Аэродинамика
1. Зависимость Су от угла атаки: Нарисуйте график. Обозначьте:
a. влияние обледенения
b. влияние положения механизации
c. влияние скольжения
Чем больше угол крена, тем труднее выполнять координированный разворот, т.е. разворот без
скольжения. При нарушении координации разворота появляется скольжение самолета, в
результате которого увеличивается его сопротивление и создаются условия для перехода во
второй режим полета. Запас отклонения рулей и их эффективность на высоте уменьшаются. Все
это вместе взятое требует строгого соблюдения ограничений по углу крена и скорости.
Положение характерных точек на кривой в привязке к шкале скорости PFD, шкала скоростей
PFD
2. Влияние положения механизации на взлетные/посадочные хар-ки
На взлете: При отклонении закрылков и предкрылков на взлете Суотр увеличивается, а скорость
отрыва и длинна разбега уменьшаются. При таком угле отклонения закрылков и предкрылков
запас тяги и ускорение самолета практически не изменяются, т. к. сумма сил лобового
сопротивления и силы трения остается постоянной, но значительно уменьшает длину разбега.
На посадке: При выпуске механизации крыла Супос значительно увеличивается, а посадочная
скорость уменьшается. Увеличение Сх и силы лобового сопротивления вызывает уменьшение
длинны воздушного участка посадочной дистанции и длинны пробега. Применение тормозных
щитков, гасителей подъемной силы, реверса тяги и тормозов значительно уменьшает длину
пробега.
3. Скорости набора высоты (макс градиент, макс скороподъемность)
Градиент на green dot.
Скороподъемность между green dot и ECON speed, можно использовать ORH, не индицируется
на PFD
4. Снижение (максимальная дальность планирования, минимальная вертикальная скорость
планирования (максимальное время нахождения в воздухе)) расчет траектории снижения.
Максимальная дальность планирования:
Градиент снижения при green dot минимален. Снижение
при скорости green dot позволяет сохранять максимальную высоту на
наибольшей дистанции.
Скорость green dot на этапе снижения не представляет интереса при
нормальной эксплуатации из-за длительности процесса. С другой стороны, она
представляет большой интерес в случае отказа двигателя в крейсерском
режиме над гористой местностью, так как предоставляет больше возможностей
спасти воздушное судно, чем любая другая скорость. Снижение при скорости
green dot с неработающим двигателем называется схема снижения с
отказавшим двигателем
Максимальное время нахождения в воздухе:
Минимальная скорость снижения ниже скорости green dot. В
результате, в сравнении с green dot снижение с минимальной скоростью
не представляет интереса при эксплуатации воздушного судна. В самом деле,
время, необходимое для достижения заданной высоты, больше, чем при green dot,
а покрытое расстояние меньше. По этой причине, общее правило таково:
Снижаться со скоростью, ниже скорости green dot, невыгодно.
5. Влияние веса ВС и ветра на:
 угол планирования,
Вес: уменьшает; Ветер: встречный увеличивает, попутный уменьшает
 вертикальную скорость планирования.
Вес: уменьшает; Ветер: не изменяет
Градиент снижения (γa) не зависит от составляющей ветра.
Поэтому топливо и время, необходимые для снижения с высоты начала
снижения (T/D) до окончательной высоты снижения, остаются неизменными.
6. Методы гашения избытка высоты.
To increase the rate of descent:
- Increase descent speed (by use of selected speed) if comfort and ATC permit. It is economically
better (Time/Fuel) than the following procedures.
- Maintain high speed as long as possible. (SPD LIM may be suspended, subject to ATC clearance).
- If the aircraft is high and at high speed, it is more efficient to keep the high speed to ALT* and
decelerate, rather than to mix descent and deceleration.
- If the aircraft goes below the desired profile, use SPEED and the V/S mode to adjust the rate of
descent.
Note: EXPEDITE DESCENT (if installed). If a high rate of descent is required, push the EXPED
pushbutton on the FCU. The target speed for the descent now becomes Mach 0.8 or
340 knots, whichever is lower. The FMA will display THR IDLE/EXP DES.
To return to DES mode, push the FCU ALT knob.
To return to SPEED/V/S modes, pull the FCU V/S knob.
In all cases, monitor the FMA to ensure that the mode engages properly.
– SPEEDBRAKES……………………………………………………………………...AS RQRD PF
If engine anti-ice is selected in descent, the flight idle is increased. So, to maintain the rate
of descent that the airplane had before engine anti-ice selection it may be necessary to use
up to half speedbrakes to maintain the required rate of descent, in OPEN DES vertical
mode. If the rate of descent has to be increased, full speedbrakes may be used.
In DES mode: If the aircraft is on, or below, the flight path and the ATC requires a higher
rate of descent, do not use speedbrakes because the rate of descent is dictated by the
planned flight path. Thus, the A/THR may increase thrust to compensate for the increase in
drag. In this case, use OPEN DES with speedbrakes.
Note: 1. If speedbrakes are used above 315 knots/M.75 with the AP engaged, their rate of
retraction is low (total time for retraction from full extension is approximately
25 seconds). The ECAM memo page displays SPD BRAKES in amber until retraction
is complete.
2. In order to avoid overshooting the altitude, due to speedbrake retraction in ALT*
mode, retract the speedbrakes at least 2000 feet before the selected altitude.
7. Полет с OEI: индикация b-target и side-slip., балансировка самолета на земле и в полете. Что будет,
если ничего не делать.
Sideslip Index (yellow)
This trapezoidal index moves beneath the roll index. On ground, it represents the lateral
acceleration of the aircraft. In flight, it shows sideslip (as computed by the FAC). One
centimeter of displacement indicates 0.2 g. The sideslip index is against its stop at 0.3 g.
In case of engine failure at takeoff or go around, the sideslip index changes from yellow to blue.
Note: The sideslip target is blue, if:
- CONF 1, 2, or 3 is selected, and
- Any ENG N1 > 80 %or one Thrust Lever > MCT (≥ FLX if FLX or DERATED TO), and
- The difference between the ENG N1’s exceeds 35 %.
In this case, the sideslip index is called β target.
Shortly after lift off, the lateral normal law commands some rudder surface deflection to
minimize the sideslip (there is no feedback of this command to the pedals). Thus, the lateral
behavior of the aircraft is safe and the pilot should not be in a hurry to react on the rudder
pedals and to chase the beta target.
The blue beta target will replace the normal sideslip indication on the PFD. Since the lateral
normal law does not command the full needed rudder surface deflection, the pilot will have to
adjust conventionally the rudder pedals to center the beta target.
When the beta target is centred, total drag is minimized even though there is a small amount
of sideslip. The calculation of the beta target is a compromise between drag produced by
deflection of control surfaces and airframe drag produced by a slight sideslip. Centering the beta
target produces less total drag than centering a conventional ball, as rudder deflection, aileron
deflection, spoiler deployment and aircraft body angle are all taken into account.
The crew will keep in mind that the yaw damper reacts to a detected side slip. This means
that, with hands off the stick and no rudder input, the aircraft will bank at about 5 ° maximum
and then, will remain stabilized. Thus, laterally, the aircraft is a stable platform and no rush is
required to laterally trim the aircraft. Control heading conventionally with bank, keeping the beta
target at zero with rudder. Accelerate if the beta target cannot be zeroed with full rudder. Trim
the rudder conventionally.
The use of the autopilot is STRONGLY recommended. Following an engine failure, the rudder
should be trimmed out prior to autopilot engagement.
Once AP is engaged, the rudder trim is managed through the AP and, hence, manual rudder
trim command, including reset, is inhibited.
8. Устойчивость и управляемость. Влияние центровки на летные хар-ки ВС. NORMAL LAW, DIR LAW,
ALTN LAW, MECH BACK UP.
Устойчивость—это способность самолета самостоятельно сохранять и восстанавливать заданное
равновесие. Способность самолета создавать восстанавливающие моменты называется статической
устойчивостью. Самолет статически устойчив, если после нарушения равновесия возникли такие силы
и моменты, которые стремятся вернуть его в прежнее состояние равновесия. Статическая устойчивость
является необходимым условием обеспечения динамической устойчивости самолета в полете.
Динамически устойчивым самолет будет тогда, когда наряду с восстанавливающими моментами он
будет создавать прежде всего демпфирующие (гасящие) моменты. Эти моменты возникают в результате вращения самолета вокруг центра масс. Для уравновешивания самолета в полете в определенном
положении, а также для изменения его положения в пространстве, необходимо, чтобы он был
управляем.
Управляемость —это способность самолета изменять свое положение в пространстве в желаемом
направлении при отклонении аэродинамических рулей (руля высоты и направления или элеронов).
Между равновесием, устойчивостью и управляемостью существует определенная взаимосвязь. Так, об
устойчивости и управляемости самолета можно говорить только при наличии возможности обеспечить
его равновесие (балансировку). Точно также самолет будет нормально управляем только при наличии
достаточной устойчивости, а рули управления самолетом одновременно являются и органами его
уравновешивания. Балансировка, устойчивость и управляемость рассматриваются относительно осей
самолета ОХ, ОУ и OZ и называются соответственно поперечными, путевыми и продольными.
Необходимым условием, обеспечивающим продольную устойчивость по перегрузке (углу атаки),
является расположение центра масс самолета впереди его фокуса, причем при более передней
центровке самолет становится более устойчивым. При большем запасе центровки, т. е. три более
передней центровке самолета, продольная статическая устойчивость по перегрузке большая. При
нейтральной центровке самолет имеет безразличное равновесие и степень продольной статической
устойчивости по перегрузке равны нулю. При центровке больше нейтральной самолет по перегрузке
неустойчив. На углах атаки, близких к критическому, особенно при задних центровках абсолютная
величина коэффициента уменьшается. Следовательно, статическая устойчивость самолета по
перегрузке ухудшается. На углах атаки, больших критического, а при задних центровках (больших, чем
предельно допустимая) и на критическом самолет становится статически неустойчивым. Ухудшение
продольной статической устойчивости на углах атаки, близких к критическому, и появление
неустойчивости (явление "подхвата»—кабрирование) на углах атаки, больших критического,
объясняется значительным перемещением центра давления крыла и фокуса самолета вперед
вследствие срыва потока на его концах. Кроме того, горизонтальное оперение работает в скошенном и
завихренном потоке воздуха, и это значит, что прирост его подъемной силы и восстанавливающий
момент уменьшаются.
9. Максимальная высота полета:
a. теоретический потолок
Теоретический потолок летательного аппарата — наибольшая высота полета, на которой
при максимальной тяге двигателей вертикальная скорость установившегося подъёма
равна нулю.
b. практический потолок
Практический потолок летательного аппарата — это максимальная высота реального
применения самолёта; наибольшая высота, на которой при полёте с постоянной
горизонтальной скоростью ещё присутствует избыток тяги (мощности), достаточный для
выполнения подъёма с определённой вертикальной скоростью. Эта вертикальная
скорость обычно определяется как 0,5 м/с
FMGS REC MAX ALT
The recommended maximum altitude is the lowest of the maximum altitude that:
‐ The aircraft can reach with a 0.3 g buffet margin
‐ The aircraft can fly in level flight at MAX CRZ rating
‐ The aircraft can maintain a V/S of 300 ft/min at MAX CLB thrust
‐ The aircraft can fly at a speed higher than Green Dot and lower than VMO/MMO
‐ The aircraft is certified at.
The REC MAX altitude is displayed on the PROG page.
Anti-ice is not taken into account for this computation. Refer to QRH graphs if icing conditions
are expected.
A maximum altitude using a 0.2 g buffet margin is also computed. It is not displayed, but the
system uses it to limit CRZ ALT entry.
10. Гидроглиссирование. Техника выполнения посадки на сontaminated RW. Исправление боковых
уклонений.
Наличие воды на ВПП приводит к созданию водяной пленки между
пневматиком и ВПП, что сокращает сухую площадь (Рисунок C27). Такое
явление приобретает наиболее критический характер с увеличением скорости,
когда вода не успевает выжиматься из пространства между пневматиком и
ВПП. Скольжение (или глиссирование) представляет собой ситуацию, при
которой между пневматиками воздушного судна и поверхностью ВПП
образуется тонкая пленка жидкости. При таких условиях сцепление пневматика
уменьшается до почти пренебрежительной величины, как и торможение колес
воздушного судна; управление колесами с целью выдерживания направления
становится, таким образом, фактически неэффективным.
The above-mentioned technique applies. Additionally, the pilot will avoid setting stick into the wind
as it increases the weathercock effect. Indeed, it creates a differential down force on the wheels
into the wind side.
The reversers have a destabilizing effect on the airflow around the rudder and thus decrease
the efficiency of the rudder. Furthermore they create a side force, in case of a remaining crab
angle, which increases the lateral skidding tendency of the aircraft. This adverse effect is quite
noticeable on contaminated runways with crosswind. In case a lateral control problem occurs in
high crosswind landing, the pilot will consider to set reversers back to Idle.
At lower speeds, the directional control of the aircraft is more problematic, more specifically
on wet and contaminated runways. Differential braking is to be used if necessary. On wet and
contaminated runways, the same braking effect may be reached with full or half deflection of the
pedals; additionally the anti skid system releases the brake pressure on both sides very early
when the pilot presses on the pedals. Thus if differential braking is to be used, the crew will totally
release the pedal on the opposite side to the expected turn direction.
For more information about rudder pedals recommendations,
11. Балансировка самолета при взлете и посадке с боковым ветром
It is said in the TAKEOFF ROLL paragraph that care should be taken to avoid using large
deflection, resulting in excessive spoiler deployment. A direct effect of the reduction in lift due to
the extension of the spoilers on one wing will be a reduction in tail clearance and an increased
risk of tailstrike.
In crosswind conditions, a crabbed-approach wings-level should be flown with the aircraft
(cockpit) positioned on the extended runway centerline until the flare.
The objectives of the lateral and directional control of the aircraft during the flare are:
‐ To land on the centerline, and
‐ to minimize the lateral loads on the main landing gear.
The recommended de-crab technique is to use all of the following:
‐ The rudder to align the aircraft with the runway heading during the flare
‐ The roll control, if needed, to maintain the aircraft on the runway centerline. Any tendency to
drift downwind should be counteracted by an appropriate lateral (roll) input on the sidestick.
In the case of strong crosswind, in the de-crab phase, the PF should be prepared to add
small bank angle into the wind in order to maintain the aircraft on the runway centerline. The
aircraft may be landed with a partial de-crab (residual crab angle up to about 5 °) to prevent an
excessive bank. This technique prevents wingtip/sharklet (or engine nacelle) strike caused by
an excessive bank angle.
As a consequence, this may result in touching down with some bank angle into the wind (hence
with the upwind landing gear first).
12. Факторы, влияющие на радиус разворота
Радиус и время разворота зависят от скорости и угла крена, причем при большей скорости и
меньшем угле крена радиус и время выполнения виража большие.
Подъёмная сила на вираже при больших углах крена значительно больше веса самолета.
Следовательно, при вираже перегрузка (зависит от угла крена) значительно больше единицы.
𝑌𝐵
1
=
𝐺
𝑐𝑜𝑠𝑦
При увеличении угла крена величина потребной силы увеличивается, а значит, и перегрузка
возрастает.
Скорость, потребная при выполнении виража, так же, как и скорость горизонтального полета,
зависит от полетного веса самолета, плотности воздуха и коэффициента подъемной силы. Кроме
того, величина скорости зависит от угла крена (перегрузки).
Маневры ограничиваются:
- Мин и макс скоростями
- Значением максимальной перегрузки
- Углом атаки в зависимости от числа МАХ
𝑛𝑦 =
- Началом предупредительной тряски
- Углом крена
Величина радиуса и времени разворота зависит от высоты полета. При увеличении высоты
полета истинная скорость, при постоянной приборной, увеличивается и увеличивает радиус
разворота. Чем больше угол крена, тем труднее выполнить координированный разворот (без
скольжения). При нарушении координации разворота появляется скольжение, увеличивающее
сопротивление и создаются условия для перехода во 2 режим полета. Запас отклонения рулей и
их эффективность уменьшаются. Все это требует строгого соблюдения ограничений по углу крена
и скорости.
13. GROUND SPEED mini - для чего и как работает
When the aircraft flies an approach in managed speed, the managed speed target, displayed by the
magenta triangle on the PFDs, is variable. This managed speed target is the VAPP, displayed on the
PERF APPR page, corrected by the Ground Speed Mini function.
ACTIVATION CONDITIONS OF THE GROUND SPEED MINI FUNCTION
The GSmini function is active when :
‐ The speed is managed and,
‐ The FMS flight phase is the approach phase.
GROUND SPEED MINI FUNCTION PRINCIPLE
The objective of the Ground Speed Mini function is to take advantage of the aircraft inertia,
when the wind varies during the approach. This objective is achieved by providing the adequate
indicated speed target (i.e. the managed speed target represented by the magenta triangle). When
the aircraft flies this indicated air speed target, the energy of the aircraft is maintained above a
minimum level ensuring aerodynamic margins versus stall.
During the approach, the FG continuously computes the managed speed target in order to take
into account the gusts or wind changes.
MANAGED SPEED TARGET
The computation of the managed speed target uses the tower headwind component, the current
headwind component, and the VAPP.
TOWER HEADWIND COMPONENT
The tower wind is the average wind provided by the ATIS or the tower. The flight crew enters
the tower wind in the MAG WIND field on the PERF APPR page.
The tower headwind component is the projection of the MAG WIND on the runway axis. This
computation is based on the runway inserted in the FMS active F-PLN.
CURRENT HEADWIND COMPONENT
The projection of the current wind measured by the ADIRS on the aircraft longitudinal axis is the
current headwind component (instantaneous headwind).
VAPP COMPUTATION
The FMS computes the VAPP, and displays it on the PERF APPR page. The VAPP
computation takes into account the tower headwind component. VAPP is computed as follows:
‐ VAPP = VLS+1/3 of the TWR HEADWIND COMPONENT, or
‐ VAPP = VLS +5 kt, whichever is the highest.
Note: "1/3 of the TWR HEADWIND COMPONENT" has two limits:
‐ 0 kt as the minimum value (no wind or tailwind)
‐ +15 kt as the maximum value.
The flight crew can manually modify the VAPP and MAG WIND values on the PERF APPR
page.
MANAGED SPEED TARGET COMPUTATION
The FG continuously computes the managed speed target that is equal to VAPP plus an additional
increment. This increment takes into account the headwind variation during the final approach.
Managed speed target = VAPP + (current headwind component - tower headwind component).
The managed speed target has the following limits:
‐ VAPP, as the minimum value
‐ VFE next in CONF 0, 1, 2 or 3, VFE -5 kt in CONF FULL, as the maximum value.
14. Работа SRS mode (в нормальных условиях и при сдвиге ветра)
Режим SRS включается на взлете установкой РУД в положение TOGA или FLEX, при условии:
 V2 введена в MCDU
 Предкрылки выпущены
 Самолет на земле в течение 30 секунд
При этом управление осуществляется по закону прямого управления от начала разбега до:
- Тангажа 8 градусов плюс 0,5 сек по крену
- Тангажа 8 градусов плюс 5 сек по тангажу
Режим SRS выдерживает следующие параметры:
 Скорость V2+10 (АЕО) или скорость в момент отказа двигателя, но не более V2+15
 Вертикальная скорость не менее 120 ф/мин
 Максимальный тангаж 18 градусов, 22,5 при сдвиге ветра (директора отключаются при
тангаже +25 -13 градусов и угле крена 45 градусов (вернутся при 22 и 10 градусах тангажа
и 40 крена))
 Максимальная скорость V2+15
При уходе на второй круг режим SRS включается на взлете установкой РУД в положение TOGA.
Режим SRS выдерживает следующие параметры:
 Скорость в момент установки TOGA или Vapr
 Максимальное значение скорости Vls+25 (AEO) или Vls+15 (OEI)
После выхода из SRS заданная скорость становится green dot
Автоматический выход из SRS происходит на высоте ALT ACC (AEO) или при переходе в режим
ALT*, принудительно можно выйти, включив любой вертикальный режим.
При срабатывании системы реагирования на сдвиг ветра режим SRS ведет по оптимальной
траектории для безопасного выхода из зоны сдвига ветра, что предполагает:
 Сохранять конфигурацию
 Оставлять автопилот включенным
 Следовать директорам, вплоть до полного отклонения сайдстика
При выходе из сдвига ветра максимальный тангаж уменьшается с 22,5 до 18 градусов.
15. Факторы, влияющие на дистанцию прерванного взлета
Прерванный взлёт — процедура, применяемая в аварийных ситуациях во время взлёта, при
которой воздушное судно вынужденно прерывает разбег и аварийно останавливается.
Необходимость в прерванном взлёте может возникнуть в силу различных причин: полный или
частичный отказ одного или нескольких двигателей, помеха на ВПП, пожар на борту, техническая
неисправность и т. п.
Зависит от многих факторов, таких как: длина ВПП, её состояние, коэффициент сцепления,
покрытие, метеоусловия (ветер, температура, атмосферное давление), загрузка самолёта, и
другие.
16. Выполнение полета в условиях турбулентности
Перед входом в зону возможной турбулентности (болтанки) и при внезапном
попадании в нее пассажиры должны быть пристегнуты к креслам привязными
ремнями.
Командир ВС должен информировать кабинный экипаж перед входом или при
попадании в зону умеренной/сильной болтанки по СГУ (самолетное
громкоговорящее устройство) командой: «Cabin crew, take your seats». В этом
случае членам кабинного экипажа необходимо прекратить обслуживание
пассажиров, закрепить кабинное оборудование, занять служебные места и
пристегнуться привязными ремнями.
В случае попадания в сильную болтанку командир воздушного судна обязан
доложить об этом соответствующему органу ОВД (управления полетами) и принять
меры к выходу из зоны сильной болтанки, а при невозможности - произвести
посадку на запасном аэродроме.
При попадании воздушного судна в зону сильной болтанки, угрожающей
безопасности полета, командир воздушного судна имеет право изменить высоту
(эшелон) полета.
Severe turbulence is defined as turbulence that causes large, abrupt changes in altitude and/or
attitude. It usually causes large variations in airspeed.
The flight crew must use weather reports and charts to determine the location and altitude of possible
CBs, storms, and Clear Air Turbulence (CAT).
If turbulence is expected:
- The flight crew must set the SEAT BELTS sw to ON, in order to prepare passengers and
prevent injuries
- All loose equipment must be secured in the cockpit and in the cabin.
If severe turbulence occurs during a flight, the flight crew must make a logbook entry in order to
initiate maintenance action.
TAKEOFF
For takeoff in high turbulence, the flight crew must wait for the target speed +20 kt (limited to VFE-5)
before retracting the slats/flaps (e.g. the flight crew must wait for F+20 kt before setting Flaps 1).
IN FLIGHT
USE OF RADAR
Areas of known turbulence, associated with CBs, must be avoided. Good management of the
radar tilt is essential, in order to accurately assess and evaluate the vertical development of
CBs. Usually, the gain should be left in AUTO. However, selective use of manual gain may help
to assess the general weather conditions. Manual gain is particularly useful, when operating in
heavy rain, if the radar picture is saturated. In this case, reduced gain will help the flight crew to
identify the areas of heaviest rainfall, that are usually associated with active CB cells. After using
manual gain, it should be reset to AUTO, in order to recover optimum radar sensitivity. A weak
echo should not be a reason for the flight crew to underestimate a CB, because only the wet parts
of the CB are detected. The decision to avoid a CB must be taken as early as possible, and lateral
avoidance should, ideally, be at 20 NM upwind.
USE OF AP AND A/THR
‐ In cruise
• If moderate turbulence is encountered, the flight crew should set the AP and A/THR to ON.
• If severe turbulence is encountered :Refer to QRH/severe turbulence.
‐ In approach
The flight crew should use AP and A/THR for approaches as it reduces the workload. If the
A/THR performance is unsatisfactory, the PF should disconnect it and control the thrust
manually.
Use of managed speed is recommended in order to benefit from GS mini function
Note: if the aircraft is flown manually, the flight crew should be aware of the fact that flight
control laws are designed to cope with turbulence. Therefore, they should avoid the
temptation to fight turbulence, and should not over-control the sidestick.
THRUST AND AIR SPEED
Set the thrust to give the recommended speed. This thrust setting aims to obtain, in stabilized
conditions, the speed for turbulence penetration.
Only change thrust in case of an extreme variation in airspeed, and do not chase your Mach or
airspeed.
A transient increase is preferable to a loss of speed, that decreases buffet margins and is difficult
to recover.
ALTITUDE
If the flight crew flies the aircraft manually:
‐ The flight crew may expect large variations in altitude, but should not chase altitude
‐ The flight crew should consider descending to or below OPT FL, in order to increase the margin
to buffet.
CONSIDERATIONS ON CLEAR AIR TURBULENCE (CAT)
CAT can be expected by referring to weather charts and pilot reports. However, the radar cannot
detect CAT, because it is "dry turbulence".
If CAT is encountered, the flight crew may consider avoiding it vertically, keeping in mind that the
buffet margin reduces as the altitude increases.
MISCELLANEOUS
‐ The flight crew must set the harness to on, check that the seat belts signs are on and use all
white lights in thunderstorms.
‐ Turbulence speeds are indicated in the QRH.
LANDING
Configuration FULL, or 3, can be used.
CONF FULL provides better handling capability in turbulent conditions, however, CONF 3 provides
more energy and less drag.
17. USE of rudder on transport category airplanes (flight crew bulletin)
In flight, the rudder controls the yaw, and the vertical stabilizer ensures directional stability. The
rudder and the vertical stabilizer are designed to :
‐ Provide sufficient lateral/directional control of the aircraft during crosswind takeoffs and landings,
within the certified crosswind limits
‐ Provide aircraft control in the case of an engine failure, and maximum asymmetric thrust at any speed
above the minimum control speed on ground (VMCG).
Flight crew controls the rudder via a conventional mechanical rudder control. FACs computers
provide:
‐ Yaw damping
‐ Rudder travel limitation.
OPERATIONAL RECOMMENDATIONS
In order to avoid exceeding structural loads on the rudder and vertical stabilizer, the following
recommendations must be observed.
THE RUDDER IS DESIGNED TO CONTROL THE AIRCRAFT, IN THE FOLLOWING SITUATIONS
A. IN NORMAL OPERATIONS, FOR LATERAL CONTROL
‐ During takeoff roll, when on ground, particularly in crosswind conditions
‐ During landing flare with crosswind, for decrab purposes
‐ During the landing roll, when on the ground.
In the above situations, large and even rapid rudder inputs may be necessary in order to
maintain control of the aircraft.
The flight crew should always apply the rudder corrections as necessary, in order to obtain the
appropriate aircraft response.
On Airbus aircraft, the rudder control system includes a turn coordination function to achieve
acceptable turn coordination.
B. TO COUNTERACT THRUST ASYMMETRY
Up to full rudder deflection can be used to compensate for the yawing moments that are due
to asymmetric thrust.
Note: At high speed (i.e. slats retracted), thrust asymmetry (eg. due to an engine failure)
does not have a significant effect on the yaw control of the aircraft. The rudder
deflection required to counter an engine failure and center the sideslip is small.
C. IN SOME OTHER ABNORMAL SITUATIONS
The flight crew may also use the rudder pedals in some abnormal situations. For example:
‐ Loss of both yaw damper systems. The flight crew uses the rudder pedals as deemed
necessary, for turn coordination to prevent excessive sideslip.
‐ Rudder trim runaway. The flight crew uses the rudder pedals in order to return the rudder to
neutral
‐ Landing with an abnormal landing gear position: The flight crew uses the rudder pedals for
directional control on the ground.
In all of the normal or abnormal situations that are described above, correct rudder pedals use
does not affect the structural integrity of the aircraft.
Note: In the event of a rudder travel limit system failure, refer to the relevant RUDDER
TRAVEL LIMIT FAULT procedure.
THE RUDDER SHOULD NOT BE USED
‐ To induce roll
‐ To counter roll, induced by any type of turbulence.
Regardless of the airborne flight condition, aggressive, full or nearly full, opposite rudder pedal
inputs must not be applied. Such inputs can lead to loads higher than the limit, and can result in
structural damage or failure. The rudder travel limiter system is not designed to prevent structural
damage or failure in the event of such rudder system inputs.
For dutch roll, the flight control laws combined with the natural aircraft damping are sufficient to
correctly damp the dutch roll oscillations. Therefore, the flight crew should not use the rudder
pedals in order to complement the flight control laws.
STOP RUDDER INPUT AURAL ALERT
The "STOP RUDDER INPUT" aural alert and red PFD message associated with MASTER
WARNING light is triggered when inappropriate rudder inputs are detected. These alerts advise
the flight crew to avoid excessive rudder load. The flight crew should react and immediately
release the rudder pedals.
CAUTION Avoid large and rapid rudder inputs.
18. Работа PROTECTIONS в случае, когда пилот оказывает воздействие на органы управления
19. Работа PROTECTIONS в случае, когда пилот не оказывает воздействие на органы управления
20. MODE REVERSIONS
При полете в режимах DES/OP DES/EXP DES при намеренном не выдерживании директоров
(полет выше траектории) скорость падает:
 При достижении Vls – 2, директора отключаются (при выпущенных спидбрейках от Vls -2
до Vsl-15, зависит от позиции)
 A/THR становится активным и в режиме SPEED увеличивает тягу и восстанавливает
заданную скорость
 Срабатывает тройной сигнал
При полете в режимах CLB/OP CLB/EXP CLB при намеренном не выдерживании директоров
(полет ниже траектории) скорость растет:
 При достижении VMAX+4 (VMO, VLE, VFE) директора отключаются
 A/THR становится активным и в режиме SPEED уменьшает тягу и восстанавливает
заданную скорость
 Срабатывает тройной сигнал
При наборе в режиме V/S/FPA и падении скорости:
 При достижении Vls (Vls-5 если Vls заданная) автопилот уменьшает V/S для поддержания
Vls
 Режим V/S остается включенным, заданная на FMA не изменяется, мигает в оранжевом
боксе
 Срабатывает тройной сигнал
При снижении в режиме V/S/FPA и росте скорости:
 При достижении VMAX (VMO, VLE, VFE+4) автопилот уменьшает V/S для поддержания
VMAX
 Режим V/S остается включенным, заданная на FMA не изменяется, мигает в оранжевом
боксе
 Срабатывает тройной сигнал
При работе вертикальных режимов набора снижения и занятия высоты установка
противоречащего значения (любого при занятии) включает V/S заданную либо текущую
CLB
DES
Loss of NAV mode of HDG OP CLB
engagded
V/S
21. CHARACTERISTIC and PROTECTION SPEEDS
CHARACTERISTIC SPEEDS
The characteristic speeds displayed on the PFD are computed by the Flight Augmentation Computer
(FAC), according to the FMS weight data (for PFD/MCDU display consistency and accuracy
purposes), and aerodynamic data as a backup.
VLS (of normal landing configuration: CONF 3 or FULL), F, S, and Green Dot speeds are also
displayed on the MCDU TAKEOFF and/or APPR pages.
The speeds displayed by the MCDU are computed by the FMS, based on the aircraft gross weight
(which is computed according to the entered ZFW and the FOB), or the predicted gross weight (for
approach or go-around).
VS : Stalling speed.
Not displayed.
For a conventional aircraft, the reference stall speed, VSmin, is based on a load factor
that is less than 1 g. This gives a stall speed that is lower than the stall speed at 1 g. All
operating speeds are expressed as functions of this speed (for example, VREF = 1.3
VSmin).
Because aircraft of the A320 family have a low-speed protection feature (alpha limit) that
the flight crew cannot override, Airworthiness Authorities have reconsidered the definition of
stall speed for these aircraft.
All the operating speeds must be referenced to a speed that can be demonstrated by flight
tests. This speed is designated VS1g.
Airworthiness Authorities have agreed that a factor of 0.94 represents the relationship
between VS1g for aircraft of the A320 family and VSmin for conventional aircraft types. As a
result, Authorities allow aircraft of the A320 family to use the following factors:
‐ V2 = 1.2 × 0.94 VS1g = 1.13 VS1g
‐ VREF = 1.3 × 0.94 VS1g = 1.23 VS1g
These speeds are identical to those that the conventional 94 % rule would have defined for
these aircraft. The A318, A319, A320, and A321 have exactly the same maneuver margin
that a conventional aircraft would have at its reference speeds.
The FCOM uses VS for VS1g.
VLS : Lowest Selectable Speed. Запас до сваливания, нет от касания до 10 с после взлета
Represented by the top of an amber strip along the airspeed scale on the PFD.
Computed by the FAC based on FMS weight data, and on aerodynamic data as a backup,
and corresponds to 1.13 VS during takeoff or following a touch and go.
Becomes 1.23 VS, after retraction of one step of flaps.
Becomes 1.28 VS, when in clean configuration.
Note: If in CONF 0 VLS were 1.23 VS (instead of 1.28 VS), the alpha protection strip
would hit the VLS strip on the PFD.
Above 20 000 ft, VLS is corrected for Mach effect to maintain a buffet margin of 0.2 g.
In addition, VLS increases when the speedbrakes are extended.
F : Minimum speed at which the flaps may be retracted at takeoff.
In approach, used as a target speed when the aircraft is in CONF 2 or CONF 3.
Represented by “F” on the PFD speed scale. Equal to about 1.22 VS of CONF 1 + F.
S : Minimum speed at which the slats may be retracted at takeoff.
In approach, used as a target speed when the aircraft is in CONF 1.
Represented by “S” on the PFD airspeed scale.
Equal to about 1.23 VS of clean configuration.
O : Green dot speed.
Engine-out operating speed in clean configuration.
(Best lift-to-drag ratio speed).
Also corresponds to the final takeoff speed.
Represented by a green dot on the PFD scale.
Below 20 000 ft equal to 1.5 × weight (tons) +110
Above 20 000 ft, add 1 kt per 1 000 ft
PROTECTION SPEEDS
Vα PROT, Vα MAX and VSW are computed by the FAC, based on aerodynamic data. They are only
used for display on the PFD, and not for flight control protection (the activation of the protections is
computed by the ELAC).
Vα PROT : Angle of attack protection speed.
Corresponds to the angle of attack at which the angle of attack protection becomes
active.
Represented by the top of a black and amber strip along the PFD speed scale, in
normal law.
Vα MAX : Maximum angle of attack speed.
Corresponds to the maximum angle of attack that may be reached in pitch normal
law.
Represented by the top of a red strip along the PFD speed scale, in normal law.
VSW : Stall warning speed. Нет от касания до 5 с после взлета
Represented by a red and black strip along the speed scale when the flight control
normal law is inoperative.
VMAX : Represented by the bottom of a red and black strip along the speed scale.
Determined by the FAC according to the aircraft configuration.
Is equal to VMO (or speed corresponding to MMO), VLE or VFE.
LIMIT SPEEDS
VA : Maximum design maneuvering speed. This corresponds to the maximum structural
speed permitted for full control deflection, if alternate or direct law is active.
VMCG : Minimum speed, on the ground during takeoff, at which the aircraft can be controlled
by only using the primary flight controls, after a sudden failure of the critical engine,
the other engine remaining at takeoff thrust.
VMCA : Minimum control speed in flight at which the aircraft can be controlled with a
maximum bank of 5 °, if one engine fails, the other engine remaining at takeoff thrust
(takeoff flap setting, gear retracted).
VMCL : Minimum control speed in flight, at which the aircraft can be controlled with a
maximum bank of 5 °, if one engine fails, the other engine remaining at takeoff thrust
(approach flap setting).
VFE : Maximum speed for each flap configuration.
VLE : Maximum speed with landing gear extended.
VLO : Maximum speed for landing gear operation.
VMO : Maximum speed.
VFE NEXT : Maximum speed for the next (further extended) flap lever position.
OTHER SPEEDS
V1 : The highest speed, during takeoff, at which the flight crew has a choice
between continuing the takeoff or stopping the aircraft.
Represented by “1” on the airspeed scale (or the V1 value when it is off the
airspeed scale).
Inserted manually through the MCDU by the flight crew.
Displayed on the MCDU TAKEOFF page.
VR : The speed at which the pilot rotates in order to reach V2 at an altitude of 35 ft at
the latest after an engine failure.
Inserted manually through the MCDU by the flight crew.
Displayed on the MCDU TAKEOFF page.
V2 : Takeoff safety speed that the aircraft attains at the latest at an altitude of 35 ft
with one engine failed, and maintains during the second segment of the takeoff.
Represented by the SPEED SELECT symbol on the speed scale.
Minimum value equal to 1.13 VS for the corresponding configuration.
Inserted manually through the MCDU by the flight crew.
Displayed on the MCDU TAKEOFF page.
VREF : Reference speed used for normal final approach.
Equal to 1.23 × VS of CONF FULL.
Displayed on the MCDU APPR page, if landing is planned in CONF FULL (VLS
CONF FULL).
VAPP : Final approach speed.
Displayed on MCDU APPR page.
Calculated by the FMGCs.
Represents : VAPP = VLS + wind correction
The wind correction is limited to a minimum of 5 kt and a maximum of 15 kt.
The flight crew may modify VAPP through the MCDU.
‐ During autoland or when A/THR is on or in case of ice accretion or gusty
crosswind greater than 20 kt, VAPP must not be lower than VLS +5 kt.
22. Кривые Жуковского, 1 и 2 режимы. Аэродинамические силы
Р – Тяга
V - Скорость
Акр – Критический угол атаки
Vмин – касательная параллельно тяги к Акр
Аэк – Экономический угол атаки
Анв- Наивыгоднейший угол атаки
Vнв – Касательная параллельно скорости к Анв
Ак – крейсерский угол атаки, минимальное соотношение тяги к скорости
Vк – касательная из начала координат к Ак
Vмах – максимальная скорость в горизонте
Первый режим ГП выполняется на скоростях, больше наивыгоднейшей. Самолет достаточно
устойчив и управляем на числах М не более Ммах. Ограничен Ммакс и Vмакс.
Ко второму режиму относятся скорости ГП, менее наивыгоднейшей. Значительно ухудшаются
продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета. Кроме того, при выходе на
большие углы атаки наблюдается тряска, затрудняющая управление самолетом и является
предупредительным сигналом о наличии больших углов атаки.
23. COST INDEX (физическая сущность, режим максимальной дальности, режим LONG RANGE CRUIZE)
The cost index is a fundamental input for the ECON SPEED or ECON MACH computation. ECON
SPEED and ECON MACH reduce the total flight cost in terms of flight time and fuel consumption
(and not only in terms of fuel saving).
CI is the ratio of flight time cost (CT) to fuel cost (CF).
CI = CT/CF (kg/min or 100 lb/h).
CI = 0 corresponds to minimum fuel consumption (Max Range).
CI = 999 corresponds to minimum time.
CI = Long Range Cruise
Note: The airline's operations department usually defines the cost index, to optimize each
company route. The flight crew does not ordinarily modify the cost index during a flight.
ALL ENGINES A321
For a quick determination of the CILRC, use:
‐ CILRC = 65 kg/min in the FMGC, for aircraft in metric units.
or
‐ CILRC = 85 (100 lb/h) in the FMGC, for aircraft in US units.
ALL ENGINES 320
For a quick determination of the CILRC, use:
‐ CILRC = 25 kg/min in the FMGC, for aircraft in metric units.
or
‐ CILRC = 35 (100 lb/h) in the FMGC, for aircraft in US units.