/
Текст
Глава 2
АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Самолет Ил-62 относится к пассажирским самолетам второго
поколения, отличительной чертой которых является сочетание по-
вышенного уровня комфорта с высоким уровнем летно-техничес-
ких характеристик. Эта концепция определила характерную
для него схему моноплана с низким расположением стреловидно-
го крыла, размещением двигателей в хвостовой части фюзеляжа
И' горизонтальным оперением, расположенным на верхней торце-
вой нервюре киля.
Как известно, одной из важнейших задач, возникающих при
создании коммерческого самолета, является обеспечение макси-
мально возможного уровня технико-экономических характеристик.
В общем виде экономичность самолета определяется себесто-
имостью перевозки, выражаемой в к./т-км и пропорциональной
себестоимость летного часа
отношению ---------------------------------------.
коммерческая нагрузках скорость по расписанию
Из указанного соотношения следует, что при заданной коммер-
ческой нагрузке необходимо стремиться к снижению стоимости
летного часа (в том числе затрат на топливо) и к увеличению ско-
рости полета, или, иными словами, следует стремиться к увеличе-
нию аэродинамического качества и крейсерского числа М полета.
Наиболее рационально указанная проблема решается приме-
нением стреловидного крыла умеренного удлинения, обеспечиваю-
щего высокое критическое число М. Этому также способствует
перенесение двигателей на фюзеляж, позволившее избежать до-
полнительного сопротивления, связанного с вредной интерферен-
цией при размещении их на крыле, и поднять уровень комфорта
в салонах, отнеся основной источник шума назад.
Расположение четырех двигателей в хвостовой части фюзеля-
жа привело к размещению горизонтального оперения на киле, что
благоприятно сказалось на эффективности как вертикального
оперения благодаря увеличению его эффективного удлинения,
так и горизонтального в результате увеличения плеча относитель-
но центра масс самолета. Вместе с этим выбор такого распо-
ложения горизонтального оперения.потребовал применение спе-
циальных мер по обеспечению характеристик устойчивости и уп-
. равляемости в области больших углов атаки.
Таковы основные положения, которые определили схему и вза-
имное расположение основных элементов планера самолета. Сле-
Патре/ная дистанция^ Коммерческая нагруми.
Залетная масса самолета, г
полета, км
Рис. 2.1. Летно-технические и взлетно-посадочные характеристики самолета
Ил-62 (полет по эшелонам; резерв топлива на 1 ч крейсерского полета; k —
коэффициент длины ВПП)
3500
§ -<
t;-JW
§|м7
II
§•§ 2000
Посадочная масса
самолета, т
дует сказать, что большинство аспектов аэродинамической ком-
поновки самолета (форма и профилировка крыла, размещение
оперения, характеристики устойчивости и управляемости, условия
работы двигателей и т. п.) в процессе проектирования тщательно
исследовалось путем испытаний моделей самолета в аэродинами-
ческих трубах в широком диапазоне режимов, моделирующих ус-
ловия полета с максимально возможной степенью приближения.
ОСНОВНЫЕ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ
Дальний магистральный самолет Ил-62 предназначается для
эксплуатации на авиалиниях большой протяженности.
Наибольшая экономичность эксплуатации самолета по расче-
там прямых эксплуатационных расходов приходится на практи-
ческую дальность полета от 2000 до 6000—7000 км (рис. 2.1, 2.2).
Самолет Ил-62 имеет четыре двухконтурных турбореактивных
двигателя НК-8-4 с взлетной тягой по 10 500 кгс (103 000 Н).
Рис. 2.2. Основные данные двигателя. НК-8-4:
а—взлетный режим (р=760 мм рт. ст., <=15° С); б—дроссельная
ра воздуха (/7=11000 м, М=0,8)
характеристика без отбо-
Основные летно-технические д
самолета Ил-02
Двигатели (количестаоХтип).....................
Взлетная тяга, кгс (Н).........................
Удельный расход топлива на крейсерском режиме,
‘ кг тепл, .
кгс тягн-ч
Максимальная коммерческая нагрузка, т
Максимальное количество пассажиров, до . . .
при шаге кресел, мм...........................
Максимальная взлетная масса, т.................
Масса снаряженного самолета, т.................
Объем топливной системы, л.....................
Практическая дальность полета * с максимальной ком-
мерческой нагрузкой, км..........................
Практическая дальность полета с максимальным чис-
энные
4 X НК-8-4
4ХШ5СЮ' (ЮЗ'ОйО)
О 78+0'03
23
186
780
161,6
69
ТОО 60)0
71'00
лом пассажиров 186 чел., км....................... 7800
Практическая дальность полета с максимальным за-
пасом топлива при коммерческой нагрузке 13 т, км . 8650
Крейсерская скорость, км/ч......................830
Высота полета, км...............................9,5—12
Потребная взлетная дистанция при ро = 76О мм рт. ст.,
/=15°С, м.........................................3300
Максимальная посадочная масса, т..................10'5
Потребная посадочная дистанция при ро = 76Э мм
рт. ст., /=15° С, м............................... 2730
Скорость захода на посадку, км/ч................280
Основные данные двигателя НК-8-4
Двигатель, тип . . . ....................НК-8-4
Степень двухконтурности ........................ 1
* Практическая дальность дана с резервом топлива на 1 ч крейсерского по-
лета.
Тяга на взлетном режиме при скорости V=0, кгс (Н):
ро = 760 мм рт. ст„ /='15° С..........................ГОШ) (00’3ОМ)
ро = 760 мм рт. ст., /=5*30" С....................10250 (103&С0)
Тяга на взлетном режиме при скорости Р=’ЗГ5 км/ч, . г
кгс (Н):
ро = 76О мм рт. ст., / =il'5° С.......................«0.50 (87 71») '
ра='76О мм ,рт. ст.,’Т=:30° С.....................8750 (85800)
Тяга на крейсерском режиме (/7=il;l ВД0 м; М=0,8;
MCA), кгс (Н)...........................................2750 (27000)
кг топл.
Удельный расход топлива, -------:------:
кгс тяги-ч " -с
без отбора воздуха в систему кондиционирования
и реверсивного устройства......................... 0 78+°'03
с реверсивным устройством . , , , 0,7i9l5+0’03
с отбором воздуха в систему кондиционирования
и реверсивным устройством.........................0,8|07+0’03
Тяга на режиме реверса, кгс (Н) ..... 3'000 (29 400)
Взлетные и посадочные характеристики
Требуемые взлетно-посадочные характеристики самолета
Ил-62 обеспечиваются применением однощелевых закрылков и
установкой четырех двигателей НК-8-4, обеспечивающих необхо-
димую энерговооруженность на взлете и при уходе на второй.круг
как при всех работающих двигателях, так и с одним выключен-
ным.
Для обеспечения торможения самолета на прерванном взлете
и пробеге все колеса основных опор самолета снабжены тормоза-
ми, на верхней поверхности крыла расположены четыре секции
интерцепторов (спойлеров), а двигатели оборудованы реверсив-
ными устройствами.
Руление
При рулении на самолет действуют силы тяги двигателей, веса
самолета, трения колес и аэродинамические силы, зависящие от
скорости движения самолета, скорости и направления ветра. От
соотношения сил и моментов зависит поведение самолета при ру-
лении.
Самолет при рулении устойчив и имеет хорошие маневренные
характеристики, которые обеспечиваются управлением колесами
передней опоры самолета и в случае необходимости —- односто-
ронним подтормаживанием.
Управление колесами передней опоры осуществляется от штур-
вальчика, расположенного на колонке управления. Максимальный
угол поворота колес передней опоры составляет 55°. Штурвальное
управление в основном используется при рулении и выполнении
разворотов.
Скорость руления выбирается исходя из конкретных условий,
при этом учитывается состояние рулежной дорожки и условия ви-
димости. Руление вблизи препятствий и стоянок самолетов произ-
водится на малой скорости, обеспечивающей немедленную оста-
новку самолета при торможении. Развороты и отвороты выполня-
ются помимо управления колесами передней опоры также созда-
нием несимметричной тяги и раздельным торможением правыми
и левыми колесами основных опор самолета.
Для разворота самолета на 180° требуется полоса шириной
60 м (минимальный радиус разворота при повороте колес перед-
ней опоры на угол 55° и\скорости руления 20—22 км/ч составля-
ет 20 м). Радиус разворота существенно зависит от скорости ру-
ления.
Подготовка к взлету
Подготовка самолета к взлету начинается при подруливании
к взлетно-посадочной полосе (ВПП) и заканчивается непосредст-
венно на линии исполнительного старта.
На предварительном старте перед выруливанием на ВПП за-
крылки отклоняются во взлетное положение на угол 30°.
Для обеспечения запаса руля высоты, а также приемлемых
усилий на колонке штурвала в продольном управлении стабили-
затор на этапе взлета отклоняется на кабрирование на угол, за-
висящий от фактических значений .центровки и массы самолета,
триммеры всех органов управления должны находиться в ней-
тральном положении. Необходимо убедиться в том, что тормозные
щитки убраны, рули и элероны расстопорены, штурвал и педали
свободно отклоняются. Зачитываются расчетные скорости подъе-
ма передней опоры VR, безопасной взлетной У2, скорость приня-
тия решения У). Получив разрешение, можно выруливать на ис-
полнительный старт.
Вырулив на ВПП, командир экипажа:
устанавливает самолет по оси ВПП, для чего проруливает 5—
10 м по направлению взлета и убеждается в том, что самолет и
колеса установлены правильно;
останавливает и удерживает самолет на тормозах.;
подает команду «Взлетный режим».
Стандартные процедуры на этапе взлета
Одним из наиболее сложных этапов полета является взлет.
Движение самолета на взлетном этапе происходит от точки стар-
та до набора безопасной высоты.и установки полетной конфигу-
рации самолета для дальнейшего набора крейсерской высоты
(рис. 2.3). Взлет состоит из взлетной дистанции (собственно
взлет) и начального набора высоты.
Рассмотрим стандартные процедуры на этапе взлета.
Получив разрешение на взлет и удерживая самолет тормоза-
ми, командир экипажа подает команду бортинженеру «Режим
взлетный». Двигатели плавно переводятся на взлетный режим,
причем вначале внешние двигатели, а затем внутренние. Если со-
стояние ВПП не позволяет удержать самолет тормозами до вы-
хода двигателей на взлетный режим, необходимо вывод двигате-
лей на взлетный режим осуществить в процессе движения по по-
5
Рис. 2.3. Схема взлета:
/—уборка шасси самолета; 2—конец уборки шасси самолета; 3—начало уборкн закрылков
Г=340—360 км/ч; 4— конец уборки закрылков V=380—400 км/ч; 5—номинальный режим
Г=57О км/ч; 6—высота начала уборки закрылков 7/^120 м
лосе. Самолет начинает ускоренное движение по взлетно-поса-
дочной полосе. На разбеге самолет устойчив, хорошо сохраняет
направление разбега. Разбег выполняется с отклоненным от себя
штурвалом, т. е. с прижатыми колесами передней опоры самоле-
та. Угол атаки определяется углом установки крыла относительно
оси фюзеляжа (3°). При разбеге с прижатыми колесами передней
опоры легче выдерживать направление движения по оси ВПП»
так как на малых скоростях отклонения от оси ВПП устраняются
поворотом колес передней опоры.
До прохождения скорости принятия решения Vi командир эки-
пажа должен быть готов к прекращению взлета, если произой-
дет отказ двигателя или взлет должен быть прекращен по какой-
либо другой причине. По достижении скорости подъема колес
передней опоры самолета VR необходимо выключить управление
поворотом колес передней опоры и, плавно взяв штурвал на себя,
произвести отрыв самолета. При взятии штурвала на себя проис-
ходит поворот самолета относительно основных опор самолета и
угол атаки при этом изменяется от а = 3° до а = 9—10°.
В процессе подъема не следует долго выдерживать самолет
на промежуточных углах атаки, чтобы не удлинять разбег, но и не
рекомендуется мгновенно выводить его на а0Тр, так как это может
привести к забросу по углу атаки, вследствие чего может произой-
ти преждевременный отрыв самолета от ВПП. Скорость отрыва
самолета при правильном пилотировании на 8—10 км/ч больше
скорости VR и имеет достаточный запас от скорости сваливания
(аОТр=1,15 Ус)- После отрыва необходимо разогнать самолет так,
чтобы к высоте 10,7 м скорость была не менее безопасной скорости
взлета V2, и на этой скорости продолжать набор до высоты 120 м.
Для уменьшения лобового сопротивления самолета на высоте 5 м
следует подать команду «Убирать шасси». По достижении высоты
120 м и скорости 340—360 км/ч в зависимости от массы самолета
необходимо начать уборку закрылков. Уборка закрылков произ-
водится в прямолинейном полете. Если в процессе уборки самолет
начнет крениться, следует прекратить уборку и выполнить посад-
ку с механизацией крыла в том положении, при котором началось
крепение. При уборке механизации усилия на штурвале надо сни-
мать соответствующим отклонением стабилизатора. Нагрузки, воз-
никающие на штурвале от элеронов и на педалях, снимаются с
помощью триммеров элеронов и механизма триммерного эффекта
руля направления. После уборки закрылков на скорости не менее
400 км/ч двигатели переводятся на режим «Номинал», что и соот-
ветствует окончанию этапа взлета.
Взлетная дистанция (собственно взлет)
Собственно взлетом называется ускоренное движение самоле-
та по ВПП с последующим отрывом и достижением безопасной
скорости на высоте 10,7 м. Расстояние, проходимое самолетом от
начала старта до точки набора высоты 10,7 м, называется взлет-
ной дистанцией.
Собственно взлет самолета состоит из трех участков (рис. 2.4):
разбег по ВПП до скорости VR подъема колес передней опоры
самолета (участок /);
подъем колес передней опоры по достижении скорости VR и от-
рыв самолета (участок//);
разгон самолета до безопасной скорости взлета с одновремен-
ным удалением от земли, при этом безопасная скорость V2 долж-
на быть достигнута на высоте нс более 10,7 м (участок ///).
Рассмотрим характерные скорости самолета на участке взлет-
ной дистанции и основные требования, предъявляемые к ним.
Скорость подъема передней опоры самолета VR должна пре-
вышать:
на 5% минимальную эволютивную скорость разбега при
которой в случае внезапного отказа крайнего двигателя на разбе-
ге обеспечивается балансировка самолета только аэродинамичес-
кими органами управления при боковом ветре до 5 м/с;
на 5% минимальную эволютивную скорость взлета Рм.э.в, ко-
торая определяется как скорость полета с одним отказавшим дви-
взлетная дистанция
Рис. 2.4. Взлетная дистанция
гателем и креном не более 5° для выдерживания прямолинейной:
траектории;
на 5% скорость сваливания Ус Для взлетной конфигурации..
Безопасная скорость взлета 1/2 должна превышать:
на 20% скорость сваливания Ус для взлетной конфигурации;:
на 10% минимальную эволютивную скорость взлета 1/м.э.в.
Скорость отрыва Уотр характеризуется равенством подъемной
силы и силы тяжести самолета. Скорость отрыва превышает ско-
рость подъема передней опоры самолета Vr на 8—10 км/ч, при
этом угол атаки составляет примерно 10°.
Скорость сваливания Vc — скорость, соответствующая макси-
мальному значению коэффициента подъемной силы Суатах, для
соответствующего положения механизации крыла и для различ-
ных масс самолета может быть рассчитана по формуле
У =14,41/ —-—. (2.1}.
г уатак
Скорости сваливания самолета Ил-62 при взлетной и посадоч-
ной конфигурациях (закрылки 30°) определены исходя из
Суашах = 1,85. Минимальное значение скоростей VR и V2 ограниче-
но соответствующим запасом от минимально эволютивной скоро-
сти взлета, которая определена в летных испытаниях и составля-
ет 240 км/ч. На. рис. 2.5 показаны характерные скорости при от-
клоненных во взлетное положение (30°) и убранных закрылках.
Разбег
Разбегом называется ускоренное движение самолета по ВПП
от старта до момента отрыва. При разбеге на самолет действуют
сила тяги двигателей R, сила лобового сопротивления Ха, сила
трения качения пневматиков колес FTP, вес самолета G, аэродина-
мическая подъемная сила Ya, вертикальные составляющие реак-
ции земли Мп и Мгл (рис. 2.6).
Разбег является неустановившимся движением и происходит
иод действием ускоряющей силы, равной АТ?=7?— (Xa + FTp), т. е.
избытка тяги силовых установок над силами лобового сопротив-
ления и трения.
Рис. 2.5. Характерные скорости
на взлете:
/—безопасная скорость, закрылки 0°;
2—безопасная скорость взлета V2; 3—
скорость подъема колес передней опо-
ры VR
В процессе разбега ско-
рость самолета увеличивает-
ся от 0 до скорости отрыва,
а следовательно, и силы, дей-
ствующие на самолет, неп-
рерывно изменяются. На
старте при V=0 сила тяги и
сила трения качения колес
о землю максимальны, а
подъемная сила и лобовое
сопротивление самолета равны нулю. По мере увеличения скоро-
сти аэродинамические силы Ха и Ya на первом участке растут про-
порционально квадрату скорости, так как разбег происходит с пос-
тоянным углом атаки (а = 3°).
Рис. 2.6. Схема сил, действующих на
самолет при разбеге
На втором участке с момен-
та достижения скорости подъ-
ема колес передней опоры са-
молета движение в основном
происходит на колесах основ-
ных опор с постепенно увели-
чивающимся углом атаки от
стояночного до угла атаки при
отрыве (и=1(Г). Аэродинами-
ческие силы на этом участке
больше, чем на первом, вслед-
ствие роста скорости и увели-
чения угла атаки. В результате этого в процессе разбега ускоряю-
щая сила (избыток тяги) изменяется, что приводит к изменению ус-
корения движения.
Максимальное ускорение достигается в начале разбега.
Считая движение самолета относительно центра масс уравно-
вешенным и учитывая, что угол установки двигателей относитель-
но оси самолета равен нулю, a cosa=l, запишем уравнение дви-
жения самолета в процессе разбега
— V=R-X-F1V,
g
откуда = (2.2)
или V — gnx,
dV
где V =----ускорение движения; пх—продольная перегрузка;
£ —ускорение свободного падения (9,81 м/с2). Уравнение (2.2)
можно записать в другой форме, имея в виду, что:
п V2 с
Хд — Сла Q - О,
У — С о У2 S
I а \jya\i g °’
Лр /тр.н^нН- Утр.ГЛ-^ГЛ»
ГДе /тр.н и /тр.гл коэффициенты трения качения колес передней
и основных опор самолета при разбеге (по бетону), составляющие
0,02—0,04.
Из условия равновесия сил на вертикальную ось
тогда ^Н+^ГЛ=О-Гв, Лр — f-rp (в Суо. Q -~ »
где Суа — аэродинамические коэффициенты, соответствующие уг-
лу атаки а на разбеге; 5 — площадь крыла; q — плотность воз-
духа.
Подставив значения Ха и FTP в уравнение (2.2), получим
dV Cxa — fCya V2 Q \ го _ ==£( r r e 9 5 /тр • (2.3) ат) \ G G 2 /
Уравнения для определения длины и времени разбега имеют
вид dL=Vdx, L VdV . 4) ьразб— \ y=o (2.5) V-0
Подставив в уравнения (2.4) и (2.5) уравнение (2.2) и проин-
тегрировав их, получим дистанцию и время разбега:
VdV L^=- f c -7c <2-6) S\G G У 2 /TP; — ^“1P dV (9 7\ Траз6~ J Jr cM-fcta i/2 у 8[g G e 2
Чтобы выполнить интегрирование уравнений, необходимо знать
изменение тяги, массы, сопротивления и подъемной силы в зави-
симости от скорости. Следует отметить, что в общем случае тяга
Рис. 2.7. Схема изменения сил в процессе разбега:
R—(Xa + F)— ускоряющая сила
Рис. 2.8. Схема сил, действующих на самолет на воздушном участке
двигателей является функцией давления, масса самолета при раз-
беге практически неизменна, аэродинамическое сопротивление и
подъемная сила будут функциями скорости и плотности воздуха,
коэффициент трения качения зависит от состояния покрытия ВПП
и скорости движения. Соотношение сил, действующих в процессе
разбега при взлете, может быть представлено графически следую-
щим образом (рис. 2.7).
Упрощенные способы интегрирования уравнений (2.6) и (2.7)
предполагают осреднение значения ускорения в течение разбега.
Если построить график ускорения по скорости в квадрате V —
—f(V2), то он будет близок к прямой линии, т. е. осредненное ус-
корение соответствует значению, в котором ИоТр/2 или Уср =
— 0,707УОТр- Такой упрощенный подход удобен для предваритель-
ных оценок или в случаях, когда нс требуется большая степень
точности. Считая его постоянной величиной, получим возможность
упростить уравнения (2.6) и (2.7) следующим образом:
т ___ ^отр ^отр
Ьразб Q • ’ тразб—
ср К ср
Разгон и набор высоты 10,7 м
После отрыва самолета от ВПП начинается воздушный учас-
ток взлета, на котором происходит разгон самолета до скорости
V2 и набор высоты 10,7 м, потенциальная и кинетическая энергия
самолета при этом увеличивается за счет избыточной тяги.
На рис. 2.8 показаны силы, действующие на самолет в процес-
се набора высоты. Принимая cos 0^1, уравнение движения само-
лета на воздушном участке можно записать
~ V = R-Xa~-Q sin 6,
g
Уа-G.
Преобразуя эту систему уравнений, получим формулы для дли-
ны и времени воздушного участка
^в.у
1
пхср
/ у2 — у2
I отр и 2
\ 2J
^в.у
КГ’
^ХОтР “Н **Т7
где яХСр=-------х—— — средняя продольная перегрузка;
Яхотр=-------г--- —осевая перегрузка в момент отрыва;
т ^отр
nxv3 = —- — -т;— —продольная перегрузка на высоте Н=10,7 м
G
при скорости У2;
.. V’otp + V’j
Иср=-----------средняя скорость на воздушном
участке; ??иотр и А’и, — сила тяги двигателей при скорости отрыва
и безопасной скорости взлета соответственно; /Скотр и Л'/,— аэро-
динамическое качество в начале и в конце воздушного участка;
G — вес самолета при взлете; У0Тр — скорость отрыва; У2 — безо-
пасная скорость взлета; Н — высота в конце взлетной дистанции,
равна 10,7 м; g — ускорение свободного падения (9,81 м/с2).
Уравнение для длины воздушного участка можно получить ис-
ходя из изменения кинетической и потенциальной энергии само-
лета.
На основе того, что изменение энергии тела равно работе внеш-
них сил, получаем
”^2 . и ML с XadL
2 2 j cos 0 J cos 0 ’
о 0
так как угол Q невелик, можно принять cos0= 1, тогда
-\-mgH-----— = (R~Xa)dLt
£ ~ 9)
о
после преобразования имеем
у2—у2 п V-
_1___-2IP__\-Н = \ ..dL,
2g J mg
о
p__x
где /гх, принимая пх средним на воздушном участке и
mg
лхотР + nxVi
равным лХСр=------~----»
получаем
v2 у2 £
-3—^+н==пхсДац
2g j
откуда
uy «хер \ 2g
Из уравнения длины воздушного участка Лв.у видно, что пер-
вое слагаемое в скобках характеризует изменение кинетической
энергии самолета, а второе — изменение потенциальной энергии.
Длина воздушного участка существенно зависит от осевой пе-
регрузки пх, которая включает тяговооруженность R/G и измене-
ния скорости от точки отрыва до выхода на высоту 10,7 м. Для
сокращения воздушной дистанции желательно производить набор
высоты на постоянной скорости, равной V2. В этом случае
Для обеспечения ДК = 0 отрыв самолета необходимо произво-
дить на скорости У2, что приведет к увеличению длины разбега и
всей взлетной дистанции. Поэтому необходимо так выбрать соот-
ношение между скоростями VR и У2, чтобы обеспечить рациональ-
ное соотношение длины разбега и взлетной дистанции.
Влияние различных факторов на взлетные
характеристики
На взлетные характеристики самолета влияют атмосферные
условия (температура и давление воздуха, скорость и направле-
ние ветра), состояние ВПП, взлетная масса самолета, отклонение
закрылков. Эти факторы необходимо учитывать при подготовке к
полету. Как было показано выше, длина разбега и взлетная дис-
танция в основном зависят от тяговооруженности самолета и ско-
рости отрыва.
Функциональную зависимость для длины разбега можно запи-
сать как
разб
Взлетная масса
Взлетная масса самолета влияет на длину разбега через ско-
рость отрыва и тяговооруженность. С увеличением массы увеличи-
вается скорость отрыва, а тяговооруженность уменьшается, что
приводит к увеличению длины разбега. Взлетная дистанция с уве-
личением взлетной массы также увеличивается за счет длины раз-
бега и воздушного участка.
На скорость отрыва влияе
вит от температуры и давления
Рис. 2.9. Зависимость тяги двигателей
НК-8-4 от температуры наружного воз-
духа и давления (взлетный режим,
Н — 0, М=0):
1—рн — 760 мм рт. ст. (101,3 кПа); 2—ри^
=730 мм рт. ст. (97,3 кПа)
Температура наружного воздуха
Температура наружного возду-
ха влияет на длину разбега для
заданного значения взлетной мас-
сы самолета также через два па-
раметра: скорость отрыва и тя-
говооруженность.
плотность воздуха, которая зави-
наружного воздуха
2 = 0,0474—,
Т
где р — давление воздуха, мм рт. ст.; 7’==273°+г1 — абсолютная
температура, К; t — температура наружного воздуха, °C.
Повышение температуры наружного воздуха при постоянном
давлении приводит к увеличению скорости отрыва.
Зависимость взлетной тяги двигателей НК-8-4 от температуры
представлена на рис. 2.9. На графике видно, что с увеличением
температуры наружного воздуха более +30° С (р = 760 мм рт. ст.)
взлетная тяга двигателей падает, что приводит к уменьшению тя-
говооруженности на взлете. При температурах наружного возду-
ха, лежащих левее точки начала падения тяги двигателей, умень-
шение длины разбега и взлетной дистанции происходит, в основ-
ном, в результате уменьшения скорости отрыва.
Атмосферное давление
Атмосферное давление влияет на взлетные дистанции так же,
как и температура наружного воздуха. Взлетные дистанции пре-
вышают дистанции на равнинных аэродромах при одном и том же
значении взлетной массы.
Скорость и направление ветра
Скорость встречного потока, за счет которой создается подъ-
емная сила, складывается из скорости движения самолета относи-
тельно земли и скорости встречного или попутного ветра. Поэтому
при встречном ветре длина разбега и взлетная дистанция умень-
шаются, а при попутном ветре — увеличиваются по сравнению с
длиной разбега и взлетной дистанцией в штилевых условиях.
Длина разбега и взлетная дистанция при ветре определяются
следующим образом:
r (V’orp ± Ю2
^разб== I
2Vcp
ИЛИ
^разб—•-^pa36(rr~0) 1 i
| “Г Д».у(ГГ=0) i М^в.у,
r _______ r I 1 4- w
^взл.дист-• ьразб(ГГ=0) I 1 — IZ
\ V OTP
где Apa36(w=o) — длина разбега в штилевых условиях; W — ско-
рость ветра вдоль оси ВПП, знак «плюс» — при попутном ветре,
знак «минус» — при встречном; £в.у{тг=о)— длина воздушного
участка в штилевых условиях; тв.у — время полета от скорости от-
рыва самолета до набора высоты 10,7 м.
При расчете номограмм для определения взлетных характерис-
тик в соответствии с требованиями безопасности скорость встреч-
ного ветра уменьшается на 50%, а попутного увеличивается на
150%. Это требование связано с тем, что ветер вблизи земли под-
вержен значительному влиянию сдвига и поэтому ветер, улучшаю-
щий взлетные характеристики, принимается уменьшенным на
50%, а ухудшающий — увеличенным на 150%.
Боковая составляющая ветра практически не влияет на длину
взлетной дистанции, но следует иметь в виду, что взлет с боковым
ветром требует повышенного внимания пилотов для своевремен-
ного парирования возникающих моментов. Эффективность рулей
и элеронов при этом достаточна.
Состояние взлетной полосы
Влияние состояния полосы на длину разбега связано с силой
трения, которая возникает при качении колеса по ВПП. При этом
чем больше сила трения, тем меньше ускорение, в результате чего
увеличивается длина разбега.
Как было показано ранее, сила трения зависит от коэффици-
ента качения колес и нормальной силы:
Krp=/TP(G-KJ.
При разбеге самолета по сухой бетонированной полосе коэф-
фициент трения качения составляет 0,03. Наличие осадков на
ВПП ухудшает взлетные характеристики. При обледеневшей по-
лосе на разбеге коэффициент трения практически не изменяется,
однако на старте самолет при увеличении тяги двигателей до
взлетного режима не удерживается на тормозах и поэтому разбег
начинается при тяге, меньшей, чем взлетная. Это приводит к не-
которому увеличению длины разбега. На влажной полосе длина
разбега практически не отличается от длины разбега по сухой
ВПП. Существенно влияет на длину разбега наличие на ВПП
слоя воды и слякоти, так как при этом сопротивление колес шасси
самолета значительно возрастает.
Рис. 240. Схема сил, действующих на самолет при движении по ВПП, имею-
щей уклон:
(р—уклон ВПП
Уклон ВПП
Наличие уклона ВПП <р влияет на длину разбега вследствие
добавления составляющей силы от массы самолета G sing), кото-
рая увеличивает или уменьшает ускоряющую силу (рис. 2.10).
При разбеге самолета по ВПП, имеющей уклон, ускорение
движения
V = < (/? - Ха - fiv (<7„ - Г„) + sin <р),
или V — 1Лрв0 + g sin
Знак « + » берется при уклоне вниз, знак «—» — при уклоне вверх.
Длина разбега при этом будет составлять
V2
£ __________ отр______f
раз6 2 (Иср<р .о ± g sin срср)
где УсРф=о — среднее ускорение самолета при нулевом уклоне;
<Рср — средний уклон по длине ВПП.
После некоторых преобразований уравнение можно предста-
вить в виде
. _ ^разб<Р=о
Раз6 , 2срср^разб<р„0 ’ { >
V2
v отр
Как видно из уравнения, при уклоне ВПП вниз длина разбега
уменьшается, а при уклоне вверх — увеличивается. Если ВПП
имеет постоянный уклон, его влияние точно определяется по фор-
муле (2.8), а при переменном уклоне определять длину разбега
следует методом интегрирования или приближенно по среднему
уклону.
Потребные длины разбега и взлетной дистанции
Длина разбега и взлетная дистанция являются важнейшими
Параметрами самолета, определяющими возможность базирова-
ния его на аэродроме определенного класса.
С учетом возможных отклонений от предусмотренной техники
пилотирования при массовой эксплуатации для обеспечения опре-
деленного уровня безопасности при определении потребных длин
ВПП принимаются не фактические длины разбега и взлетной ди-
станции, а потребные.
По Нормам летной годности гражданских самолетов (НЛГС)
потребная длина разбега равна сумме фактической длины разбе-
га и половины длины воздушного участка (от отрыва до набора
Я=10,7 м), умноженной на коэффициент 1,15:
АкД.р= 1’15(£разб4“0,5Д5у).
Потребная взлетная дистанция — это взлетная дистанция, ум-
ноженная на коэффициент 1,15.
Отказ двигателя на взлете
Под отказом двигателя понимается полная потеря тяги. Мо-
мент отказа двигателя определяется как момент заметного (по
поведению самолета, показателям бортовых визуальных указате-
лей) уменьшения его тяги, которое ни при каких сочетаниях об-
стоятельств не может возникнуть при неизменном положении ры-
чагов управления двигателем, если он работает нормально. Как
правило, рассматривается отказ критического двигателя, т. е. дви-
гателя, отказ которого вызывает наиболее неблагоприятные из-
менения в движении самолета. Для самолета Ил-62 критическим
является крайний двигатель (правый или левый), так как при его
отказе возникает возмущающий момент, который необходимо па-
рировать органами управления без уменьшения режима работы
симметричного двигателя. Вероятность отказа двигателя на взле-
те мала, так как время, в течение которого совершается взлет, со-
ставляет менее 1 мин, т. е. незначительную часть общей продол-
жительности полета. Кроме того, взлету предшествует тщательная
проверка и опробование двигателя и его систем, что также умень-
шает вероятность отказа в первую же минуту полета. Тем не ме-
нее случай отказа двигателя в процессе взлета рассматривается и
является расчетным случаем для- определения допустимой взлет-
ной массы из условия длины полосы и градиента скороподъем-
ности на начальном наборе высоты. Скорости на взлете, как было
показано раньше, также назначаются с учетом вероятного отказа
двигателя.
Нормы летной годности предписывают, чтобы при отказе кри-
тического двигателя на любом этапе взлета была обеспечена воз-
можность безопасного прекращения или продолжения взлета в
рассматриваемых эксплуатационных условиях. Продолжение взле-
та допускается только после достижения минимально-эволютив-
ной скорости разбега Км.э.р, а прекращение взлета — до скорости
подъема колес передней опоры самолета VR.
К взлету пилот должен быть так подготовлен, чтобы в случае
отказа двигателя точно знать — продолжить или прекратить взлет.
V=0 VomH ^н.т V=0'
Рис. 2.11. Схема прерванного
взлета:
1—дистанция разбега на четырех дви-
гателях; 2—дистанция переходного
участка; 3—дистанция торможения;
4—дистанция прерванного взлета
Прерванный взлет
Прерванный взлет — взлет, протекающий как нормальный до
момента отказа одного критического двигателя с последующим
торможением до полной остановки самолета.
Дистанция прерванного взлета — это расстояние по ВПП, про-
ходимое самолетом от момента страгивания на линии старта до
полной остановки. Дистанция равна сумме длин разбега при всех
работающих двигателях до точки отказа двигателя, переходного
участка и участка торможения до полной остановки самолета
(рис. 2.11).
Дистанция переходного участка определяется как расстояние,
проходимое самолетом от момента определения отказа двигателя
до установления конфигурации полного торможения.
При выполнении прерванного взлета экипаж должен четко и
быстро ввести в действие средства торможения, чтобы предотвра-
тить выкатывание самолета с полосы.
При обнаружении отказа двигателя, удерживая самолет от
разворота, необходимо перевести РУД всех двигателей на режим
малого газа. Для более эффективного использования управляемой
от педалей передней опоры при парировании разворачивающего,
момента целесообразно отклонить штурвал от себя для догрузки
передней опоры, особенно при взлете с задними центровками, а
также при малой взлетной массе. Одновременно с принятием ре-
шения о прекращении взлета необходимо использовать тормоза
колес. По команде командира экипажа бортинженер выпускает
интерцепторы в тормозном режиме на полный угол (60°), в резуль-
тате чего уменьшается коэффициент подъемной силы на пробеге,
увеличивая тем самым нагруз-
ку на тормозные колеса и улуч-
шая работу тормозной систе-
мы. После выпуска интерцеп-
торов бортинженер включает
реверс тяги двигателей и вык-
лючает отказавший двигатель.
Рис. 2.12. Зависимость взлетных ха-
рактеристик самолета от скорости!
отказа двигателя:
/—прерванный взлет; 2—продолженный
взлет; 3~потребная длина разбега; 4—
сбалансированная взлетная дистанция;
5—сбалансированная длина разбега
При таком последовательном вводе тормозных средств продол-
жительность переходного участка не превышает 3 с, за это время
скорость движения самолета возрастает на 10—12 км/ч.
Приближенно дистанцию прерванного взлета можно опреде-
лить по "уравнению
•^ирерв-взл -^разб •^'иерех.уч -^торм »
т И2
где Дразб = —длина разбега до скорости отказа двигателя
2ЙСР
Котк; Д.ерех.уч~т!/с[) —дистанция переходного участка; т — время
переходного участка, принимаемое равным 3 с; Уср— средняя ско-
рость между отказом двигателя и скоростью начала торможения;
И2Т
Лорм=——дистанция торможения от скорости начала тор-
2И ср
можения Vn.T до полной остановки самолета.
Задаваясь различными значениями скорости отказа двигателя,
можно получить зависимость дистанции прерванного взлета от
скорости отказа двигателя (рис. 2.12). Очевидно, что с увеличени-
ем скорости отказа двигателя увеличивается дистанция прерван-
ного взлета.
Продолженный (завершенный) взлет
Продолженный взлет — взлет с отказавшим в процессе взлета
одним критическим двигателем.
Дистанция продолженного (завершенного) взлета — это рас-
стояние по ВПП, пройденное самолетом от момента страгивания
на линии старта до момента набора высоты 10,7 м (над уровнем
ВПП в точке отрыва самолета) с одновременным достижением без-
опасной скорости взлета. Дистанция равна сумме длин разбега при
всех работающих двигателях до точки отказа двигателя, разбега на
трех двигателях до точки отрыва самолета и воздушного участка
набора высоты 10,7 м (рис. 2.13).
Процедура выполнения продолженного взлета практически та-
Рис. 2.13. Схема продолженного взлета:
tf—разбег на четырех двигателях; 2—разбег на трех двигателях; 3—воздушный участок;
4—продолженный (завершенный) взлет
кая же, как и при нормальном взлете. Разворачивающий момент
от двигателей парируется отклонением штурвала и педалей.
Из определения дистанции продолженного взлета следует, что
с увеличением скорости, на которой происходит отказ двигателя,
длина разбега и взлетная дистанция уменьшаются и наоборот.
Следовательно, длину разбега и взлетную дистанцию можно пред-
ставить графически в функции скорости отказа двигателя (см.
рис. 2.12), только на график наносится значение не фактической
длины разбега, а потребной. По НЛГС, как указывалось ранее, по-
требная длина разбега равна сумме длины разбега и половины
длины воздушного участка (до Н = 10,7 м).
В случае отказа двигателя на скорости более V\ разбег и на-
бор высоты производятся при трех работающих двигателях, т. е.
суммарная тяга двигателей на самолете уменьшается на 25%•
Кроме того, вследствие остановки двигателя и необходимости пу-
тевой балансировки самолета появляется дополнительное аэроди-
намическое сопротивление. С потерей располагаемой тяги и уве-
личением коэффициента сопротивления взлетные характеристики
самолета ухудшаются.
Сбалансированная длина полосы
Как следует из рис. 2.12, существуют такие скорости отказа
двигателя (скорости принятия решения VJ, при которых длина
завершенного взлета равна длине прерванного взлета (точка А) и
потребная длина разбега равна длине прерванного взлета (точка
Б). В первом случае получаем сбалансированную взлетную дис-
танцию, а во втором — сбалансированную длину разбега. Сбалан-
сированные взлетные дистанции и длины разбега определяются во
всех ожидаемых условиях эксплуатации и для всего диапазона
взлетных масс (рис. 2.14, 2.15). Однако определение сбалансиро-
ванных длин удобно в основном для сравнения взлетных харак-
теристик различных типов самолетов. В действительности, на кон-
кретных аэродромах, располагаемые длины ВПП для продолжен-
ного и прерванного взлета не равны между собой. Следовательно,
можно определить такое значение Vj, при котором будут удовлет-
воряться условия выполнения продолженного и прерванного взле-
та для конкретного аэродрома. В этом случае получается несба-
лансированный взлет и, как было указано ранее, скорость Vi мо-
жет иметь значение от Ум.э.р До Vr-
Задаваясь различными значениями Vi (как правило, в долях
VR), можно построить дополнительные номограммы к сбалансиро-
ванной взлетной дистанции (разбегу), позволяющие учитывать кон-
кретные условия взлета (рис. 2.16, 2.17). При построении этих но-
мограмм вводится понятие — параметр D(R). Параметр D(R) —
это приведенная сбалансированная взлетная дистанция (длина
разбега), т. е. производится приведение несбалансированного взле-
та к эквивалентному сбалансированному. На основании этих но-
мограмм определяется допустимая взлетная масса самолета для
44
5000
Рис. 2.14. Сбалансированная взлетная дистанция (параметр D, б3 = ЗО°)
Параметр 5
ПОПО
Рис. 2.15. Сбалансированный разбег (параметр б3 = ЗО°)
Параметр
станции прерванного
(6з = 30°)
5000
О
5
10
Е=
~ 08
3000
2000
встречный
1000
Уклон ВПП, %
20
взлета
чооо
5000
дистанция
ппрпЯп 1>цр?г> Rjppmrr м
О
Рис. 2.16. Значения параметра R
и отношения Vi/VH для распола-
гаемых дистанций разбега и дис-
2000 3000
Ра ополагаемая
попут-
ный
ю о ю 10
ветер, м/с
Зиния 1 ' ]
отсчета
Уклон ВПП, °lo
Рис. 2.17. Значения параметра D и
отношения Vi/Vr для располагае-
мых взлетной дистанции и дистан-
ции прерванного взлета (б3 = ЗО°)
Располагаемая вистпнция
прерванного взлета,м
дантгого базирования и атмосферных условий на старте, а также
можно решить и обратную задачу, т. е. для заданной взлетной
массы и атмосферных условий определить потребные дистанции.
Прежде чем рассматривать случаи применения указанных номо-
грамм, рассмотрим схему аэродрома (рис. 2.18) и некоторые ос-
новные определения.
Летная полоса (ЛП) состоит из взлетно-посадочной полосы
(ВПП) и концевых полос безопасности (КПБ).
КПБ — часть летной полосы, расположенная непосредственно
за кромкой ВПП и используемая при прерванном взлете или про-
долженной посадке.
Располагаемая длина летной полосы (РЛП) равна сумме длин
ВПП и одной КПБ, в направлении которой производится взлет
или посадка.
Располагаемая дистанция прерванного взлета (РДПВ) равна
РЛП, уменьшенной на длину участка выруливания.
Располагаемая дистанция взлета (РДВ) равна сумме РЛП и
свободной зоны (СЗ) полосы воздушных подходов, равной не бо-
лее 1/2 длины ВПП.
Располагаемая длина разбега (РДР) равна длине ВПП, умень-
шенной на длину участка выруливания.
Примеры пользования номограммами (см. рис. 2.16 и 2.17). А. Взлет само-
лета с аэродрома, у которого имеется КПБ, а СЗ не используется для набора
высоты (//—10,7 м).
В этом случае затруднительно сказать, по какому условию определяется до-
пустимая взлетная масса. Все зависит от длины КПБ и чем она больше, тем
больше вероятность, что будет ограничение по длине разбега. Поэтому необхо-
димо определить допустимую взлетную массу из условий располагаемой взлет-
ной дистанции и располагаемой длины разбега и принять наименьшую.
При определении массы по параметру D имеем условие сбалансированного
взлета (при условии штиля и при уклоне ВПП, равным нулю), так как рас-
полагаемая взлетная дистанция и дистанция прерванного взлета равны между
собой (ВПП--|-КПБ). Тогда по рис. 2.14 для заданных условий сразу определя-
ем допустимую взлетную массу, а по рис. 2.16 — скорость Vi.
При наличии уклона ВПП, попутной или встречной составляющей ветра
следует по рис. 2.16 определить параметр D и скорость Vi, а затем по рис. 2.14
для заданных атмосферных условий и полученном параметре D определяем до-
пустимую взлетную массу.
Располагаемая длина разбега и дистанция прерванного взлета в данном слу-
чае не равны, т. е. имеется вариант несбалансированной длины разбега. Следо-