Отказ двигателя при взлете

При взлете самолета может возникнуть сложная ситуация, называемая угрозой безопасности взлета. Например, отказ двигателя на взлете и аквапланирование. [c.25]

Второй вид взлета — весь разбег совершается на колесах трех ног шасси (в стояночном положении). При достижении скорости отрыва летчик плавным движением ручки (штурвала) управления переводит самолет на взлетный угол атаки и самолет почти сразу отрывается от земли. Такой разбег позво ляет летчику следить за направлением разбега, скоростью и режимом работы силовой установки. Улучшается обзор, выдерживание направления разбега, путевая устойчивость самолета, и летчику легче парировать разворот самолета при отказе двигателя. Здесь требуется летчику отработать темп подъема (отрыва) колеса передней ноги, так как при медленном выводе самолета на взлетный угол удлиняется разбег, а при слишком энергичном возможен заброс на закритический угол атаки. [c.25]

Допустим t = I мин, Т = 200 ч на один отказ, тогда Q = 0,00008. Следовательно, при 100 ООО взлетов может произойти восемь отказов двигателей. Хотя отказ современного двигателя — редкое явление, тем не менее не учитывать этого нельзя. [c.25]

Критические скорость и дистанция. Скорость и пройденная дистанция, при которых после прекращения взлета возможно остановить самолет в пределах ВПП, называются критической скоростью и критической дистанцией. Если двигатель отказал на скорости или дистанции меньше критического значения, то безопаснее прекратить взлет тормозными устройствами и остановить самолет на ВПП. При отказе двигателя на скорости или дистанции больше критического значения безопаснее продолжать взлет. [c.25]

Зависание скорости на взлете. При самопроизвольном выключении форсажа на взлете на однодвигательном самолете, которое определяется по зависанию скорости, решение принимается в соответствии с конкретными условиями. Если тяга двигателя, остается достаточной для продолжения взлета, а прекращение его опасно, рекомендуется продолжать взлет. Если тяга мала, летчик,[дубрав обороты, должен действовать, как и прн отказе двигателя. [c.26]

Рис. 1.8. Примерное изменение дистанций прерванного и продолженного взлета в зависимости от скорости, на которой отказал двигатель, а также изменение расстояния в зависимости от скорости при разбеге с нормально работающими двигателями

ЛБ — разбег с полной тягой АВ — дистанция прерванного взлета ВГ — дистанция продолженного взлета Хр.кр —критическая длина разбега (пробега) при отказе двигателя иа критической скорости Vkv-(минимальная длина ВПП для данного взлетного веса самолета) [c.27]

Критическая длина разбега. Если отказ двигателя происходит на Ккр, расстояние от начала разбега до полной остановки самолета при прекращении взлета и от начала разбега до отрыва самолета при его продолжении будет одинаковым. Это расстояние называется критической длиной разбега Lp. кр. [c.28]

Прерванный и продолженный взлет. На рис. 1.8 показано примерное изменение дистанции прерванного и продолженного взлета в случаях отказа двигателя на любой скорости разбега. Точка пересечении этих кривых характеризует критическую скорость Укр и соответствующую ей дистанцию продолженного (прерванного) взлета Lp. кр- На рис. 1.8 также приведена зависимость пройденного пути от скорости при нормальном разбеге с полной тягой. Очевидно, что при уменьшении веса самолета все три кривые сместятся в сторону меньших значений Lp. [c.28]

Критическая точка — точка на траектории нормального взлета, определяемая значениями высоты и скорости, при которых в случае отказа двигателя обеспечивается [c.110]

Едва ли не самый трудный случай, возможный в полете, — это отказ одного из двигателей на взлете. Разумеется, когда позволяет оставшаяся часть взлетно-посадочной полосы, при малейших сомнениях в исправности силовой установки необходимо прекратить взлет. Но так как это не всегда возможно (например, при отказе одного из двигателей в самом конце разбега), летчик иногда может оказаться вынужденным продолжать взлет с несимметричной тягой. В этом случае, даже если энерговооруженности самолета для такого взлета достаточно, неизбежно возникает ряд трудностей в пилотировании. [c.90]

До того как произвести первый взлет с трамплина, бы- ли проведены обширные работы по моделированию с применением вычислительной техники. Моделирование содержало использование аэродинамических моделей и моделей отдельных элементов конструкции самолета, таких, как стойки шасси. Моделирование позволило специалистам не только предсказать характеристики и нагрузки на конструкции, но и позволило испытательной команде улучшить процедуру проведения испытаний во время полетов с трамплина. Кроме того, были определены характеристики поведения самолета после отказа одного из двигателей, минимальная скорость схода самолета с трамплина при одном работающем двигателе и оптимальные действия летчика при взлете с трамплина. Для самолета Р-14А были выработаны рекомендации по координации действий членов экипажа при разбеге, взлете самолета с трамплина и полете. Минимальная воздушная скорость была определена на основе моделирования движения. [c.211]

Руль направления. Определяющими режимами для выбора максимальных значений углов отклонения руля направления являются взлет и посадка при одностороннем отказе двигателя и боковом ветре с той же стороны. Максимальные углы отклонения руля направления обычно составляют 25. .. 30 градусов в каждую сторону. [c.91]

Однако использование форсажа необходимо прй максимальном взлетном весе самолета. Минимальный форсаж обеспечивает наибольшую безопасность взлета при отказе двигателя на той же скорости, что и при взлете на максимальном режиме, дистанция для торможения остается большей, а при самовыключении форсажа небольшое открытие створок реактивного сопла позволяет продолжить взлет. [c.330]

Наиболее серьезную проблему создают, также немассовые, случаи разрушения дефлекторов и дисков из-за возникновения и распространения в них усталостных трещин. Последствия от таких ситуаций всегда связаны с нелокализованными разрушениями элементов конструкции турбины двигателя. Так, например, в одном из случаев при разбеге для взлета самолета Ту-134 на скорости 230 км/ч раздался хлопок, самолет начал терять скорость и появился разворачивающий момент влево. Взлет был прекращен, но отказ сопровождался пожаром двигателя, который был последовательно предотвращен первой, второй и третьей очередями системы пожаротушения. При осмотре двигателя были обнаружены разрушения в зоне турбины с разрывом наружного кожуха камеры сгорания и сопловых аппаратов I и И ступеней тур- [c.535]

Тем не менее эксплуатационные режимы полета вертолета не слишком ограничены. Строго вертикальные взлет или посадка обычно не применяются из-за наличия запретной зоны, и летчик после вертикального набора высоты около 5 м начинает разгонять вертолет. При наличии двух или более двигателей запретная зона существенно уменьшается или исчезает совсем. Для многодвигательных вертолетов гораздо более актуальны летные характеристики при одном неработающем двигателе, чем при полном отказе силовой установки. [c.311]

Самое сложное в пилотировании самолета при отказе одного из боковых двигателей — это управление машиной в самый момент отказа, особенно на малой скорости, сразу после взлета или при заходе на посадку. Здесь летчик должен особенно четко парировать как тенденцию к развороту и крену, так и к потере скорости. [c.79]

Для трех самолетов из четырех, участвующих в испытаниях, меньшие значения скоростей были получены при угле подъема трамплина 9°. Меньшие скорости более важны (примерно на 9 км/ч) для самолета, имеющего взлетную массу 4540 кг (выше отношение тяги к массе). Установлено, что критериями минимальной скорости являются для самолета Т-2С близкая к нулевому значению скороподъемность при угле подъема трамплина 6 и неподходящие характеристики взлета при угле 9°, а для самолета F-14A — условия взлета при отказе одного из двигателей. [c.216]

В случае отказа двигателя при взлете до достижения критической скорости взлет прекращают с использованием всех средств торможения (колесные тор-иоза, парашют, снятие винтов с упора для самолетов с ТВД), При отказе двигателя на скорости, более критической, взлет продолжают. В тех случаях, когда не произошло автоматического флюгирования, винт флюгируют принудительно помощью флюгер-кнопки. [c.97]

Первые же дальние полеты ТБ-7 выявили ряд серьезных недостатков М-30 и М-40. Случалось, что после подъема на высоту и последующей незначительной уборки газа двигатели останавливались. Чтобы вновь запустить мотор, надо было снизиться до ЗОСЮ м. Особенно опасен был отказ двигателей на взлете, когда тяжело нагруженные машины имели очень небольшой избыток мощности. Ненадежная работа дизелей М-30 и М-40 (в основном из-за сложности ручной регулировки ТК в полете) существенно увеличивала риск при выполнении боевых операций на самолетах ТБ-7. Так, один из самолетов, принимавших участие в налете на Берлин в ночь с 9 на 10 августа, разбился сразу же после взлета, а на двух других в воздухе несколько раз останавливался то один, то другой мотор. Чтобы запустить их снова, экипажи каждый раз вынуждены были снижаться на несколько тысяч метров. На подходе к Берлину отказал мотор и на самолете, управл5шшемся М. В. Водопьяновым и Э. К. Пу-сэпом. После этого боевого вылета стало ясно, что двигатели требуют основательной доводки, которую нельзя было проводить в боевой обстановке. Об этом М. В. Водопьянов доложил И. В. Сталину [10]. [c.159]

Нельзя выполнять взлет при недостаточно прогретом ли перегретом двигателе. При взлете на недостаточно прогретом дв1игате.пе к моменту начала набора высоты температура двигателя может не достигнуть минимально допустимой величины это может привести к отказу двигателя при наборе высоты. [c.236]

С середины 1942 г. на самолетах Пе-2 было улучшено и усилено оборонительное стрелковое вооружение и введена дополнительная броневая защита кабин. Тогда же были проведены работы по улучшению их аэродинамики (частично выправлен профиль крыла и улучшена отделка наружных поверхностей, осуществлена внутренняя герметизация и пр.), обусловившие наряду с начатой в 1943 г. установкой форсированных двигателей М-105ПФ вместо двигателей М-105РА увеличение скорости полета на 40 км/час и облегчение условий взлета самолетов с небольших полевых аэродромов. Наконец, в 1944—1945 гг. конструкторским коллективом В. М. Мясищева был разработан самолет Пе-2И, показавший на государственных испытаниях скорость 657 км/час (более чем на 100 км/час превысившую максимальную скорость самолета Пе-2), рекомендованный для серийного производства. Самолеты Пе-2, обладая многими положительными качествами, имели высокую посадочную скорость, предполагали высокое мастерство пилотирования и были опасны в эксплуатации при отказе одного двигателя, особенно при взлете. [c.364]

На однодвигательных самолетах при отказе двигателя взлет прекращается сам собой и требуется срочно применять средства торможения для остановки самолета на ВПП, а приj выкатывании за ВПП — отворотами избегать лобового удара о препятствие. [c.25]

На самолетах с двумя и более двигателями при отказе хотя бы одного из них в первой половине разбега взлет прекращается и остановка самолета на ВПП производится тормозными устройствами. Если двигатель отказал во второй по-ловине разбега, остановить самолет в пределах ВПП почти невозможно. [c.25]

Отказ двигателя на одиодвигательиом самолете при взлете. Если двигатель отказал в начале разбега (либо на малой скорости), следует затормозить самолет, применив все средства торможения, не допуская выкатывания его за пределы ВПП. Если скорость разбега велика, при которой исключить выкатывание за пределы ВПП невозможно (и оно небезопасно), рекомендуется покинуть самолет катапультированием. Отказ двигателя не вызывает разворота самолета, и выдерживание направления не представляет трудностей. " [c.26]

Отказ двигателя на многодвигательиом самолете при взлете. При отказе двигателя на разбеге, кроме уменьшения ускорения вследствие падения суммар- [c.26]

При соответствующих взлетных массах, тяге двигателей и положении закрылков самолеты производили нормальный разгон, обычно применяемый при взлете. В ходе испытаний были также получены данные о длине разбега самолетов лутем имитации отказа одного из двигателей, необходимые для определения критерия безопасного прекращения взлета. [c.209]

Самолет Т-2С при имитированном отказе двигателя во время взлета имел небольшие поперечные перемещения относительно осевой линии. Для самолета Р-14А возникающая величина асимметричной тяги вызывает значительно большие перемещения. По достижении самолетом необходимой скорости летчик переводил один из двигателей на малый газ. Через 1 с (время реакции летчика) задача летчика состояла в том, чтобы остановить поперечное перемещение самолета. Дополнительная задача летчика заключается в том, чтобы второй двигатель, работающий на форсажном режиме, перевести в боевой режим работы. Как показано на рис. 3.25, при скорости разбега до 185 км/ч самолет Р-14А может быть удержан на взлетной полосе и трамплине шириной 18 м (в пределах отклонения 6 м и дополнительно 2,4 м составляет полуколея шасси). Необходимо отметить, что если бы отказ двигателя случился на взлетной полосе вблизи трамплина, то максимальное от- [c.210]

Расположение винтов перед крылом является наиболее приемлемой схемой с аэродинамической и конструктивной точек зрения. Поток от винтов работающих двигателей оказывает благоприятный эффект на срывные характеристики крьша и повышает подъемную силу, особенно при выпущенных закрылках, создавая своеобразную встроенную защиту от сваливания самолета, С другой стороны, при отказе двигателя до перевода винта в режим флюгирования, он создает значительное сопротивление при авторотации, нарушая обтекание к-рьша. Моменты по крену и рысканию, создаваемые при отказе двигателя, представляют серьезную проблему управления, особенно при взлете. Кроме того, изменение мощности двигателя в полете будет влиять на скос потока за крьшом и изменять балансирующий момент от хвостового оперения. [c.15]

С другой стороны, если отказ двигателя произошел в начале разбега и применение аварийного торможения гарантирует остановку самолета до конца ВПП или полосы безопасности, то в этом случае катапультирование нецелесообразно даже в том случае, когда оно обеспечивает опасение летчика. В зависимости от режима работы двигателя, веса самолета, длины полосы, температуры и давления мож1Но определить критическую окорость Ккр. до которой при прекращении взлета обеспечивается торможение в пределах полосы безопасности (рис 4,4). Н а ббльших скоростях, [c.322]

На рис. 14.6 в зоне от Укр до Убез длины полосы безопасности недостаточно для прекращения взлета, а эффективность рулей не позволяет удержать самолет от разворота и кренения. При отказе двигателя в этой зоне необходимо покидать самолет катапультированием. [c.325]

С.П. Черкезов. Проект. Макет, 1911. В 1911 г. разработал проект I построил макет (рис. 77) Сатир Петрович Черкезов, проживавший в К Болград Бессарабской губернии. Аппарат, названный Болгария , д элжен был иметь несущий винт, тянущий пропеллер, складывающи-еря при взлете и посадке бипланные крылья, передний руль высоты и зЬдний руль поворота. Средств парирования крутящегося момента несущего винта не предусматривалось. Основной идеей проекта было обеспечение безопасности вынужденной посадки. При отказе двигателя на специальной ферме, расположенной сверху аппарата, автоматически разворачивался брезент, образуя парашют. Вертолет был оборудован приводом от двигателя на колеса, спасательными кругами и лодкой. Впоследствии С.П. Черкезов прославился как один из первых болгарских летчиков. [c.145]

В начале 1963 г. конструкторский коллектив С. В. Ильюшина передал на летные испытания опытный образец самолета Ил-62 (рис. 122) с четырьмя турбовентиляторными двигателями конструкции Н. Д. Кузнецова — межконтинентального пассажирского лайнера, предназначаемого для работы в различных климатических условиях на авиалиниях большой протяженности и на авиалиниях средней протяженности с интенсивными пассажиропотоками. Поступивший затем в серийное производство, этот самолет вмещает до 186 пассажиров, развивая с полной нагрузкой крейсерскую (рейсовую) скорость до 900 км1час (см. табл. 25). Турбовентиляторные двигатели его, подобно двигателям самолета Ту-134, размещены в хвостовой части фюзеляжа, а суммарная мощность их подобрана так, что самолет может взлетать при отказе одного из двигателей, продолжать попет при отказе двух двигателей и уходить на второй круг при заходе на посадку с одним или двумя неработаю-шдми двигателями. Для уменьшения веса конструкций крыла и фюзеляжа в нем использованы крупногабаритные элементы — монолитные панели и баки-отсеки. [c.396]

Первоначально было введено дифференцированное установление ресурса, при котором обеспечение надежности базировалось на контроле состояния отдельных двигателей, имеющих наибольшую наработку. В результате такой эксплуатации было определено, что время между ремонтамд авиационных двигателей должно назначаться на основании информации о техническом состоянии наиболее надежных узлов двигателя, а не наименее надежных узлов, как при системе с фиксированным ресурсом. При этом проводится последовательное устранение всех систематических отказов с частичной заменой некоторых элементов и узлов, ограничивающих дальнейший рост ресурса двигателя. Таким образом устанавливается дифференцированный ресурс отдельных деталей, элементов и узлов. Эта система эксплуатации позволила резко увеличить ресурс авиационных ГТД и дала ощутимый экономический эффект. Кроме того, дополнительное увеличение ресурса произошло после учета условий применения самолета. Например, для самолетов, эксплуатируемых на маршрутах большой протяженности, ресурс двигателей был существенно увеличен за счет уменьшения доли тяжелых режимов взлета и набора высоты в общем времени работы двигателя. Вследствие этого ресурс многих авиационных ГТД, устанавливаемых на военно-транспортных и пассажирских самолетах, достиг нескольких тысяч часов. Понятие плановый ремонт потеряло практическое значение, так как основная масса двигателей изымалась из эксплуатации для восстановления работоспособности отдельных элементов и узлов до выработки ресурса, т. е. приблизилась к эксплуатации по техническому состоянию. [c.69]

Самолет имеет нестреловидное свободнонесущее кессонной конструкции крыло. Крылу придан небольшой угол обратного поперечного V — около 2°, вследствие чего концы крыла несколько опущены относительно центроплана. Крыло снабжено мощной механизацией, состоящей из щелевого закрылка со сдвижной осью вращения, отклоняющегося в два положения — взлетное на 15° и посадочное на 38°. Закрылок каждого полукрыла разделен по размаху на две части в месте расположения мотогондол. В мотогондолах установлены два турбовинтовых двигателя АИ-24ВТ взлетной мощностью 2820 л. с. и один турбореактивный двигатель РУ19А-300 со статической тягой 800 кгс. Двигатель РУ19А-300 используется для создания дополнительной тяги на взлете, при наборе высоты, посадке и при необходимости — в горизонтальном полете, а также для запуска основных двигателей и для питания бортовой электросети при отказе генераторов постоянного тока. [c.280]

Государственные испытания ХАИ-1, проведенные летчиками И. Ф. Пет-р( ым и П. М. Стефановским в марте—июне 1933 г., подтвердили основные расчетные данные самолета (табл. 4). Испытатели отмечали его высокие летные данные, сравнимые несмотря на меньшую мощность двигателя, с летными данными зарубежных аналогов, легкое и неутомительное управление самолетом на всех режимах полета небольшие нагрузки от рулей на ручке и педалях, достаточно просторную кабину экипажа, отсутствие каких-либо вибраций конструкции во всем диапазоне скоростей полета. Основным недостатком самолета являлась неудовлетворительная работа механизма ручного подъема и выпуска шасси, ненадежность замков фиксации шасси в убранном или выпущенном юложе-нии. Отвлекаясь от пилотирования самолета, летчик должен был тратить много времени и внимания на вращение штурвальчика подъема или выпуска шасси, следя за правильностью укладки тросов в канавках шкива. Из-за отказа замков и складывания шасси при, разбеге на взлете опытный самолет ХАИ-1 потерпел аварию при государственных испытаниях. Испытатели отмечали также необходимость увеличения площади руля направления, высказали пожелание о снижении массы пустого самолета, естественно, не в ущерб прочности. По результатам государственных испытаний было сделано заключение о необходимости немедленно начать серийное производство самолетов ХАИ-1 и о возможности их эффективного использования в гражданском воздушном флоте в качестве основного типа пассажирского самолета. [c.379]

Энциклопедия по машиностроению XXL

Оборудование, материаловедение, механика и ...