Danilov_B_D_Bezopasnost_poletov

влияние угла атаки на длину разбега. На высоте 5 -НО м производится уборка шасси. Основными нормируемыми параметрами на этапе взлёта до набора Н=10.7м.

являются:

-скорость принятия решения V 1 («рубеж»)

Vl («рубеж») - скорость разбега, до достижения которой при отказе двигателя взлёт прекращается прерванный взлёт, а после достижения которой в аналогичной ситуациипродолжается (продолженный взлёт) ещё называют V «принятие решения»

- скорость отрыва носовой стойки Ун ст

Vmin эвр. - минимальная эволютивная

скорость разбега: это скорость которая при внезапном отказе двигателя обеспечивает прямолинейное движение ВС за счет действия аэродинамических рулей.

-скорость отрыва ВС V min отр. соответствующая (X допустимому

-скорость полёта Н=10,7м. V2

-градиент набора при Н=10,7м.

Градиент набора - тангенс угла наклона ВС к горизонту, умноженной на 100%

г| = ty0 х 100%

-V свал. взл. скорость сваливания во взлетной конфигурации самолёта

V 4=l,3 V свал пол. конф.-скорость окончания перевода ВС в полётную конфигурацию На этом этапе нормируются:

V 2 пол. юнф.=1,3 V свал взл. конф,- скорость набора с Н=120м.

V 3 =1,2 V свал пол. конф,- скорость начала уборки механизации

После перевода ВС в полётную конфигурацию осуществляется разгон до скорости, соответствующей выбранному режиму набора высоты. Барометрические высотомеры устанавливают на Р=760 мм. рт.ст.

Признаками окончания взлёта являются:

-уменьшение режима работы двигателей -стабилизация скорости полёта

-полётное положение средств механизации крыла и стабилизатора

Пояснение по скоростям

Истинная скорость - скорость, обтекания ВС воздушным потоком. Приборная скорость - скорость, измеряемая по скоростному напору. Путевая скорость - скорость относительно земной поверхности.

Техническая скорость - расстояние полёта, делённое на время с начала запуска двигателя до его выключения).

Длина разбега зависит от многих факторов:

от массы ВС (взлётной), температуры и давления воздуха (его плотности), состояния ВПП и вида ВПП (влияет на величину коэффициента трения колёс), от уклона ВПП

(даёт дополнительную составляющую ускорению - положительную или отрицательную от направления и силы ветра), высоты расположения аэродрома (через температуру и давление), от тяги двигателей. Каждый из этих параметров влияет на длину разбега в разной степени.

Поэтому аналитический расчёт длины разбега требует много времени. На практике используются графическим методом, вычисляя длину разбега по номограмме, имеющейся в РЛЭ данного типа ВС, которая учитывает влияние температуры, взлетного веса, направления

31

скорости ветра и уклона ВПП, а также позволяет определить V отр. при данном взлётном весе и V1 (принятия решения)

На длину разбега большое влияние оказывают факторы зависящие от пилота. Опыт показывает, что в зависимости от квалификации пилота фактическая длина разбега может изменяться в пределах 15%.

Характерные ошибки экипажа на этапе взлета

К ним относятся:

отрыв самолета при скорости меньший Уотр. или при большом угле тангажа т.е. сильно поднятой носовой частью. При этом самолет отрывается от земли на малой скорости, удлиняется участок разгона скорости до безопасной (V2) полёт происходит при малой эффективности рулей, запас угла атаки до критического уменьшается. Любое неблагоприятное стечение обстоятельств (порыв ветра, отказ двигателя, ошибочное движение штурвалом) может вызвать приземление на колёса или выход на режим сваливания.

18.Не выдерживание направлений взлёта - требует от пилота действий по корректировки движения ВС (тормозами или управлением передней опорой), что повышает коэффициент трения, увеличивает дистанцию разбега, а после отрыва создаёт крен.

19.Отрыв самолета с креном опасен, т.к. при крене самолет будет уходить с курса, возникает скольжение, которое резко увеличивает лобовое сопротивление (

иможет начаться снижение с креном, максимально допустимый крен при взлёте не более

5°.

20.Не выпуск во взлётное положение механизации крыла. (Катастрофа Як-40 в а/п Шереметьево).

21.Для современных самолётов закрылки при взлете выпускаются на15^-30° независимо от тяговооруженности. Это связано с тем, что увеличение коэффициента подъёмной силы за счет выпуска механизации крыла одновременно приводит к увеличению лобового сопротивления, которое уменьшает ускорение разбега и увеличение угла выпуска закрылков не всегда сокращает длину разбега.

Не выпуск же на установленные углы механизации уменьшает подъемную силу крыла и для отрыва требуется более высокая скорость, чем нормируемая.

Условиями безопасности взлета является:

-Набор безопасной высоты ( 10,7 м) и безопасной скорости взлёта с выпущенной механиз. взлета (V2) должен осуществляться в пределах располагаемой дистанции

взлета. (L впп + L КПБ + L св.зоны).

-Длина ВПП должна быть больше дистанции разбега и равна длине разбега плюс половина воздушного участка взлётной дистанции.

-При отказе двигателя в процессе взлёта условие безопасности заключается в:

а) При продолженном взлёте в наборе безопасной высоты (10,7 м) и скорости (V2) в пределах располагаемой дистанции взлёта. Длина ВПП должна при этом быть больше дистанции разбега.

б) При прерванном взлете остановка самолета должна произойти в пределах располагаемой дистанции прерванного взлета ( Ьвпп + L КПБ ). Для этого решение должно

быть принято до достижения самолетом скорости принятия решения (Vl . определяется по номограмме для условий полёта).

Дистанция разбега ВС при взлёте, воздушного участка и прерванного взлёта при отказе двигателя определяются:

2

V отр.

32

Lp = где Ji - среднее ускорение на дистанции разбега.

J1

Длина воздушного участка взлёта определяется:

( Т.к. значение сил, действующих в процессе взлета на самолёт не остаются постоянными, изменяются с возрастанием, то берутся их средние значения и соответственно получаем среднее ускорение).

Взлёт самолёта выполняется на взлётном режиме двигателя. Т.к. это наиболее нагруженный режим работы двигателей, то время работы на нём ограничивается по разовой длительности работы и по общей наработке за ресурс (указывается в формуляре двигателя).

5.2. Горизонтальный полёт Влияние условий и параметров полёта на его экономическую эффективность

Наиболее длительный этап полета - как правило горизонтальный полет. Горизонтальным полетом называется движение летательного аппарата относительно воздуха по прямолинейной траектории в горизонтальной плоскости (на постоянной высоте)

Т.к каждому значению (X соответствует единственное значение С у то из вышеприведенной

33

формулы следует, что для каждой скорости полета соответствует определенное значение угла атаки самолета.

Отсюда можно получить выражение минимальной скорости горизонтального полета:

2 G

Vmin =

Сумах S p

Учитывая . что Сумах = (X крит. то Vmin будет при (X крит.

Для обеспечения безопасности полетов (случайное возмущение и самолет вышел на

закритические углы) принимают обычно Vmin практ = 1,3 Vmin т.е при (X < (X крит.

Если у нас установившийся горизонтальный полет, то исходя из постоянства скорости можно получить формулу для силы тяги для горизонтального полета.

При расчетах удобно пользоваться графическими зависимостями тяг от скорости и высоты полета (кривые Жуковского).

Н1 >Но

а кр

V m ax

Vmin

При горизонтальном полете для JIA с ТРД основными параметрами, характеризующими полет является высота и скорость, т.к. они однозначно определяют режим работы силовой установки (т.е. тягу и частоту вращения ротера).

Горизонтальный полет самолета с ТВД, у которого программа регулирования режимов С у строится по закону N = Const также характеризуется двумя основными параметрами - высотой и скоростью. Дополнительно режим работы С.У характеризуется положением РУД.

Для поршневых ВС с ВИТТТ горизонтальный полет задается высотой, скоростью полета и частотой вращения ротера, но т.к. этот параметр зависит от шага винта то дополнительно задается значение наддува Рк.

Т.к горизонтальный полет самолета м.б. длительным, Режимы работы двигателя в горизонтальном полете не должны иметь ограничения по времени работы на них и весь диапазон таких режимов называется крейсерскими режимами полета.

Принято именовать их по величине скорости. Основными режимами крейсерского

34

полета являются:

-режим максимальной дальности полета, при котором достигается минимальный километровый расход топлива (V Ck min),

-режим максимальной продолжительности полета при котором достигается минимальный часовой расход топлива (V Hi min),

Между этими режимами есть ряд промежуточных режимов полета, которые используются в зависимости от конкретных условий и задач полета.

Кроме этого в особых случаях в горизонтальном полете могут использоваться режимы работы СУ. с ограничениями по времени работы:

-режим шах скорости горизонтального полета V шах который достигается при МАХ тяге (мощности) СУ

-режим полета, соответствующей Pnom.

Для транспортного самолета основным критерием выбора режима полета является экономическая эффективность полета. Поскольку одной из основных составляющих стоимости полета является стоимость израсходованного топлива, рассмотрим факторы, влияющие на расход топлива в полете

а) влияния скорости полета

С к‘ Суд Oh Рпотр

Ок

Рпотр

Oh

Суд = f( V)

V

Vlhmin Vlkmin

как видно Суд. имеет сложную зависимость от скорости полета

V (h min - max продолжительность полета

V (k min - max дальность полета

Сп = Суд Р Ск = -------3,6 V

Как видно Суд. Имеет сложную зависимость от скорости полёта V. Наиболее эффективным экономическим решением является Упол. Близкая к Ve к min, т.е при минимальном километровом расходе топлива

б) влияние высоты полета Изменение высоты полета оказывает существенное влияние на часовой (Сп) и километровый

(Ск) расходы топлива. С подъемом на высоту до h =11 км С уд - уменьшается, т.е экономичность двигателя повышается (для ТРД)

35

C h A

P

Это объясняется понижением с высотой tH .B ., что повышает Пк двигателя. Кроме того

Наиболее эффективным с экономической точки зрения будет полёт на больших высотах, однако после высоты 11 км. Начинается более резкое падение тяги двигателей, что уже не может компенсироваться снижением остальных параметров. Угол атаки приближается к критическому.

в) влияние массы JI.A.

Изменение

массы Л.А. тоже существенно влияет на Ch и Ск.:

Из формулы V:

Сух видно, что с увеличением полетной массы возрастает скорость полета (необходимая для

удержания JI.A. в воздухе), следовательно возрастает и потребная тяга.

С увеличением массы можно лететь и на прежней скорости, но придется увеличить Су.(Х путем увеличения (X что приведет к возрастанию X и тоже к увеличению Рпотр.

Все это в любом случае приведет к увеличению расхода топлива.

Следует учитывать , что Л.А, летающих на большие расстояния по мере выгорания топлива масса в полете меняется значительно и в связи с этим при расчете полета это должно учитываться.

г) влияние ветра и температуры

Ветер не оказывает влияния на Ch, т.к. этот параметр определяется режимом работы двигателя и не связан с перемещением воздуха относительно земли. Т.е ветер не влияет на продолжительность полета, а только на дальность полета

Ch

Т.е попутный ветер увеличивает дальность полёта, а встречный уменьшает. Влияние температуры определяется

Т Р (Р станд=1,01 МПА)

36

При постоянном давлении с понижением температуры окружающего воздуха двигатель становится более экономичным и увеличивается продолжительность полета. Это объясняется в основном изменением давления воздуха за компрессором

На километровый расход Ск изменение температуры окружающего воздуха

Ch

не влияет, т.к. Ск = — и значения числителя и знаменателя изменяются почти в

3,6 V

равной мере.

Из всего сказанного имеем:

наивыгоднейший режим горизонтального полета самолета будет при а)наивыгоднейшей скорости которая достигается при минимальной набранной тяге на

максимально допустимой высоте полета для данной массы Л.А.

Эта скорость и высота называются наивыгоднейшими и определяются на предполетной подготовке при расчете полета.

При длительном полете, где за счет выгорания топлива полетная масса изменяется значительно профиль полета на наивыгоднейшем режиме выглядит так:

Уточненный расчет запаса топлива с учетом изменения массы Л.А. в полете производится ступенчато

Расчеты ведутся по графикам или по таблицам, имеющимся в РЛЭ каждого типа ВС.

37

В ряде случаев рекомендуется для уменьшения шума на местности (в густонаселенных районах) проводить набор высоты по более крутым траекториям на безопасной скорости с последующим уменьшением режима работы двигателей.

Из формулы следует, что при неизменном весе самолета вертикальная скорость зависит от избытка мощности (ДР= mq Sin 0(ДР определяется из кривых Жуковского) . Отсюда максимальное значение вертикальной скорости.

высоты с минимальным временем (шах скороподъемностью) пилот должен выдерживать наивыгоднейшую скорость полета при шах значении тяги (ГТД) и мощности (ПД)

Т.к ДР с высотой уменьшается, то и вертикальная скорость будет снижаться до нулевой при достижении теоретического потолка. Практический потолок на 200 -300м ниже.

При достижении практического потолка Vy= о.5м/сек

Набор высоты на самолетах с ПД производится на номинальных режимах (очень редко при сложных метеоусловиях на взлетном Следует помнить о ограничениях работы на этих режимах.

На самолетах с ГТД набор высоты производится на повышенных крейсерских режимах.

Снижение - это прямолинейное движение самолета вниз по наклонной к горизонту траектории. Снижение при отсутствии тяги двигателей называется планированием. Исходными данными для расчета времени и начала снижения являются высота эшелона и заданная высота подхода к ДПРМ аэродрома посадки, а также направление и величины скорости ветра, масса самолета и др.

Основными характеристиками снижения являются угол снижения, вертикальная скорость, время пути и расход топлива за время снижения.

Снижение начинается с разрешения диспетчера районного диспетчерского пункта по заданной схеме на частично задросселированных двигателях определяется заданными значениями приборной и вертикальной скоростей снижения, которые зависят от полетной массы и атмосферных условий.

При снижении с пробиванием облаков пилотирование осуществляется только по приборам с обязательным контролем воздушной обстановки по курсу с помощью радиолокационных средств.

Нпл

iG 1

Lrrn

Уравнения установившегося движения при планировании

у =G Cos О Xa=GSin 0

Возведя оба уравнения в квадрат и сложив почленно получим

39

y2+ x a2= G2 (Cos2 0 + Sin2 Q)= G2 откуда G= V y2 +x2 = R

т.е при планировании на самолете G уравновешивается полной аэродинамической

силой R

Из первого уравнения движения самолета при планировании можно получить скорость при планировании:

Ха Наиболее пологое планирование будет иметь место при полете на углах атаки

0 = а н .в, при котором К=К max. Но обычно планирование осуществляют на углах атаки

Ьпл = Нпп K ± W T

где W - скорость ветра,

Т - время в течении которого действует ветер (планирование) встречный ветер (-); попутный (+).

При снижении ВС с работающими двигателями равенство сил, действующих на ВС запишется так:

вертикальная скорость снижения должна быть шах, и в данном случае пилот не должен: Допускать чрезмерного увеличения поступательной скорости из соображений

прочности ВС (ограничение по скоростному напору) и из соображений сохранения устойчивости и управляемости ВС. (Ограничения по числу М полета )

На транспортных самолетах, как правило, вертикальная скорость снижения Уу

40