Скорость, тяга, потребные при наборе высоты 4 страница

С км = С ч/ V, где V - скорость, км/ч. Если брать в м/с, то С км = С ч/3,6 V. Расход топлива в час записывает­ся С ч= С р · Р кг/ч.

Часовые расходы топлива на больших высотах значительно меньше, чем у земли. Часовой расход (С ч= С р · Р) зависит от тяги, потребной для горизонтального полета (Р _гп), которая на любой высоте при постоянной величине: угла атаки будет постоянной. Зато удельный расход С _уд с поднятием на высоту падает из-за уменьшения температуры наружного воздуха, а также роста степени сжатия компрессора и повышения КПД двигателя.

Удельный расход топлива о поднятием на высоту также уменьшается, потоку что при постоянной V _np на большей высоте истин­ная скорость больше, а это требует меньшего дросселирования двигателей (см. рис.4)

Километровые расходы топлива С км = С ч/ V уменьшаются в связи с меньшими часовыми расходами и большими истинными ско­ростями полета бывают минимальными на Н =11000м.

3.13. Влияние скорости на часовой и километровый расход топлива при полете на одной и той же высоте.

Для выполнения горизонтального полета с любой скоростью (V _max, V ₁, V ₂, V _нв) (см. рис.9) необходимо, чтобы располагаемая тяга двигателя равнялась потребной тяге. Это значит, что для полета со скоростями, меньшими V _max двигатель необходимо дросселировать так, чтобы на графике тяги кривая располагаемой проходила через точки 1,2,3 (см.рас.9),

Часовой расход топлива зависит от его удельного расхода и от величины тяги (С ч= С уд Р) будет минимальным на наивнгоднейшей скорости V _нв Где качество максимальное. Это происходит потому, что при уменьшении скорости от V _max до V _нв тяга Р _гп уменьшается гораздо сильнее, чем растет С _р при уменьшении частоты вращения двигателя.

При скорости меньше наивыгоднейшей часовой расход топли­ва увеличивается из-за увеличения потребной тяги.

Километровый расход топлива (С _км = С _уд/3,6· Р _гп/ V) зависят от удельного расхода топлива С _р и соотношения Р _гп/ V. Величина Р _гп/ V есть тангенс угла наклона касательной из начала координат к потребной тяге (см.рис.9) На этой скорости ввличина Р _гп/ V будет минимальной, так как tg α = P/V будет минимальным. Удельный расход топлива С _уд будет минимальным на скорости, близ­кой М_max. Поэтому минимальные километровые расходы будут на скорости большей, чем V _hb, во меньшей чем V _max.

Каждая величина скорости самолета Ил-86 соответствует одно­му из трех режимов полета.

Первый режим соответствует полету с минимальными часовыми расходами топлива и применяется при полете в зоне ожидания и с целью восстановления ориентировки.

При средних массах самолета минимальные часовые расходы получаются в диапазоне наивыгоднейших скоростей. Для высоты 11000м это истинные скорости около 800км/ч.

Второй режим соответствует полету с минимальными километ­ровыми расходами топлива и называется режимом дальнего крейсирования, соответствует V = 850км/ч Ис (М=0,8).

Третий режим соответствует полету на максимальной скорости, он называется режимом скоростного крейсировання, соответствует V = 900км/ч Ис (М=0,82).

Для самолета ИЛ-86 можно определить рейсовое топливо, коммерческую загрузку, взлетную массу в зависимости от дальности полета.

4. ВЗЛЕТ

Взлет состоит из разбега самолета и воздушного участка набора высоты 400м. Момент отделения самолета от земле назы­вает отрывом.

В процессе разбега самолет приобретает скорость отрыва, т.е. такую скорость, при которой на угле атаки отрыва возникает подъемная сила,

практически равная взлетной кассе самолета. После отрыва на воздушном участке самолет продолжает набирать безопасную высоту и скорость. Расстояние, которое проходит са­молет от начала разбега до набора высоты 10м, (35ф) называют взлетной дистанцией α _взл.

4.1. Руление на старт

Получив разрешение на руление, необходимо осмотреть учас­ток выруливания, убедиться в том, что включено ручное управле­ние поворотом колес передней опоры шасси, следует включить стоя­ночный тормоз и дать команду: "Экипаж, выруливаем". Двигатели плавно выводятся на режим, обеспечивающий страгиваете самолета с места.

На рулении не допускается использование повышенных режимов работы двигателей. В противном случае не исключена возможность воздействия реактивной струи газов на находящихся поблизости людей, самолеты, наземное оборудование.

Во избежание попадания посторонних предметов в воздухо­заборники двигателей руление на старт по узким РД (внешние двигатели находятся над грунтом) выполняется на режиме малого газа работы внешних двигателей и на пониженных режимах работы внутренних двигателей.

Минимальная ширина РД при рулении на двух внутренних дви­гателях составляет 22м, на четырех двигателях - 36м.

На предварительном старте необходимо проверить, что пред­крылки и закрылки отклонены на 25°/30°, стабилизатор установлен на взлетный угол (рис.15), спойлеры и тормозные щитки убраны, механизмы триммерного эффекта находятся в нейтральном положении (табл.13).

После получения разрешения на выруливание на исполнитель­ный старт, включается управление поворотом колес передней опоры шасси от педалей и выполняется руление по оси ВПП на 5-10м.

Рис. 15. Взлет самолета Ил-86

Рис. 16. Схемасил на взлете

Рис. 17. Участки взлетной дистанции

Таблица 13

Положение стабилизатора в зависимости от центровки самолета

Взл.масса.т	Центр,% САХ
	-3,5	-4	-4,4	-4,8	-5,2	-5,6	-6	-6,5	-7	-7,4
	-3,2	-3,7	-4,1	-4,5	-4,9	-5,2	-5,7	-6	-6,5	-7
	-2,8	-3,2	-3,6	-4	-4,4	-4.7	-5.2	-5,5	-6	-6,5
	-2,5	-2,8	-3,3	-3,7	-4	-4.2	-4,5	-5	-5,2	-5,5
	-2	-2,2	-2,5	-3	-3,2	-3,5	-3,8	-4	-4,4	-4,7

4.2.Полет в нормальных условиях

Командир ВС удерживает самолет тормозами и дает команду: "Двигателям взлетный". Плавно и синхронно перемещает рычаги управления всеми двигателями в положение 65-70°. Убедившись в нормальной работе двигателей, перемещает РУД вначале внешних, а затем внутренних двигателей во взлетное положение. Бортинже­нер докладывает командиру ВС о выходе двигателей на взлетный режим, а также об их исправности.

По команде "Взлетаем" отпускаются тормоза и начинается разбег самолета, который выполняется с углом атака крыла 3 °.

Разбег выполняется с отклоненным от себя штурвалом. На­правление на разбеге выдерживается соответствующим отклонени­ем педалей и перемещением их при необходимости на полный ход.

Второй пилот в процессе разбега докладывает значения ско­рости: "Скорость растет: 150, 180,... " и далее через каждые 20км/ч. При достижении скоростей V ₁, V _п.ст. и V₂ доклады­вает соответственно: "Рубеж", "Подъем" и "Безопасная". Бортин­женер следит за приборами силовых установок, удерживает РУД во взлетном положении.

При достижении скорости V ₁после доклада второго пилота "Рубеж" командир ВС переносит правую руку с РУД на штурвал.

На скорости V _{п ст} командир ВС после доклада второго ни­лота "Подъем" выключает управление поворотом колес передней опоры шасси и отклонением штурвала на себя начинает подъем передней опоры (см.рис.15). Отрыв самолета происходит при ско­рости, превышающей V _{п ст} = V_R примерно на 15...20км/ч (табл.14). Угол тангажа по ПКП-72 составит около 9°.

Таблица 14

Скорости взлета

Скорость, км/ч	Масса, т
V п ст V 2 V 2 безоп	275 295	270 290 406	266 288 400	260 280 390	255 275 380	245 265 370	240 255 355	235 245 345	235 245

При уменьшении угла отклонения закрылков на 5° скорости V _{п ст}. и V ₂ увеличиваются на 10км/ч,

На высоте не менее 5м при положительной вертикальной ско­рости дается команда: "Шасси убрать".

Разгон самолета на участке начального набора высоты выпол­няется так, чтобы к высоте 10,7м скорость была не менее V ₂ (табл. 14). О ее достижении докладывает второй пилот. Продолжа­ется разгон до скорости (V ₂+ 20км/ч), которая выдерживается до высоты начала уборки закрылков.

На высоте не менее 120м при скорости не менее 320-340км/ч Пр по команде командира ВС бортинженер убирает закрылки с 30° до 15°.

При необходимости выполняется первый разворот с закрылками, отклоненными на 15°, а предкрылками на 25°, V ≥340 км/ч.

На скорости не менее 340 км/ч Пр продолжается набор высоты с разгоном до скорости 390-410 км/ч Пр.

Уборка закрылков и предкрылков производится в прямолинейном полете. Если в процессе уборки механизации крыла самолет начнет

крениться, следует приостановить уборку переключателем резервного управления закрылками, устранить крен поворотом штурвала и выполнить посадку с механизацией крыла в том поло­жении, при котором началось кренение самолета.

При достижении скорости 390-410км/ч Пр дается команда: "Механизацию убрать". В процессе уборки механизации командир ВС снимает усилия на штурвале соответствующим отклонением стаби­лизатора, обеспечивая положение руля высоты, близкое к нейтраль­ному (±2°).

Если при отпускании переключателя управления на штурвале стабилизатор продолжает перемениться, следует немедленно перейти на резервное управление стабилизатором.

Первый разворот с убранной механизацией крыла выполняется на скорости не менее 410км/ч Пр. При развороте не следует пре­вышать угол крена 20°.

По команде командира ВС бортинженер перемещает рычаг уп­равления двигателями с взлетного на номинальный режим.

Взлетные характеристики зависят от массы самолета и ат­мосферных условий. Наиболее характерные скорости представлены в табл.15.

Таблица 15

Характеристики взлета

Параметры взлета	Масса самолета т.
Скорость подъема передней опоры са- молета, V п сткм/ч
Безопасная скорость взлета V 2 км/ч
Скорость начала уборки закрылков, км/ч
Скорость в начале полной уборки ме- ханизации, км/ч
Безопасная скорость (механизация убрана), км/ч

Данные скорости представлены на графике в РЛЭ, их ре­комендуется округлять в сторону увеличения до 5 км/ч.

4.3. Силы действующие на самолет при взлете.

При разбеге на самолет действуют следующие силы: подъем­ная, сила лобового сопротивления, сила тяжести, сила тяги, сила реакции ВПП (N), равная и противоположная силе давле­ния колес (m-y), сила трения F _тр.

Величина силы трения F _тр, определяется величиной силы реакции N=m-y и коэффициентом трения f, причем при большей силе N и коэффициенте f сила трения F _тр= fN=(т-у) большая (рис.16). Коэффициент трения качения зависит от состояния поверхности ВПП:

-для бетона равен 0,03-0,04;

- для твердого грунта 0,05-0,06.

При взлете о полосы, покрытой слоем вода или слякоти более 2-3мм, возникает явление гидроглиссирования. Оно заклю­чается в том. что вода не успевает выскочить из-под авиашин в в результате образовавшихся сил самолет приподнимается над поверхностью ВПП (см.рис.16). Образуется сила Х_гл, которая увеличивает длину разбега самолета.

Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы сила тяги силовой уста­новки была значительно больше суммы силы лобового сопротивления и силы трения, т.е. P > X + F _тр»

При увеличении скорости на разбеге силы, действующие на самолет, изменятся следующим образом:

- подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;

- сила трения уменьшается, так как давление самолета на ВШ и еереакция (N=m-y) уменыиавтся;

- сумма силы лобового сопротивления и силы трения на бетонной ВПП практически не изменяется;

- Сила тяги силовой установки несколько уменьшается, вследствие чего и избыток силы тяги [ΔР=Р – (X-F_Tp)] также уменьшается.

4.4. Скорость отрыва самолета

В момент отрыва самолета подъемная сила практически равна силе тяжести самолета: . Из этого выражения скорость отрыва будет определяться следующим образом

Как видно из формулы, величина скорости отрыва зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха и С _{у отр}. При большей массе, меньшей плотности воздуха и меньшем коэффици­енте С _{у отр}. скорость отрыва большая.

Плотность воздуха зависит от высоты аэродрома над уров­нем моря, от температуры и атмосферного давления.

При увеличении температуры и уменьшении давления плот­ность воздуха уменьшается, вследствие чего истинная скорость увеличивается. При этом отрыв самолета на одной и той асе величине угла атаки с заданной полетной массой происходит на одной и той же приборной скорости, так как остается величиной постоянной.

При увеличении угла атаки, а также при отклонении зак­рылков С _у отр. возрастает, а скорость отрыва уменьшается. Нормальный отрыв самолета Ил-86 происходит при величине уг­ла атаки 10-11°, при этом закрылки и предкрылки отклонены на 30°/25°, коэффициент С _у отчетом влияния земля С _{у отр}.≈1,5 (взят из поляр для соответствующего положения механизации с учетом влияния земли).

Например. Скорость отрыва для m = 210т при МCА. и С _{у отр.} = 1,5 на α≈ 10-11°.

4.5. Длина разбега

Если известны скорость отрыва и время разбега, то сред­нее ускорение самолета будет , где t _разб - время разбега самолета.

Длина разбега в этом случае определяется по формуле

, где V _отр= j _ср· t _разб

Длина разбега самолета Ил-86 со взлетной массой 210000кг при МСА (t = 15°С, B = 760 мм, безветрие) при скорости отрыва 290км/ч и времени разбега 45с составляет 1700-1800м.

Ускорение на разбеге определяется:

j _ср= V _отр/ t _разб=80/45≈1,77м/с

Длина разбега определяется:

Как видим из формулы, длина разбега определяется ско­ростью отрыва и средним ускорением, причем при уменьшении ско­рости отрыва к увеличении ускорения длина разбега уменьшается.

Среднее ускорение самолета j _ср при разбеге зависит от избытка тяги Р=Р- (Х-F _тр) и массы самолета т=G/q, а при боль­шем избытке тяги и меньшей массе самолета ускорение большее,

Величина длины разбега зависит от следующих эксплуатационных факторов.

Плотность воздуха. При уменьшении давления на 20 мм рт.ст. тяга двигателя меньше, истинная скорость отрыва больше, длина разбега больше на 4-6%.

При увеличении температуры воздуха на 15°С вследствие уменьшения тяги и увеличения истинной скорости отрыва длина разбега больше на 4-5%.

Взлетная масса. При увеличении взлетной массы на 1т вследствие роста приборной скорости отрыва длина разбега больше на 3 %.

Ветер. При встречном ветре 5м/с ввиду уменьшения пу­тевой скорости отрыва длина разбега меньше на 12-13%, а при попутном - больше на 15-20%.

Уклон ВПП. При уклоне 0,01 длина разбега самолета изменяется на 6-7%.

Угол атаки: Угол атаки в момент отрьша должен быть 10-11° (тангаж V _ср≤9°). Если при отрыве угол атаки будет меньше, то коэффициент С _отр. также меньше, а скорость отрыва и длина разбега будут большими. При выполнении взлета необходимо пом­нить, что на данной величине угла атаки (10-11°) каждому зна­чению полетной массы соответствует своя приборная скорость отрыва. Если пилот обеспечит отрыв самолета на этой скорости, то это значит, что отрыв произошел при величине угла атаки 10-11° и длина разбега будет соответствовать расчетной по номограмме взлета.

4.6. Условия эксплуатации самолета.

Летная эксплуатация самолета разрешается в зоне температур воздуха, ограниченных линиями "минимальная для арктичес­ких условии" и "максимальная межконтинентальная ИКАО". На зем­ле допускается эксплуатировать самолет при температуре наруж­ного воздуха от -40 -до +35°С.

Высота аэродрома не должна превышать 1000м.

В условиях обледенения разрешается полеты при температуре наружного воздуха не ниже -20°С, Если температура ниже -20°С. необходимо принять меры для выхода из зоны обледенения.

Допускается эксплуатация самолета:

- при посадочном минимуме I категории, (ВПР 60м, видимость на ВПП 800м) на аэродромах, сертифицированных по I и II категориям ИКАО, в автоматическом и директорном режимах;

- при ВПР 100м и видимости на ВПП 1200м с использованием РСП - ОСП и ПСП;

- при ВПР 120м и видимости на ВПП 1500м с использованием РСП; - при ВПР 150 м и видимости на ВПП 2500м с использованием ОСП;

Минимум самолета для взлета равен минимуму для посадки на аэродроме взлета.

Взлет и посадка самолета запрещаются в следующих случаях:

- коэффициент сцепления на ВПП менее 0,3;

- ВПП покрыта слоем слякоти (или мокрого снега) толщиной более 12мм;

- ВПП покрыта сплошным слоем сухого снега толщиной более 50 мм;

- ВПП покрыта слоем льда;

- на мокрой ВПП вода занимает более 50% всей площади. Состояние ВПП рассчитывается по графикам РЛЭ, с помощью которых уменьшаются располагаемые параметры ВПП в зависимости от толщины слоя осадков.

4.7. Расчет максимальной взлетной массы и скоростей на взлете согласно НЛГС-2

При определении максимальной взлетной массы самолета и скоростей на взлете используется ряд новых определений:

1) Высота расположения - атмосферное давление, выраженное в единицах измерения высоты в соответст­вии с международной стандартной атмосферой.

2) Градиент набора высоты тан­генс угла наклона траектории при наборе высоты, выраженный в процентах. Для самолета Ил-86 рассматривается полный гра­диент набора не менее 35% на участке набора от момента уборки шасси до набора-высоты 120м при одном отказавшем двигателе и закрылках, отклоненных на 30°, предкрылках - на 25°.

Градиент η _н=tg θ _н·100%

Полный градиент набора высоты - это предельно достигаемое значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях.

Чистый градиент набора высоты - наиболее вероятное значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуа­тационных условиях при массовой эксплуатации самолета.

3) Полная траектория полета - траектория полета, построенная по полному градиенту набора высоты. Полная траектория взлета - это траектория взлета, построенная по полному градиенту набора высоты на взлете.

4) Чистая траектория полета - траектория, построенная по чистому градиенту набора высоты на взлете.

5) Скорость срыва V _ср - минимальная скорость самолета, полученная в летных испытаниях, при торможении само­лета в прямолинейном полете.

6) Безопасная скорость взлета V ₂ - скорость, которая не менее чем на 20% превышает минимальную скорость срыва. Это минимальная скорость, на которой самолет при одном отказавшем двигателе может быть переведен в набор высоты с креном без скольжения.

7) Скорость принятия решения V ₁ - наибольшая скорость, при которой пилот, обнаружив отказ од­ного двигателя, должен принять решение о продолжении или пре­кращении взлета (время реакции пилота 3с).

8) Скорость отрыва передней опоры самолета V _R= V _{п ст} - на 3% меньше скорости отрыва самолета.

9) Относительная скорость принятия решения V₁/V₂ - отношение скорости принятия решения к скорости отрыва передней опоры. Нужна для нахожденияскорости принятия решения.

10) Располагаемая длина разбега при взлете – длина ВПП, уменьшенная на длину участка выруливания (100м).

11) Располагаемая дистанция прерванного взлета - расстояние, равное сумме длины ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания, и длины концевой полосы безопасности (КПБ), в направлении которой производится взлет (рис.17).

12) Располагаемая дистанция взлета (РДВ) - расстояние, равное сумме длины ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания, длину КПБ, и сво­бодной зоны полосы воздушных подходов. Участок свободной зоны, включенный в РДВ, должен быть не более 0,5 длины ВПП.

ПВП - участок от торца КПБ, свободный от препятствий высотой более 10,7м.(35ф) (рис. 18).

13) Потребная дистанция прерванного взлета - сумма длины разбега при четырех работающих двигателях от точки старта до точки отка­за одного двигателя, длины разгона до V ₁, при трех работаю­щих двигателях и длины участка торможения до полной останов­ки самолета (см.рис.17).

14) Потребная длина продолженного взлета - сумма длины разбега при четырех работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного двигателя, длины разбега на трех двигателях от точки отказа до точки отрыва и длины воздушного участка взлетной дистан­ции до набора высоты 10,7м (35футов) (см.рис.17).

15) Потребная длина разбега - это условная величина, равная сумме фактической длины разбега самолета до скорости отрыва в случае отказа одного двигателя на скорости V ₁ и 1/2 длины воздушного участка взлетной дис­танция до набора высоты 10,7м (35 футов).

Примечание. Условием определения взлетной массы являются требования - потребная длина разбега не превышает располагаемую длину ВПП для разбега, потребная длина продолженного взлета не превышает располагаемую длину для продолжения взлета, потребная длина прерванного взлета не превышает располагаемую длину прерванного взлета.

16) Сбалансированная длина ВПП - или сбалансированная длина взлетной дистанции Д - располагаемая ВПП+КПБ, на которой случае отказа одного двигателя на скорости V ₁ самолет может завершить как прерванный взлет до полной его остановки, так и продолженный взлет до набора высоты 10,7м с разгоном до V _без = V ₂ (см.рис.17).

17) Д_потр - потребный участок прерванного взлета, равный потребному участку продолженного взлета. При m = 210т и отказе двигателя на V = 240-260км/ч Д_потр = 3000м. Условием определения взлетной масоы по Д - является требова­ние, чтобы Д_потр уложилась в Д_распол.

18) При нестандартных условиях Д - параметр, который зависит от располагаемой дистанции прерванного взлета (ВПП + КПБ - 100м), располагаемой дистанции продолженного взлета (ВШЫШП-ШОм) уклона, ветра, состояния ВПП. Если условия бла­гоприятные, то Д увеличивается и масса будет больше, если неблагоприятные, то Д уменьшается и масса самолета будет меньше.

19) Сбалансированная длина раз­бега Р - располагаемая длина ВПП, на которой в случае отказа одного двигателя на скорости V ₁, самолет может завер­шить как разбег, так и прерванный взлет.

20) Минимальная эволютивная скорость V _{min эв} ≥ 1,05 V_cв - это минимальная скорость, на которой достаточно рулей для балансировки самолета в горизонтальном полете с одним отказавшим двигателем с креном без скольжения.

Дата добавления: 2015-05-08