начинается с 25 метров. И по факту посадка в воздухе отнимает всего несколько секунд.

При посадке перед пилотами стоит целый спектр задач, т.к. происходит она по факту в 4 разных этапа:

Выравнивание – в этом случае вертикальная скорость снижения лайнера уходит к нулю. Этот этап начинается в 8-10 метрах над землей и заканчивается на уровне 1 метра
Выдерживание: в этом случае скорость лайнера продолжает уменьшаться, а снижение остается плавным и продолжающимся
Парашютирование: на этом этапе отмечается снижение подъемной силы крыльев и увеличение вертикальной скорости самолета
Приземление: под ним понимают непосредственное касание твердой поверхности шасси

Именно на этапе приземления пилоты и фиксируют посадочную скорость самолета. Опять-таки, в зависимости от модели разнится и скорость. Например, у Боинга 737 она будет равна 250-270 км в час. Аэробус А380 садится при таких же параметрах. Если же самолет поменьше и полегче, ему хватит и 200 км в час.

Важно понимать, что на скорость посадки оказывают непосредственное воздействие ровно те же факторы, что влияют и на взлет.

Временные промежутки здесь очень небольшие, а скорости огромные, что и становится причиной наиболее частых катастроф именно на данных этапах. Ведь у пилотов крайне мало времени на принятие стратегически важных решений, и каждая ошибка может стать фатальной. Поэтому отработке посадки и взлета уделяется очень много времени в процессе обучения пилотов.