il_76_rle_1

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

фиг.5.5-49

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

5.6.ПЛАНИРОВАНИЕ ПОЛЕТА

5.6.1.ОСНОВЫ ПЛАНИРОВАНИЯ ПОЛЕТА

Под планированием полета понимается предполетный инженерноштурманский расчет плана полета. Этот расчет включает в себя:

определение ограничений взлетного, полетного и посадочного весов самолета в соответствии С условиями аэродрома и данными полета по маршруту;

расчет заправки топлива, аэронавигационного запаса и времени полета в зависимости от дальности полета по маршруту и весовых ограничений.

Определение ограничений веса самолета на различных этапах полета производится в соответствии с указаниями, изложенными в 5.3-5.5. Порядок определения ограничений веса самолета см.5.6.2, пример 2, п.Б.

Определение количества заправляемого топлива и Времени полета можно производить двумя методами: по номограммам и путем расчетов. По номограммам (см.фиг.5.5-18 - 5.5-21) количество заправляемого топлива определяется в тех случаях, когда профиль полета и число М крейсерского полета совпадают с указанными на номограммах (см.5.6.2, пример I). Если профиль полета отличается от указанного на, номограммах, используется метод расчетов, при котором определяется и суммируется количество расходуемого топлива и времени, затрачиваемого на следующих этапах полета:

запуск двигателей и руление на старт (см.5.5.3, п.В); взлет и разгон до скорости набора высоты; набор высоты первого заданного эшелона крейсерского полета; крейсерский полет на первом заданном эшелоне;

набор высоты второго и последующих эшелонов крейсерского полета; крейсерский полет на втором и последующих эшелонах;

снижение с высоты последнего эшелона крейсерского полета до высоты захода на посадку, установленной для данного аэродрома; заход на посадку, посадка и руление к месту остановки

у аэровокзала (ом.5.5.3, п.В).

Расчет может производиться двумя способами: по удельным дальностям (см.5.6.2, пример 2, п.А) и по интегральным дальностям в табличной или графической форме (см.5.6.2, пример 2, п.Б). Второй способ менее трудоемкий и поэтому предпочтительнее для применения.

На фиг.5.6-1 - 5.6-6 представлены графики интегральных кривых дальностей и времени в зависимости от числа М полета и полетного веса самолета на различных эшелонах.

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Номограммы интегральных дальностей (см.5,6-1 - 5.6-3) позволяют при полете на заданном эшелоне определить расход топлива, если известна дальность полета и начальный или конечный вес самолета и, наоборот, позволяют определить дальность полета, если известны запас топлива и начальный или конечный вес самолета. Порядок пользования номограммами интегральных дальностей показан на фиг.5.6-3.

Необходимой частью планирования полета является определение аэронавигационного запаса топлива (АНЗ),

см.5.5.3, п.Е.

5.6.2.ПРИМЕРЫ ПЛАНИРОВАНИЯ ПОЛЕТА

Пример I. Определите максимальную дальность полета с коммерческой нагрузкой 40000 кг.

(1)Определите вес самолета без топлива:

G без топл = Gпуст.снар + Gком.нагр = 8460 кг + 40000 кг =

124600 кг.

(2)Определите АНЗ, зная вес самолета без топлива и дальность до запасного аэродрома (см.фиг.5.5-27):

GAH3 = 12600 кг.

(3)Сложите вес коммерческой нагрузки и вес АНЗ:

G ком.нагр + GAH3 = 40000 кг + 12600 кг = 52600 кг.

(4)Зная взлетный вес самолета (170000 кг), суммарный вес коммерческой нагрузки и АНЗ (52600 кг), по номограмме фиг.5.5-19 определите дальность полета и количество рейсового топлива:

L = 2920 км, Gтопл.рейс = 32800 кг.

(5)Определите количество заправляемого топлива:

Gтопл.запр = Gтопл.рейс + GAH3 = 32800 кг + 12600 кг = 45400

кг.

Пример 2. Определите вес коммерческой нагрузки, перевозимой по маршруту на расстояние 4000 км и рейсовое время при взлетном весе 170000 кг.

А. Планирование полета по способу удельных дальностей

(1) Составьте маршрутный план полета от этапа запуска двигателей до остановки у вокзала назначения.

Результаты занесите в табл.1.

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Таблица 1

(2) Для определения полетного веса в конце горизонтального полета на последнем эшелоне (126660 кг) необходимо сделать несколько приближений.

(а) В первом приближении вес самолета в конце горизонтального полета на последнем эшелоне находим, исходя из предположения, что путь при снижении с высоты 11000 м будет равен примерно 160 км (см.фиг.5.5-5). Значит, горизонтальный участок полета на высоте 11000 м будет примерно равен:

4270 км - 2676 км - 160 км = 1434 км.

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

При удельной дальности (0,1138 км/кг), соответствующей полетному весу начала горизонтального полета на последнем эшелоне (138800 кг), для дальности 1434 км потребуется топлива:

Lг.п: 1/q = 1434 км : 0,1138 км/кг = 12600 кг.

Значит, в первом приближении вес в конце горизонтального полета будет равен:

138800 кг - 12600 кг = 126200 кг.

(б) Во втором приближении для веса 126200 кг уточняем характеристики снижения и удельные дальности: Топливо на снижении = 690 кг

см.фиг.5.5-5;

Дальность при снижении = 168 кг

Удельная дальность = 0,1211 км/кг. Средняя удельная дальность равна:

(0,1138 + 0,1211) км/кг · 0,5 = 0,11745 км/кг

Уточненная дальность горизонтального полета равна: 4270 км - 2676 км - 168 км = 1426 км.

Расход топлива на эту дальность составит: 1426 км : 0,11745 км/кг = I2I40 кг.

(в) Определяем окончательные результаты Вес в конце горизонтального полета равен: 138800 кг - 12140 кг = 126660 кг.

Соответствующая ему удельная дальность равна 0,1209 км/кг.

Средняя удельная дальность равна:

(0,1138 + 0,1209) км/кг · 0,5 = 0,11735 км/кг.

Горизонтальная дальность равна: 12140 кг · 0,11735 км/кг = 1426 км.

(3) Зная посадочный вес на аэродроме назначения (124770 кг) и расстояние до запасного аэродрома (700 км), по номограмме фиг.5.5-25 определите вес АНЗ:

GAHЗ = 11970 кг

(4) Определите вес коммерческой нагрузки, вычитая из посадочного веса на аэродроме назначения вес АНЗ и вес пустого снаряженного самолета:

Gк.н = G пос - GAHЗ - G снар. с-та - 124770 кг - 11970 кг - - 84600 кг = 28200 кг.

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

Б. Планирование полета по способу интегральных дальностей

Производится по номограммам фиг.5.6-3 и 5.6-6 с учетом ограничений взлетного, полетного и посадочного весов самолета.

(1) Определите ограничения взлетного, полетного и посадочного весов самолета.

(а) Определите ограничение взлетного веса Располагаемая взлетная дистанция:

Максимально допустимый взлетный вес ограничен параметром R и составляет 165000 кг.

(б) Определите ограничение полетного веса.

При максимальной высоте препятствия по маршруту 4500 м минимально допустимая высота полета после отказа одного двигателя составит; Н пол.мин = 4500 м + 400 м = 4900 м.

При полете в направлении путевых углов 0 - 179° ближайшим эшелоном полета выше 4900 м является эшелон 5100 м.