Расчет центровки самолета

Основным документом по загрузке и центровке на борту является WBM (Weight and Balance control and loading Manual). Но в практике он не используется. Центровка обычно рассчитывается вручную с использованием бланка Trimsheet или же автоматически с использованием специальной программы, когда экипажу приносят уже готовые цифры.

WBM и Trimsheet используют разные понятия для определения центровки самолёта.

В WBM используется понятие B.A. (Balance Arm). Это расстояние в дюймах от условной точки, расположенной на оси самолёта впереди носа самолёта, до поперечного сечения, в плоскости которого находится интересующий нас объект. В качестве примера далее в тексте будет рассматриваться модификация 737-500. Для этой модификации точка отсчёта расположена на расстоянии 104 дюйма впереди носа самолёта.

Зная B.A. каждого элемента самолёта и, умножив его на соответствующий вес, получим момент силы тяжести данного элемента относительно точки отсчёта.

Просуммировав все моменты от каждого элемента, получим суммарный момент.

Разделив суммарный момент на суммарный вес всего самолёта, получим расстояние (B.A.) центра тяжести самолёта от точки отсчёта.

Отняв от этого расстояния удаление передней кромки САХ от начала отсчёта (625,6 дюйма) и разделив на длину САХ (134,5 дюйма) получим координату центра тяжести, выраженную в процентах САХ.

х_Т = (B.A. – 625,6) / 134,5 * 100%

В Trimsheet используется понятие LI (Loaded Index). Это условное понятие, численно равное моменту силы тяжести самолёта относительно точки, удалённой на 648,5 дюймов(737-500) от точки отсчёта, используемой в WBM. То есть, приблизительно от центра самолёта. Для удобства этот момент разделен на константу 30000 и, чтобы не допускать отрицательных значений, к результату деления добавляют константу 40.

LI = [G * (B.A. – 648,5)] / 30000 + 40, где G – вес самолёта в рассматриваемом варианте (пустой, снаряженный без топлива, взлётный, посадочный и т.д.);

B.A. – расстояние от точки отсчёта по WBM до центра тяжести самолёта.

Отправной точкой в расчётах центровки по Trimsheet являются заранее рассчитанные значения DOW и DOI.

В DOW (Dry Operating Weight) входит вес снаряженного самолёта, вес экипажа, экипажного багажа, кухни и воды, заправленной в систему водоснабжения.

DOI (Dry Operating Index) – момент центра тяжести самолёта в описанном выше состоянии, рассчитанный по описанной выше методике.

Далее расчёт смещения центра тяжести в процессе загрузки самолёта происходит по следующей методике: Для каждого отсека багажника, каждой секции пассажирской кабины, каждого количества заправляемого топлива рассчитаны изменения в LI. Эти изменения суммируются, и получается требуемый LI самолёта.

Если к DOI добавить поправку на размещение багажа, то получится DLI (Deadload Index).

Когда к DLI добавят поправку на размещение пассажиров, то получится LIZFW (Loaded Index at Zero Fuel Weight).

Прибавляя поправку на количество находящегося на борту топлива получим LITOW (Loaded Index at Take-Off Weight) или LILAW (Loaded Index at LAnding Weight).

Зная LI самолёта можно рассчитать положение центра тяжести в % САХ по вышеуказанной формуле:

х_Т = (B.A. – 625,6) / 134,5 * 100%, где B.A. находится по следующей зависимости:

B.A. = [(LI – 40) * 30000] / G +648,5, где G – соответствующий вес самолёта.

Или же данный расчёт производится графически на бланке Trimsheet.

На фото – немного не рассчитали с центровкой.

Взлет самолета

Траектория взлета простирается от точки старта до набора высоты 1500 футов, или окончания уборки закрылков с достижением скорости V_FTO (final takeoff speed), какая из этих точек выше.

Максимальный взлетный вес самолета ограничивается следующими условиями:

1. Максимально-допустимой энергией, поглощаемой тормозами, в случае прерванного взлета.

2. Располагаемой дистанцией взлета.

3. Максимально-допустимой сертифицированной взлетной массой.

4. Максимально-допустимой путевой скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но возможно 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках.

5. Минимальной эволютивной скоростью разбега; V_MCG ( minimum control speed on the ground )

6. Минимально-допустимым градиентом набора высоты.

7. Максимально-допустимым временем работы двигателя на взлетном режиме (5 минут), в случае продолженного взлета для набора необходимой высоты и разгона для уборки механизации.

8. Минимально-допустимой высотой пролета над препятствиями.

Разделим эти условия на две группы: первая – с 1 по 5 (ограничения, накладываемые используемой ВПП) и вторая – с 6 по 8 (ограничения, обеспечивающие безопасность полета после отрыва от ВПП).

Дата добавления: 2015-05-08