Скорость, тяга, потребные при наборе высоты 1 страница

ИЛ-86

(учебное пособие)

2 издание, доработанное

БКК 053-01

Б-55

В.П.Бехтир. Практическая аэродинамика самолета Ил-86.

Ульяновск: Центр ГА СЭВ, 1991-135с.

В методическом пособии изложены особенности характерис­тик скоростного дозвукового самолета и практическая аэродина­мика самолета Ил-86.

Даны геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Излагается динамика полета самолета и даются летные характеристики в различных элементах полета как в обычных, ток и в сложных условиях (при отказе двигателя, при обледенении самолета и при полете в неспокойном воздухе),

Пособие предназначено для летного и инженерно-техническо­го состава, эксплуатирующего самолет Ил-86, может быть использовано другими специалистами гражданской авиации, по своему содержанию полностью соответствует существующим программам подготовки летного состава гражданской авиации.

© Ульяновский Центр ГА СЭВ, 1989.

© Ульяновский Центр ГА СЭВ, 1991, с изменениями.

1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ КОМПОНОВОЧНОЙ

СХЕМЫ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ

САМОЛЕТА ПРИ РАЗЛИЧНОЙ КОНФИГУРАЦИИ

1.1. Особенности аэродинамической компоновки самолета

Скоростной пассажирский реактивный самолет Ил-86 предназ­начен для эксплуатации на авиалиниях средней и большой протяженности от 2000 до 5000 км с коммерческой загрузкой до 42000 кг на крейсерской скорости 850-900 км/ч. Максимальная крейсерская скорость на высоте 11000 м при MCA 930 км/ч.

Самолет Ил-86представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом, четырьмя турбовентиляторными двигателями, однокилевым хвостовым стреловидный оперением (рис.1).

Особенностью конструктивной схемы самолета является установка двигателей на пилонах под крылом.

Такая конструкция имеет следующие преимущества:

- двигателя разгружают тонкое крыло и уменьшают изгибающий момент при нормальной нагрузке в полете;

- двигатели на пилоне, вынесенные вперед, являются противо-флаттерными балансирами;

- за счет массы демпфируются колебания крыла при попада­нии в болтанку;

- техникам легко обслуживать двигатели из-за низкого их расположения;

- конструктивно проще бороться с пожаром, ставя противопожарные перегородки на пилонах;

- удобно устанавливать реверс тяги двигателей, он не влияет на путевую управляемость на пробеге;

Рис. 1. Общий вид самолета Ил-86

- мал шум, так как двигатели расположены далеко от борта самолета;

- малы потери тяги, так как прост канал воздухозаборника;

- меньше масса оперения и фюзеляжа по сравнению с самоле­тами, у которых двигатели находится в хвостовой части фюзеляжа;

- более передние центровки, проще управляемость ввиду боль­шего плеча от центра тяжести самолета до руля высоты;

- короче пути топлива к двигателям.

Конструкция имеет и ряд недостатков:

- велик разворачивающий момент при отказе крайнего двигателя, самолет быстро входит в крен;

- ввиду большого разворачивающего момента нужен большой киль и руль направления;

- при посадке самолета с креном более 4° двигатели касаются земли;

- требуется положительное поперечное V крыла, что увели­чивает поперечную устойчивость и требует установки автоматичес­ких систем;

- при пробеге камни с бетона отбрасываются струей газов на оперение;

- ввиду низкого расположения двигателей засасываются посторонние предметы в двигатели;

-при аварийной посадке двигатели ударяется о землю, вследствие чего увеличивается вероятность пожара;

- при разрушений двигателя возможно поражение бака и фюзеляжа обломками;

- при пожаре двигателя загорается крыло самолета;

- пульсирующие газы, вырываясь из двигателя, уменьшают срок службы горизонтального оперения;

- гондолы увеличивают лобовое сопротивление;

- интерференция в месте стыка гондолы и крыла увеличивает лобовое сопротивление и уменьшает, число M_кр;

- при эволюциях возникают большие нагрузки на двигатели;

- за счет газов, вырывающихся из сопла, изнашивается ВПП;

- опасно производить посадку на воду.

Установка двигателей на пилонах под крылом является вынужденной в связи с применением тонких гибких стреловидных крыль­ев с большим удлинением крыла λ и большой нагрузкой на один квадратный метр крыла.

Крыло имеет нижнее расположение, что дает ряд преимуществ: крыло самолета имеет относительно малое расстояние от поверхности земли, в результате чего коэффициенте подъемной силы С _у при взлете и посадке будет большим ввиду влияния (с высоты 8-10 м) земли. Благодаря этому улучшаются взлетно-посадочные характеристики самолета:

- шасси самолета невысокое и при вполне достаточной прочности имеет меньшую массу и проще убирается;

- при низкоплане обеспечивается превышение горизонтального оперения относительно крыла, что положительно сказывается на продольной устойчивости в управляемости;

- меньшая опасность для экипажа и пассажиров при посадке самолета с убранным шасси;

- лучший обзор верхней и передней полусфер из самолета.

Высокий уровень аэродинамического качества на расчетных крейсерских скоростях полета достигается за счет применения крыла, сформированного из скоростных профилей ЦАГИ, площадью по базовой трапеции 330м².

Крыло характеризуется заметным изменением геометрических параметров сечений в средней части при практически постоянной геометрии консоли. В корневых сечениях крыла установлены дос­таточно толстые профили толщиной С _mах до 13%, умеренной поло­жительной кривизны с передним положением толщины и кривизны по хорде.

Такие профили имеют близкое к треугольному распределение воздушной нагрузки с очень плавным восстановлением давления вдоль всей хорды. Сечения консоли обладает практически полочным распределением воздушной нагрузки вдоль хорды (вплоть до максимума верхней поверхности) и малым уровнем разряжения, что обеспечивает высокие критические значения числа М.

Фюзеляж, рационально сочетающий преимущества формы я удлинения своих частей, обладает минимально возможным сопро­тивлением и высоким критическим значением числа М.

Установка двигателей на пилонах под: крылом обеспечивает благоприятные условия для потока на входе в двигатели в широком

диапазоне эксплуатационных условий при минимальном при­росте сопротивления на крейсерских режимах.

Для уменьшения отрицательного влияния пилонов в гондол на эффективность полностью отклоненного предкрылка выполнена специальная подрезка пилонов внешних гондол в области стыка с нижней поверхностью крыла, а в области пилонов внутренних гондол - профилированный, охватывающий пилон, вырез в пред­крылке, закрывающийся в убранном положении, что способствует достижению высоких несущих свойств и увеличению критических углов атаки.

Стреловидное оперение, характеризующееся минимальным приростом сопротивления, обеспечивает потребные запасы устой­чивости и балансировку продольного момента самолета в широком диапазоне центровок (Х _т = 16 - 33 % САХ), а также управляемость на взлете в случае отказа критического двигателя и выполнение посадки при боковом ветре при выбранных размерностях аэродина­мических поверхностей управления (см.рис 1),

Требования, предъявляемые к взлетно-посадочным характерис­тикам самолета Ил-86, обусловили применение на стреловидном крыле мощной системы механизации, которая позволила реализовать значительные приращения коэффициента подъемкой силы.

Система механизации состоит из предкрылка, расположенного по всему размаху крыла, занимающего до 17,5% хорды базовой трапеции и охватывающего 76% размаха крыла, а также из двухщелевого закрылка с фиксированным дефлектором.

Полный выпуск закрылка обеспечивает приращение коэффициен­та подъемной силы Δ С _у 1,2.

Примененный предкрылок, улучшая обтекание крыла на боль­ших углах атаки, повышает максимальный коэффициент подъемной силы С_{у max} до значений 2,4-2,45 (при отклонении предкрылка на 35° и закрылка на 40°), обеспечивает благоприятный характер изменения продольного момента самолета до углов атаки α = 18-20° в тем самым надежную защиту эксплуатационных углов атаки сверху. Выход на углы атаки менее 0° о полностью отклоненным предкрылком, особенно при отклонении закрылка на полный угол, может приводить к срыву потока на нижней поверхности

крыла и появ­лению тряски. Поэтому при выполнении посадочного маневра полет на углах атаки менее 0° не допускается.

Отклонение механизация, наряду с повышением несущих свойств крыла, сопровождается ростом лобового сопротивления и уменьшением аэродинамического качества крыла (на графике выражается перестройкой поляры самолета). Величина максималь­ного аэродинамического качества при полном выпуске закрылков я предкрылков уменьшается практически на 50%всравнении со значением для крейсерской конфигурации; коэффициент же подъем­ной силы, соответствующий максимальному аэродинамическому ка­честву, возрастает до С_{у max} = 1,5.

Применение механизации крыла позволяет получить прираще­ние положительной подъемной силы за счет использования следую­щих факторов:

- изменение геометрии крыла за счет увеличения несущей площади крыла путем раздвижки звеньев закрылка и предкрылка, а также увеличения кривизны сечений крыла при отклонении за­крылка и предкрылка;

- реализация безотрывного обтекания крыла большой кри­визны до больших углов атаки за счет повышения устойчивости потока над верхней поверхностью путем организации перепуска часта воздушного потока через профилированные щели между пред крылом, основной частью крыла и элементами щелевого закрылка.

Изменение аэродинамических характеристик при убранной и отклоненной механизации определяется характером распределения воздушной нагрузки по хорде и размаху крыла;

При отклонении закрылков увеличивается скорость потока в разрежение его над верхней поверхностью как основной части крыла, так и элементов закрылка. Под нижней поверхностью скорость потока понижается, давление увеличивается. Это приво­дит к образовании дополнительной подъемной силы и некоторому смещению равнодействующей подъемной силы назад, к хвостовой частя крыла. Смещение равнодействующей подъемной силы назад вызывает приращение продольного момента на пикирование.

Отклонение закрылков способствует увеличению подъемной силы и сопровождается сдвигом максимальной подъемной силы в сторону меньших углов атаки (рис.2).

Отклоненный предкрылок начинает участвовать в создании положительной подъемной силы на углах атаки превышающих угол нулевой подъемной силы предкрылка. Отклонение, предкрылка затя­гивает начало срыва потока с крыла до больших углов атаки, смещает в сторону увеличения углов атака максимальную подъемную силу как с неотклоненным, так и с отклоненным закрылком.

1.2. Компоновка крыла самолета

Крыло самолета Ил-86 выполнено стреловидным, в результате чего крыло имеет большее число М_кр и более слабый волновой кризис, но обладает рядом особенностей, присущих стреловидномукрылу:

- большие скорости отрыва и посадочные, и как следствие, -большие длина разбега и пробега;

- более низкое качество, и тем самым большее лобовое сопротивление самолета, меньше дальность и продолжительность полета;

- склонность к концевому срыву потока с крыла на больших углах атаки;

- меньше коэффициент максимальной подъемной силы, а значат больше скорость сваливания;

- тяжелее, чем прямое крыло, более склонно к флаттеру, менее подвергается влиянию механизации;

- сильнее закручивается в полете на уменьшение угла атака, что требует увеличения жесткости крыла;

- обладает лишней поперечной устойчивостью, дающей рас­качку самолета ("голландский шаг");

- хуже поперечная управляемость на больших углах атаки из-за срыва потока с концов крыла;

- обладает особенностям поперечной управляемости - реверсом элеронов, всплыванием элеронов;

- обладает обратной реакцией по крену на отклонение руля направления.

- хуже поперечная устойчивость при числе M>М_max. Площадь крыла 330м² выбирается из условия обеспечения расчетных взлетно-посадочных характеристик и нагрузок на 1м² крыла.

Средняя аэродинамическая хорда в САХ = 7,57м необходима для того, чтобы привязаться центровкой к конструкции самолета. Относительно САХ устанавливаются предельно передние и задние центровки, рекомендуемые в эксплуатации, рассматриваются воп­росы устойчивости и управляемости.

Угол поперечного V = 6°48' (по линии носков профилей). Положитель­ная величина поперечного V крыла улучшает поперечную устой­чивость самолета, создает большую безопасность при посадке на фюзеляж.

Кроме того, увеличивается расстояние от конца крыла до ВПП, что важно при появлении крена после отрыва самолета или при посадке, уменьшается длина, азначит масса стоек.

Но положительное V крыла является вынужденным из-за расположения двигателей на пилонах под крылом.

Удлинение крыла λ. и сужение ηвыбираются с таким рас­четом, чтобы максимально приблизиться к форме эллипса для получения большего аэродинамического качества меньшего соп­ротивления самолета, уменьшения изгибающего момента и массы крыла.

Крыло самолета ИЛ-86 имеет геометрическую крутку - 4° и аэродинамическую крутку, заключающуюся в разнице кривизны профилей.

Аэродинамическая и геометрическая крутка позволяют:

- улучшить распределение подъемной силы по размаху крыла в сторону большего нагружения корневой части я разгружения концевой;

- достигать больших углов атаки, прежде чем начнется срыв потеха на его концевых частях;

- улучшать характеристики продольной устойчивости само­лета;

- улучшать работу элеронов на больших углах атака;

- увеличивать запас по углу атаки до начала тряси;

- уменьшить угловые скорости при сваливании (повысить противоштопорные характеристики);

- повысить в целом М_кр и α _кр концевых сечений;

- уменьшить сопротивление самолета;

- сдвигать начало срыва потока ближе к борту фюзеляжа.

1.3 Геометрические характеристики самолета и их аэродинамическое обоснование

Общие геометрические данные

Длина самолета 60,21м

Высота самолета 15,5м

Колея шасси 9,9м

Расстояние от передней опоры шасси до основной 21,05м

Расстояние от передней опоры шасси до

средней основной 22,32м

Фюзеляж

Длина 56,1м

Диаметр миделя 6,08м

Ширина проема входной двери 1,15м

Грузовая дверь 1,84x2,47м

Дверь буфета-кухни 0,85х1,67м

Аварийный выход 1,07x1,9м

Плечо до внутреннего двигателя 10,7м

Плечо до внешнего двигателя 17,3м

Расстояние до земли (двигателя) 0,917...1,117м

Рис. 2. Аэродинамические характеристики самолета Ил-86 при выпуске шасси и механизации

Рис. 3. Механизация крыла самолета Ил-86

Крыло

Размах 43,06м

Площадь 300м²

Средняя аэродинамическая хорда 7,57м

Сужение η 3,5

Удлинение λ 7

Угол стреловидности 35°

Угол поперечного V 6°43'

Установочный угол крыла +3°

на конце крыла -1°

Геометрическая крутка -4°

С _кор. С _конц. 13…9%

f _кор. f _конц, 0,7…1%

Х _с 25...35%

X _f 20...50%

Горизонтальное оперение

Площадь горизонтального оперения 96,5м²

Площадь руля высоты 15,89м²

Удлинение λ. 4,36

Сужение η 3,41

b _кор. 7.26

b _конц. 2,12

Поперечное V 5°

С 10%

χ 37°30'

Отклонение руля высоты

(К _{ш max}) -25…15°

Отклонение руля высоты

(К _{ш min})-10°30'...7°30'

Диапазон триммирования

(К _{ш max}) ±5°

Отклонение стабилизатора +2°...-12°

Скорость вращения стабилизатора <5°/с 0,22

Скорость вращения стабилизатора >5°/с 0,44

Вертикальное оперение

Площадь вертикального оперения 56,06м²

Площадь руля направления 16,27 м²

Высота 8,52м

Удлинение λ 1,3

Сужение η 2,5

b_кор 9,4м

b _конц 3,76м

Стреловидность 45°

С 10,5%

Максимальный угол К _{ш max} ±27°

при К _{ш min} ±5°30'

Угол отклонения при появлении

"скачка" ±17°

Диапазон триммирования К _{ш max} ±15°

Тормозные щитки

Площадь. 9,87м²

Размах 9,87м

Углы отклонения 58°

Время выпуска 2с

Спойлеры

Площадь 15,59м²

Размах 20,08м

Углы отклонения секции 1 и 4 40°

секции 2 33°

секции 3 27°

В элеронном режиме 1-4 22⁺²_-1°

В тормозном режиме 1-3 38±l°

В смешанном полете 40+1°

На пробеге max 38°

В полете тормозной режим 20°

Предкрылки

Площадь 38,5м²

Размах 40,8м

Углы отклонения 35°

Время выпуска от одной 50с

от двух 25с

Закрылки

Площадь 67м²

Внутренние 29м²

Наружные 38м²

Размах 30,45м

Угол отклонения 40°

Время выпуска от одной 60с

от двух 30с

Элероны

Площадь без компенсация 9,44м²

Размах 5,43м

Углы отклонения:

К _{ш max} ±25°

К _{ш min} ± 12°30'

Диапазон триммирования К _{ш max} ± 10°

1.4. Аэродинамические характеристики самолета

Под аэродинамическими характеристиками самолета понимают­ся зависимость коэффициента С_у от утла атаки С_у= f (α), а также поляра самолета (кривая, выражающая зависимость коэффи­циента С_у от коэффициента С_х).

Поляра самолета ИЛ-86 для малых чисел М(0,3-0,35)

По графикам (см. рис.2) можно определить аэродинамические характеристики самолета для каждого угла атаки. Для этого на оси абсцисс кривой С_у= f (α) находится заданный угол атки α, на оси ординат - значение С_у, на поляре - значение С_у и С_х. По значениям С_у и С_х определяется К= С_у /С_х; С_R = и угол качества θ = C_х/С_у.

Точка пересечения кривой С_у= f (α) с осью абсцисс дает значение угла атаки нулевой подъемной силы α ₀, значение ко­торого ввиду большой геометрической крутка положительно и равно +2°, для этого угла атаки С_у=0, К=0, а С_х =С_R,.

Касательная к поляре, проведённая из начала координат, определяет в точке касания наивыгоднейший угол атаки α _нв=8°.

При этой величине угла атаки самолет имеет уточненное в результате летных испытаний К_max=17,5. При помощи касательной, проведенной параллельно оса ординат, определяется велчина С_{х min} = 0,021, которая соответствует α ₀ = +2°, а касатель­ная (параллельно оси абсцисс) дает величину С_{у max} = 1,25. ко­торая соответствует α_кр =22-25° (см.рис.2).

При приближения к α_кр на α_тр=17-18° наступает срыв пограничного слоя в корне крыла, а концевые части крала, бла­годаря аэродинамической игеометрической крутке (-4°), а также аэродинамическим гребням, еще имеют плавное обтекание.

Приближение значения утла атаки к α_кр и наступление среза в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, по которой пилот узнает о выходе самолета на углы атаки, близкие к критическому (см. рис.2).

Поляра самолета Ил-86 при выпущенном положения шасси

При выпуске шасси характер обтекания крыла не изменяется а коэффициент подъемной силы С_у на любом угле атаки остается без изменения, а коэффициент лобового сопротивления на всех углах атаки увеличивается на С_х=0,015, При увеличении С_х аэродинамическое качество уменьшается до 11,3, a α_нв увели­чивается до 10° (табл.I).

Таблица 1

Аэродинамические характеристики самолета при выпуске механизации

Положение механизац.	αкр.	СУМ	α 0	Схо	Схм	αНВ	К	Vсв 210т	Vсв 160т	Vпр мин
Механизац. убрана	22-25°	1,25		0,021	0,021	8°	17,5
Шасси выпущено	22-25°	1,25		0,036	0,036	10°	11,3
δз = 15° δпр = 25°	22°	1,8		0,075		9°	9,2
δз = 30° δпр = 25°	22°	2,15	-2°	0,121	0,11	8°	8,4
δз = 40° δпр = 35°	19°	2,4	-4°	0,175	0,16	6,5°	6,35

Скорости сваливания при массе самолета 210т:

1) при δ₃ = 0° δ_пр = 0°

2) при δ₃ = 30° δ_пр = 25°

3) при δ₃ = 40° δ_пр = 35°

На самолете ИЛ-86 шасси выпускается:

- на траверзе ДПРМ при V = 410-430 км/ч Пр и устанавли­вается скорость 390-410 км/ч Пр;

- при посадке с прямой на расстоянии 25 км при V = 410-430 км/ч Пр и устанавливается скорость 390-410 км/ч Пр;

- при посадке с одним отказавшим двигателем шасси выпус­кается так же;

- пра посадке с двумя отказавшими двигателями наV = 400-420 км/ч Пр перед входом в глиссаду и устанавливается V = 325-360км/ч Пр;

- при посадке с тремя отказавшими двигателями на V=400км/ч Пр перед входом в глиссаду;

- при экстренном снижении на V≤530км/ч Пр;

- при самовыключении четырех двигателей шасси выпускается на V = 450км/ч Пр на высоте не менее 1000м.

Поляра самолета ИЛ-86 для различных значений числа М

При значениях числа М>0,4 сказывается влияние сжимае­мости воздуха. Увеличивается избыточное давление под крылом и разряжение над крылом. Это увеличивает С_у на любой величине угла атаки.

Ввиду больших скоростей обтекания срыв потока с крыла происходит раньше, что уменьшает α_кр и С_{у mах}. Вследствие увеличения избыточного давления перед крылом а разряжения за крылом, увеличивается коэффициент лобового сопротивления С_х, а на графике поляра уходит вправо (см.рис.2).

При больших значениях числа М появляются ответвляющиеся поляры. Угол качества увеличивается, а качество падает. При М=0,85, К_mах =15, α_кр =16° С_{у mах} = 1.

1.5. Механизация крала самолета и ее влияние на аэродинамические характеристики

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолет ИЛ-86 имеет двухщелевые выдвижные закрылки, выдвижные пред­крылки, тормозные щитки. Органами поперечной управляемости, а также для уменьшения подъемной силы в увеличения сопротив­ления самолета при снижении ина пробеге служат спойлеры.

3акрылки

При выпуске закрылки увеличивают кривизну крыла, площадь крыла, вызывают отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Все это увеличивает С_у, но еще в большей степени С_х вызывает следующее изменение летных характеристик самолета (рис.3).

1. Уменьшается скорость отрыва самолета при взлете. В момент отрыва подъемная сила практически равна силе тяжести самолета

.

При отклоненных закрылках на тех же углах атаки (α = 10-12°) С_убольше, следовательно, равенство y = G достигается при меньшей скорости на разбеге.

В стандарт­ных условиях при т = 210т, δ_пр= 0, δ=0 скорость отрыва составляет 400км/ч Пр; при δ₃= 30°, δ_пр= 25°- V_отр.=295км/ч Пр.

2. Уменьшается длина разбега самолета. При взлете с мас­сой 210т в стандартных условиях при убранных предкрылках и закрылках длина разбега будет 3000-3200м, а при закрылках, выпущенных на 30° и предкрылках - на 25° длина разбега соста­вит 2000-1900м.

3. Упрощается расчет на посадку за счет меньших скоростей. Самолет с массой 175т снижается на V = 275км/ч Пр при от­носительно небольших углах атаки. Пилот имеет большую возмож­ность для уточнения расчета.

4. За счет большего лобового сопротивления стадии вырав­нивания и выдерживания будут меньше на 500-600м.

5. Меньше посадочная скорость и длина пробега после при­земления. Самолет приземляется при подъемной силе, практичес­ки равной силе тяжести самолета, т.е. . Так как при выпушенных закрылках С_у больше, то приземление проис­ходят при меньшей скорости. Уменьшение посадочной скорости вызывает уменьшение длины пробега самолета.

При больших углах отклонения закрылков лобовое сопротив­ление самолета увеличивается в большей степени, чем уменьшает­ся трение на пробеге, вызванное дополнительной подъемной си­лой.

Увеличение сопротивления вызывает более быструю потерю скорости и, в свою очередь, уменьшает длину пробега самолета. При стандартных атмосферных условиях и массе 160т при δ₃=40°, δ_пр= 35° скорости и длина пробега будут значительно меньше, чем при δ₃ = 0, δ_пр= 0 (табл.2).

Таблица 2

Посадочные характеристика при m=160т

Положение механизации	Посадочные характеристики
Vзп км/ч	Vпoc км/ч	α потр.пос. м	α факт, пос. м
δ3=0° δпр=0°
δ3=25° δпр=25°
δ3=40° δпр=35°

Дата добавления: 2015-05-08