1.3. Характеристики воздушных судов

Летные характеристики гражданских ВС (основные) - крей­серская скорость, дальность и продолжительность полета, а для вертолетов, кроме того, - статический и динамический потол­ки.

Статический потолок - максимально достижимая высота при вертикальном подъеме вертолета. Динамический потолок -высота, на которой вертикальная скорость подъема становится равной нулю. Статический потолок вертолетов составляет 3 -3,5 км, динамический - 6 - 7 км.

Крейсерская скорость полета - скорость, на которой обычно выполняется полет по маршруту. Транспортные ВС не летают на максимальных скоростях, так как напряженная работа двигате­лей ведет к резкому сокращению их ресурса и большому расходу топлива.

Казалось бы, что крейсерскую скорость следует установить равной наивыгоднейшей скорости полета, при которой километ­ровый расход топлива (расход топлива на 1 км пути относитель­но воздуха) минимален. Однако крейсерская скорость прини­мается на 10 - 15 % больше наивыгоднейшей скорости полета. Это объясняется тем, что при переходе с наивыгоднейшей скорости на крейсерскую километровый расход топлива увели­чивается лишь на 1 - 3 % и такое увеличение расхода топлива вполне окупается значительным сокращением времени полета. Крейсерские скорости самолетов с турбореактивными двигате­лями лежат в пределах 700 - 950 км/ч, с турбовинтовыми двига­телями - 350 - 700 км/ч, вертолетов - 180 - 250 км/ч.

Дальность полета - расстояние, проходимое ВС в процессе набора высоты, горизонтального полета и снижения до полного израсходования топлива. Такая дальность называется техничес­кой. В действительности ВС не летают до полного израсходова­ния топлива, поэтому практическая дальность полета меньше технической. Дальность полета зависит от запаса и километро­вого расхода топлива и составляет у дальних магистральных самолетов 10-12 тыс. км и более, у вертолетов 600 - 1000 км.

Продолжительность полета - время, в течение которого ВС находится в полете, используя имеющийся запас топлива. Продолжительность полета зависит от запаса и часового расхо­да топлива.

Дальность и продолжительность полета зависят от скорости и высоты полета, массы ВС, температуры наружного воздуха по маршруту полета, скорости и направления ветра и других факто­ров. Правильный выбор режимов полета позволяет существенно увеличить дальность и продолжительность полета или же сэкономить значительное, количество топлива при полете на заданное расстояние. Так, самолеты с турбореактивными двига­телями расходуют топлива при полете на рабочей высоте в 2 - 3 раза меньше, чем при полете на малых высотах. Полетная масса ВС также отказывает большое влияние на километровый рас­ход топлива, поэтому излишняя заправка ведет к его нерацио­нальному расходу.

В полете вследствие выработки топлива масса ВС умень­шается и наивыгоднейшая высота полета увеличивается. Поэтому в длительном полете в отношении километрового расхода топлива наиболее выгоден полет "по потолкам", т. е. с постепенным увеличением высоты полета по мере уменьшения массы ВС. Однако такой полет не предусматривается сущест­вующей системой управления воздушным движением. На практике может осуществляться ступенчатый профиль полета с периодическим переходом с одного эшелона на другой.

Взлетные и посадочные характеристики ВС оказывают существенное влияние на безопасность полета.

Взлетом называется ускоренное движение ВС от начала разбега до достижения высоты набора Юме одновременным достижением скорости не менее безопасной скорости взлета. Высота 10 м отсчитывается от уровня взлетно-посадочной поло­сы (ВПП) в точке отрыва ВС.

Взлет самолета можно разбить на два этапа: этап разбега по ВПП до скорости отрыва и этап разгона до безопасной скорости взлета с одновременным набором условной высоты препятствий вблизи аэродрома, принимаемой в 10 м. Основными взлетными характеристиками являются: скорость отрыва, длина разбега и взлетная дистанций (рис. 1.7).

Рис. 1.7. Схема взлета самолета

Скоростью отрыва V_отр называется скорость, при которой подъемная сила равна весу ВС. Для обеспечения возможно меньшей скорости отрыва используют механизацию крыла. На скорость отрыва влияет близость земли. Эффект близости земли выражается э увеличении коэффициента подъемной силы крыла у земли по сравнению с его значением вдали от нее. Чем меньше расстояние крыла от поверхности аэродрома, тем больше проявляется эффект близости земли. В этом отношении выгоднее самолеты с низким расположением крыла.

Взлетная дистанция L_взл - расстояние по горизонтали, проходимое ВС в процессе взлета. Длина разбега L_p - расстоя­ние по горизонтали, проходимое ВС с момента страгивания на линии старта до момента его отрыва от ВПП.

На взлетную дистанцию и длину разбега влияют такие факторы, как тяга двигателей, взлетная масса ВС, температура и давление атмосферного воздуха, направление и скорость ветра, уклон и состояние поверхности ВПП.

Посадкой называется этап полета с высоты 15 м над уровнем торца ВПП, включающий участок до касания, и пробег до пол­ной остановки ВС. Посадка включает в себя планирование, выравнивание и пробег.

Планирование является продолжением полета самолета по глиссаде - траектории предпосадочного снижения. Выравнива­ние начинается на высоте 7 - 8 м плавным увеличением угла атаки, что вызывает увеличение лобового сопротивления самолета и быстрое уменьшение скорости до значения посадоч­ной. Участок пробега начинается с момента касания посадоч­ной полосы колесами шасси и заканчивается остановкой ВС на ВПП.

Посадочными характеристиками являются: посадочная скорость, длина .пробега и посадочная дистанция (рис. 1.8).

Посадочная скорость V_пос - скорость движения ВС в момент касания колесами земли.

Длина пробега L_np - расстояние по горизонтали, проходимое ВС с момента касания до полной его остановки на ВПП.

Посадочная дистанция L_noc - расстояние по горизонтали, проходимое ВС с высоты 15 м над уровнем торца ВПП до полной его остановки.

На посадочные характеристики оказывают влияние поса­дочная масса ВС, атмосферные условия, скорость и направле­ние ветра, состояние и уклон ВПП. Уменьшение плотности и увеличение температуры воздуха вызывают увеличение поса­дочной скорости и, следовательно, посадочной дистанции и длины пробега. При посадке самолета на высокогорном аэродро­ме посадочная скорость увеличивается на 3 - 10 % на каждые 1000 - 2000 м высоты. Повышение температуры на 10 - 15 °С вызывает увеличение посадочной скорости на 2 - 3 %.

Рис. 1.8. Схема посадки самолета

Для улучшения посадочных характеристик перед входом самолета в глиссаду выпускается механизация крыла, а в про­цессе пробега включаются средства торможения ВС: тормоза колес, устройства реверсирования тяги двигателей, гасители подъемной силы и др.

Массовые характеристики ВС (основные) - максимальная взлетная и посадочная массы. Эти массы регламентированы для каждого типа ВС. Взлет с массой, превышающей установ­ленную для ВС максимальную взлетную массу, не допускается, так как это ведет к ухудшению его взлетных характеристик. Точно так же не допускается посадка с массой, превышающей максимальную посадочную массу, во избежание ухудшения посадочных характеристик и превышения расчетных нагрузок на шасси и элементы конструкции планера. На некоторых самолетах разрешается вынужденная посадка при максималь­ной взлетной массе, на других такая посадка не разрешается. В последнем случае при вынужденной посадке предусматривает­ся аварийный слив топлива. Если такого слива не предусмотре­но, ВС вынуждено находиться в воздухе до выработки части топлива и уменьшения массы до максимального посадочного значения.

Центровочные характеристики ВС определяют свойства его устойчивости, управляемости и балансировки относительно поперечной Z, вертикальной Y и продольной X осей, проходя­щих через центр масс (ЦМ) ВС (рис. 1.9). Устойчивость, управляе­мость и балансировка относительно оси Z называются продоль­ными, относительно оси Y - путевыми, относительно оси X -поперечными.

Под устойчивостью понимают способность ВС сохранять или восстанавливать, без вмешательства пилота или системы авто­матического управления (САУ), исходный режим полета после прекращения действия случайных сил. Устойчивое ВС менее чувствительно к возмущениям потока воздуха турбулентной атмосферы и не требует больших затрат мышечной энергии для стабилизации полета.

Рис. 1.9. Оси самолета

Управляемость - способ­ность ВС изменять траекторию полета при отклонении руле­вых поверхностей пилотом или САУ.

Балансировка ВС в установившемся режиме полета достигается также отклоне­нием рулевых поверхностей, при этом создается равенство моментов относительно ЦМ всех сил, действующих на ВС.-

Продольная устойчивость самолета обеспечивается гори­зонтальным оперением, путевая - вертикальным оперением, поперечная - крылом. Продольные управляемость и баланси­ровка достигаются отклонением руля высоты, путевые управ­ляемость и балансировка - отклонением руля направления, поперечные - отклонением элеронов.

Важным фактором, влияющим на устойчивость, управляе­мость и балансировку, является положение ЦМ ВС. Рассмотрим это на примере продольной устойчивости самолета (рис. 1.10).

Рис. 1.10. Положение ЦМ устойчивого (а) и неустойчивого (б) самолета (V - скорость полета; W — скорость вертикального порыва ветра)

Если ЦМ самолета лежит впереди центра давления (ЦД), увеличение угла атаки на Да, например, вследствие порыва ветра W вызовет увеличение подъемной силы на А У, и на само­лете возникнет относительно ЦМ дополнительный момент ДМ₂, направленный на пикирование, т. е. на уменьшение угла атаки и восстановление ранее заданного режима полета. Если же ЦМ лежит позади центра давления, увеличение угла атаки на Δα и подъемной силы на ΔY вызовет дополнительный мо­мент ΔМ_z, направленный на кабрирование, т. е. в сторону дейст­вия возмущающей силы - полет становится неустойчивым.

Таким образом, для устойчивости самолета необходимо, чтобы его ЦМ находился впереди ЦД. Уравновешивание пики­рующего момента, создаваемого подъемной силой крыла Y, осуществляется подъемной силой горизонтального оперения Y_го, направленной вниз. При этом должно сохраняться равенст­во Yа = Y_го l_го.

Положение ЦМ самолета принято определять относительно средней аэродинамической хорды крыла (САХ), т. е. хорды условного прямоугольного крыла, построенного на базе исход­ного крыла (рис. 1.11). Пересечение передних и задних кромок этих крыльев определяет длину САХ и ее местонахождение на продольной оси самолета.

Рис. 1.11. Схема нахождения САХ стреловидного крыла: 1 — исходное крыло; 2 - условное прямоугольное крыло; b_а - длина САХ

Центровка самолета х - это расстояние X от носка САХ до ЦМ самолета, выраженное в процентах длины средней аэродинами­ческой хорды b_а, т. е. х= (Х/b_а) 100 %.

Центровка должна иметь определенное значение (рис. 1.12). Смещение ЦМ вперед повышает устойчивость самолета, однако для парирования пикирующего момента требуются увеличен­ные углы отклонения руля высоты вверх. Поэтому устанавли­вается предельно передняя центровка, при которой имеется некоторый запас в отклонении руля высоты для парирования возмущений или выполнения маневра. Предельно передняя центровка определяется из условия обеспечения управляемос­ти самолета при посадке с выпущенной механизацией крыла, создающей дополнительный пикирующий момент. Смещение ЦМ назад вызывает уменьшение устойчивости самолета, поэто­му также ограничивается из условия обеспечения необходимо­го запаса продольной устойчивости в полете (особенно в турбу­лентной атмосфере). Запас продольной устойчивости состав­ляет обычно 10 % длины САХ.

Из сказанного следует, что ЦМ самолета не должен выхо­дить за пределы предельно передней и предельно задней цент­ровок, т. е. должен находиться в диапазоне этих центровок. В противном случае полет самолета может оказаться невозможным. Ошибочный расчет центровки или неправильное размеще­ние пассажиров и грузов, следствием которых может быть нару­шение предельно передней или предельно задней центровок, может привести к тяжелым последствиям.

Рис. 1.12. Схема предельно допустимых центровок самолета:

x_п — предельно передняя центровка; x₃ — предельно задняя центровка; х_н — нейтраль­ная центровка; х_д — диапазон центровок; Х_у — запас устойчивости самолета в полете

В диапазоне допустимых центровок имеются наиболее выгодные, при которых самолет в данном режиме полета имеет наименьшее лобовое сопротивление (продольная ось самолета совпадает с траекторией полета). Центровка, при которой полет совершается с наибольшей экономической эффективностью, называется рекомендуемой.

Выработка топлива в полете влечет изменение центровки самолета. Чтобы центровка при этом оставалась близкой к рекомендуемой, топливо из баков вырабатывают в определен­ном порядке, который обеспечивается как автоматически, так и вручную, С этой же целью на тяжелых самолетах предусматри­вается балансировочный топливный бак в оперении. Перекачка топлива из балансировочного бака в основные и наоборот позволяет поддерживать центровку в оптимальных пределах и уменьшать балансировочные потери (сопротивление ВС), сохра­нять достаточный запас устойчивости и управляемости самоле­та.

Диапазон центровок у самолетов с прямым крылом находит­ся в пределах 18-28 % САХ, со стреловидным крылом - от 26 до 34 % САХ.

Центровка вертолета выражается расстоянием в миллимет­рах от ЦМ вертолета до точки пересечения оси НВ с плоскостью вращения винта или с осью фюзеляжа. Расстояние измеряется вдоль оси фюзеляжа. При положительной (передней) центровке ЦМ вертолета находится впереди оси НВ, при отрицательной (задней) - за осью НВ. У вертолетов продольной схемы центров­ка выражается расстоянием от ЦМ вертолета до перпендикуля­ра, восставленного из середины линии, соединяющей оси НВ.

Одновинтовые вертолеты и двухвинтовые с соосными винта­ми имеют небольшой диапазон центровок, вертолеты продоль­ной схемы могут иметь большой диапазон. Положение ЦМ вертолета оказывает значительное влияние на управляемость вертолета и мало влияет на его устойчивость. При выходе цент­ровки за передний предел затрудняется посадка вертолета, при выходе за задний предел затрудняется и может стать невозмож­ным его взлет.

Для обеспечения оптимальных центровок необходимо в определенном порядке размещать на борту пассажиров, грузы и топливо. Правильное размещение грузов производится по меткам, нанесенным на бортах грузовых кабин, указывающим положение ЦМ груза определенного веса. Тяжелые грузы раз­мещаются ближе к оптимальному положению центра масс ВС.

Грузы надежно пришвартовываются, особенно тяжелые, так как самопроизвольное их смещение в полете может вызвать аварий­ную ситуацию из-за нарушения центровки.