Взлётные характеристики самолета

В процессе подготовки к полету определяется максимально допустимый взлетный вес самолета с учетом обеспечения надлежащего уровня безопасности при выполнении взлета на случай отка­за критического двигателя. Для этого веса определяются:

1) скорость принятия решения V₁

2) скорость начала подъема передней опоры Vпо (V_R)

3) безопасная скорость взлета V₂

4) скорость и полные градиенты набора высоты на различных этапах (участках) взлета;

5) потребная взлетная дистанция при всех работающих дви­гателях.

Определение максимально допустимого взлетного веса самоле­та и скоростей: V₁, Vпо (V_R) и V₂ . Для определения максимально допустимого взлетного веса самолета и скоростей V₁, Vпо (V_R) и V₂необходимо знать условия взлета и характеристику полной взлет­ной дистанции Lпв = Lвзл + Lнн, (см. рис. 21 и 22).

1. Собственно взлет, в случае отказа одного двигателя Lзв, дол­жен закончиться на располагаемой дистанции (продолженного) взлета (РДВ), которая включает: длину ВПП, уменьшенную на участок выруливания самолета (Lвыр £ 100 м) и длину свободной зоны (Lсз) полосы воздушных подходов (ПВП), причем участок свободной зоны, включаемый в длину РДВ, должен быть не более 1/2 длины ВПП. В расчете обычно берется 2/3 Lсз = ПВП

Lзв £ РДВ = ВПП – Lвыр + ПВП

2. В случае продолжения взлета при отказе одного двигателя разбег самолета должен закончиться на ВПП, причем после отры­ва самолет должен пролететь над ВПП 1/2 первого этапа набора высоты L₁ (Н=10,7 м). Общее расстояние Lзр = Lр + L₁/2 должно быть не более располагаемой длины разбега РДР, которая равна длине ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания Lвыр

Lзр = Lр + L₁ £ РДР = ВПП - Lвыр.

3. В случае прекращения взлета при отказе одного двигателя самолет должен остановиться в пределах располагаемой дистанции прерванного взлета (РДПВ), которая равна длине располагаемой летной полосы (РЛП), уменьшенной на участок выруливания Lвыр. РЛП включает длину ВПП и длину концевой полосы безопасности КПБ.

Lпрекр.взл £ РДПВ = РЛП– Lвыр = ВПП - Lвыр + КПБ.

4. Уклон полосы q —это тангенс угла уклона ВПП в % (q = tg q_ВПП ×100%), должен быть не более ±2%.

5. По величине скорости и направлению ветра определяется со­ставляющая ветра Wx по оси ВПП и составляющая Wz под углом 90° к оси ВПП.

По величине боковой составляющей ветра Wz, с учетом состоя­ния поверхности ВПП (коэффициента сцепления j) определяется возможность взлета. Осевая составляющая ветра Wx учитывается при определении максимально допустимого взлетного веса, причем расчетные графики построены так, что поправка на встречный ве­тер учитывает 0,5 Wx, а на попутный - 1,5 Wx. Такая величина коэффициентов предотвращает взлет самолета с завышен­ным весом, так как в момент взлета встречный ветер мо­жет уменьшиться, а попут­ный увеличится.

6. Температура в С° и атмосферное давление в мм. рт. ст. на аэродроме взлёта.

При наличии этих условий и характеристик полной взлётной дистанции можно определить максимально допустимый взлётный вес Gвзл max доп и скорости V₁, Vпо (V_R) и V₂.

Порядок определения этих величин.Допустим, что взлёт самолёта Ил-76Т происходит на аэродроме, где:

длина ВПП = 2140 м

длина КБП = 120 м

длина свободной зоны, включаемая в длину РДВ, ПВП = 460 м

уклон ВПП встречный (вверх) 1%

встречная составляющая ветра Wx = 10 м/с

боковая составляющая ветра Wz = 6,5 м/с с учётом состояния поверхности ВПП позволяет выполнить взлёт [величина составляющих скорости ветра Wx и Wz определяется по скорости и направлению ветра на графике (рис. 28)]

давление воздуха 760 мм.рт.ст.

В результате расчёта определим:

максимально допустимый взлётный вес самолёта Gвзл max доп;

скорость принятия решения V₁;

скорость начала подъема передней опоры Vпо (в графиках РЛЭ эта скорость обозначена V_R);

безопасную скорость взлета V₂ (2-й и 3-й этап);

безопасную скорость набора высоты V₄ (4-й этап).

Расчет и его аэродинамическое обоснование. По характеристи­ке полной взлетной дистанции определим:

располагаемую длину разбега (РДР):

РДР=ВПП –Lвыр = 2140 – 100 = 2040 м;

располагаемую дистанцию продолженною взлета (РДВ) :

РДВ=ВПП – Lвыр + ПВП = 2140 – 100 + 460 = 2500 м;

располагаемую дистанцию прерванного взлета (РДПВ):

РДПВ = ВПП – Lвыр + КПБ = 2140 – 100 + 120 = 2160 м.

По величине атмосферного давления 760 мм.рт.ст. на графике рис. 29 определим высоту аэродрома в стандартной атмосфере, рав­ную 0. Порядок определения высоты аэродрома на этом графике показан пунктиром и стрелками в направлении расчета. Следует иметь в виду, что влияние атмосферного давления на расчетные величины в нашем примере будет учитываться высотой аэродро­ма 0.

По графику (рис. 30 а) определим максимально допустимый взлетный вес самолета, обеспечивающий нормируемый полный гра­диент набора высоты h_пн = 3% на безопасной скорости взлета V₂==1,2 Vс при трех работающих двигателях на взлетном режиме (один двигатель отказал, шасси убрано, закрылки выпущены на 30°, предкрылки на 14° и h_п.н=1,7% на 4-м этапе при скорости равной 1,25 Vс с убранным шасси и механизацией крыла, при ра­боте трех двигателей на номинальном режиме). В нашем примере величина максимально допустимого взлетного веса определяется по стандартной высоте аэродрома 0 м и температуре воздуха 15° С.

Пользование номограммой показано на рис. 30 а пунктиром и стрелками в направлении расчета.

Максимально допустимый взлетный вес равен 170 т. По НЛГС-2 полный градиент набора высоты h_пн в случае отказа од­ного критического двигателя с этим весом (170 т) должен быть на 1-м этапе набора не менее 0,5%, на 2-м—не менее 1,3%, на 3-м—не менее 3%, на 4-м—не менее 1,7%. Величина полного градиента будет обеспечена при балансировке самолета на трех двигателях при полете без скольжения. Если балансировка самоле­та будет со скольжением, то сопротивление самолета увеличится, запас тяги DР, угол набора высоты и градиент набора высоты уменьшится, но на величину не более, чем 1% на 2-м, 3-м и 4-м этапах набора высоты, т. е. чистый градиент набора высоты h_пн на 3-м этапе должен быть не менее 2% на V₂=1,2 Vс.

Такой метод определения максимально допустимого веса мож­но объяснить следующим. Угол набора высоты определяется

sinqн = DР/G=(Рр— X— Gsinq)/G » tgqн, а градиент h_н = tgqн×100%

Это означает, что градиент набора характеризует угол набора вы­соты, причем, для малых углов набора tgqн » sinqн. Величина за­паса тяги DР, угла набора и градиента набора высоты при полете без скольжения определяется величиной располагаемой тяги трех двигателей. При увеличении высоты (уменьшении атмосферного давления и температуры воздуха) располагаемая тяга трех двига­телей и запас тяги уменьшаются, следовательно, для сохранения угла и градиента набора (sinqн и tgqн×100%) необходимо умень­шить вес (см. формулу для определения в sinqн). Так, например, при t=30° С и высоте аэродрома 1000 м (р=674 мм.рт.ст.) мак­симально допустимый вес уменьшается до 162,5 т (см. графики рис. 29 и 30). При грубых ошибках в технике пилотирования (боль­шое скольжение самолета) градиент набора значительно умень­шится при максимально допустимом взлетном весе.

4. В разд. 4.2. было указано, что скорость начала подъема ко­лес передней опоры шасси Vпо(V_R) выбрана так, чтобы обеспечить отрыв самолета на безопасной скорости посредством скорости сры­ва Vc, причем Vпо=1,15 Vc. Безопасная скорость начального на­бора высоты со взлетной конфигурацией самолета при убранном шасси V₂ = 1,2 Vc.

Рассмотрим условия выбора скорости принятия решения V₁. Во-первых, эта скорость должна удовлетворять условию Vmin ЭР £ V₁ £ Vпс, где Vmin ЭР—минимальная эволютивная скорость разбега. В случае отказа критического двигателя на разбеге на ско­рости Vmin ЭР должна обеспечиваться возможность только с по­мощью аэродинамических органов управления (руля направления) сохранить прямолинейное движение самолета. Во-вторых, скорость

принятия решения V₁ = Vотк1дв + DV_Dt=3c. Это выражение означает, что решение о продолжении или прекращении взлета пилот прини­мает не в момент отказа двигателя, а на несколько большей скорости (после доклада бортинженера). Скорость принятия решения V₁ должна быть не больше Vпо (V_R), так как по достижении Vпо (V_R) начинается подъем передней стойки шасси и через 2...3 с наступает отрыв самолета от ВПП. После отрыва прекращать взлет запрещается потому, что не гарантируется безопасность по­садки вследствие большого веса самолета и, главным образом, по технике пилотирования. Самолет после отрыва находится на боль­ших углах тангажа и под действием несимметричной тяги разво­рачивается и кренится в сторону отказавшего бокового двигателя. Пилот отклонением руля направления и элеронов парирует разво­рот, но при уменьшении РУД для выполнения посадки вследствие отклоненных рулей самолет будет разворачиваться и крениться в сторону двух работающих двигателей с одновременным снижением и увеличением углов атаки. Все это может привести к грубой по­садке на одну основную опору на больших углах атаки и с боко­вым ударом при взлетном весе самолета. Возможен в этом случае и срыв самолета. Таким образом, при отказе критического двига­теля после скорости Vпо (V_R) взлет необходимо продолжать, а скорость принятия решения V₁ должна быть не больше скорости Vпо, т. е. V₁ £ Vпо (V_R). Такие требования к выбору скорости V₁определяются техникой пилотирования.

Вместе с этим скорость V₁ выбирается такой, чтобы при отказе одного двигателя на разбеге гарантировалась безопасность как при прекращении взлета, так и при его продолжении. При прекра­щении взлета на V₁ самолет должен остановиться в конце распо­лагаемой дистанции прерванного взлета (РДПВ). При продолже­нии взлета на V₁ отрыв самолета должен произойти с ВПП на рас­четной скорости Vотр и к концу располагаемой дистанции разбега (ВПП) самолет должен пролететь 0,5 L₁, а к концу располагаемой дистанции (продолженного) взлета набрать высоту 10,7 м и достиг­нуть скорости V₂. Учитывая это, при отказе одного двигателя на разбеге до скорости V₁ включительно взлет прекращать, а на боль­шей скорости обязательно продолжать.

Рассмотрим определение максимально допустимого взлетного веса и скорости принятия решения V₁ по данным взлетной дистан­ции РДР, РДВ и РДПВ.

Для определения максимально допустимого взлетного веса и скорости принятия решения V₁ из условий безопасности при отказе одного двигателя на разбеге по данным взлетной дистанции необ­ходимо выполнить два независимых расчета:

а) определить максимально допустимый взлетный вес и отно­шение V₁/Vпо (в РЛЭ отношение V₁/V_R), ограниченных распола­гаемой дистанцией продолженного взлета (РДВ) и располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ);

б) определить максимально допустимый взлетный вес и отно­шение V₁/Vпо (V₁/V_R), ограниченных располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ). Наименьший из определенных весов по пп. «а» и «б», а также по полному градиенту набора высоты h_пн (см. п. 3) принимается за максимальный взлетный вес. Отно­шение V₁/Vпо должно соответствовать принятому взлетному весу.

Примечание. 1. При отсутствии свободной зоны для взлета (ПВП) на­добность в расчете по п. «б» отпадает.

2. Порядок расчета по п. «а» (рис. 31 и 32) и п. «б» (рис. 33 и 34) одинаков, поэтому будет описан только по п. «а».

Расчет максимально допустимого взлетного веса и отношенияV₁/Vпо (V₁/V_R) по РДВ и РДПВ производится по номограммам (рис. 31 и 32). Порядок расчета показан пунктиром и стрелками в направлении расчета.

Проводим горизонтальную линию от точки, соответствующей величине рас­полагаемой дистанции (продолженного) взлета РДВ=2500 м (см. рис. 31) до пе­ресечения с линией отсчета, а затем вносим поправку на уклон «вверх» 1%. Для этого из точки линии отсчета эквидистантно графикам проводим наклонную до пересечения с вертикальной линией, соответствующей заданному уклону ВПП «верх» 1 %. Из этой точки проводим горизонтальную линию до пересечения с линией отсчёта поправок на ветер. Для этого проводим наклонную линию до пересечения с вертикалью соответствующей заданной величине скорости встречного ветра 10 м/с. Из этой точки проводим горизонтальную линию, пересекающую график D=f(G).

Нетрудно видеть, что при введении поправки на встречный уклон РДВ умень­шилась до величины 2350 м, а при введении поправки на встречный ветер она вновь увеличилась до 2600 м. Как объяснить эти поправки? Известно, что при взлете на

встречный уклон с заданным весом самолета длина разбега и взлетной дистанции увеличиваются. Для обеспечения достаточности заданных РДР и РДВ необходимо взлетный вес самолета уменьшить. Это значит, что взлетный вес на РДВ=2350 м без уклона ВПП будет таким же, как на РДВ=2500 м со встреч­ным уклоном ВПП—1%. Из этого объяснения следует, что влияние уклона и других факторов (скорости и направления ветра, состояния поверхности ВПП) на величину максимально допустимого взлетного веса самолета в процессе рас­чета учитывается заменой заданных взлетных дистанций эквивалентными, на ко­торых максимально допустимый взлетный вес самолетатакой же, как и на за­данных.

По аналогии, начиная отсчет от точки, соответствующей заданной распола­гаемой дистанции прерванного взлета РДПВ=2160 м, двигаясь вверх по направ­лению стрелок, вводим поправки на величину этой дистанции при уклоне ВПП «вверх» 1% и встречном ветре 10 м/с. После введения поправок проводим верти­кальную линию, пересекающую график величины D=f(G).

В точке пересечения горизонтальной и вертикальной секущих на графике Dчитаем значение D=2550 м и относительной скорости V₁/V_R=0,892 (см. рис. 31).

Величина D — сбалансированная взлетная дистанция. При взлете с аэродро­ма, имеющего равные РДВ и РДПВ, без уклона, при безветрии величина D бу­дет равна этим двум дистанциям, т. е. D=РДВ=РДПВ. В этом легко убедить­ся на графике (см. рис. 31), например, при РДВ=2000 м и РДПВ=2000 м D также равна 2000 м, а V₁/V_R = 0,88. Следует обратить внимание, что для каж­дой дистанции D независимо от величины РДВ и РДПВ максимально допусти­мый взлетный вес одинаковый, а V₁/V_R и V₁ будут различными. Если РДВ уве­личивается, а РДВП уменьшается при одной и той же дистанции D, то V₁/V_Rи V₁ будут меньшими, т. е. большей дистанции РДВ будет достаточно для завер­шения взлета в случае меньшей V₁, а при меньшей V₁ потребная РДПВ для прекращения взлета будет меньшей, так как длина разбега до V₁ и длина про­бега будут меньшими

По величине D=2550 м максимально допустимый взлётный вес определя­ется по номограмме (см. рис. 32) с учетом температуры воздуха на аэродроме 15° и стандартной высоте аэродрома 0 м.

Расчет начинаем от t=15°С. Проводим вертикальную линию до графика Н=0 м. Из этой точки проводим горизонтальную линию до линии отсчета, соответствующей взлётному весу самолета 140 т. Далее проводим линию, эквидистантную линиям графиков до пересечения с горизонтальной линией, проведенной из точки дистанции D=2550 м. Опустив вертикальную линию вниз из указанной точки пересечения, определим максимально допустимый взлетный вес 172 т (при РДВ=2500 и РДПВ=2160 м). Так как по условиям прочности максимально до­пустимый взлетный вес равен 170 т, то этот вес и будет по параметру D взлётным.

Расчет максимально допустимого взлетного веса самолета и отношения V₁/V_R по располагаемой длине разбега РДР=2040 м и располагаемой дистанции прерванного излета РДПВ=2160 производится по номограммам (рис. 33 и 34) в таком же порядке как и предыдущий расчет, только в этом случае определяется величина R - сбалансированная длина разбега (см. рис. 33), а затем по но­мограмме (см. рис. 34) определяется максимально допустимый взлётный вес.

Порядок расчет показан пунктиром и стрелками в направлении расчета. За исходные точки расчета для определения R (см. рис. 33) берется РДР-2040 м и вносятся поправки на уклон «вверх» 1% и встречный ветер 10 м/с, затем в РДПВ=2160 м вносятся поправки на уклон «вверх» 1% и встречный ветер 10 м/с. В точке пересечения горизонтальной и вертикальной линий расчета находим дистанцию R=2220 м и отношение V₁/V_R=0,91.

На рис. 34 показан порядок определения максимально допустимого взлетного веса самолета по дистанции R=2220 м с учетом t=15°С и Н=0 м. Максималь­но допустимый взлётный вес будет 169 т (при РДР=2040 м и РДПВ==2160 м).

Сравнивая три полученных взлетных веса: по градиенту набора высоты - 170 т; по дистанции D - 170 т: по дистанции R - 169 т, выбираем наименьший вес за макси­мально допустимый взлетный. В на­шем примере он будет 169 т и ог­раничен по РДР=2040 м и РДПВ =2160м (R=2220м).

5. Для определения скорости при­нятия решения V₁ берем отношение V₁/V_R соответствующее Gвзл = 169 т и по номограмме (рис. 35) находим величину V₁=236 км/ч ПР. Расчет V₁ показан пунктиром и стрел­ками. За исходную точку расчета берем вес 169 т, вносим поправку на V₁/V_R=0,91 и получаем V₁=236 км/ч.

6. По графикам (см. рис. 25) для максимально допустимого взлет­ного веса 169 т определим:

скорость начала подъема перед­ней стойки шасси Vп.ст.(V_R)=260 км/ч ПР;

безопасную скорость взлета V₂=285 км/ч ПР;

безопасную скорость набора высоты на 4-м этапе (механизация крыла убра­на) - 310 км/ч ПР.

Величина скоростей на различных этапах взлета для различных полетных весов дана в табл.6

Результаты расчета:

Максимально допустимый взлетный вес . . . . . 169 т

Скорость самолета в точке принятия решения V₁ . 236 км/ч ПР

Скорость начала подъема передней опоры шасси

Vпо (V_R) ..................... 260 км/ч ПР

Безопасная скорость взлета V₂ . . ........ 285 км/ч ПР

Безопасная скорость набора высоты на 4-м этапе V₄ 360 км/ч ПР.

Если при расчете максимально допустимого взлетного веса по располагаемой дистанции (продолженного) взлета РДВ и располагаемой дистанции прерванно­го взлета РДПВ (см. рис. 31) точка пересечения вертикальной и горизонтальной секущих на графике D=f(G) лежит правее линии V₁/V_R=1 то РДПВ превы­шает длину, потребную для прекращения взлета, даже при V₁=V_R (Vп.ст.) В этом случае следует определить величину D на пересечении РДВ с линией V₁/V_R=1 и по этой величине D определить максимально допустимый взлётный вес по номограмме (см. рис. 32). Скорость принятия решения V₁ в этом случае равна V_R.

Такой же случай может иметь место при расчете максимально допустимого взлетyого веса по РДР и РДПВ (величина R). В этом случае поступать так же, только величину R определяем но номограмме (см. рис. 33), а максимально допустимый взлетный вес по номограмме (см. рис. 34). Скорость принятия решения V₁ также будет равна V_R.

Если точка пересечения вертикальной и горизонтальной секущих лежит вы­ше сетки номограмм величины D (R), (см. рис. 31 или рис. 33), то это значит, что максимально допустимый взлетный вес не ограничен располагаемой взлетной дистанцией РДВ (или РДР) и должен быть определен только исходя из усло­вия обеспечения установленных градиентов набора высоты (см. рис. 30). Для определения скорости принятия решения V₁ в этом случае находим потребную величину D (R) для этого взлетного веса самолета по номограммам на рис. 32 (или рис. 34) с учетом условий взлета (температуры и высоты аэродрома). По величине D (R) на рис. 31 (или рис. 33) в точке пересечения полученной линии D (R) с располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ) определяем отношение V₁/V_R. Если эта точка лежит правее сетки номограмм D (R), то бе­рем V₁/V_R=1. На графике (см. рис. 35) по весу самолета и V₁/V_R находим V₁.

7. Если максимально допустимый взлетный вес, определяемый по условиям отказа одного двигателя на взлете, не ограничивается дистанциями РДР, РДВ и РДПВ, то для принятого значения взлетного веса необходимо определить пот­ребную взлетную дистанцию при всех работающих двигателях (рис. 36). Указан­ная потребная взлетная дистанция дана с коэффициентом длины ВПП, рав­ным 1,15.

На рис. 36 пунктирными линиями со стрелками приведен пример определе­ния потребной взлетной дистанции для следующих условий:

температура воздуха, ° С................ 15

высота аэродрома, м........ ......... 0

взлетный вес, кгс . . . . .............. 169000

встречная составляющая ветра, м/с .....10

уклон ВПП «вверх», 1%............... 1

Потребная взлетная дистанция при всех работающих двигателях равна 2100 м. При этом фактическая длина взлетной дистанции 1820 м, а длина раз­бега 1500 м (см. рис. 24, а).

Для определения полного градиента набора высоты h_пн с выбранным взлет­ным весом на 2-м, 3-м и 4-м этапе набора при одном отказавшем двигателе в РЛЭ имеются номограммы.

На рис. 37 изображена одна из номограмм, позволяющая определить полный градиент набора высоты h_пн на 2-м этапе (шасси выпущено) и 3-м этапе (шасси убрано) при dз=30°; dпр=14°, три двигателя работают на взлетном режиме. Порядок определения h_пн показан пунктиром и стрелками в направлении расче­та при температуре воздуха 15° С, высоте аэродрома 0 м, взлетном весе самолета 169 т. В результате расчета h_пн=5,8% при убранном шасси, что значительно больше нормируемого — 3%. Чистый градиент h_пн будет не менее 4,8%. Анало­гично определяется h_пн и на 4-м этапе по такой же номограмме, но соответст­вующей убранной механизации крыла и трем работающим двигателям на номи­нальном режиме.

При взлете с грунтовой ВПП со взлетным весом 120 т и более dз=43° и dпр=25°. Для определения h_пн на 3-м этапе в РЛЭ имеется специальная номо­грамма, но метод определения такой же, как и при dз=30% и dпр=14°.

Расчёт полного градиента набора h_пн необходим при выполнении взлёта с аэродрома, имеющего препятствия в направлении взлёта.