Снова посмотрите на указатель крена на скриншоте выше. Ниже треугольника есть маленький прямоугольный индикатор slip/skid (скольжение/занос). Этот индикатор аналогичен черному шарику который Вы можете увидеть на индикаторе поворота в любом самолете.
На данный момент индикатор slip/skid согласован с основанием треугольника и это говорит о том, что наш разворот скоординирован, это заслуга демпфера рыскания. Если Вы посмотрите на переднюю панель, Вы увидите, что демпфер рыскания отклоняет руль направления во время разворота вправо.
Без демпфера рыскания, если Вы будете отклонять руль направления самостоятельно, на входе в разворот Вы увидели бы что-то вроде этого:
Индикатор slip/skid смещен вправо, указывая, что мы должны отклонить руль направления несколько вправо, чтобы компенсировать неблагоприятное (обратное) рыскание тянущее самолет влево. (Чтобы поэкспериментировать с этим, выключите демпфер рыскания на задней левой части оверхеда - не забудьте включить его снова, когда закончите).
Airspeed
АТС снова выходит с нами на связь и дает указания выполнить правый разворот на курс 275 °, и продолжить движение прямо к CUZZZ, а затем возобновить собственную навигацию. Установите на МСР курс 275 °. Когда Вы завершите разворот, посмотрите на навигационный дисплей (если Вы не можете разобрать информацию на ND, нажмите на него для увеличения; для того чтобы вернуть стандартный размер ND, нажмите на него еще раз):
В верхнем левом углу ND отображается текущая путевая скорость (GS - ground speed) 264 узла и истинная воздушная скорость (TAS - true airspeed) 265 узлов.
Скорость самолета определяется как разница между полным давлением, замеряемым вынесенной вперед трубкой которая называется приемником полного давления (трубка Пито), и статическим давлением, которое измеряется при помощи приемника статического давления, расположенного сбоку самолета под прямым углом к набегающему потоку воздуха. Почти во всех самолетах гражданской авиации эта система выглядит так:
В NGX система имеет более сложную конструкцию, но основной принцип ее работы такой же: скоростной напор приводит к увеличению давления воздуха в приемнике полного давления, в то время как давление в приемнике статического давления на одной и той же высоте остается неизменным. Воздушную скорость, измеренную таким образом, называют приборной воздушной скоростью или IAS (indicated airspeed).
На PFD отображается индикаторная воздушная скорость или CAS (calibrated airspeed).
CAS ровняется IAS + correction position error (поправка на ошибки, вызванные изменением воздушного потока в трубке Пито и приемнике статического давления во время изменения пространственного положения самолета). (В этом руководстве, для упрощения, я буду ссылаться на IAS вместо CAS. Просто помните различия между IAS и CAS).
С набором высоты плотность воздуха уменьшается, это означает, что IAS становится ниже фактической скорости самолета в воздухе (TAS или true airspeed - истинная воздушная скорость). На высоте 4,000’ при IAS 250 узлов истинная воздушная скорость будет выше на 15 узлов (265 узлов) и эта разница будет продолжать увеличиваться по мере набора высоты. В крейсерском полете TAS будет приблизительно на 200 узлов выше чем IAS.
Во время полета нас больше интересует IAS чем TAS. Это связанно с тем, что скорость сваливания и предельные максимальные скорости - такие, как скорость выпуска закрылков и шасси - непосредственно связанны с IAS, в независимости от того, какая TAS.
На больших высотах и скоростях, воздушный поток над частью крыла начнет превышать скорость звука. Часть воздушного потока над самолетом - как правило, над крылом - превышающего скорость звука, называют критическим числом Маха. Для 737 MCRIT составляет около M.70. Это приведет к увеличению сопротивления и если скорость будет увеличивается дальше, самолетом станет труднее управлять, так как ударные волны начнут препятствовать перемещению управляющих поверхностей. Это устанавливает верхнюю границу того, насколько близко к скорости звука Вы можете безопасно управлять самолетом, разработанным для дозвукового полета.
Скорость звука в воздухе изменяется в зависимости от температуры, поэтому эта верхняя граница не может быть установлена фиксированной скоростью полета. Она выражается отношением скорости полета самолета к скорости звука на заданной высоте - числом Маха, где 1 Мах равен скорости звука (например, M0.80 составляет 80 % от скорости звука на заданной высоте).
Суть заключается в том, что существует два вида ограничения скорости для пассажирских реактивных самолетов, таких как 737NG: предельная максимальная приборная воздушная скорость, Vmo и максимальная аэродинамическая скорость Маха, Mmo. Для 737NG Vmo составляет 340 узлов, а Mmo - M0.82.
IAS, TAS и число Маха, отображаемые на PFD и ND рассчитываются двумя блоками инерциальных воздушных данных (ADIRUs - air data inertial reference units), смотрите FCOMv2, страница 10.20.12, в то время как значение GS поступает от опорной инерциальной системы (IRS - inertial reference system).
Дата добавления: 2015-12-01; просмотров: 27 | Нарушение авторских прав