книги из ГПНТБ / Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов

Рис. 54. График набора высоты с разгоном СТС:

оне аэродрома это недопустимо, то траектории смещаются в радиальном направлении от аэродрома.

Наибольшая крутизна траекторий сохраняется до даль­ ности 400 км, где по времени полета удобно выбирать ППМ|. С дальности 400—420 км самолет выходит из зоны РСБН аэродрома. Возможности использования РСБН для коррекции на большой сверхзвуковой скорости пока со­ мнительны. Вторая половина неустановившегося набора высоты заканчивается на удалении 1000—1300 км от аэро­ дрома. Здесь удобно выбирать ППМ2. По прочности само­ лета развороты над ППМ, ограничиваются угловыми ско­ ростями 24 град/мин, а над ППМ2— 30 град/мнн.

Анализ траекторий показывает, что точно определить переход к крейсерскому полету трудно. Он происходит на высоте 13—16 км на дальности 500—1200 км и даже более (примерная граница перехода показана на рис. 54,6 штрих-пунктирной линией).

На рис. 54, в приведены изменения других параметров неустановившегося набора высоты как функций высоты. Приборная скорость остается постоянной до высоты 10,5— 11 км. Она почти линейно возрастает до высоты 13,5 км, где достигает максимума. Скорость по прибору инвари­ антна к температуре воздуха. Переход на сверхзвуковую скорость происходит на высоте 8,8 км. Дозвуковая часть набора высоты характеризуется очень интенсивным набо­ ром высоты и медленным разгоном самолета. В сверхзву­ ковой части набора, наоборот, наблюдается более интен­ сивный разгон самолета. Число М до высоты 13,5—14 км практически не зависит от температуры. Выше 13,5—14 км нарастание числа М и V постепенно прекращается, дости­ гая своего максимума. Вертикальная скорость дозвуковой части набора существенно зависит от температуры. С вы­ соты 8—8,5 км эта зависимость резко падает и на высоте 11—12 км достигает минимума.

Как следует из графика 54, в, за управляющий пара­ метр продольного и вертикального управления до высоты 11 км удобно принимать Ѵпр- На больших высотах управ­ ление может осуществляться как по УПр, так и по М, но с учетом их изменения по высоте.

Из периодической литературы [28] известны результаты моделирования неустановившегося набора СТС «Конкорд» в более широком диапазоне температур, соответствующем MCA ±30°С. График траекторий в координатах Н, L для взлетного веса 160 тс приведен на рис. 55, а, б. При откло­

143

нении температуры относительно MCA до +30° самолет начиная с дальности 400 км (ППМ,) практически прекра­ щает набор высоты. Очевидно, для выхода на высоту 13,5—14 км потребуется применение форсажного режима.

Если выдерживается скорость как функция высоты, то СТС при диапазоне температур ±30°С может выйти в точку, удаленную от аэродрома на 1000 км, с разностью в высоте +1,8 и —4 км. Положение точки ВР по высоте

мерно от 650 до 1500 км. Это очень усложняет программи­ рование полета по высоте и дальности.

Несмотря на это, максимальное увеличение километрового расхода топлива не превышает 1,6%.

144

Для расчета высоты и дальности полета с приемлемым для практики допуском необходима информация о темпе­ ратуре воздуха с точностью ±5° С. Тогда высоту прохода ППМ[ можно будет определить с точностью ±600 м, вре­

мощью ДИСС или инерциальной системы особых трудно­ стей не представляет. Попутная составляющая ветра умень­ шает наклон оптимальной траектории к горизонту.

Следует иметь в виду, что пробивание облачности при высотном полете на СТС в подавляющем большинстве случаев заканчивается на первом этапе полета по мар­ шруту (ИПМ—ППМі).

При отсутствии невозмущаемой вертикали на СТС кор­ рекция курса магнитным и астрономическим методами на первом и втором этапах полета по маршруту нежелательна из-за больших продольных ускорений.

Для контроля за режимом неустановившегося набора высоты на СТС может быть весьма полезным индикатор H = f (М) (см. рис. 10).

§ 4. КРЕЙСЕРСКИЙ УЧАСТОК ПОЛЕТА ПО МАРШРУТУ

При полете тяжелых самолетов по маршруту на боль­ шую дальность крейсерский участок самый продолжитель-

145

К — качество самолета; у) —к. п. д. винта;

Ср — удельный расход топлива.

Максимальная дальность крейсерского участка полета на самолетах с ТРД достигается при полетах по потолкам на высоте 1—2 км ниже статического потолка, с постоян­ ными числом М и оборотами двигателей.

При этом соблюдаются условия:

Из условия уравнения (141) следует, что по мере вы­ горания топлива и облегчения самолета при полете по по­ толкам происходит постепенный набор высоты. Условие уравнения (142) означает постоянство угла атаки.

Оптимальный профиль и режим полета по потолкам зависят от веса самолета, температуры воздуха и ветра. При фиксированном значении этих факторов ДТС имеют один оптимальный профиль и режим полета, обеспечиваю­ щий полет на максимальную дальность, а СТС—два: -сверхзвуковой и дозвуковой.

146

На рис. 57 показаны оптимальные профили полетов по потолкам ДТС Ил-62 и СТС «Конкорд». Начало оптималь­ ной траектории Ил-62 лежит на высоте около 10 км и при полете на полную дальность заканчивается на высоте око­ ло 12,5 км. Скорость полета соответствует М= 0,8 при номинальном числе оборотов. Температура воздуха мало влияет на оптимальную траекторию.

Начало оптимальной траектории СТС «Конкорд» для условий: MCA, номинальный режим и М= 2,05 — находит­ ся на высоте около 15 км, к дальности 5000 км траектория

Рис. 57. Оптимальные профили полетов по потолкам ДТС и СТС

поднимается до 17 км. Средний расход топлива по всему крейсерскому участку составляет 318 кг/мин. С увеличе­ нием температуры воздуха на 10° оптимальная траектория понижается примерно на 1 км.

Дозвуковой (М = 0,93) оптимальный профиль СТС «Конкорд» показан на рис. 65 пунктирной линией. Дозву­ ковой оптимальный профиль и режим полета СТС «Кон­ корд» предполагается использовать для полета над сушей, если будет запрещен переход на сверхзвуковую скорость из-за звукового удара, для регулирования или установле­ ния заданного интервала до впереди идущего СТС, а так­ же при отказе одного из двигателей. В последнем случае самолет сможет за 7—8 мин снизиться до дозвукового оптимального профиля и продолжать крейсерский полет с уменьшенной тягой на дозвуковой скорости. Возможные траектории снижения на рис. 5J также показаны пунктир­ ными ЛИНИЯМИ;

147

а — общая схема эшелонирования; б — минимальные эшелоны

149

полета до 2 мин. На столько же возрастает расход топ­ лива (1,7 тс) вследствие увеличения температуры на 15° С. При возрастании температуры до +25°С перерасход топ­ лива составляет 5,2 тс, т. е. около 8 % запаса топлива.

Моделирование показывает, что через 30 мин после начала крейсерского горизонтального полета на смену эшелона с набором 600 м при номинальном режиме рабо­ ты двигателей на СТС «Конкорд» затрачивается 9—12 мин (315—445 км пути), а через 60 мин после начала крейсер­ ского горизонтального полета на набор высоты 1200 м требуется 14—23 мин (590—815 км). Процесс смены эше­ лонов, как видно из приведенных примеров, растягивается и становится соизмеримым со средним временем полета на этапе маршрута. Предполагается, что для сокращения времени и пути при смене эшелонов будут применяться форсированные режимы работы двигателей.

В горизонтальной плоскости траектория полета по мар­ шруту представляет собой ломаную линию, ограиичённую (заданную) ППМ. У гражданских тяжелых самолетов углы разворотов над ППМ меньше и генерализованная траектория близка к ортодромии.

За последние годы количество тяжелых самолетов рез­ ко возросло, заметно увеличилась и интенсивность полетов по трассам. В связи с этим возникла задача уплотнения самолетов на трассах. Действовавшее до сих пор 10-ми­ нутное продольное эшелонирование считается недостаточ­ ным. Кроме эшелонирования по высоте и продольного эше­ лонирования ставится вопрос о поперечном эшелонирова­ нии в два, четыре и более маршрутных коридоров или по­ лос.

§ 5. СНИЖЕНИЕ С ТОРМОЖЕНИЕМ И ВЫХОД НА АЭРОДРОМ ПОСАДКИ

В процессе снижения с торможением происходит гаше­ ние накопленной в процессе полета потенциальной и кине­ тической энергии самолета. Эффект торможения начинает проявляться с момента нарушения равновесия продольных сил, когда уменьшается тяга:

Торможение продолжается и на снижении под углом Ѳсн, когда

150

Снижение тяжелых самолетов производится по поло­ гим траекториям с углами, не превышающими 10°.

На снижении тяга доводится до минимальной, расход топлива при этом тоже минимальный. Поэтому участок снижения в отличие от участков набора и крейсерскогс полета менее критичен в смысле оптимизации профиля и режима.

Скорость снижения зависит главным образом от произ­ ведения рСу сн, которое по мере снижения возрастает. Диа­ пазон скорости снижения очень велик, особенно у СТС, так как скорость изменяется от крейсерской до скорости предпосадочного маневрирования.

Приборная скорость на снижении изменяется в гораздо меньших пределах. Существует принципиальная возмож­

Расчет параметров снижения упрощается, если прене­ бречь тягой и пользоваться средними величинами скоро­ сти снижения, предварительно разделив участок снижения на несколько слоев по высоте.

Дальность снижения можно выразить через энергети­ ческую высоту и качество самолета

(147)

где ^ср — средняя скорость снижения; Кср — среднее качество;

k V — диапазон скоростей.

Пренебрегая углом Ѳси, время снижения можно опреде­ лить по формуле

(148)

151