il_76_rle_1-1

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

ПРИЛОЖЕНИЕ 2 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ САМОЛЕТА

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ САМОЛЕТА

Аэродинамическая компоновка самолета выбрана из условий обеспечения заданной зависимости "полезная нагрузка - дальность" при высокой крейсерской скорости полета, малых скоростей при взлете и посадке, эксплуатации с грунтовых аэродромов, высоких пилотажных характеристик и безопасности во всем диапазоне эксплуатационных режимов полета.

Высокопланная схема самолета обеспечивает транспортировку крупногабаритной техники и грузов.

Т-образная схема хвостового оперения и высокое расположение крыла с размещением двигателей на пилонах позволили получить благоприятный характер изменения продольного момента самолета в широком диапазоне углов атаки и обеспечить безопасную эксплуатацию.

Крыло самолета выполнено из набора скоростных профилей ЦАГИ, обладающих хорошими несущими свойствами при относительно малом лобовом сопротивлении вплоть до максимальных скоростей полета. Угол стреловидности по линии 1/4 хорд крыла составляет 25°, удлинение - 8,5. Выбранные параметры крыла обеспечивают высокие аэродинамические качества самолета в крейсерском полете, а также в режимах набора и снижения. Применение мощной механизации крыла позволило реализовать значительные приращения коэффициентов подъемной силы, особенно при эксплуатации самолета на грунтовых аэродромах.

Выпуск механизации крыла на полный угол <δ3 = 43°, δпр = 25°> обеспечивает достижение максимального значения коэффициента подъемной силы Сумакс ≈ 3,0 (фиг.1).

Выход в область больших углов атаки при полете с убранной механизацией крыла сопровождается появлением слабой тряски, которая о ростом углов атаки усиливается. Предупредительная тряска при увеличении углов атаки с выпущенной механизацией крыла практически отсутствует.

В случае выхода с полностью выпущенной механизацией крыла в область перегрузок менее ny=1 (отклонением штурвальной колонки "от себя") или при планировании по глиссаде на повышенных скоростях самолет может оказаться в области отрицательных углов атаки, что приведет к развитию срыва потока на нижней поверхности крыла, сопровождающемуся слабой тряской.

При выпущенных закрылках и предкрылках в диапазоне vi =200-400 км/час максимальные значения коэффициента подъемной силы Сумакс изменяются незначительно ввиду малого влияния числа М.

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

С ростом числа М максимальное значение коэффициента Сумакс и допустимого в эксплуатации коэффициента Судоп крыла с убранной механизацией уменьшается более существенно (фиг.2).

Отклонение тормозных щитков и спойлеров на пробеге обеспечивает резкое уменьшение коэффициента подъемной силы крыла Су (фиг.3), что способствует увеличению давления на ВПП, повышению коэффициента трения и сокращению длины пробега. Отклонение спойлеров в тормозном режиме в полете приводит к приращению продольного момента на кабрирование и парируется небольшим отклонением штурвальной колонки "от себя".

Самолет обладает динамической устойчивостью и управляемостью в диапазоне эксплуатационных режимов полета и центровок. Короткопериодические продольные и боковые колебания относительно ц.т. самолета быстро затухают без вмешательства пилота. Характеристики динамической управляемости обеспечивают выполнение на самолете маневров при небольших относительных забросах перегрузок nyзаб и умеренном времени срабатывания tв.

крейсерском режиме полета не превышает 0,3, а при посадке и взлете - 0,12 (фиг.4). Время срабатывания tв в режиме посадки при средних центровках не превышает 3,5 сек, на крейсерских режимах в зависимости от высоты полета и центровки самолета - от I до 3 сек (фиг.5).

динамика бокового движения характеризуется степенью затухания боковых колебаний (фиг.6)

mзат = AАt

t+т

и отношением максимальных значений угловых скоростей крена и рыскания (фиг.7)

Χ= ωхмакс

ωумакс

Необходимый уровень характеристик возмущенного бокового движения обеспечивается применением на самолете демпферов крена и рыскания.

Самолет Ил-76Т обладает достаточной статической устойчивостью и управляемостью на всех режимах полета и в широком диапазоне углов атаки.

Продольная устойчивость сохраняется при убранных и выпущенных закрылках и предкрылках до углов атаки, соответствующих Сумакс. При этом значительную роль в обеспечении продольной устойчивости на больших углах атаки при выпущенных закрылках имеет отклонение предкрылков, улучшающих условия обтекания передней кромки крыла и обеспечивающих благоприятный характер изменения продольного

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

аэродинамического момента до углов атаки 24-26°. Изменение коэффициента продольного аэродинамического момента mz по углу атаки крыла с выпущенной и убранной механизацией приведено на фиг.1.

Продольная балансировка самолета на всех режимах полета обеспечивается перестановкой стабилизатора, а необходимый маневр по перегрузке - отклонением руля высоты.

При изменении продольной балансировки и отклонении руля высоты на угол больше +2° в крейсерском полете с включенной САУ перебалансировка самолета производится автоматически путем соответствующего изменения угла установки стабилизатора. Если САУ отключена, перестановку стабилизатора на угол, необходимый для обеспечения балансировки, производит пилот.

Балансировочные кривые по скорости и перегрузке для самолета весом 135 т приведены на фиг.8, 9 и 10.

Самолет Ил-76Т обладает хорошей управляемостью на малых индикаторных скоростях полета при выпущенной механизации крыла и в эксплуатационном диапазоне чисел М при убранной механизации

крыла. Градиенты отклонения штурвальной колонки ХnBy , отклонения

руля высоты δnBy и усилий на штурвальной колонке PBny на единицу перегрузки (фиг.9 и 10) подобраны таким образом, чтобы:

при больших скоростях полета самолет не был излишне чувствителен в управлении и не требовал для изменения перегрузки малых перемещений штурвальной колонки и небольших усилий на ней;

при малых скоростях полета самолет не был тяжелым в управлении и не требовал от пилота больших усилий для выполнения маневра.

Минимальное значение градиента отклонения штурвальной колонки ХnBy ПО перегрузке при выпущенной механизации крыла составляет 80-100 мм, в крейсерском режиме полета - 50-60 мм. Градиент продольных

усилий на штурвальной колонке PBny при выпущенной механизации крыла составляет 20-70 кГ и в крейсерском режиме полета - 20-30 кГ.

Балансировочные кривые, характеризующие поперечную и путевую устойчивость и управляемость в прямолинейном полете с креном и скольжением при выключении одного внешнего двигателя и при выключении двух двигателей с одной стороны приведены на фиг.11, 12 и 13. При углах крена до 5° (двигатель 4 выключен) балансировочные усилия на штурвале не превышают 7-8 кГ, а усилия на педалях находятся в пределах 10-20 кГ (см.фиг.11, 12). В прямолинейном полете с креном и скольжением при двух работающих двигателях (двигатели 3 и 4 выключены) самолет балансируется при усилиях на штурвале 10-12 кГ и усилиях на педалях до 30 кГ

(см.фиг.13).

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ

УСЛОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ

Су - коэффициент подъемной силы самолета;

Сумакс - максимальное значение коэффициента подъемной силы самолета;

Судоп - допустимый в эксплуатации коэффициент подъемной силы самолета;

mz - коэффициент продольного момента самолета;

α - угол атаки крыла;

γ - угол крена;

δпр, δз, - соответственно углы отклонения предкрылков, δт.щ, δсп закрылков, тормозных щитков, спойлеров;

δв, δэ, δн - соответственно углы отклонения руля высоты, элеронов, руля направления;

- угол установки стабилизатора;

хТ - продольная центровка самолета в % САХ;

ХВ - продольный ход штурвальной колонки относительно исходного нейтрального положения руля высоты (δв = 0°);

vi - индикаторная скорость полета;

М- число М полета (отношение истинной скорости полета к скорости звука);

Мпред - предельное число М полета;

Рв, Рэ, Рн - усилия, прикладываемые пилотом к рычагам управления для отклонения соответственно руля высоты, элеронов и руля направления;

ωх,ωу - соответственно угловые скорости крена и рыскания;

G - полетный вес самолета;

Н - высота полета;

nyзаб - заброс вертикальной перегрузки при даче руля высоты;

nyуст - установившееся приращение вертикальной перегрузки;