/
Text
ТИ.Лигум
СЛО.Скрипниченко
А.В.Шишмарев
АЭРОДИНАМИКА
САМОЛЕТА
Ту 154Б
Москва «Транспорт» 1985
УДК 629.735.015.3Ту-154Б.004.2(022)
Лигум Т, И., Скрипниченко С. Ю., Шишмарев А. В, Аэродина-
мика самолета Ту-154Б. — М.: Транспорт, 1985. — 263 с.
Изложены вопросы аэродинамики летной эксплуатации самоле-
та Ту-154Б с двигателями НК-8-2У. Рассмотрены летные характе-
ристики и режимы, особенности устойчивости и управляемости,
в том числе на больших углах атаки и в особых случаях полета.
Приведены рекомендации по пилотированию в особых случаях по-
лета и сложных метеоусловиях и уменьшению шума на взлете.
Описаны способы экономии топлива в летной эксплуатации.
Предназначена для летного и инженерно-технического состава.
Ил. 177, табл. 7.
Главы 1—3, 14 и § 4.9 написаны Т. И. Лигумом, главы 5—8 и
16-—С. 10. Скрипниченко, главы 4, 9—13, 15 — А. В. Шишмаревым.
Рецензенты: д-р техн, паук В. Ф. Рощин, П. М. Ле-
щинский
Заведующий редакцией В. С. Захаров
Редактор И. В. Маркин
3606030000—046
Л 049(01)-85 18580
© Издательство «Транспорт», 1985.
Глава 1
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА САМОЛЕТА
1.1. КРАТКИЕ сведения
Самолет Ту-154Б— среднемагистральный, эксплуатирующийся
на авиалиниях протяженностью до 5000 км. Он имеет три двухкон
турных турбовентиляторных двигателя НК-8-2У, расположенных
в хвостовой части фюзеляжа. По конструктивной схеме самолет
представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометалличес-
кой конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом,
однокилевым Т-образным оперением и трехопорным шасси (рис. 1.1).
Самолет Ту-154Б создан с учетом опыта эксплуатации самолетов
Ту-154 и Ту-154А и характеризуется лучшими эксплуатационными,
летно-техническими и технико-экономическими характеристиками.
Этому способствовали увеличение допустимой взлетной массы
до 98 т и максимальной эксплуатационной приборной скорости до
600 км/ч на высотах 0—7000 м. С улучшенными технико-экономи-
ческими характеристиками самолет удовлетворяет программным
требованиям: при коммерческой нагрузке 16 т (рис. 1.2) дальность
полета составляет 3200—3300 км (И — 10, 6...11,6 км; М = 0,8...
...0,85; V = 850...900 км/ч, штиль, /ивзл = 98 т, тсъ = 53 т). При
максимальной коммерческой нагрузке 18 т дальность полета может
достигать 2850 км, а уменьшенной коммерческой нагрузкой до
5,75 т и максимальной заправкой топливом 39,75 т — 5000 км.
Эксплуатация самолета в сложных метеоусловиях обеспечивает-
ся установкой автоматической бортовой системы управления, кото-
рая, помимо поддержания заданных характеристик устойчивости и
управляемости на всех режимах полета от взлета до посадки,
автоматизации управления самолетом на всех этапах полета по
сигналам систем навигационно-пилотажного комплекса, осущест-
вляет автоматическое и директорное управление самолетом при за-
ходе на посадку до высоты 30 м и автоматический уход самолета на
второй круг.
Конструктивные и аэродинамические особенности самолета до-
пускают его эксплуатацию (взлет — посадка) в условиях, которые,
с одной стороны, ограничены минимальной температурой для арк-
тических условий (t = -50° С при Н = 0) и максимальной меж-
континентальной ИКАО (/ = +37 °C при /7=0), с другой сто-
3
роны. Характеристики самолета удовлетворяют требованиям Норм
летной годности гражданских самолетов СССР и наиболее жестким
американским Нормам летной годности FAR.
По уровню летных характеристик самолет Ту-154Б относится
к группе самолетов, у которых при отказе одного двигателя в любой
момент иа разбеге обеспечивается возможность безопасного прекра-
щения или продолжения взлета. При отказе одного двигателя
через 1 ч после взлета и продолжении полета по маршруту на ско-
ростях, соответствующих минимальным километровым расходам топ-
лива на двух двигателях на высотах 9—10,8 км, дальность полета не
изменяется при несколько меньшем аэродинамическом запасе топ-
лива. Кроме того, безопасность полета достигается вследствие высо-
кой прочности и живучести конструкции, многократного резервиро-
вания основных систем самолета и надежности работы двигателей,
сохранения нормального кондиционирования при полете с одним
неработающим двигателем, использования реверса тяги боковых
двигателей при прекращении взлета и т. д.
Новейший пилотажно-навигационный комплекс, использование
бортовых ЭВМ и метеолокатора, применение автоматики значитель-
но облегчают работу экипажа (два пилота и бортинженер) и позво-
ляют совершать полеты днем и ночью, в простых и сложных метеоро-
логических условиях.
Большая располагаемая тяга трех двигателей, выбранная ис-
ходя из отказа одного из них на взлете в жарких условиях на высо-
когорных аэродромах, обеспечивает самолету высокую тяговоору-
жениость при взлете со всеми работающими двигателями. Поэтому
Рис. 1.1. Самолет Ту-1Б4Б
4
самолет имеет хорошие харак-
теристики при взлете и набо-
ре высоты. Подбором соответ-
ствующей взлетной массы на
случай отказа одного из дви-
гателей па взлете для кон-
кретных стартовых условий
создается потребный норми-
руемый полный градиент на-
бора высоты (не менее 2,7%).
Компоновка пассажирских
салонов у самолета Ту-154Б
Рис. 1.2. Диаграмма «Масса коммерче-
ской нагрузки — дальность полета»
выполнена в конвертируемом варианте, позволяющем в условиях
эксплуатации в короткий срок изменять число пассажирских мест
от 180 до 164 в туристском варианте и до 154 мест — в смешанном
варианте с отдельным салоном 1-го класса на 8 пассажиров
(рис. 1.3). Большой диаметр фюзеляжа 3,8 м позволяет разместить
в одном ряду шесть пассажиров (два трехблочных кресла в ряду).
На самолете имеются три багажных помещения. Переднее и сред-
нее багажные помещения вместимостью 38 м3 расположены под
полом пассажирских салонов в герметичной части фюзеляжа. Зад-
нее багажное помещение объемом 5 м3 размещено в хвостовой не-
герметичной части фюзеляжа.
Высокая энерговооруженность самолета на взлетном режиме
в стандартных условиях при максимальной взлетной массе 98 т
(3,21 кН/т) обеспечивает хорошие взлетные характеристики также
в расчетных условиях. Реверсивные устройства тяги боковых дви-
гателей, мощные тормоза и высокая эффективность закрылков поз-
воляют получить хорошие посадочные характеристики. Для мак-
симальной взлетной массы 98 т в стандартных условиях (р =
= 101,3 кПа, t — 15 °C) длина разбега 1,56 км, а потребная длина
ВПП составляет ~ 2200 м при угле отклонения закрылков 28°.
Потребная длина ВПП для посадки на уровне моря для аэродромов
без препятствий при максимальной посадочной массе 78 т в соответ-
ствии с НЛГС-2 составляет также 2,35 км.
В кабинах самолета системой кондиционирования воздуха соз-
дается искусственный климат — жизненно необходимые комфорт-
ные условия пассажирам и экипажу иа земле (до взлета) и в полете
на всех высотах. Для этого воздух отбирается от 9-й ступени ком-
прессора каждого двигателя и направляется через ряд последова-
тельно установленных агрегатов в кабину. Давление воздуха в ка-
бине регулируется в соответствии с заданным законом с помощью
системы пневматического типа (избыточный воздух сбрасывается из
кабины в атмосферу). В процессе набора высоты в кабине поддержи-
вается постоянное абсолютное давление, близкое к давлению аэро-
дрома взлета, н постоянное избыточное давление 57,7 кПа (рис. 1.4).
Высота достижения нормального перепада давления (57,7 кПа) за-
висит от значения постоянного абсолютного давления в кабине,
5
Аварийный выход Запасной Аварийные выходы
ша гт; р
шзиш
П« 0 ЫЭ
I0J3 10!
03 0D
П 0 С; h
;Г .1
Рис. 1.3. Компоновка пассажирских салопов самолета для внутренних авиалиний:
пассажирская кабина соответственно на 180 и 1&4 места, основной (туристский) вариант; s — пассажирская кабина
смешанного варианта на 154 места с отдельным салоном 1-го класса на 8 пассажиров
।
*о
6
задаваемого перед взлетом за*
датчиком «Начало герметиза-
ции», и может колебаться от
515 до 12 км при установке
задатчика соответственно
107,3 и 75,8 кПа.
При непрерывном сниже-
нии самолета с крейсерской
высоты с вертикальной ско-
ростью более 7 м/с в кабине
обеспечивается постоянное
нарастание абсолютного дав-
ления, т. е. уменьшение вы-
Рис. 1.4. Зависимость давления в каби-
нах от высоты полета:
I, 2, 3 — высота достижения нормального пе-
репада давления при установке задатчика
«Начало герметизации» па значения 806, 760
и 570 мм рт. ст.; 4 — срабатывание ограни-
чителя избыточного давления; 5 — срабаты-
вание сигнализации перепэдцува кабин
соты со скоростью 2—2,5 м/с
и постоянное уменьшение из-
быточного давления. На вы-
соте полета 10,2 км высота в
кабине составляет 1,7—1,85 км, а на высоте 12 км—2,3—2,4 км.
В хвостовой части фюзеляжа над центральным двигателем рас-
положена вспомогательная силовая установка (ВСУ) — небольшой
газотурбинный двигатель, запускаемый от бортовых аккумуляторов
или внешнего источника питания. ВСУ приводит в действие гене-
ратор переменного тока мощностью 40 кВт и генератор-стартер по-
стоянного тока мощностью 12 кВт. От компрессора ВСУ отбирает
сжатый воздух с давлением 0,4—0,45 МПа для запуска двигателей
или кондиционирования воздуха в кабине; кроме того, ВСУ обес-
печивает работу гидросистемы самолета при отказе двигателей.
1.2. ВЫБОР ПОТРЕБНОГО ЧИСЛА ДВИГАТЕЛЕЙ
Для улучшения аэродинамических характеристик самолета ис-
пользована схема установки двигателей в хвостовой части фюзеля-
жа. Такое размещение двигателей позволяет: снизить уровень шума
и вибраций в пассажирских кабинах, улучшить аэродинамические
характеристики крыла (отсутствуют гондолы двигателей, уменьше-
на вредная интерференция) и облегчить техническое обслуживание
двигателей за счет свободных подходов к ним.
Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа создает бла-
гоприятный акустический «климат» во время полета. Шум от выте-
кающих газов двигателей остается за пределами фюзеляжа и дей-
ствует на него в меньшей степени, чем при установке двигателей
в крыле около бортов. При этом уменьшаются вибрации фюзеляжа,
вызываемые вытекающей реактивной струей, а они весьма значитель-
ны и в создаваемом шуме (он имеет низкую частоту) занимают пер-
вое место. Вторым источником внешнего шума является воздушный
поток воздухозаборников двигателей. С помощью эффективной зву-
коизоляции удается частично избавиться от шума воздухозаборни-
ков (он имеет высокую частоту). Установка двигателей в хвостовой
7
части позволяет развернуть реактивное сопло боковых двигателей и
снизить вибрацию фюзеляжа от струи. Освобождение крыла от гон-
дол двигателей позволило увеличить размах внутренних закрыл-
ков — эффективно использовать механизацию.
Одной из конструктивных особенностей расположения двигате-
лей в хвостовой части фюзеляжа является Т-образное оперение с пе-
реставляемым стабилизатором. Горизонтальное оперение, располо-
женное иа верхней части киля, свободно от воздействия звуковых
волн, создаваемых звуковым полем вытекающей струи двигателя.
Это и влияет в основном на уменьшение вибрации. Перенос двига-
телей в хвостовую часть фюзеляжа потребовал сдвинуть назад крыло
для получения необходимого диапазона центровок. При этом удли-
ненная носовая часть фюзеляжа отстоит от корневой части крыла на
расстоянии примерно 43% длины фюзеляжа.
Выбор потребного количества двигателей самолета зависит от
ряда факторов, обусловленных его назначением, основными пара-
метрами и летными характеристиками, безопасностью, экономично-
стью и т. д. Значение потребной тяги пассажирского самолета опре-
деляется следующими основными условиями: длиной разбега, воз-
можностью продолжения взлета при отказе одного двигателя на раз-
беге, ограничением шума заданным значением при взлете в районе
аэропорта.
Длина разбега самолетов средней дальности не должна превы-
шать 1,4—1,6 км, чтобы не увеличивать чрезмерно потребные ВПП
для эксплуатации самолета. Безопасность продолжения взлета при
отказе одного двигателя обеспечивается вертикальной скоростью и
углом наклона траектории начального набора высоты (не менее
ГЗО'), а также определенным запасом высоты над линией ограниче-
ния препятствий в полосе подходов. Согласно Нормам летной год-
ности гражданских самолетов СССР, наклон траектории набора
высоты при отказе одного двигателя (наиболее критического) для
самолета с тремя двигателями должен быть не менее 2,7% на треть-
ем этапе (участке) траектории, где самолет летит уже с убранным
шасси, но отклоненными во взлетное положение закрылками. В то
же время, чем круче траектория набора высоты (при всех работаю-
щих двигателях), тем меньше влияние шума самолета на прилегаю-
щие к аэродрому населенные пункты.
Потребная для выполнения полета с набором высоты тяга
Pn=Xa-|-Gsin 6,
где Ха — сила лобового сопротивления; G — сила тяжести самолета; 0 —
угол подъема.
После преобразования этой формулы для расчета потребной тяги
двигателей при продолжении взлета и условии отказа одного из
двигателей получаем
Pn~G((l/tfB8J4-sin6],
где /Свэл— качество самолета с убранным шасси н отклоненными закрыл-
ками
8
Для самолета с тремя двигателями располагаемая тяга всех
двигателей, выбранная из условия отказа одного из них при взлете,
2PpaCD=3G[(l/XB3J1)4-sine] или РраСл=(3/2)Рп.
Для магистрального самолета средней дальности, каким является
самолет Ту-154Б, длина разбега не должна превышать 1,4—1,6 км.
Потребная взлетная тяга двигателей, определенная из условия
получения заданной длины разбега
[V2 \ 1
_^р------_Д_+2/рй8С I
*£*разб з \Авал / J
где УРтр — скорость отрыва самолета от ВПП, м/с; /разб — длина разбега,
м; /раэб — коэффициент трения колес о ВПП при разбеге.
Для максимальной взлетной массы 98 т при коэффициенте тре-
ния иа разбеге f = 0,03 и качестве /Свзл = 7,5 потребная взлетная
тяга составляет 235—240 кН.
Потребная взлетная тяга двигателей, определенная из условия
продолжения взлета с одним отказавшим двигателем, для взлетного
качества 7,5 (шасси убрано, угол отклонения закрылков = 28°,
т = 98 т, нормируемый угол подъема 0 = 1°30', соотношение ско-
ростей подъема и поступательной Vy/1/ = sin 0 = 0,027)
G [(1/ХВ8Л) +sin 6] = 98 [(1/7,5) 4-0,027] = 157 кН.
Располагаемая тяга всех двигателей, выбранная из условия от-
каза одного из них: Ррасп = 2 Рп = 2* 157 ^314 кН (для самолета
с двумя двигателями); Ррасп = (3/2) Рп = [(3 • 157/2)] = 236 кН
(для самолета с тремя двигателями).
Сравнивая рассчитанные значения располагаемой и потребной
взлетной тяги 235—240 кН, можно сделать вывод, что для самолета
Ту-154Б оптимальной является трехдвигательная схема, так как
в условиях, близких к стандартным, нормируемый угол набора вы-
соты при взлете с одним отказавшим двигателем и длина разбега
могут быть получены при сравнительно одинаковых взлетных тягах
двигателей (236 и 235—240 кН). На самолете можно было бы уста-
новить двигатели с тягой ~ 80 кН (РраСп/3). Однако с учетом экс-
плуатации самолета при высоких температурах наружного воздуха
на высокогорных аэродромах на нем установлены три двигателя
с взлетной тягой 105 кН, что обеспечивает взлет с ВПП длиной
2,5 км без ограничения взлетной массы 98 т на высотах до
Н = 0,52 км и при t = 30 ° С.
1.3. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
САМОЛЕТА
Эксплуатационные массы самолета
Ма-.чспмальпая рулежная масса, т........................ 98,5
» взлетная » , т ..... 98
» посадочная » , т ..... 78
9
Максимальная коммерческая нагрузка, т:
при бссконтейперпой погрузке
» контейнерной погрузке .......................
Максимальная масса топлива при централизованной за-
правке (плотность у—800 кг/м3), т...................
Масса снаряженного самолета (экипаж и бортпроводни-
ки), т . , . . . . .
Геометрнческие данные
Размах крыла, м ,
Длина самолета, м.......................... . . .
Высота самолета на стоянке, м......................
Расстояние от нижней кромки воздухозаборника боко-
вого двигателя до земли, м.........................
Расстояние от продольной осн бокового двигателя до
земли в плоскости воздухозаборника, м
Ширина колеи шасси, м..............................
Продольная база шасси (стойки основных опор обжа-
ты), м.............................................
Габаритные размеры колес (12 шт.) основных опор
шасси, мм..........................................
Габаритные размеры колес (2 шт.) передней ©поры, мм
Угол отклонения колес передней опоры, °-
на рулении.........................................
на разбеге и пробеге . . . . . .
Стояночный угол самолета ..........................
Крыло*
Площадь крыла без наплывов, м2 ....
» » с наплывом, м2...................
Средняя аэродинамическая хорда, м . .
Корневая хорда крыла без наплывов, м
Концевая хорда крыла, м ...
Удлинение крыла без наплывов ... . .
Стреловидность крыла по линии хорд, ° .
Поперечное V крыла по линии 'А хорд по полету
Угол установки крыла, °:
по нулевой нервюре ... .
» концевой » (по потоку)
Размах элеронов, м.................
» внутренних закрылков, м
» внешних закрылков, м
Общий размах закрылков, м .
Общая площадь закрылков, м2.....................
Установочный угол внутренних закрылков в убранном
положении.......................................
Средний угол отклонения предкрылков,
Угол отклонения внутренних закрылков на взлете,
То же, на посадке, °.........................
Размах интерцепторов, м;
внутренний . . . • •
средний ....
внешний........................ .
Угол отклонения интерцепторов, °
внутренний .................................
средний ... . . . . .
внешний ..............................
16,9
18
39,75
53,5—54
37,55
47,925
11,4
4
4,52
11,5
18,92
930X305
800X225
±55 (±65)
±8 (±10)
0
180
201,45
5,285
7,45
2,183
7,83
35
l°10z
+3
—1
2X2,28
2X3,77
2X7,73
2ХН.5
37
2°±10'
18,5 (условно)
15—28
28—45
2X3,23
2X3,705
2X2,838
50
45
45
* Все аэродинамические характеристики отнесены к площади крыла
без наплывов.
10
Оперение
Площадь горизонтального оперения, № . . 40,55
Размах, м ...................... 13,4
Удлинение...................................... .... 4Д1
Площадь рулей высоты, м2........................... 8*46
Стреловидность горизонтального оперения по линии ’А
хорд, °............................................ 40
Площадь вертикального оперения с форкилем, м2 31,7
Размах вертикального оперения (высота), м . . 5,65
Удлинение.......................... , . . 1
Сужение ... .... , . . 1,83
Площадь руля направления, м2 ............. 7,4
Стреловидность вертикального оперения по линии */4
хорд, °....................................... .... 45
Фюзеляж
Длина, м .................. .................. 42,33
Максимальный диаметр, м . ... 3,8
Клиренс, м................. . ... 1,95
Площадь миделя фюзеляжа, м2................... 11*33
Объем пассажирской кабины, м3 . ..... 172,7
Габаритные размеры входных дверей (передней и зад-
ней) пассажирской кабины, м........................ 800X1725
Высота порога входной двери от земли при взлетной
массе, м......................................... 3,1
Габаритные размеры грузовых люков багажных поме-
щений, мм:
переднего . . . 1350X1200
среднего ... . . . . 1350X1200
заднего.......................................1100X000
Высота порога грузовых люков от земли при взлетной
массе, м......................................... 1,8
Габаритные размеры аварийных выходов на крыло, м:
передние......................................... 0,48X0,9
задние . ............ .... 0,48X1,07
Органы управления
Углы отклонения руля высоты1, °:
вверх . . ... . . , -29
вниз................ . ..... 4-16
от АБСУ вверх — вниз . . . . 10±1
Ход штурвальной колонки, мм:
на себя ... 263 (14с40')
от себя ... ... 150 (8°10')
Радиус вращения колонки, мм . . . 1015
Коэффициент передачи руля высоты.................. 1,99
Диапазон триммнрования пружинных загружателен ру-
ля высоты, ° . ........................... -15...4-Ю
Максимальный угол отклонения руля направления до
подключения полетного оагружателя, °:
в полете ±7,5
па взлете и посадке . . . . . ±25
Ход педалей, мм...................... 125
» » от АБСУ влево (вправо), ° 10±1
Коэффициент передачи руля направления . . 3.44
1 При отклонении стабилизатора относительно горизонтали фюзеляжа
(СГФ) —1,5°.
И
Радиус педалей, мм.................................
Диапазон триммирования пружинных загружателей ру-
ля направления, ° ..............................
Углы отклонения элеронов, °..............
» » » от АБСУ, °
Углы поворота штурвала управления элеронами, °
Радиус штурвала, мм........................
Коэффициент передачи элеронов...................
Диапазон триммирования пружинного загружателя, °
Угол установки стабилизатора относительно СГФ, 0
Угол отклонения стабилизатора для взлета и посадки
(в зависимости от центровки самолета), ° ...
415
±5
±20
10±1
±125
190
0,84
±5
—1,5
(0 по УПС)
до —7 (до 5,5
но УПС)
Центровочные данные
Предельно передняя центровка на взлете при выпущен-
ном шасси и фст=3° по УПС, % САХ................... 21
Предельно задняя центровка на взлете, в полете и на
посадке (шасси убрано), % САХ...................... 32—40
Предельно передняя центровка на посадке при выпу-
щенном шасси и фст=5,5° по УПС, % САХ ... 18
Центровка незагруженного самолета (шасси выпущено),
% САХ................................................. 49—50
Центровка опрокидывания незагруженного самолета на
хвост, % САХ....................................... 52,5
Скорости и числа М*
Максимальная эксплуатационная скорость
от земли до Н=7 км........................
» 7 до 10,3 км...............................
Число М максимальное, эксплуатационное на 10,3 км
Максимальная скорость полета, км/ч, с закрылками, от-
клоненными на угол**:
до 15° . .... ....
28° . ............................
45°.......................................
Максимальная скорость при выпуске и уборке шасси,
км:
при нормальной эксплуатации ....
при аварийном снижении.......................
Максимальная скорость, км/ч, с отклоненными внутрен-
ними интерцепторами (выпускаются только на ВПП
при обжатых основных опорах).....................
Максимальная скорость полета при отклонении средних
интерцепторов ...................................
Максимальная скорость полета, км/ч, при перестановке
стабилизатора и полностью отклоненных предкрылках
Скорость полета, км/ч, при выпуске фар, не более . .
Максимальные (предельно допустимые) высоты полета,
км:
полетная масса не ограничена
ГП1пах=86,5 т.................. . . .
600 км/ч
575 км/ч
0,88
420
360
300
400
нс ограничена
300
пе ограничена
425
340
11.1—11,6
12,1
* Независимо от массы топлива в баках.
** В процессе взлета и уборки закрылков, при угле <28°, разре-
шается увеличивать приборную скорость до 420 км/ч.
12
Летные данные
Максимальные скорости полета, км/ч, на номинальном
режиме работы двигателей для полетных масс, 82—
88 т:
на высоте 10,3 км.............................. 973—970
» » 11 км................................ 963—958
Практический потолок самолета, км, при взлетной мас-
се 98 т (работают три двигателя)................. 12,1
Практический потолок самолета, км, при взлетной мас-
се 98 т (работают два двигателя)................. 9,6
Время набора высоты практического потолка с учетом
времени, затрачиваемого на взлет и достижение ско-
рости набора, мин:
при трех работающих двигателях 27,5
» двух » » . . 37,5
Длина разбега, м......................................... 1350
Взлетная дистанция, м ... 1600
Сбалансированная длина ВПП (Д), м . 2200
Длина пробега, м................... . . 1000
Потребная длина ВПП для посадки, м ... 2350
1.4. МЕТОДЫ ПОВЫШЕНИЯ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
ЭФФЕКТИВНОСТИ НА КРЕЙСЕРСКИХ
(ДОЗВУКОВЫХ) РЕЖИМАХ ПОЛЕТА
При постоянном угле атаки лобовое сопротивление (крыла и
других частей самолета) при малых числах М изменяется пропорцио-
нально квадрату скорости самолета, так как коэффициент лобового
сопротивлеиня сХа иа этих числах М практически не зависит от
скорости. С увеличением скорости полета (М 0,6...0,7) начинает
сказываться сжимаемость воздуха, причем тем интенсивнее, чем
ближе скорость полета самолета к скорости звука. Прн этом коэф-
фициент сХа возрастает тем значительнее, чем быстрее развивается
волновой кризис. Действие сжимаемости воздуха в полете оцени-
вают, сравнивая скорость полета со скоростью звука. Для этого
замеряют число М = Vlat скорость полета (потока) сравнивают
со скоростью звука в тех же условиях. Так, если истинная скорость
самолета 950 км/ч (264 м/с), то число М = 264/300 = 0,88* (здесь
300 м/с— скорость звука иа высоте 10 000 м).
С увеличением высоты полета вследствие понижения температуры
уменьшается скорость звука (возрастает сжимаемость) и при сохра-
нении прежней истинной скорости полета увеличивается число М.
Для полного представления о проявлении сжимаемости воздуха
в соответствии с требованиями ИКАО установлен указатель числа
М — МС-1, так как знание истинной скорости полета по комбини-
рованному указателю скорости КУС — 730/1100 не дает полной
характеристики полета на больших высотах.
* Предельно допустимое число М полета 0,88 для самолета Ту-154Б
обозначается на указателе МС-1 красной чертой.
13
Число М полета, при котором в какой-либо точке вблизи профиля
при заданном угле атаки местная скорость частиц воздуха впервые
достигнет местной скорости звука, называется критическим числом
Мкр. Это — важная характеристика, так как при достижении
Мкр аэродинамические характеристики крыла и всего самолета и,
следовательно, аэродинамические силы, могут претерпевать зна-
чительные изменения, что может повлиять на устойчивость и управ-
ляемость самолета. Принято считать, что с момента достижения
в полете критического числа М на самолете начинается волновой
кризис. При этом к профильному и индуктивному сопротивлению
прибавляется еще волновое. Коэффициент лобового сопротивления
самолета в целом
С«а = схр + cxt + схв,
где t’xp — коэффициент профильного сопротивления; сх. — коэффициент
индуктивного сопротивления; сХв — коэффициент волнового сопротив-
ления.
Профильное сопротивление при нулевой подъемной силе крыла
складывается нз сопротивления трения воздуха и сопротивления,
вызванного разностью давлений воздуха (например, на переднюю
и заднюю части крыла). Профильное сопротивление на малых чис-
лах М образуется преимущественно вследствие трения, значение
которого мало зависит от угла атаки. При больших углах к сопро-
тивлению трения добавляется сопротивление срыва и коэффициент
профильного сопротивления сильно возрастает:
,
Хр аТр । Хдавл’
где Сх.^ — коэффициент аэродинамической продольной силы трения;
Сзсдавл — коэффициент аэродинамической продольной силы давления.
Коэффициент индуктивного сопротивления сх. зависит от подъ-
емной силы крыла, прямо пропорционален квадрату коэффициента
подъемной силы и обратно пропорционален эффективному удлинению
крыла сх. = где = (1 + 0,09 %); Х= P/S — удлинение
крыла. Эффективное удлинение + самолета Ту-154Б при умеренно
толстых профилях меньше значения геометрического удлинения
(при X = 7,83 = 4,6).
В связи с увеличением максимальной взлетной массы до 98 т
возросло среднее значение коэффициента cVa в горизонтальном по-
лете и оно стало близко к су t для максимального качества самолета.
Например, на высоте 10,8 км и М = 0,85 (д = 11 720 Н/м2)
для средней полетной массы 86 т cVa ~ = (11720-180) ”
для которого сХа = 0,0302 и К = 13,2. При этом коэффициент ин-
дуктивного сопротивления составляет 35—45% от общего сопротив-
ления самолета (на наивыгоднейшем угле атаки, где качество макси-
мальное, сх. ~ 0,5 Сла).
14
Коэффициент волнового сопротивления сХв при числе М = 0,85
на высоте 10,8 км для средней полетной массы 86 т (с!/а 0,4;
сХа = 0,0302) составляет 0,0052 или 17% общего сопротивления
самолета. При увеличении числа М, например, до 0,88 для той же
средней полетной массы 86 т (сХа = 0,367) коэффициент волнового
сопротивления увеличивается до 0,0070, т. е. до 22% ксХа = 0,0318.
Для стреловидного крыла самолета Ту-154Б переход с М = 0,85 на
М = 0,88 привел к незначительному увеличению волнового сопро-
тивления. Этого удалось достичь благодаря конструктивно-аэроди-
намическим мероприятиям. Для самолета Ту-154Б лишь при доста-
точно больших числах М (лежащих за пределом ограничения) вол-
новое сопротивление может составлять больше половины всего со-
противления самолета. Например, при М — 0,95 (qq = 0,318,
сХа = 0,043, /С = 7,4) 0,023, т. е. составляет примерно 54%
от всего сопротивления самолета.
Для профиля или прямого крыла в плане, набранного из таких
профилей, число МьР всегда меньше единицы, поскольку в выпук-
лых местах профиля местная скорость всегда превышает скорость
полета. Число Мкр, равное единице, соответствует обтеканию пло-
ской пластины, расположенной параллельно потоку. Здесь скорость
и давление не изменяются. Местная скорость звука возникает тогда,
когда скорость набегающего потока будет равна скорости
звука.
Число МкР определяют по продувкам модели крыла в аэродина-
мической трубе. Для этого строят эпюры распределения давления
на верхней и нижней поверхностях профиля крыла при различных
углах атаки на малых числах М. Как это принято в аэродинами-
ческих исследованиях, вместо избыточного давления откладывают
на оси у коэффициенты давления, представляющие собой отношения
избыточного давления в некоторой точке профиля к скоростному
напору невозмущенного потока:
Р ~ Риъъ!Я== (Рмест' Рст)/(Р^2/2),
где Рмест — абсолютное давление в данной точке; рст — статическое дав-
ление в невозмущенном потоке, т. е. атмосферное давление на высоте
полета.
Коэффициент р будет отрицательным, если местное давление на
профиле меньше атмосферного давления (отрицательному значению
р соответствует наличие на профиле разрежения, а положительно-
му — повышенного давления). Между критическим числом М и
разрежением на крыле рщщ существует определенная зависимость.
Поэтому, зная величину pmin НСС)К при малых числах М (М < 0,4),
по графику академика С. А. Христиановича (рис. 1.5) определяют
критическое число М профиля. Например, для профиля концевой
части крыла, где относительная толщина по потоку 8,2%, pmln несж=
= — 0,61 и Мир = 0,64.
15
При отсутствии продувок число М,.р профиля определяют по
следующей эмпирической формуле:
М„.= 1—0.71ЛЁ—3,2Ес1л,
где с — относительная толщина профиля; cVa — коэффициент аэродинами-
ческой подъемной силы для рассматриваемого угла атаки.
Расчетные значения числа Мкр несколько разнятся (в пределах
10—12%) с величиной Мкр, определяемой по графику С. А. Христиа-
новича.
Число Мнр стреловидного крыла с учетом влияния особенностей
обтекания на распределение давления по размаху МкРх= МКрп офХ
Х[2/(H-cosx)L Для самолета Ту-154Б % = 35° (cos 35° "(5,82),
и формула приобретает следующий вид: Мнрз5О =1,1 Мкрпроф-
При относительной толщине профиля 8,2% по потоку в концевой
части крыла были определены следующие значения критического
числа М в зависимости от углов атаки горизонтального полета:
ttf.O,
6,1
5,5
М«РпроФ
0,733
0,749
МцрЗЕ»
0,805
0,83
Как видно, числа Мкр получаются по размаху разными. В летной
практике пользуются понятием так называемого предельно допусти-
мого числа М, которое для самолета Ту-154Б равно 0,88. Оно обес-
печивает безопасную эксплуатацию самолета в диапазоне больших
чисел М. Число М„р позволяет теоретически объяснить обтекание
крыла. При числах М больше критических на поверхности профиля
или фюзеляжа возникают местные сверхзвуковые зоны, внутри кото-
рых появляются скачки уплот-
нения. Теоретически и экспери-
ментально установлено, что ес-
ли в самом узком месте струй-
ки достигнута скорость звука,
то при дальнейшем ее расши-
рении скорость увеличивается
и становится сверхзвуковой.
Поэтому на нисходящей части
поверхности профиля при полете
(М >• МнР) будет появляться
зона скоростей, значения кото-
рых превысят местную скорость
звука. Давление в этой зоне
будет падать.
Чем больше скорость полета,
16
тем шире будет зона сверхзвуковых скоростей. Однако за профи-
лем скорость должна быть такой же, как скорость полета. По-
этому в каком-то месте профиля должен произойти переход от
сверхзвуковой скорости к дозвуковой. Такой переход, как показы-
вает опыт, происходит скачком, т. е. имеет место скачкообразное
торможение частиц воздуха. Вместе со скачкообразным уменьше-
нием скорости происходит скачкообразное увеличение давления,
плотности и температуры. Такое изменение значений всех
параметров газа приводит к скачкам уплотнений. Они вызывают
интенсивное увеличение коэффициента лобового сопротивления,
изменение коэффициента подъемной силы и характеристики устой-
чивости и управляемости самолета. С ростом числа М вследствие
увеличения скорости на профиле крыла области сверхзвуковых ско-
ростей расширяются и скачок уплотнения перемещается к задней
кромке профиля.
Процесс образования зон сверхзвуковых скоростей и местных
скачков на верхней и нижней поверхностях обтекаемого профиля
неодинаков. Различия в форме обводов верхней и нижней частей
профиля крыла при одном и том же угле атаки приводят к неравно-
мерному развитию волнового кризиса по верхней и нижней поверх-
ностям профиля. Поэтому вначале скачок уплотнения образуется
на верхнем обводе профиля, а затем уже на нижнем. С увеличением
скорости полета скачки несколько перемещаются, что может вызы-
вать тряску самолета. Для самолета Ту-154Б подбор профилей поз-
волил сгладить интенсивность скачков уплотнения.
Для полета на М = 0,85—0,88 были использованы резервы уве-
личения Mjtp за счет геометрии профиля при достаточно изученной
стрел овидности крыла 35°. Большая работа над профилем крыла
при заданных толщине и потребной подъемной силе позволила избе-
жать интенсивных скачков уплотнения и как следствие резкого
возрастания сопротивления при превышении критического числа
М. Таким образом, если при создании самолетов первого и второго
поколений Ту-124 и -134 увеличение крейсерской скорости было свя-
зано с увеличением критического числа М (получение местных сверх-
звуковых зон при возможно большем числе М полета), то на Ту-154Б,
помимо этого, добились перехода от местных сверхзвуковых ско-
ростей к дозвуковым скоростям через скачки уплотнения меньшей
интенсивности (косые) или по возможности со слабым отрывом по-
тока. Это позволило увеличить эксплуатационное число М до 0,88.
Параметры профиля крыла: относительная толщина с, положе-
ние максимальной толщины профиля хс, относительная кривизна
профиля Д расстояние от носка профиля до максимальной кривизны
профиля xf по-разному влияют на аэродинамические характери-
стики крыла (рис. 1.6).
Влияние относительной толщины с профиля Крыла заметно ска-
зывается на волновом сопротивлении. Чем больше значение с,
17
Рис. 1.6. Геометрические пара-
метры и формы профиля крыла:
а — профиль с положительной кри-
визной; б — симметричный профиль;
е — «перевернутый» профиль с отрица-
тельной кривизной
гем в большей степени поджимают-
ся струйки воздуха, обтекающие
профиль, а следовательно, волно-
вой кризис будет наступать рань-
ше при меньших числах М. Нао-
борот, уменьшая толщину профи-
ля, сдвигают момент наступления
волнового кризиса на большие чис-
ла М.
Влияние положения максималь-
ной толщины и относительной
кривизны профиля доказано экс-
периментально. Установлено, что
при одной и той же толщине тот
профиль имеет большее число МнР,
у которого -сечение с максималь-
ной толщиной расположено ближе
к середине, т. е. при хс=35...50%.
Объясняется это тем, что при таком
значении получается более плав-
ный контур профиля, а следовательно, и более плавное измене-
ние давления и скорости вдоль него.
Благоприятно влияет на аэродинамические характеристики
при больших скоростях полета уменьшение кривизны профиля.
Симметричный профиль, у которого относительная кривизна
f = 0, при прочих равных условиях имеет наибольшее число Л!
критическое.
Однако у таких профилей малы значения fyamax (по сравне-
нию с несимметричными), поэтому использование их на транспорт-
ных самолетах ограничено.
В последние годы получили распространение так называемые
«перевернутые» профили, т. е. имеющие отрицательную кривизну
и применяемые обычно в корневой части крыла. Они удовлетвори-
тельно решают проблему сложнейшей интерференции между крылом
и фюзеляжем, создавая плавное обтекание, а также способствуют
устойчивой работе двигателей в хвостовой части фюзеляжа. Относи-
тельная кривизна профиля влияет иа число Мкр так же, как и
толщина.
Уменьшение максимальной толщины профиля, перенос ее на
середину хорды и уменьшение кривизны профиля увеличивает зна-
чение числа МкР на 0,02—0,06.
Наилучший эффект для повышения МкР дает применение стре-
ловидных крыльев.
С увеличением стреловидности крыла до 35° число Мкр воз-
растает на 0,07—0,08 по сравнению с числом МкР прямого кры-
ла или профиля.
18
Глава 2
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
2.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ КРЫЛА
И ЕГО МЕХАНИЗАЦИИ
Для повышения аэродинамических свойств крыло скомпоновано
из классических профилей ЦАГИ типа П-56Мг-12, П-35М3-11 и
П-35М3-10.
Аэродинамическая компоновка стреловидного крыла дозвуко-
вого самолета Ту-154Б выполнена таким образом, чтобы обеспечить
плавное безотрывное обтекание до возможно больших углов атаки
(рис. 2.1, О'). Крыло имеет трапециевидную форму в плане со стрело-
видностью около 35° по линии фокусов f/4 хорд) и 37° по передней
Рис. 2.1. Аэродинамическая (с) и
конструктивная (б) схемы крыла:
/ — ось самолета; 2—стык крыла с
фюзеляжем; 3 —линия '/4 хорды; 4 —
плоскость разъема; 5 — аэродинами-
ческие перегородки; 6 — предкрылки;
7 —концевой профиль крыла; 8 —
элерон; S' —внешний закрылок; 10 —
интерцепторы; 11 — гондола шасси;
12 — внутренний закрылок; 13— внут-
ренний интерцептор
19
кромке. В корневой части крыла стреловидность по передней кромке
равна 41°. Это компенсирует снижение Мнр корневых профилей по
отношению к концевым вследствие их большой относительной тол-
щины. Бортовые сечения для ослабления срединного эффекта, при-
сущего стреловидным крыльям, выполнены по профилям с передним
положением максимальной толщины (хс = 30...38%) и вогнутости,
а сама вогнутость (для улучшения характеристик продольной устой-
чивости) имеет уменьшенные (1,2%) и даже отрицательные значения
(U =~ 1,5%).
Чтобы получить безотрывное обтекание стреловидного крыла
при выходе самолета на большие углы атаки и обеспечить безопас-
ность полета, применяется отрицательный угол геометрической
крутки е = 0... — 4° и набор профилей1, создающих необходимые
запасы коэффициента подъемной силы иа концах крыла. За счет
угла геометрической крутки срыв появляется вначале в корневой
или средней (консольной) части крыла (г = 0,7...0,75% размаха
крыла). Возникает возможность полнее использовать подсасываю-
щую силу в носке крыла, увеличивается качество. Набор профилей
крыла учитывает различные условия обтекания корневых и конце-
вых сечений. Поэтому в корневых сечениях подъемная сила на задан-
ном угле атаки больше и достигает своего максимального значения
при больших углах атаки, чем в концевых сечениях.
Основной силовой элемент крыла — кессон, образованный тремя
лонжеронами, верхними и нижними панелями. Крыло состоит из
трех частей: центроплана и двух отъемных частей, имеет два разъе-
ма (см. рис. 2.1, б). Оно снабжено трехщелевыми выдвижными за-
крылками, предкрылками, элеронами и интерцепторами. Отсут-
ствие гондол двигателей в корневой части крыла (у бортов фюзеля-
жа) позволило удобнее разместить закрылки. Угол установки крыла
к строительной плоскости фюзеляжа составляет -[ 3е в центро-
плаиной части, а концевая нервюра установлена под углом—1°
к строительной оси фюзеляжа. Таким образом образуется геометри-
ческая крутка —4° на всем полуразмахе.
Выбор трапециевидной формы для стреловидных крыльев, пред-
назначенных для полетов с дозвуковыми скоростями, объясняется
тем, что у них центр приложения воздушной нагрузки по размаху
находится ближе к оси симметрии самолета, чем у крыла прямой
формы. Это уменьшает изгибающий момент в корневом сечении и
позволяет снизить массу крыла. Прн этом иа самолете хорошо ис-
пользуется внутренний объем развитой корневой части крыла, где
расположены топливные баки — кессоны.
Прн площади крыла без наплывов 180 м2 и размахе 37,55 м удли-
нение крыла составляет 7,83 (с учетом наплывов крыла — 7,03 при
общей площади крыла 201,5 м2): l2/S = 37,552/180 = 7,83.
1 Набор профилей с переменной кривизной по размаху называется аэро-
динамической круткой.
20
С увеличением удлинения крыла уменьшается коэффициент индук-
тивного сопротивления. Это особенно важно для таких режимов по-
лета, как взлет, набор высоты на малых скоростях по прибору, полет
на высотах, близких к практическому потолку. Удлинение
крыла у самолета Ту-154 Б довольно большое и близко к оптималь-
ному, если учесть, что стреловидность крыла составляет 35°; при
этом достигается повышение аэродинамического качества самолета.
Сужение крыла — отношение корневой хорды к концевой,
'П = ^«орн^копд ~ 7450/2138 = 3,48, что близко к оптимальному
(3,5-4,5).
При проектировании самолета большое внимание было уделено
выбору профилей крыла с точки зрения улучшения аэродинами-
ческих характеристик, поэтому крыло Ту-154Б скомпоновано из
модифицированных профилей. В среднем относительная толщина
по размаху крыла составляет 10%, причем на концах крыла она
минимальна, 10 и 8,2% по потоку, у 14-й нервюры 11%, а в корневой
части (у фюзеляжа, где набор профилей параллелен его оси) она до-
стигает 12%. Общее уменьшение относительной толщины по разма-
ху способствует увеличению Мкр крыла и уменьшению лобового со-
противления. Отрицательная кривизна профиля («перевернутый»)
увеличивает пикирующий момент при росте угла атаки, так как вы-
зывает «центральный срыв» (затягивает «ложку» в кривой mz = /(а)
на большие углы атаки). Кроме того, это благоприятно сказы-
вается на интерференции крыла и фюзеляжа, а также улучшаются
несущие свойства крыла.
Перетекание воздуха в пограничном слое вдоль размаха к кон-
цевым сечениям приводит к срыву потока. Отсос пограничного слоя
из средней части и его накопление в концевой приводит к «набуха-
нию» и преждевременному отрыву. Наблюдения и снимки спектров
обтекания показали, что наиболее интенсивно перетекание на зад-
ней кромке крыла, у аэродинамической перегородки № 2. Срыв по-
тока в этом районе приводит к возникновению кабрирующего мо-
мента относительно центра масс самолета, что ухудшает продоль-
ную устойчивость самолета, особенно иа малых скоростях. Срыв по-
тока распространяется и иа зону элеронов, несколько ухудшая
поперечную управляемость самолета.
Помимо срыва потока на малых скоростях полета при больших
углах атаки, возможен срыв и при полете на больших скоростях,
но на сравнительно малых углах атаки. Образование концевого
срыва на больших скоростях объясняется взаимодействием скачков
уплотнения с пограничным слоем при полете на больших высотах.
Как известно, такой полет происходит на сравнительно больших
углах атаки (для получения необходимых значений коэффициента
Суа горизонтального полета). Увеличение угла атаки уменьшает
значение МкР. А при еще большем увеличении угла атаки при вер-
тикальных порывах или создании перегрузки иа маневре (когда
Л11ИР невелико) возможно раннее возникновение скачков уплотнения,
что способствует срыву потока.
21
Для устранения нежелательного концевого срыва (помимо под-
бора профилей) устанавливают ограничители перетекания погра-
ничного слоя — аэродинамические перегородки высотой ~ 21 см
(4% от средней аэродинамической хорды). Перегородки, поставлен-
ные на верхней поверхности крыла, препятствуют перетеканию
воздуха в пограничном слое по размаху крыла, благодаря чему
в концевых сечениях толщина пограничного слоя уменьшается.
Это задерживает возникновение срыва потока в сечениях крыла до
больших углов атаки. В областях с внутренней стороны перегород-
ки (ближе к фюзеляжу) пограничный слой утолщается и возникает
срыв. Таким образом, вследствие поперечного перетекания воздуха
в пограничном: слое при наличии на крыле перегородок добиваются
начала срыва потока в области крыла с внутренней стороны перего-
родки.
Перегородки оказывают влияние не только на течение воздуха
в пограничном слое, но и на характер течения вне пограничного
слоя.
Спектр обтекания крыла вблизи перегородок показывает, что
пространственное течение приводит к сужению потока в передней и
расширению в задней частях сечений с внутренней стороны перего-
родки и к расширению потока в передней и некоторому сужению
в задних частях сечений с внешней стороны перегородки. Это повы-
шает разрежение (увеличение сУо) в передней части сечеиия с внут-
ренней стороны и понижает разрежение (уменьшение сУа) с внешней
стороны перегородки.
Увеличение коэффициента су на данном угле атаки для сечений
с внутренней стороны перегородок должно приводить к более ран-
нему срыву потока по сравнению с крылом без перегородок. Умень-
шение коэффициента сУа с внешней стороны перегородок значитель-
но затягивает срыв потока в этих
Рис. 2.2. Схема распределения нагрузки
по размаху крыла г:
1 — коэффициент с у„ с учетом геомет-
сеч. так
рической и аэродинамической круток крыла;
2 — коэффициент с уа сеч при максималь-
ном (критическом) угле атаки
сечениях до оольших углов атаки,
благодаря чему на большом
диапазоне углов атаки улуч-
шается работа концов крыла.
Изменение максимальных
значений коэффициента подъ-
емной силы для различных
сечений стреловидного крыла
при достижении максималь-
ного (критического) угла ата-
ки почти по всему размаху
одинаково (рис. 2.2) и незна-
чительно уменьшается к кон-
цевым и корневым сечениям
крыла (в зоне центроплана).
При достижении максималь-
ного угла атаки (см. проте-
кание Си при Су
v а сеч г уа кр. max
22
I___i--& J
i посадочное
Ряс. 2.3. Схема работы предкрылка и трехщелевых закрылков:
/ — гидромеханический агрегат; 2- хвостик закрылка; 3— реле закрылка; 4 — средняя
часть закрылка; 5 — дефлектор; 6 — щелевой предкрылок (в открытом положении); 7 —
трехщелевой закрылок; 8 — интерцептор; 9 — закрылок
первоначальный срыв потока достигается на 70—75% размахе кры-
ла. Наступление, первоначального срыва в средних сечениях крыла
благоприятно сказывается на поведении самолета при выходе иа
большие углы атаки.
Аэродинамическая компоновка крыла вследствие наивыгодней-
шего подбора профилей, умеренного удлинения и стреловидности
35° по линии Z/4 хорд обеспечивает самолету высокие скорости поле-
та. Приемлемые взлетно-посадочные характеристики, в целом не
уступающие характеристикам турбовинтовых самолетов с прямым
крылом в плане, создаются механизацией крыла — предкрылками
и откатными трехзвеньевыми щелевыми закрылками переменной хор-
ды (рис. 2.3). Максимальные значения коэффициента аэродинами-
ческой подъемной силы при такой схеме достигаются на больших
углах атаки крыла и в меньшей степени за счет угла отклонения
закрылков. Предкрылок, установленный на передней кромке крыла
общим размахом 33,7 м, отклоняется на постоянный угол, в сред-
нем па 18,5°, и увеличивает как значение коэффициента ша , так и
критический угол атаки. Особенность его работы заключается в сле-
дующем. На больших углах атаки у носка профиля крыла возникает
срыв потока иа верхней поверхности. При установке щелевого
предкрылка при его открытом положении через внутреннюю щель
проходит поток воздуха, интенсифицирующий пограничный слой
позади пика разрежения на профиле и увеличивающий энергию
обтекающего потока. При этом срыв потока затягивается иа большие
углы атаки. Вследствие увеличения угла атаки крыла и безотрыв-
ного обтекания достигается дополнительный прирост коэффициента
аэродинамической подъемной силы.
Общий размах закрылков составляет 23 м, или 61% от размаха
крыла. Закрылок состоит из перемещаемых относительно друг друга
трех элементов: дефлектора, среднего звена и хвостика. Для плав-
ного обтекания закрылка при углах отклонения более 25° между
его звеньями открываются профилированные щели. На малых углах
23
отклонения обтекание закрылка плавное, щели отсутствуют, так
как специальный механизм прижимает дефлектор к крылу. В потоке
находится только среднее звено и хвостик, образуя двухщелевой
закрылок с незначительной длиной хорды (для внутреннего закрыл-
ка хорда составляет 37% САХ). При угле отклонения 45° работают
все секции трехщелевого закрылка с увеличенной эффективной пло-
щадью, которая создается при откате закрылка и раздвижении его
звеньев.
Для внутренних закрылков прн убранном положении хвостик
отклонен вниз на 2°. Сделано это из соображений перераспределения
нагрузки по размаху крыла и повышения прочности центральной час-
ти крыла. Взлетное положение закрылков соответствует отклонению
внутренних на угол 15 и 28°, внешних—на 13,5 и 25°, посадочное —
углам 45 и 40° соответственно. Углы отклонения отсчитывают по
среднему звену внутренних закрылков. Дифференциальность в от-
клонении закрылков способствует затягиванию срыва потока на
концах крыла, увеличивает поперечную устойчивость и позволяет
уменьшить пикирующий момент от их отклонения. В эксплуатации
используют два угла отклонения закрылков на взлете: 15 и 28°,
на посадке в основном 45°.
Для уменьшения аэродинамического качества при пробеге само-
лета и сокращения длины пробега на крыле перед внутренними и
внешними закрылками установлены интерцепторы. Отклоняясь
одновременно на обеих консолях крыла, они приводят к срыву по-
тока, резко уменьшая коэффициент сУа и увеличивая сХа. Внутрен-
ние интерцепторы выпускаются автоматически при повороте рыча-
га включения реверса тяги боковых двигателей из выключенного
положения на угол 70 ± 20° (объединенное управление, исключаю-
щее одну операцию) и вручную кнопкой, расположенной на рукоятке
управления средними интерцепторами. В схеме выпуска внутрен-
них интерцепторов (как вручную, так и автоматически) установлена
блокировка, действующая от обжатия обеих амортизационных стоек
шасси. Средние интерцепторы в отличие от внутренних, используют-
ся не только на пробеге по ВПП, но и в полете для нормального и
экстренного снижения. Это позволило резко улучшить маневрен-
ность самолета, особенно при снижении для захода на посадку.
При прерванном взлете, когда открываются внутренние и средние
интерцепторы, самолет эффективно тормозится.
Средние интерцепторы имеют ось вращения, вынесенную вперед
относительно их передней кромки. В результате между интерцепто-
рами при их отклонении и крылом образуется щель, которая необ-
ходима для перепуска воздуха из зоны перед открытым интерцеп-
тором. Иначе на больших скоростях полета может возникнуть пуль-
сирующий срыв воздуха из одной зоны и как следствие вибрация
и тряска самолета. У внутренних интерцепторов щелей нет, так
как на малых скоростях такого явления не наблюдается.
24
2.2. КОМПОНОВКА САМОЛЕТА. СИСТЕМА УПРАВЛЕНИЯ
Основные части. Силовая установка, фюзеляж, оперение и шасси
оказывают существенное влияние на летные данные самолета.
Силовая установка. На самолете установлены три двигателя НК-8-2У
в хвостовой части фюзеляжа. Два двигателя расположены симмет-
рично относительно оси самолета в гондолах, соединенных с фюзе-
ляжем пилонами, третий находится строго по оси самолета (рис. 2.4).
Этим обеспечивается максимальное снижение моментов рыскания
и крена, возникающих при отказе любого двигателя. Совместная
аэродинамическая компоновка фюзеляжа, пилона и гондолы бо-
ковых двигателей с относительной площадью миделя ~ 4% имеет
особенности. Так как плоскость турбин двигателей находится за
герметическим днищем пассажирской кабины, двигатели размещены
иа сужающейся части фюзеляжа. Если бы оси двигателя и самолета
были параллельными, то между гондолой и фюзеляжем образовался
бы расширяющийся канал, где из-за увеличения скорости возника-
ло бы разрежение, увеличивавшее сопротивление интерференции
между гондолой и фюзеляжем. Увеличению сопротивления способ-
ствовала бы также и струя вытекающих газов (эффект эжекции —
подсасывание воздуха между фюзеляжем и реактивной струей).
Для устранения этой вредной интерференции гондолы боковых
двигателей развернуты в плайе на угол 5° в сторону от фюзеляжа.
Чтобы газовые струи не воздействовали на обшивку фюзеляжа, оси
сопел развернуты от фюзеляжа на угол 6°30'. Поэтому монтаж на
самолете правого и левого бо-
ковых двигателей разный (раз-
ный разворот сопла). Разво-
рот факела вытекающей струи
газов уменьшает вибрацию
обшивки фюзеляжа и способ-
ствует снижению шума в хво-
стовой части пассажирской
кабины. При виде сбоку угол
установки двигателя относи-
тельно СГФ составляет -|-2о.
Чтобы скос потока от фю-
зеляжа и крыла не ухудшал
работу воздухозаборника бо-
ковых двигателей, носовая
часть гондолы повернута иа
3° к борту фюзеляжа п допол-
нительно на ГЗО' вверх (для
исключения попадания вих-
рей от скоса потока на крыле).
Поэтому воздух в круглые
воздухозаборники боковых
двигателей попадает без до-
Рис. 2.4. Схема размещения силовой
установки;
1 — плоскость турбины бокового двигателя;
2 — ось сопла бокового двигателя; 3 — ось
бокового двигателя; 4 — обтекатель стыка
вертикального и горизонтального оперений;
И — герметическое дигнце пассажирской ка-
бины; 6 — воздушный канал центрального
двигателя; 7 — центральный двигатель
полнительного сопротивления. Размеры мотогондолы следую-
щие: длина 6,6 м, максимальный диаметр 1,82 м. Плечо тяги относи-
тельно оси симметрии равно 2,77 м, а в вертикальной плоскости
относительно СГФ — 0,43 м. Диаметр горла воздухозаборника сос-
тавляет 1,18 м, наружный диаметр воздухозаборника 1,3 м. Таким
образом, коллекторность заборника составляет 10%. Для исключе-
ния явлений помпажа при запуске двигателя воздухозаборники
имеют 12 створок подпитки воздухом, расположенных по кольцу.
Створки подпитки — это отверстия с шарнирно подвешенными
самоустанавливающимися створками, которые на взлетном режиме
вследствие разрежения открываются внутрь, пропуская дополни-
тельный воздух в канал и снижая потери давления при обтекании
передних кромок. В крейсерском полете створки отжимаются к по-
верхности воздухозаборника давлением в канале, перекрывая от-
верстия («окна»), главное назначение которых — выравнивание
поля скоростей потока воздуха перед двигателем иа взлетном режиме
при боковом ветре. Этого можно было добиться увеличением диа-
метра горла, т. е. увеличением коллекторности, ио тогда бы возросло
аэродинамическое сопротивление воздухозаборника.
Центральный двигатель размещен внутри фюзеляжа так, что срез
его сопла совпадает с концом фюзеляжа. Воздухозаборник централь-
ного двигателя расположен над фюзеляжем, й воздух подводится
в двигатель по S-образному каналу. Размеры воздухозаборника по
вертикали 1,52 м, по горизонтали 1,21 м. Коллекторность заборника
равна 10%, расстояние от СГФ до оси заборника ^Зм. Централь-
ный двигатель установлен относительно СГФ на угол -| -4°. Но его
реактивное сопло отвернуто вверх от оси двигателя на 6°30', поэ-
тому направление действия реактивной тяги (или вытекающей струи
газов) составляет —2'30' к СГФ. При работе трех двигателей сум-
марная составляющая сил тяги действует под углом З-ЗО7 к СГФ,
при работе двух двигателей (бокового и центрального) — под уг-
лом —15' к СГФ. *
Перенос двигателей в хвостовую часть фюзеляжа имеет и недостат-
ки. Двигатели не полностью защищены от попадания в их входные
тракты различных частиц и грязи, вылетающих из-под колес
шасси при движении самолета. Для взлета с передними центровка-
ми необходим переставляемый стабилизатор. Расположение двига-
телей в хвостовой части фюзеляжа требует установки Т-образного
оперения, которое увеличивает массу вертикального оперения.
Конструкция самолета утяжеляется вследствие усиления хвостовой
части фюзеляжа из-за дополнительных массовых и инерционных
нагрузок от двигателей и усиления крепления двигателей для
предупреждения отрыва силовых установок при аварийной посадке.
При работающем ревресе тяги на пробеге снижается эффективность
вертикального оперения.
Установка двигателей в хвостовой части фюзеляжа приводит
к сдвигу центра масс пустого самолета назад, вследствие чего крыло
26
необходимо размещать ближе к оперению. Это увеличивает длину
носовой части фюзеляжа, испытывающей большие изгибающие мо-
менты, и затрудняет балансировку самолета. Центр масс незагру-
женного самолета располагается близко к предельно заднему поло-
жению, при котором самолет может опрокинуться на хвост. При
загрузке самолета н заправке топливом центр масс сдвигается зна-
чительно вперед. Тем самым создаются необходимые в полете запасы
продольной статической устойчнвостм. Четкая работа автоматики,
ведающей выработкой топлива, способствует сохранению положе-
ния центра масс в установленном интервале центровок.
При переносе двигателей в хвостовую часть фюзеляжа улучшают-
ся условия работы воздухозаборников боковых двигателей на боль-
ших углах атаки в результате скоса потока от крыла, который как
бы «подправляет» поток к заборнику. Работа двигателей на летных
испытаниях была проверена до больших углов скольжения.
Фюзеляж. Он круглого сечения диаметром 3,8 м и длиной
42,33 м, выполнен в виде тела сигарообразной формы с гладкой ра-
ботающей обшивкой. Относительная площадь миделя фюзеляжа
равна 6,3%. На лобовое сопротивление фюзеляжа влияет его удли-
нение Хф (отношение длины к диаметру): = L/D = 42,33/3,8 =
— 11,15. Стояночный угол фюзеляжа 0°.
Удобообтекаемая форма, круглое поперечное сеченне и большое
удлинение обеспечивают сравнительно небольшое лобовое сопротив-
ление фюзеляжа в общем балансе аэродинамических сопротивлений
самолета ( ~ 25% от сопротивления самолета в крейсерском поле-
те). Волновой кризис на фюзеляже начинается при несколько боль-
ших числах М полета, чем у крыла. Поэтому число МкР фюзеляжа
больше, чем крыла, и составляет примерно 0,9.
Оперение. Оно установлено на киле и свободно от разрушающего
эффекта звуковых волн, создаваемых вытекающей струей двигате-
ля. Это способствует устранению тряски и снижению шума в пас-
сажирских салонах самолета.
Аэродинамическое преимущество подобного расположения опе-
рения состоит в том, что и а него в горизонтальном полете слабо дей-
ствует скос потока за крылом и связанные с ним срывы. На самолете
Ту-154Б площади, на которые воздействуют эти факторы, гораздо
меньше, чем на самолетах Ту-104 и Ту-124, где двигатели располо-
жены в корневой части крыла. Поэтому эффективность такого опе-
рения значительно выше, чем оперения, расположенного на фюзе-
ляже в зоне скосов потока от крыла. Эффективность Т-образного
оперения возрастает, так как горизонтальное оперение является
ограничителем перетекания воздуха, обтекающего вертикальное
оперение. В результате несколько увеличивается эффективность
вертикального оперения.
Для повышения продольной устойчивости самолета, особенно
при выходе на большие углы атаки, площадь горизонтального опе-
27
рения выбирают равной 40,55 м2 (22,5% к площади крыла) при
размахе 13,4 м. Коэффициент статического момента
^г-о = (^г.о 4.о)/(^«р &сдх) = 0,80,
где /г.о — плечо горизонтального оперения (т. е. расстояние от точки 25%
САХ крыла до точки 25% САХ горизонтального оперения) составляет
18,8 м; &сах ~ 5,285 м.
Чтобы несущие характеристики оперения не ухудшались быст-
рее, чем у крыла, ему придана большая стреловидность: стабилиза-
тор по линии х/4 хорды имеет стреловидность 40°, киль по передней
кромке — 45°. Поэтому все явления, связанные со сжимаемостью
воздуха на большой скорости полета, возникают на оперении позже,
чем на крыле, и не влияют на устойчивость и управляемость само-
лета.
Профиль у горизонтального и вертикального оперения в отличие
от крыла симметричный, что позволяет сохранять одинаковый ха-
рактер и порядок аэродинамических нагрузок при отклонении рулей
в разные стороны. Кроме того, симметричный профиль имеет мень-
шее сопротивление. Относительная толщина у корня горизонталь-
ного оперения равна 11, на концах—10%. Для вертикального
оперения относительная толщина в корневой и концевой частях
составляет 11%.
Большая относительная толщина вертикального оперения необ-
ходима нз конструктивных соображений, так как киль воспринимает
и передает на фюзеляж не только свои нагрузки, но и нагрузки от
горизонтального оперения. Общее сопротивление оперения состав-
ляет ~ 16% сопротивления самолета в крейсерском полете. Скос
потока за крылом, особенно значительный прн отклоненных закрыл-
ках, уменьшает углы атаки горизонтального оперения, что снижает
создаваемые им восстанавливающие моменты.
При Т-образном расположении горизонтального оперения (выше
крыла) исключается затенение его крылом в достаточно большом диа-
пазоне углов атаки и уменьшается влияние скоса потока. Причем
концевые части большого размаха горизонтального оперения рас-
положены вне границ вихрей от двигателей, которые достигают
стабилизатора. Этим частично предотвращается затянутое свалива-
ние самолета, так как значительная часть концов горизонтального
оперения вынесена из зоны возмущенного потока и создает подъем-
ную силу, а рули высоты способны создавать пикирующий момент,
необходимый для возвращения самолета на малые углы атаки.
Однако струи от реактивного двигателя влияют на окружающий
поток, изменяя его направление, и это оказывает влияние на аэро-
динамические характеристики оперения. Угол установки стабилиза-
тора относительно строительной горизонтали фюзеляжа составляет
—1,5° (0 по указателю положения стабилизатора) для полета
с убранными закрылками. При взлете и посадке, когда отклоняются
закрылки, стабилизатор в зависимости от центровки и угла закрыл-
ков переставляют на угол —3... —5,5° по указателю положения
28
стабилизатора (при взлете на угол —3°, -при заходе на посадку на
угол до — 5,5°). Система управления стабилизатором для измене-
ния его установочных углов на взлете расширяет эксплуатационный
диапазон центровок самолета.
На самолете Ту-154Б применяется совмещенное управление за-
крылками и стабилизатором. Совмещенный режим — основной ре-
жим управления закрылками, предкрылками и стабилизатором.
При этом в зависимости от угла выпуска закрылков предкрылки п
стабилизатор автоматически занимают согласованные положения,
зависящие от положения переключателя «Задатчик — стабилиза-
тор». При перестановке рукоятки управления «Закрылки» из поло-
жения «О» в положение «28» одновременно происходит выпуск зак-
рылков на 28°, выпуск предкрылков в полностью выпущенное поло-
жение и перестановка стабилизатора в согласованное взлетное
положение.
При установке рукоятки управления «Закрылки» в положение
«45» и достижении закрылками угла ЗГ начинается перестановка
стабилизатора в согласованное посадочное положение, при переводе
рукоятки из положения «45» в положение «28» закрылки убираются
на угол 28° и стабилизатор переставляется в согласованное поло-
жение. При установке рукоятки в положение «О» полностью уби-
раются закрылки. При достижении закрылками угла 25° начинается
перестановка стабилизатора в полетное положение и при достижении
закрылками угла 14° убираются предкрылки.
Наибольший угол отклонения руля высоты вниз равен 4-16°,
т. е. меньше, чем вверх ( —29е), так как потребные отклонения руля
высоты вниз меньше (они соответствуют большим скоростям). От-
клонение руля направления составляет ±25° при выпущенных за-
крылках и ограничено углом ±7,5° при убранных до подключения
полетного загружателя. Высота (размах) вертикального оперения
равна 7,5 м.
Шасси. Оно оказывает заметное влияние на взлетные и особенно
посадочные характеристики. Шасси выполнено по трехопорной схеме
с рычажной подвеской основных стоек, позволяющей отход стоек
назад под нагрузкой. Такая конструкция обеспечивает при посадке
самолета и рулении более мягкую амортизацию. На основных опо-
рах крепятся трехосные шестиколесные тележки, которые позво-
ляют распределить на большую площадь бетонного покрытия аэрод-
рома нагрузку, приходящуюся на каждую главную ногу шасси.
Вследствие меньшей удельной нагрузки на каждое колесо шести-
колесной тележки ухудшаются условия сцепления, самолет стано-
вится менее управляем.
Передняя опора шассн размещена под носовой частью фюзеля-
жа и установлена так, что ее амортизационная стойка находится
в вертикальной плоскости симметрии самолета и в выпущенном по-
ложении становится перпендикулярно продольной оси фюзеляжа,
оставаясь в таком положении при любом обжатии амортизатора.
29
Рис. 2.5. Зависимость коэффициента
лобового сопротивления шасси от чис-
ла М
Основные опоры Шасси
размещены под крылом само-
лета справа и слева от фюзе-
ляжа и установлены так,
чтобы их амортизационные
стойки в выпущенном поло-
жении наклонены назад, при-
чем наклон увеличивается с
увеличением обжатия амор-
тизатора.
В убранном положении пе-
редняя опора шасси разме-
щается в нише носовой части
фюзеляжа, а основные опоры
в нншах гондол, установлен-
ных снизу на крыле самолета.
Ниши после уборки шасси за-
крываются створками. Коэф-
фициент аэродинамического
сопротивления от шасси ш на малых скоростях полета состав-
ляет 0,0155. Прн экстренном снижении (на больших числах М, на-
пример 0,88), когда производится выпуск шасси, коэффициент со-
противления может превышать ~ 0,04 (рис. 2.5). Повышенное со-
противление самолета из-за выпущенного шасси, а также и от-
клоненных средних интерцепторов улучшает тормозные свойства
самолета и его маневренность в такой ситуации.
Амортизационные стойки основных опор шасси имеют двухкамер-
ные масляно-пневматические амортизаторы, что позволяет совер-
шать посадку с вертикальной скоростью до 2,5 м/с без последующего
отделения самолета от ВПП при ошибке пилотирования. Четырнад-
цать колес самолета с пневматическими шинами имеют везде оди-
наковое давление 0,8 МПа.
Уборка и выпуск передней и основных стоек шасси, открытие
замков подвески, открытие и закрытие задних створок люков ниш
шасси, а также управление поворотом колес передней стойкн и тор-
мозами колес основных стоек шасси производится с помощью гид-
равлических цилиндров и устройств.
Разворотом колес передней стойки шасси самолета управляют
специальной рукояткой с углами отклонения ± 8° (±10°) и ±55°
(+65°) от нейтрального положения. Система управления имеет сле-
дующие режимы работы: руление самолета с отклонением колес на
максимальный угол до ± 8° (±10°) от нейтрального положения;
свободное ориентирование колес, при котором колеса имеют пол-
ную свободу движения. Это положение устанавливается автомати-
чески с момента отрыва от земли при взлете илн после выключения
системы управления поворотом колес передней стойки шасси.
Система управления. Полет на больших скоростях и высотах
сопровождается неблагоприятным влиянием сжимаемости воздуха
30
на аэродинамические характеристики устойчивости и управляемо-
сти самолета. Вследствие возрастания шарнирных моментов орга-
нов управления и изменения их эффективности перемещение команд-
ных рычагов требует от пилотов больших усилий. Увеличение габа-
ритных размеров самолетов и скоростей привело к тому, что пилоти-
рование стало затруднительным, физической силы уже недостаточно,
быстро наступает утомляемость пилотов.
Совершенствование аэродинамической компенсации органов уп-
равления путем ее увеличения часто приводит к перекомпенсацнн
и появлению усилий обратного знака. Для снижения усилий на
органах управления используют различные виды сервокомпенсации.
Но из-за ряда недостатков (колебания характеристик в зависимости
от качества исполнения и скорости полета, вибрации и флаттер орга-
нов управления и др.) сервокомпенсация оправдывает себя только
на дозвуковых скоростях полета.
Поэтому отличительной особенностью системы управления сов-
ременного самолета является наличие необратимых бустерных сис-
тем (отсутствует переход иа безбустерное управление). При необра-
тимой системе гидроусилитель воспринимает усилия, создаваемые
шарнирным моментом аэродинамических сил, действующих на орган
управления. Так как моменты от аэродинамических сил не передают-
ся на колонку, штурвал и педали, то для имитации этих моментов
в систему управления введены загрузочные устройства, создающие
ощущения усилий при отклонении колонки, штурвала и педалей.
Искусственная загрузка командных рычагов позволяет получить
наилучшие динамические характеристики управляемости самолета
независимо от значения шарнирного момента. Гидроусилитель
отклоняет соответствующий орган управления со скороегью до 50°/с
с чрезвычайно малым запаздыванием. Требуется приложение не-
больших нагрузок со стороны пилота на золотник гидроагрегата,
а на рычаги управления ничего не передается. Усилия «в сторону
пилота» гасятся инерционностью проводки, ее трением и механиз-
мом, имитирующим нагрузку от шарнирного момента.
Схема управления рулем высоты 5 обеспечивает управление по
тангажу на всех режимах полета как от пилота, так и от бортовой
системы управления (рис. 2.6). При управлении от пилота перемеще-
ние колонки 1 через тягу 2 управления передается на золотник руле-
вого привода 4. Усилия на колонке управления создаются загружа-
телями 10 и 11. Для снятия созданного ими усилия используется
электромех а и изм трмммерного эффекта 9, уменьшающий обжатие
пружины. Сформированные сигналы от датчика угловой скорости
7 электромеханизма 9 и пилота поступают на вычислитель и усили-
тель 8 сервопривода электрогидравлического рулевого агрегата 6,
где происходит их обработка. Электрический сигнал преобразуется
в механический.
При автоматическом управлении перемещение тяги управления
и руля высоты осуществляется автоматической бортовой системой
управления (АБСУ). Золотник рулевого привода перемещается с по-
31
мощью электрогидравлического рулевого агрегата через дифферен-
циальную качалку. При работе рулевого агрегата качалка и тяга
управления одним концом как бы упираются в штурвальную колон-
ку (штурвал или педали пилота), а перемещение другого их конца
передается иа золотник гидроусилителя, который отклоняет соот-
ветствующий орган управления. Пружинные тяги 3 демпфируют
проводку управления.
«Комфортные» характеристики управления самолетом обеспе-
чивает автоматическая бортовая система управления, благодаря
которой достигается легкое управление, не зависящее от скорости
полета, массы и центровки самолета. Система бортового управления,
обеспечивающая штурвальное и автоматическое управление во всем
диапазоне режимов полета — от взлета до посадки, предназначена
для: улучшения характеристик устойчивости и управляемости при
штурвальном управлении; стабилизации барометрической высоты
полета, угла тангажа и курса; управления углом тангажа и крена
с пульта; вывода на заданный курс и его стабилизацию; вывода на
заданную навигационным вычислителем линию пути и стабилиза-
цию на ней; автоматического и директорного захода на посадку в ус-
ловиях метеоминимума I и II категории ИКАО; автоматического
полета по радиомаякам VOR, а также автоматического ухода на
второй круг.
Таким образом электромеханический комплекс системы управле-
ния самолетом Ту-154Б включает в себя системы продольного и по-
перечного управления, автоматическую бортовую систему управле-
ния рулем направления, воздушными тормозами — интерцептора-
ми, закрылками и предкрылками. Основными органами управления
Рлс. 2.6. Структурная схема необратимой бустерной системы (продольный
канал управления рулем высоты самолета)
32
самолетом относительно его поперечной, вертикальной н продоль-
ной осей являются руль высоты, руль направления и элероны с эле-
ронами-интерцепторами. Кроме этих основных органов управления,
на самолете имеются средние и внутренние интерцепторы.
Особенность структурной схемы гидравлической системы состо-
ит в том, что при взлете с тремя работающими двигателями в случае
отказа любого из них всегда обеспечивается уборка шасси от гид-
росистемы, которая обслуживается двумя насосами. В этом заложена
определенная безопасность на взлете, позволяющая при продолжен-
ном взлете убрать шасси и повысить аэродинамическое качество
самолета. Если же после взлета при перегонке самолета (взлет с од-
ним неисправным двигателем) откажет еще одни двигатель и рабо-
тающим окажется третий двигатель, то убрать шасси Невозможно-
Допустимая взлетная масса в таких случаях должна определяться
по соответствующей номограмме, учитывающей возможность про-
должения взлета с выпущенным шасси.
2.3. ЗАВИСИМОСТЬ КОЭФФИЦИЕНТА АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ
ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ ОТ УГЛА АТАКИ
Коэффициент аэродинамической подъемной силы, характеризую-
щий подъемную силу крыла (У = cy^qS) и определяющий его несу-
щую способность, является главной аэродинамической характери-
стикой. Безразмерный коэффициент аэродинамической подъемной
силы cVa достаточно полно и хорошо отражает влияние геометри-
ческих параметров крыла на его несущие свойства. Потребные зна-
чения коэффициента сУа для совершения полета (взлет, набор высо-
ты, горизонтальный полет и снижение) определяются в зависимости
от скорости и высоты полета для рассматриваемой полетной массы.
Указанные режимы полета происходят обычно без срыва обтекания
и определяются углами атаки на линейной части зависимости
суа f (°0- Поведение самолета на больших углах атаки, причины
зарождения срыва потока и другие явления также объясняются
протеканием аэродинамического коэффициента су^.
При убранных закрылках и предкрылках (рнс. 2.7, кривая 1)
коэффициент clJn имеет нулевое значение при положительном угле
атаки 2,8°, а для нулевого угла атаки значение су отрицательно и
равно — 0,25. Такая особенность определяется в основном отрица-
тельной геометрической круткой (— 4°). С увеличением угла атаки
сверх 2,8° рост значения су до углов атаки 11- 12° происходит по
линейной зависимости. Прирост коэффициента су на каждый гра-
дус угла атаки (гаУа- t&£.yJha) составляет 0.095*. Прн углах
* Значения су необходимы при проектировании крыла для определе-
ния максимальной эксплуатационной и расчетной перегрузок при воздейст-
вии вертикальных порывов.
2 Зак. 206 33
a = 12° и более плавное обтекание крыла нарушается, зарождаются
зоны срыва в хвостовой части профиля крыла между перегородками.
Рост коэффициента сУа замедляется. При а = 21° коэффициент
сРа достигает своего максимального значения 1,3, а при угле
а > 21° наблюдается уже не рост, а незначительное падение коэф-
фициента су При этом развивается общий срыв потока, который
искажает картину обтекания и вызывает уменьшение среднего зна-
чения разрежения над крылом.
Боковое перемещение частиц воздуха в пограничном слое для
центральной части крыла равноценно в какой-то мере эффекту
управления пограничным слоем, поэтому срыв обтекания в цент-
ральной части наступает на углах атаки, значительно превосходя-
щих критический угол атаки концевой части крыла. На концевой
части крыла частицы воздуха, приходящие с центральной части,
утолщают пограничный слой и вызывают здесь первоначальный
срыв потока, который затем охватывает все крыло. Большой радиус
носков профиля влияет на протекание зависимости сУа ~ f (а) на
больших углах атаки, обеспечивая плавное уменьшение коэффи-
циента cL,a после достижения максимального значения.
Рис. 2.7. Аэродинамические характеристики самолета Ту-154Б:
а — зависимость коэффициента аэродинамической подъемной силы от угла атаки; б —
поляры самолета для различных конфигураций при убранном шасси и без учета вли-
яния экрана земной поверхности:
Св=О. 6пред=0; 2 — Св =45°. Спред=1815° с отклоненными на пробеге интерцептора-
ми; 3— Сг=28°, Спред—18,5°; 4 —Св=45°. Спред=18.5°; 5 — Ca=t>, Спред=О. шассн вы-
пущена
34
При отклонении закрыл-
ков и предкрылков (кривые
3 и 4) во взлетное и посадоч-
ное положения коэффициент
си возрастает вследствие уве-
личения кривизны профиля и
увеличения общей площади
крыла от сдвига закрылков
назад. При отклонении за-
крылков (63 28е) и пред-
крылков (6пред 18,5°) коэф-
фициент Сро возрастает и на
линейном участке прирост
его составляет 0,68—0,70.
Максимальное значение 1,92
достигается при угле атаки
се = 17,5°. Критический угол
атаки уменьшается вследствие
того, что общий срыв потока
начинается раньше.
При отклонении закрыл-
ков на 45° средний прирост
коэффициента подъемной си-
лы составляет 0,94 -0,98 на
линейном участке зависимо-
сти су = f (а). Максимальное
значение 2,15 достигается при
угле атаки а = 16°, а измене-
ние плавного обтекания кры-
ла наблюдается уже при
70
Рис. 2.8. Зависимость максимального
коэффициента аэродинамической подъ-
емной силы от угла отклонения закрыл-
ков (предкрылки выпущены)
7ЯР
Hi
Рис. 2.9. Зависимость индикаторной
скорости срыва от массы самолета
и угла отклонений закрылков:
/ — предкрылки убраны; 2 —предкрылки вы-
пущены
Достижение значения <Фсшах ’ '2,15 (рис. 2.8) при отклонении
закрылков на 45" и предкрылков благоприятно сказывается на ре-
жимах захода на посадку. На рис. 2.9 представлены приборные зна-
чения индикаторных скоростей срыва V/ для рассмотренных углов
отклонения закрылков в зависимости от полетной массы самолета:
отклонения 50 /45 оказывают большое влияние па характер п
кания зависимости коэффициента аэродинамической подъемной
от угла атаки. Срывая поток с крыла, интерцепторы значите
V,o=14,4l G/(S4niJ. '
Интерцепторы (внутренние и средине) при максимальном!угле
доте-
силы
льно
снижают его несущую способность. Наибольший эффект от инте щеп-
торов наблюдается у крыла с отклоненными закрылками, когда
интенсивно нарушается перераспределение давления на крыле, по-
лученное от их отклонения. Для угла атаки а = 3° (угол атаки раз-
2* / 35
бега н пробега самолета) при отклонении закрылков на 45° и пред-
крылков на 18,5° уменьшение коэффициента аэродинамической подъ-
емной силы составляет 0,65. При отклонении закрылков на 28°
(прерванный взлет) и отклонении интерцепторов коэффициент
су уменьшается на 0,4—0,45 (на рис. 2.7, а не показано).
Резкое уменьшение коэффициента сУа приводит к падению подъ-
емной силы и эффективному нагружению колес шасси, что наряду
с обычным тормозным эффектом обеспечивает снижение длины про-
бега вследствие возрастания силы трения колес. Характер протека-
ния зависимости су f (а) после отклонения интерцепторов на
пробеге можно проследить на рис. 2.7, а — кривая 2.
2.4. ВЛИЯНИЕ ЧИСЛА М НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
Сжимаемость воздуха оказывает существенное влияние на зави-
симость коэффициента cVa = f (со). При числах М более 0,6 качест-
венно изменяется характер обтекания крыла, так как возрастает
скорость (число М) потока на крыле, вследствие чего для одного и
того же угла атаки возрастает коэффициенте^, т. е. несущие свойства
крыла улучшаются.
Как видно из рис. 2.10, с увеличением угла атаки коэффициент
подъемной аэродинамической силы возрастает линейно лишь до опре-
деленного угла атаки. Нарушение пропорциональности изменения
коэффициента сУа от угла
Рис. 2.10. Влияние числа М на зависи-
мость <?{,a=f(a)
атаки определяется началом
местного срыва обтекания на
концевой части крыла. Соот-
ветствующий этому явлению
угол а гаки атр обычно назы-
вают углом атаки начала
тряски, а су коэффициен-
том начала тряски. После до-
стижения максимального зна-
чения коэффициента сУа в
концевых сечениях, несмотря
на последующее резкое его
уменьшение в этих сечениях,
коэффициент су крыла с уве-
личением угла а продолжает
нарастать, но в меньшей сте-
пени, чем до начала срывов.
Коэффициент Суа увеличивает-
ся за счет продолжающегося
на больших углах атаки а
36
безотрывного обтекания цент-
ральной части крыла. В зоне
больших углов атаки наблюдает-
ся плавное изменение коэффи-
циента сУа, особенно вблизи его
максимума. Для чисел М =
— 0,7...0,85 критический угол
атаки может достигать больших
значений. Угол атр и сУа с
увеличением числа М умень-
Рлс. 2.11. Влияние сжимаемости воз-
духа ил коэффициент су при посто-
янном угле атаки а
Рис. 2.12. Зависимость угла атаки
самолета от числа М:
1 — значения коэффициента Суа при вы-
ходе на большие углы атаки; 2 — достиг-
нутые углы атаки при полном срыве по-
тока на входе в боковые двигатели; 3—
неустойчивая работа боковых двигателей
с самовосстановлением режима; 4 — нача-
ло неустойчивой работы боковых двига-
телей (соответствует а доп); 5 — начало
тряски; 6 — режим горизонтального поле-
та на высоте 11,5 км при массе самоле-
ту 86 т
шаются, так как срыв потока
(тряска) начинается раньше, чем
при малых значениях М. На-
пример, при М -- 0,6 коэффи-
циент су т = 0,92, а при
М = 0,85 он равен 0,65.
Коэффициент подъемной силы
для постоянного угла атаки с
ростом числа М вначале увели-
чивается, а затем уменьшается
(рнс. 2.11). Причина такого изме-
нения заключается во влиянии
сжимаемости воздуха на рас-
пределение давления по про-
филю. При М = 0,4 и более в
струйке, обтекающей профиль
сверху, увеличивается скорость
и заметно уменьшается плот-
ность воздуха, что приводит к
дополнительному росту разре-
жения на верхней поверхности.
На нижней поверхности влияние
сжимаемости воздуха для этих
чисел М проявляется слабее, поэтому вначале коэффициент су воз-
растает. При образовании скачка уплотнения несущие способности
крыла ухудшаются. Волновой срыв уменьшает разрежение на верх-
ней поверхности крыла, и коэффициент су уменьшается. При не-
котором числе М н на нижней поверхности появляется скачок, ко-
торый с ростом скорости быстро смещается назад, вследствие чего
зона разрежения увеличивается, а подъемная сила н коэффициент
Суа уменьшаются.
Постепенное смещение назад скачка уплотнения на верхней по-
верхности может вызвать рост зоны разрежения, а следовательно,
коэффициента Значения чисел М, при которых наблюдается пер-
воначальный рост коэффициента сУа, а затем его падение и опять
рост, зависят от угла атаки профиля и крыла в целом (на рис. 2.11 не
37
Рис. 2.13. Зависимость коэффициен-
та аэродинамической подъемной си-
лы от числа М:
1 — для достигнутых значений коэффици
ента Суа при выходе на большие углы
атаки, 2 — значения Суа прн полном сры-
ве потока па входе в боковые двигатели;
3—неустойчивая работа боковых двига-
телей с самовосстановлением режима; 4 —
начало неустойчивой работы боковых дви-
гателей (соответствует с&а s— нача-
ло тряски; Б — режим горизонтального
полета на высоте 11,5 км при массе са-
молета 86 т
нием коэффициента си
(рис.
2
приводятся). При угле атаки
а 5Г (до М = 0,8) коэффи-
циент су^ возрастает, а затем
плавно уменьшается. Для мень-
шего угла атаки (3°) протекание
зависимости коэффициента су<
более плавное.
Допустимый коэффициент
аэродинамической подъемной
силы. Уровень безопасности по-
лета во многом определяется ха-
рактеристиками и поведением
самолета на больших углах ата-
ки, т. е. в такой области углов
атаки, которые характеризуют-
ся возможными срывами потока
с верхней поверхности крыла,
снижением несущих свойств и
т. д. Для многих пассажирских
самолетов появление срыва по-
тока, начальные стадии его раз-
вития и поведение самолета иа
этих режимах в целом опреде-
ляют верхнюю границу допу-
стимых в эксплуатации углов
атаки (рис. 2.12), так как даль-
нейшее увеличение углов и раз-
витие срыва могут привести к
сваливанию самолета.
Для обеспечения безопасно-
сти полета на больших высотах
и числах М рост коэффициента
аэродинамической подъемной си-
лы ограничен допустимым значе-
13). Из графиков видно, что при-
пятые для самолета Ту-154Б допустимые значения коэффициента cv
превышают значения, при которых начинается тряска самолета.
Разность между допустимым значением коэффициента си и его зна-
чениями для горизонтального полета определяет запас по су (ос).
Рассмотренные зависимости (6Э = 0) были получены при испы-
тании самолета Ту-154Б на больших углах атаки. Примечательным
для самолета Ту-154Б является то, что за коэффициент С//идоп при-
няты значения коэффициента подъемной силы, соответствующие на-
чалу неустойчивой работы боковых двигателей. Эта зависимость на
рис. 2.13 приведена для чисел М = 0,6...0,9. Для числа М 0,6
за с, принято значение, равное 1,14 (0,88 X 1,3). Как видно,
38
оно меньше максимального значения суахаъу_~ 1,3, которое было
получено при сваливании самолета. Величина ах 1,3 (для
самолета с убранными закрылками) принята при расчете минималь-
но допустимой скорости полета с установлением соответствующего
запаса.
2.5. ВЛИЯНИЕ ШАССИ, ЗАКРЫЛКОВ (ПРЕДКРЫЛКОВ)
И ИНТЕРЦЕПТОРОВ НА ПОЛЯРУ САМОЛЕТА
Аэродинамическое совершенство самолета определяется аэроди-
намическим качеством К - ct, 1сх . Поляра самолета дает нагляд-
~'а а
ное представление о значениях и изменениях коэффициентов су и
сх при различных углах атаки. Современные пассажирские само-
леты, несмотря па то, что они относятся к классу тяжелых машин,
обладают высокими летными данными. Это достигнуто в основном
за счет повышения аэродинамического качества, полученного опти-
мальным подбором профилей крыла, удачной его компоновкой и
сравнительно небольшого миделя фюзеляжа. Установка мощных
двигателей обеспечивает крейсерские скорости полета 850—950 км/ч.
На рис. 2.7, б изображены поляры самолета для различных кон-
фигураций. Для поляры самолета с убранными закрылками, пред-
крылками и шасси коэффициент сХв — 0,022 при угле атаки а -
= 2,8°. Малое значение коэффициента лобового сопротивления
при нулевом угле атаки в свидетельствует об удачной компоновке
самолета.
Максимальное аэродинамическое качество, определенное по по-
лярам для малых чисел М (полетные поляры, 63 = 0), составляет
~ 15 на наивыгоднейшем угле атаки 9,5° (с^ = 0,6). Угол атаки
максимального аэродинамического качества ацапв = 9,5° опреде-
ляется в точке касания прямой, проведенной из начала координат
к поляре. С выпуском шасси (закрылки и предкрылки убраны)
максимальное качество уменьшается до ~ 11,5, а наивыгоднейший
угол атаки увеличивается до ~ 10,5°. Прирост коэффициента сх за
счет выпуска шасси составляет 0,0155, и это соответствует прибли-
зительно 70% минимального сопротивления самолета с убранными
шасси и закрылками. Выпущенное шасси влияет на обтекание крыла,
несколько изменяя перераспределение давления. Вследствие этого
на одном и том же угле атаки значения коэффициента подъемной
силы всего на 0,08—0,04 меньше. На рис. 2.7, а эта особенность не
отражена.
Большие значения углов атаки при максимальном качестве по
сравнению с другими самолетами объясняются большей геометри-
ческой круткой крыла. Нужно вывести крыло самолета на достаточно
большой угол атаки, чтобы получить оптимальные соотношения
между коэффициентом аэродинамической подъемной силы крыла и
его коэффициентом лобового сопротивления. Например, при полете
по кругу с выпущенным шасси и неотклоненнымп закрылками на
39
Рис. 2.14. Влияние конфигурации само-
лета на аэродинамическое качество:
1 — закрылки, предкрылки и шасси убраны;
2 — закрылки отклонены на 28°, предкрылки
на 18,5° (полный выпуск), шасси убрано;
3- закрылки отклонены на 28°. предкрылки
па 18,5°, шасси выпущено (взлетное положе-
ние); 4—закрылки отклонены на 45°, пред-
крылки иа 18.5° (полный выпуск), шасси
убрано; 5 — закрылки отклонены на 45°.
предкрылки на 18,Б°. шасси выпущено (поса-
дочное положение)
скорости 350 км/ч ПР угол
атаки сс = 10, Г (для полет-
ной массы 75 т). Выпуск за-
крылков па 28° и предкрыл-
ков на 18,5° (шасси убрано,
влияние земли не учитывает-
ся) уменьшает максимальное
качество до ~ 7,9 (анаив
10°, = 1,35). При угле
отклонения 28° закрылки в
основном сдвигаются назад и
сопротивление увеличивается
(шасси убрано) в диапазоне значений с
пропорционально росту пло-
щади крыла.
На рис. 2.14 представлено
изменение аэродинамического
качества самолета в зависи-
мости от полетного значения
коэффициента аэродинамиче-
ской подъемной силы. Как
видно, для взлетного угла
отклонения закрылков 28°
= 1,33. ..1,55 аэродина-
мическое качество составляет 7,9 и это соответствует макси-
мальному качеству самолета (свойство поляры самолета). Значения
коэффициента аэродинамической подъемной силы, соответствующие
полету самолета на безопасной скорости после взлета (например,
при запасе скорости 15% от скорости сваливания V2 ~ 260...
...280 км/ч для твзл = 85...98 т), составляют 1,33...1,45*, т. е.
полет совершается с максимальным аэродинамическим качеством.
Для посадочных режимов максимальное аэродинамическое ка-
чество равно ~ 5,9 (шасси убрано), а реализуется при заходе иа
посадку 5,4 (кривая 4)**—с^пп = 1,27**. Влияние выпуска
шасси на качество невелико ( ~ 0,32). Это объясняется тем, что
при выпущенных закрылках коэффициент сх& уже достаточно велик
(0,230—0,245) и А сх& щ = 0,0155 оказывает небольшое влияние.
2.6. ПОЛЯРЫ САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ ЧИСЛАХ М
Поляры самолета были уточнены при контрольных летных испы-
таниях (рис. 2.15), в результате которых было установлено, что при
рассчитанных километровых расходах на высотах 10 11 км
* с„ =с,, гпих/1,22—1,92/1,44 —1,33 (запас по скорости 20%); с,. —
va без ’ уа без
= 1,92/1,152 — 1,45 (запас по скорости 15%);
** с,. - с„ /1,69 = 2,15/1,69 — 1,27 (запас по скорости 30%).
^а-пл «о шах
40
(Al - 0.8...0.85) удельные рас-
ходы топлива двигателя НК-8-2У
превышают заявленные (напри-
мер, не 0,076, а 0,0805...
...0,082 кг/(Н - ч) без учета по-
терь. Это заставило пересмот-
реть аэродинамическое качество
самолета, которое оказалось
выше на 1—1,6 (рис. 2.16).
Сжимаемость воздуха оказы-
вает влияние на поляру само-
лета (на коэффициенты аэроди-
намической подъемной силы и
лобового сопротивления). Вна-
чале с ростом числа М до 0,8
вследствие влияния сжимаемости
поляры вытягиваются вверх при
увеличении коэффициента сУа и
сдвигаются вправо из-за еще
большего возрастания коэффи-
циента сХа вследствие роста вол-
нового сопротивления. Это хо-
рошо видно на поляре для чис-
ла М = 0,95.
Смещение поляры вправо
свидетельствует об уменьшении
максимального качества само-
лета. На графике поляр нане-
сено значение коэффициента
аэродинамической подъемной си-
лы си для величины максималь-
него качества Агаах. Как видно,
для полета на числах М =
Рис. 2.15. Поляры самолета для боль-
ших чисел М(6звнутр —2° шасси уб-
рано)
/ — по результатам контрольных испыта-
ний; 2 — по результатам первого этапа
государственных испытаний
= 0,8...0,85 коэффициент fyern должен составлять 0,57—0,6
вместо используемых значений 0,49—0,44 (в начале горизонталь-
ного полета). Увеличение допустимой взлетной массы самолета
Ту-154Б по сравнению с другими модификациями (а также средней
полетной массы) привело к полетам на несколько больших углах
атаки, т. е. с большим аэродинамическим качеством, в результате
чего эксплуатационные и экономические характеристики даже улуч-
шились. При М, = Миред = 0,88 7(тах = 12,5. Однако для полета
с таким высоким аэродинамическим качеством необходимо иметь
большую полетную массу и большое значение коэффициента су и
выполнять полет на больших высотах, если это возможно по усло-
виям ограничения предельных высот полета.
Анализ реализуемого аэродинамического качества удобно про-
вести по рис. 2.17. Например, полет выполняется на высоте 10,8 км
41
Рис. 2.17. Зависимость аэродинами-
ческого качества от коэффициента
аэродинамической подъемной силы
(М равно 0,8 и 0,85):
1 — начало горизонтального полета; 2 —
конец горизонтального полета; --------
по результатам первого этапа государст-
венных испытаний
при М = 0,85. Масса самолета
в начале горизонтального полета
94 т (после взлета с максималь-
но допустимой массой 98 т и на-
бора высоты), тогда су =G/(qS) =
= 94 X 107(11720 • 180) = 0,435
= вместо максимального 0,57
для этого числа М. В конце го-
ризонтального полета при массе
74 т сУа = 74 X107 (11720-180)=
= 0,343 (скоростной напор
q ~ 11720 Д/м2, Н =10,8 км и
М —0,85). Как видно, в начале
горизонтального полета коэф-
фициент Су = 0,435 (точка 1)
при М = 0,85. В конце гори-
зонтального полета коэффи-
циент си - 0,343. В итоге по-
^(1
лет происходит при аэродинами-
ческом качестве от 13,6 до 12,4
(вместо максимального распола-
гаемого 14,2).
Несколько лучше показатели при М = 0,8 (Н = 10,8 км,
q 10430 Д/м2), Суа = 94 104/ (10430 • 180) = 0,488 в начале
горизонтального полета и 0,385 в конце. Аэродинамическое качество
14,7—13,7 вместо максимального располагаемого 15,2.
2.7. ПОПРАВКИ К ПОКАЗАНИЯМ УКАЗАТЕЛЯ СКОРОСТИ
Движение самолета относительно воздушной среды оценивается
истинной, индикаторной и приборной скоростями. Комбинированные
указатели скорости (КУС) самолетов замеряют разницу давления
Ар между полным напором рн0 и статическим давлением рн прием-
ника и имеют две стрелки на циферблате.
Истинная скорость V„ характеризует расстояние, проходимое
самолетом в воздухе за единицу времени. Она отсчитывается по
тонкой стрелке КУС, при этом ее показания учитывают влияние
сжимаемости воздуха. Значение истинной скорости с учетом влия-
ния фактической температуры воздуха и аэродинамической поправки
называется воздушной скоростью (разница между истинной и воз-
душной скоростями на высотах 9—12 км при числах М до 0,85 и
температурах, отличных от стандартных на 10—15°, составляет
20—25 км/ч).
Индикаторная скорость Vi равна такой истинной скорости, при
которой в стандартных условиях у земли получился бы тот же
скоростной напор q — (рР)/2, что и в данном полете. Истинная и
42
индикаторная скорости связаны следующей зависимостью: Vn =
-= где Д — рц/ро; ря — фактическая плотность воздуха
в полете; р0 — плотность воздуха в стандартных условиях у земли.
При одном и том же скоростном напоре на разных высотах индика-
торная скорость одинакова, а истинная растет с высотой.
Приборная скорость 1/пр - показание широкой стрелки КУС.
При отсутствии инструментальных погрешностей и искажений ста-
тического давления в месте установки приемника статического дав-
ления она равна такой истинной скорости, при которой в стандарт-
ных условиях у земли получилось бы такое же избыточное давление,
поступающее в КУС, как и в данном полете. Вследствие усиления
влияния сжимаемости воздуха с увеличением высоты избыточное
давление все более превышает скоростной напор, а скорость по
прибору - индикаторную. Например, при полете со скоростным
напором q 11 720 Я/м2 скорость V, на всех высотах равна
— 492 км/ч, а скорость Спр у земли ~ 494 км/ч и 527 км/ч на высоте
10 800 м (это соответствует числу М ~ 0,84 н Ки — 892 км/ч).
На приемник полного статического давления влияют возмуще-
ния, создаваемые самолетом в полете. Кроме того, скорость полета
зависит от инструментальной поправки. Поэтому для устранения
указанных погрешностей в показания приборов вносятся следующие
поправки: аэродинамическую, учитывающую отличие местных дав-
лений (в месте расположения приемника статического давления)
от давлений в невозмущенном набегающем потоке, на сжимаемость
воздуха и инструментальную. При введении поправок учитывают
запаздывание показаний приборов при неустановившемся движении.
Скорость, которую показал бы идеальный (не имеющий погреш-
ностей) указатель скорости, называется индикаторной земной:
где 6Va — аэродинамическая поправка, учитывающая отличие местных
давлений от давления в невозмущенном набегающем потоке; бУлнст —
инструментальная поправка, учитывающая особенности конструкции
и технологические неточности при изготовлении прибора; 61/заи — по-
правка, учитывающая запаздывание показаний приборов (при неболь-
ших Vy ею пренебрегают).
Разность скоростей V} — = 6УСЖ называется поправкой на
сжимаемость, она является следствием сжатия воздуха на входе
в приемник и завышает показания прибора. Поправка 51/сж при
pn<ZPo всегда отрицательна, поэтому скорость К-3 всегда больше
индикаторной скорости V,-. Таким образом, постоянству скоростного
напора р^-К2/2 соответствует постоянство индикаторной, а для ско-
ростей до М ~ 0,9 (с точностью 20—45 км/ч) и скорости по прибору.
Поэтому если выдерживать значение индикаторной скорости с подъ-
емом на высоту' постоянной, то также приближенно постоянной бу-
дет и скорость по прибору, которую пилот выдерживает по широкой
стрелке КУС.
43
На уровне моря независимо от температуры воздуха 1/1Я Vf.
В летных испытаниях значением 61/зап» вследствие малости часто
пренебрегают и руководствуются формулой
4-=%-! 6Va+6VHHf.1T, а Кг-=У/з+6УС}В.
Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100 показывает
скорости приборную и истинную (широкая и тонкая стрелки). При
полете на малой высоте (плотность воздуха близка к земной и равна
1,225 кг/м3) скорости по прибору и истинная совпадают и обе стрел-
ки прибора движутся по шкале совмещенными. С подъемом на высо-
ту истинная скорость превышает скорость по прибору и стрелки
расходятся, образуя «вилку». Зная истинную (воздушную) скорость
и скорость ветра, определяют путевую скорость, т. е. скорость пе-
ремещения самолета относительно земли. В летной практике н ис-
пытаниях, в аэродинамических расчетах пользуются понятиями
как приборной скорости, так и индикаторной. Чтобы перейти от
скорости по прибору к индикаторной, нужно ввести поправки:
аэродинамическую, на сжимаемость воздуха и инструментальную
(пренебрегая малым значением 6Vsan). Для скоростных самолетов
существенной является поправка иа сжимаемость воздуха, которая
в зависимости от числа М и высоты полета изменяется в широком
диапазоне значений. На крейсерских числах М = 0,8...0,85 и высо-
тах 10,2—12,0 км 6УСН{ = — (25...35) км/ч.
В табл. 1 приведены поправки на сжимаемость в зависимости от
индикаторной земной скорости с учетом высоты полета. Аэродина-
мические поправки 6УС (в км/ч) к указателю скорости приведены
в табл. 2.
Как видно из табл. 2, в режиме захода на посадку в диапазоне
Кпр = 250...300 км/ч аэродинамическая поправка положительная,
т. е. КУС занижает значение скорости. При использовании резерв-
ной статической системы поправки для посадочной конфигурации
(63 = 45°, шасси выпущено) составляют — 18...32 км/ч.
Таблица 1
Высота» м Индикаторная земная скорость, км/ч Высота, м Индикаторная земная скорость, км/ч
350 400 450 500 550 600 350 400 450 500 550 600
0 - 7 000 —5 g — Ю — 14 —18 —23
1000 —1 —! —1 —1 —2 -2 8 000 —7 9 -13 — 17 —22 —28
1 000 —1 —2 —2 —3 —4 -3 9000 —8 -12 —16 —20 —27 —34
3 000 -2 —2 —3 —4 g -5 10000 - 10 -14 -19 —25 -32 —40
4 000 —2 —3 —4 —6 —8 -10 11000 —11 -16 —22 —29 —39 —48
5 000 —3 -4 —0 g -10 —14 12 000 — 14 -20 —27 -35 -—45 -56
6 000 —4 —6 —8 -и -14 —18
44
Таблица 2
Положение шасси
н закрылков
бя —О, шасси убрано
63=28°, шасси выпущено
ба=45°, шасси выпущено
Приборная скорость, км/ч
230 250 280 300 330 360 400 450 500 550 600 С25
-2,7 0,6 —1 5,5 0,8 8,6 3,2 —6,7 5,6 -4,5 -2,5 --2 -1.5 -1,5 -1,5
Пример. Определить индикаторную и истинную скорости самолета для
следующих условий полета: И = 10,8 км; Vnp = 527 км/ч; 6Va = — 2 км/ч;
б Цщс.Ч р ~ 0-
Решение. 1/,з = Vnp + 6Va = 527 — 2 — 525 км/ч.
Для этой скорости и высоты поправка на сжимаемость б Усж — — 33 км/ч.
Отсюда индикаторная скорость I/ — Vnp + 6Va 4* 6VCJK = 527 — 2 —
— 33 = 492 км/ч.
Истинная скорость полета VIICT = Vj/l/Д = 492/0,552 = 892 км/ч.
Для этого случая р /р0 = Д = 0,365; ] Д - 0,552; а — 1065 км/ч.
н
Зная земную индикаторную скорость 525 км/ч, по номограмме рис. 2.18
определяем число М полета. В данном случае для V;, = 525 км/ч и Н —
— 10,8 км число М — 0,84. По известному числу М можно определить ЕиСТ =
= сМ = 1065-0,84 = 892 км/ч.
Для скоростей захода на посадку 260—280 км/ч и аэродромов, распо-
ложенных на высотах до 2000 м, индикаторную скорость можно определять
как V/ = V;a — Vnp + 6Va, пренебрегая малым значением 6VC3K. Напри-
мер, если Vnp — 260 км/ч и 6Va = 4-1 км/ч, то Vi = 261 км/ч (прибор по-
казывает заниженную скорость). Зная индикаторную скорость, определяем
значение коэффициента cVa:
Cya = G/(qS), a q = (pV2)/2 = 0,125V2/[2-(3,6)s] =
= 9,8V? /207,5 Н/м2.
' уда ,-от пп цд ую .эд? мд мо 100¥^нм!и
Рис. 2.18. Номограммы для опреде-
ления числа М:
а — М=0.45 ... k V. -300 ... 800 км/ч;
1з
б—М-0,15 ... 0.5; V. «-200 ... 600 км/ч
1з
45
Глава 3
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
3.1. ПРИНЦИП РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ НК-8-2У
Турбовентиляторный двигатель НК-8-2У представляет собой
двухконтуриый двухкаскадным газотурбинный двигатель со смеше-
нием потоков наружного н внутреннего контуров. Силовые уста-
новки боковых двигателей имеют реверсирующее устройство.
При создании двигателя большое внимание было уделено повы-
шению тяги на взлетном режиме и снижению удельных расходов
топлива на крейсерских режимах полета. Для этого, например,
расход воздуха на взлетном режиме был увеличен до 228 кг/с (про-
тив 210 у двигателя НК-8-2), повышены температуры газов перед
турбиной, снижены потерн в основных узлах газовоздушного
тракта двигателя.
Газотурбинный двигатель состоит из воздушного компрессора,
камеры сгорания и газовой турбины. Двухкоитурным называется
газотурбинный двигатель, в котором избыточная мощность турбины
передается вентилятору (илн компрессору), заключенному в коль-
цевой капот (рис. 3.1). Пространство внутри капота называется
наружным контуром.
В двигателе НК-8-2У применена двухвальная схема с двумя
каскадами компрессора и двумя контурами потока воздуха (основ-
ной внутренний и наружный вентиляторный). При этом некоторая
Рис. 3.1. Схема турбовентиляторного двигателя НК-8-2У с реверсивным уст-
ройством:
1 — основной (горячий) контур; 2 — вентиляторный контур; 3 — устройство перепуска
воздуха за 7-й ступенью компрессора; 4 — кольцевая камера сгорания; 5 — турбина вы-
сокого давления; 6 — турбина низкого давления; 7 — камера смешения; 8 — реверси-
рующее устройство; 9 — реактивное сопло; 10 — компрессор высокого давления (второй
каскад); // — компрессор низкого давления (первый каскад); 12—двухступенчатый вен-
тилятор, 13 — входной направляющий аппарат; 14 — решетки реверса
46
часть всасываемого воздуха после двух вентиляторных ступеней пер-
вого каскада компрессора (низкое давление) подается в обход камер
сгорания и турбины (вентиляторный контур) непосредственно на
выпуск, увеличивая массу и снижая скорость истечения реактивной
струи. Другая часть воздуха (горячий) поступает во второй каскад
компрессора (высокое давление) и далее в камеру сгорания и на
турбину. Смешение газовых потоков наружного и внутреннего кон-
туров на выходе улучшает экономичность двигателя и снижает уро-
вень шума благодаря уменьшению скорости вытекающей струи.
Отношение расхода холодного воздуха, проходящего через вен-
тиляторный контур на взлетном режиме, к расходу горячего воздуха
равно единице, т. е. расходы по контурам примерно равны и степень
двух контурности т — 1.
Ротор двигателя (компрессор и турбина) выполнены по двух-
вальной схеме. При этом шесть ступеней компрессора и одна сту-
пень турбины, между которыми расположена камера сгорания, со-
единены одним валом, образуя каскад высокого давления. Четыре
передних ступени компрессора (из них две вентиляторные) и две
задних ступени турбины соединены внутренним валом, образуя
каскад низкого давления. Применение двухвальной схемы улуч-
шает эксплуатационные показатели двигателя, облегчая его запуск
и сокращая время приемистости. Роторы первой и второй турбин
(каскадов высокого и низкого давлений) имеют разную частоту вра-
щения (связаны между собой газодинамически). Камера сгора-
ния — кольцевого, многофорсуночного типа, что позволяет полу-
чить оптимальное поле скоростей газового потока перед турбиной,
высокую полноту сгорания и минимальное дымление. Сопло двига-
теля — дозвуковое, нерегулируемое. На боковых двигателях перед
соплом установлены реверсивные устройства.
Принцип работы двигателя следующий. Атмосферный! воздух
через входной канал, образованный самолетным воздухозаборником,
поступает во входной направляющий аппарат, затем в двухступен-
чатый вентилятор, где сжимается и направляется по внутреннему
и наружному контурам.
В наружном контуре воздух по каналу, образованному наруж-
ными внутренними оболочками, проходит в камеру смешения, где
смешивается с газом, выходящим из внутреннего контура. За вен-
тилятором воздух, идущий по внутреннему контуру, поджимается
в двух дополнительных ступенях компрессора низкого давления и
поступает в шестиступенчатый компрессор высокого давления.
Отсюда воздух идет в кольцевую камеру сгорания, где подогревает-
ся за счет непрерывного сгорания топлива, подводимого через
139 форсунок. Энергия горячего газа используется для вращения
турбины. Газ на выходе из турбины смешивается с воздухом, посту-
пающим из наружного контура. Кинетическая энергия газа, выхо-
дящего из реактивного сопла, преобразуется в реактивную тягу.
Из теории реактивных двигателей известно, что общая эффек-
тивность (общий к. п. д.) силовой установки самолета определяется
47
как произведение двух основных коэффициентов полезного дейст-
вия: внутреннего (эффективного) и тягового (полетного). Эффектив-
ным к. п. д. оценивается степень преобразования тепловой энергии
топлива в кинетическую энергию вытекающей струн. Преобразова-
ние кинетической энергии вытекающей струи в работу реактивной
тяги и эффективность этого преобразования оцениваются тяговым
к. п. д. Эффективный к. п. д. растет при увеличении общей степени
повышения полного давления воздуха в компрессоре (отношение
полного давления воздуха в сечении за последним каскадом компрес-
сора к полному давлению воздуха в сечении на входе в первый
каскад).
Для двигателя НК-8-2У температура газов перед турбиной имеет
высокое значение, а суммарная степень сжатия компрессора равна
10,8. Это позволяет получить приемлемые значения удельного рас-
хода топлива.
Тяговый полетный к. п. д.
Tjn = 2/[1 +(U7/V)],
где W — скорость истечения реактивной струи.
При уменьшении разницы между скоростью реактивной струи и
скоростью полета, т. е. при уменьшении неиспользованной части
кинетической энергии, тяговый к. п. д. увеличивается и достигает
максимального значения (т)п - 1) при скорости полета, равной ско-
рости вытекающей реактивной струи. При этом неиспользованная
часть кинетической энергии становится равной нулю, тяга двига-
теля также равна нулю. Наглядным примером целесообразности
снижения скорости отброса является турбовинтовой двигатель
(ТВД), у которого скорость отброса воздуха винтом незначительно
превышает скорость полета. Однако у ТВД полетный к. п. д. падает
с ростом скоростей полета вследствие уменьшения к. п. д. винта
п достигает малых значений на больших дозвуковых скоростях
(М> 0,8...0,85).
Идея турбовентиляторного (двухкоитурного) двигателя как раз
и состоит в том, чтобы расширить область высокой эффективности,
которой обладают ТВД на малых скоростях полета, до высоких до-
звуковых скоростей, иа которых полетный к. п. д. еще недостаточно
высок. Для этих целей в турбовентиляторном двигателе существует
наружный контур, из которого вытекают большие массы воздуха со
скоростями, близкими к скоростям полета, что обеспечивает высо-
кий полетный к. п. д., а в целом — меньшие удельные расходы топ-
лива, чем в турбореактивном двигателе.
3.2. РЕЖИМЫ РАБОТЫ
Режим работы двигателя НК-8-2У определяется частотой вра-
щения первой турбины (частотой вращения ротора компрессора
высокого давления).
48
Таблица 3
Режим Угол поворота РУД. ° Частота вращения ротора компрессора высокого давления
% об/мин
Взлетный 114±2 65,5+1 7060
Номинальный 106±1 92,5+1 6830
0,85 номинального 96±1 90+1 6640
0,7 » 86+2 86,5+1 6410
0,6 » 80±2 84±1 6220
0,4 » 66±2 77,5+1 5430
Малого газа 25+40 55,5—2,5 4100
Максимальной обратной тя- ги Q+2 °—3 88±1»5 —
Для каждого режима работы двигателя устанавливается частота
вращения ротора компрессора высокого давления, которая имеет
постоянное значение независимо от полетных и атмосферных усло-
вий. Режим работы двигателя контролируют по указателю положе-
ния рычага управления двигателем ИП21-0,8 (в градусах) и указа-
телю частоты вращения двигателя ИТЭ-2 (в процентах). На указа-
теле ИТЭ-2 1% частоты вращения ротора компрессора высокого
давления соответствует 73,9 об/мин. Основные параметры работы
двигателя на земле в условиях СА приведены в табл. 3.
На взлетном режиме (на земле в условиях СА) при максимальной
частоте вращения ротора 7060Тд5с об/мии двигатель развивает тягу
105 кН, имея удельный расход топлива 0,058 кг/ (Н ч)*. Детали
двигателя на этом режиме подвержены наибольшим механическим
и тепловым напряжениям, поэтому продолжительность непрерывной
работы ограничена 15 ми и, а в пределах установленного ресурса
в часах — не более 2,5%. Взлетный режим применяется при взлете,
наборе высоты для полета по кругу в случае отказа одного двигателя,
уходе на -второй круг и т. д.
На номинальном режиме (частота вращения ротора меньше взлет-
ной) двигатель развивает тягу (88,5±1,5) кН, удельный расход
составляет 0,0568 кг/ (// - ч). Время непрерывной работы двигателя
на номинальном режиме не ограничено, в пределах установленного
ресурса двигателя составляет 20%.
Крейсерские режимы отличаются от двух предыдущих меньшей
частотой вращения ротора компрессора высокого давления. Тяга
на режимах 0,85 N равна 75 кН, 0,7 N — 62 кН, 0,6 N — 53 кН.
Продолжительность работы двигателя в пределах ресурса не огра-
ничивается.
Режим малого газа соответствует наименьшей частоте вращения
ротора компрессора высокого давления, при которой двигатель дол-
* Максимальная частота вращения ротора п1Пах = 7200 об/мин дости-
гается на земле при температуре наружного воздуха t = 30 °C на взлетном
режиме.
49
жен работать устойчиво. Тяга, развиваемая двигателем на этом
режиме, равна (6,5 ± 10) кН. Время приемистости двигателя для
Н = 0 на режиме от малого газа до взлетного составляет ~ 10 с,
а на режиме от 0,4 N — не более 6 с.
Режим обратной тяги создается изменением направления струн
вытекающих газов, когда реактивная струя реверсируется, т. е.
направляется вперед. Максимальная тяга на режиме реверса равна
36 + 1,5 кН (для условий СА при нулевой скорости). Время разгона
от установившихся условий малого газа при режиме реверсивной
тяги до выхода иа режим, соответствующий 95% максимальной ре-
версивной тяги, равен ~ 6 с.
Частота вращения ротора и значение тяги в полете (высота 11 км,
скорость 850 км/ч в условиях СА) следующие: на номинальной час-
тоте вращения ротора компрессора высокого давления 6830 об/мин
тяга равна 30,2 кН, а удель-
ный расход 0,079...
...0,081 кг/(Н • ч); на ре-
жиме 0,85 номинальиого тяга
27,5 кН, удельный расход
0,0775 кг/ (Н • ч)*. На высо-
тах 0—1 км и малых скоро-
стях полета частота вращения
ротора компрессора высокого
давления на режиме малого
газа составляет 4100—
200 об/мин, а на высотах бо-
лее 1 км она возрастает и оп-
ределяется постоянным мини-
мальным расходом топлива
820 кг/ч.
Вследствие потерь в возду-
хозаборнике, излома сопла,
установки реверса тяги, отбо-
ра воздуха на самолетные
нужды с учетом производст-
венного допуска 2% потери
тяги для боковых двигателей
составляют 9%, для среднего
(центрального)—6,5%. Удель-
ный расход топлива увеличи-
вается на 7,5 и 6% соответст-
венно, неучтенные потери по
летным испытаниям состав-
ляют 5—9%. Для трех рабо-
* Как отмечалось в гл. 2, по
материалам специальных летных
испытаний фактические расходы
топлива несколько выше.
17.5 8* 86,5 30 S2J5S5.5 п2,%
Рис. 3.2. Зависимость тяги двигателя Р
(без учета потерь) от частоты враще-
ния ротора компрессора высокого дав-
ления (Н=0, р—101,3 кПа, /—
— + 15° С):
а — диапазон срабатывания клапанов пере-
пуска воздуха за компрессором (закрытие
ггрн п.=5500 об/мин. открытие при л =
~62ОО ... Б500 об/мин)
50
тающих двигателей с учетом
потерь суммарная тяга Р
= 2,755РС.П, а удельный рас-
ход ср = 1,07 сР{. (по резуль-
татам летных испытаний на
5—9% фактически больше).
Дроссельные характери-
стики. Зависимость тяги дви-
гателя (без учета потерь) от
частоты вращения ротора для
земных условий показывает,
что с увеличением частоты
вращения ротора второго кас-
када компрессора тяга зна-
чительно возрастает (рис. 3.2).
На режиме малого газа и
на небольших скоростях (до
270 км/ч) тяга двигателя не-
значительна: 4—6,6 кН. Ча-
совой расход топлива равен
820 кг/ч, скорость истечения
Рис. 3.3. Зависимость тяги двигателя Р
и удельного расхода топлива сР (без
учета потерь) от частоты вращения ро-
тора и режима работы на высоте 11 км
в стандартных условиях при числе
М, равном 0,3; 0,6; 0,85
газов из реактивного сопла
невелика. С увеличением по-
дачи топлива расход воздуха
через двигатель увелнчивает-
ся. Повышаются температура
газов перед турбиной и-развиваемая двигателем тяга. Максималь-
ная тяга двигателя 105 кН (без учета потерь) на нулевой скорости
достигается при взлетной частоте вращения ротора 7060 об/мнн
(95,5%) и примерно 90 000 Н на скорости 270 км/ч (изменение
удельного расхода для земных условий не рассматривается).
Характер изменения тяги двигателя и удельного расхода топ-
лива на большой высоте такой же, как в земийх условиях (рис. 3.3).
Скорость полета (число М) влияет на термодинамический цикл и
тягу двигателя. Изменение удельного расхода топлива Ср по час-
тоте вращения зависит от степени поджатия воздуха в камере сго-
рания. Чем больше сжат воздух, тем полнее используется тепло
в термодинамическом цикле при сгорании топлива и тем меньше
становится удельный расход топлива. Поджатие воздуха зависит
в основном от частоты вращения ротора компрессора (двигателя)
и от скорости полета. На высоте 11 км соотношение между тягой
двигателя и часовым расходом топлива таково, что на режимах
работы двигателя 0,8—0,82 номинального (М = 0,85) удельный рас-
ход топлива ср ~ 0,079...0,081 р/ (И • ч). На больших и малых
режимах значение удельного расхода возрастает.
Скоростные характеристики. Для турбореактивного двигателя —
это зависимости тяги и удельного расхода топлива от скорости поле-
та на данной высоте при принятом законе регулирования (рис. 3.4).
51
Рис. 3.5. Зависимость удельного рас-
хода топлива ср в стандартных ус-
ловиях от скорости полета иа номи-
нальном режиме работы двигателя
(без учета потерь):
— • — ------для М=0,85
Рис. 3.4. Зависимость тяги трех дви-
гателей (располагаемая тяга) на
номинальном режиме от числа М в
стандартных условиях (без учета
потерь):
•--- для высоты //=11 км при t . +10®
CiA
Зависимости тяги двигателя от скорости (числа М) для номинального
режима работы приведены для высот от 0 до 12 км. Располагаемые
тяги самолета, т. е. тяга трех двигателей, представлены без учета
потерь.
Из формулы Р = /??о (Ц7И,Г — V) видно, что реактивная тяга
будет тем больше, чем больше воздуха проходит через двигатель
в 1 с и чем больше разность между скоростью истечения газов
Ц7И.Г и скоростью полета V. При увеличении скорости полета от
нуля до 700—800 км/ч тяга несколько уменьшается, так как расход
воздуха возрастает медленнее, чем уменьшается разность — V.
Прн дальнейшем увеличении скорости, наоборот, рост расхода
воздуха начинает преобладать над уменьшением разности скоростей
Ц7И.Г — V. Этим объясняется характер изменения тяги по скорости.
Удельный расход топлива ср (рис. 3.5) на всех рассмотренных
высотах с увеличением скорости полета (числа М) возрастает на
10—20%.
Высотные характеристики. Зависимости тяги и удельного рас-
хода топлива от высоты полета при постоянной частоте вращения
ротора двигателя и постоянной скорости полета называют высотиыми
характеристиками.
Двигатель НК-8-2У, как и все турбореактивные двигатели, не-
высотный. Его тяга сильно уменьшается с высотой полета. Такой
52
характер зависимости тяги от
высоты объясняется принципом
работы турбореактивного дви-
гателя. Тяга, развиваемая дви-
гателем, прямо пропорциональна
массовому расходу воздуха, ко-
торый с высотой очень быстро
падает из-за уменьшения плот-
ности воздуха в атмосфере. На-
пример, если взлетная тяга дви-
гателя равна 105 кН в условиях
С А (V -- 0),то на высоте 2000 м
она уменьшается до 97 кН, т. е.
на 7,5%. При скорости 270 км/ч
ПР взлетная тяга еще меньше и
составляет 88 кН. При повы-
Рис. 3.6. Зависимость тяги двигателя
(без учета потерь) от температуры
наружного воздуха t для нулевой
высоты:
I — V—0, взлетный режим; 2 — 11=2 км;
V’«=0, взлетный режим: 3— У=7б м/с
<270 км/ч), взлетный режим; 4-1-'=»
=75 м/с (270 км/ч), номинальный режим
шеннн температуры воздуха
против стандартной тяга еще меньше. Так, для температуры
/сл ~ +15° С на той же скорости тяга составляет уже 78 кН.
Это накладывает определенные ограничения на взлетные характе-
ристики самолета. Уменьшение тяги с высотой на номинальном
режиме также накладывает ограничения на те характеристики са-
молета, которые от него зависят (вертикальная скорость набора,
продолженная посадка с двумя и одним работающим двигателем,
с одним отказавшим двигателем).
Удельный расход топлива с высотой уменьшается, так как с по-
нижением температуры окружающего воздуха степень сжатия и
подогрева компрессора увеличиваются н улучшается использование
тепла. Например, па высоте 11 км и числе М = 0,85 удельный рас-
ход топлива для номинального режима работы фактически 0,082—
0,083 кг/ (Н • ч) без учета потерь по результатам контрольных
испытаний.
Влияние температуры воздуха на тягу двигателя. В зависимости
от системы регулирования влияние изменения температуры на тягу
проявляется по-разному. На двигателе НК-8-2У система регулиро-
вания поддерживает на взлетном режиме постоянное значение часо-
вого расхода топлива при температурах—60 ° С... 4-30° С (огра-
ничитель максимального расхода топлива т = const). Это исклю-
чает появление чрезмерно высоких тяг при низких температурах
наружного воздуха. Если при температуре-}-15 ° С, нулевых ско-
рости и высоте тяга на взлетном режиме равна 105 кН, то с пони-
жением температуры опа возрастает всего лишь на 3- 5 кН (рис. 3.6).
Тем самым обеспечивается прочностная характеристика двигателя и
исключается его перегрузка при низких температурах. При той я
температуре, но на скорости Е>»0 (разбег, взлет) тяга на взлетном
режиме уменьшается на 12-—15 кН. При температуре 15—30 ° С
тяга взлетного режима для приведенных значений скоростей
53
(у = 0 и 270 км/ч) уменьшается незначительно — всего на 4 кН
т. е. ~ 0,26 кН тяги на Г изменения температуры.
При температуре 4- 30° С двигатель развивает максимальную
частоту вращения ротора на взлетном режиме 7200 об/мин. Поддер-
жание высокого значения взлетной тяги при существующей системе
регулирования двигателя обеспечивает самолету расчетные взлет-
ные характеристики при повышенных температурах наружного
воздуха на аэродромах, расположенных на высотах 0—2 км.
При температуре более 4-30° С на взлетном режиме градиента
изменения тяги составляет ~ 0,67 кН на Г изменения темпера-
туры, а при температуре 4~ 45 ° С (даже для нулевой высоты) в ди-
апазоне скоростей 0—270 км/ч вместо взлетного значения 105 кН
тяга будет равна 77—98 кН (без учета потерь). Для номинального
режима градиент изменения тяги составляет 0,6- 0,7 кН на 1° из-
менения температуры.
Ограничение расхода топлива на режимах ниже взлетного в ус-
ловиях нулевой высоты и скорости начинается при температуре
[-5 с С и менее, частота вращения ротора компрессора высокого
давления изменяется по закону постоянного расхода топлива.
Увеличение высоты и скорости полета смещает температуру начала
ограничения по расходу топлива в сторону температур, значительно
меньших стандартной. На высотах не менее 3,5 км для всех условий
полета режим работы двигателя характеризуется только постоян-
ным значением частоты вращения ротора компрессора.
3.3. РЕВЕРСИРУЮЩЕЕ УСТРОЙСТВО ДВИГАТЕЛЯ
Для уменьшения длины пробега современных пассажирских
самолетов на посадке или при прерванном взлете (торможение)
используют реверс тяги двигателей. Вместе с колесными тормозами
и интерцепторами это обеспечивает эффективное сокращение длины
пробега. На самолете Ту-154Б тяга реверсируется боковыми дви-
гателями. Реверс тяги оказывается особенно эффективным (иногда
единственным) средством торможения при малых коэффициентах
трения (например, при посадке на влажную или обледеневшую
ВПП). Здесь преимущества реверса особенно наглядны, так как
использование только тормозов колес шасси неэффективно, а под-
час и опасно.
Реверсирующее устройство двигателя НК-8-2У (рис. 3.7) рабо-
тает следующем образом. Две створки (поворотные ковши) распола-
гаются в газовом потоке перед соплом двигателя таким образом,
что при работе на прямой тяге они закрывают реверсивные решетки
и не мешают прямому течению газа к соплу. При включении реверса
створки-ковши поворачиваются, перекрывая выход газов назад,
к соплу, и одновременно открывая решетки, через которые и проис-
ходит истечение газов с поворотом вперед, вверх и вниз. Максималь-
ный угол поворота струи ограничен 135°, поскольку отражение газов
54
Рис. 3.7. Реверсирующее устройство двигателя НК-8-2У:
а — схема реверсирующего устройства; б — зависимость тяги боковых двигателей от
времени при переводе РУД из положения «Малый газ» в положение «Максимальная
обратная тяга в стандартных условиях»; в—пульт пилотов; г—изменение тяги двига-
теля при дросселировании с промежуточных режимов до режима малого газа;
1 — отклоняющая решетка; 2— створки перекрытия газового тракта; 3—реактивное
сопло; 4, 6 — зависимость тяги боковых двигателей от времени для высоты Д=0; 5 —
для высоты 77=1000 м и (=+8,5 °C; 7 — рычаг управления реверсом тяги (РУР) левого
двигателя (№ I); 8— рычаги управления двигателями
Рис. 3.8. Зависимость относитель-
ной тяги kP от времени при вы-
полнении прерванного взлета с
реверсированием тяги боковыми
двигателями и выключением цент-
рального двигателя (//=0,
/=4-15° С):
/ — переход от режима максимальной
тяги на режим реверсирования боко-
выми двигателями; 2 — аварийное
уменьшение тяги (останов) централь-
ного двигателя; 3 — момент включе-
ния реверса
55
под большими углами создает такое обтекание мотогондолы, при ко*
тором на малых скоростях движения самолета газы будут попадать
в двигатель, отражаясь от поверхности ВПП. Это обычно вызывает
повышение температуры потока на входе и как следствие помпаж
компрессора двигателя. Поэтому у самолета Ту-154Б реактивная
струя выходит вверх н вниз через две решетки под углом 45° к
горизонту.
Чтобы отвести струю от фюзеляжа и шасси, реверсирующее уст-
ройство — верхние и нижние решетки — повернуты на угол 15°
относительно вертикали. При достаточно большой скорости движе-
ния самолета струя отклоняется назад и не попадает в воздухоза-
борники, а при очень малой скорости или при остановке самолета
она уходит далеко вперед. Створки реверса 2 расположены до вы-
ходного сечения реактивного сопла, и поэтому реверсируются поток
горячего контура и воздух, проходящий через вентиляторный
контур.
Реверсирующее устройство трехпозиционное, положение регу-
лирующих элементов следующее: первое — прямая тяга; второе —
погашение прямой тяги и создание минимальной обратной; третье —
обратная тяга, включая максимальную. Управление реверсом тяги
осуществляется единым рычагом управления двигателем, который
пилот переводит в диапазоне углов от 20° ± 1° до 0. При угле пово-
рота РУД 20°± 1° створки реверса перемещаются в положение
минимальной обратной тяги. В диапазоне углов поворота РУД
2С—0 обратная тяга изменяется. По окончании перестройки ство-
рок реверса на обратную тягу загорается табло «Замок реверса»,
затем оно гаснет н загорается табло «Створки реверса» (на прибор-
ной доске бортинженера).
При включении реверса прямая тяга режима малого газа быстро
Рис. 3.9 Зависимость тягл двигателя
от скорости (без учета потерь) па
режиме реверса:
/ -Я=0, tCA—15 ГС; 2 —Z=15eC, Я=0;
3 -1 СА —i5 °. 1 км; 4 ~
£са+15°С: S — Н—\ км, I сд 6 — Н—0.
^СА+30"С; 7 м/с, Р рев
переходит в обратную, достигая
значения 36—48 кН для нулевой
высоты к 6—7 с с момента вклю-
чения в зависимости от скоро-
сти движения самолета. Это со-
ставляет 0,4—0,45 значения но-
минальной тяги двигателя.
В этих условиях коэффициент
реверсирования равен 0,4—0,45.
Тяга двигателя при переходе с
промежуточных режимов на ре-
жим малого газа изменяется в
течение 3—4 с. Прерванный
взлет характеризуется резким
изменением режима работы бо-
ковых двигателей — со взлетно-
го на режим максимальной об-
ратной тяги. При этом РУД бо-
5G
ковых двигателей из положения «Взлет» переводятся в положе-
ние «Максимальная обратная тяга». Время, в течение которого
возникает максимальная обратная тяга, зависит от времени пере-
мещения РУД и срабатывания реверсирующего устройства. Из
рис. 3.8 видно, что максимальная обратная тяга создается примерно
на пятой секунде с момента включения реверса и она тем больше,
чем выше скорость движения самолета. Коэффициент относительной
тяги kP =: PTCK/jPmax 1 ДВ = Ртек/Ю5 кН от значения 1 при прер-
ванном взлете, когда тяга реверсируется боковыми двигателями
(центральный выключается) уменьшается до 0 и становится отри-
цательным (0,37—0,46).
На обратную тягу оказывают влияние высота и температура
воздуха. Зависимость здесь такая же, как и для прямой тяги. С
ростом температуры против стандартной и увеличением высоты рас-
положения аэродрома значение обратной тяги снижается. Необхо-
димо отметить, что в местах соприкосновения дросселирующих
створок с реактивной трубой наблюдаются утечки газа через зазоры,
приводящие к потере прямой тяги двигателя и увеличению удель-
ного расхода топлива.
Глава 4
ВЗЛЕТ
4.1. ЭТАПЫ ВЗЛЕТА
Под взлетом подразумевается движение самолета с разгоном
от точки старта до достижения безопасной высоты (400 -600 м),
в процессе которого самолет принимает полетную конфигурацию и
набирает скорость для дальнейшего набора высоты по маршруту.
Взлет состоит нз следующих этапов: разбег, отрыв самолета от
земли и набор безопасной высоты. При возникновении аварийной
ситуации в процессе разбега, вызванной отказом какой-либо из
систем самолета, взлет может быть прекращен. В этом случае рас-
сматривается еще один этап — экстренное торможение. Если же
отказ произошел на других этапах взлета, то взлет может быть
только продолжен.
Разбег. На этом этапе происходит разгон самолета при его дви-
жении по ВПП до скорости, на которой он может оторваться от
земли и безопасно перейти в набор высоты. Разбег заканчивается
по достижении самолетом скорости отрыва. Выберем такую систему
координат, начало которой помещено в центре масс самолета, ско-
ростная ось оха параллельна ВПП (по направлению разбега),
а ось подъемной силы оуп перпендикулярна ВПП.
На самолет при разгоне действуют сила тяжести О, результи-
рующая аэродинамическая сила R, тяга двигателей Р, реакция по-
верхности аэродрома на шасси, которую можно разложить на пор-
57
Рис. 4.1. Схема сил, действующих на
самолет при разбеге и пробеге
мальные силы и Л72 и сопро-
тивление колес шасси при дви-
жении по поверхности ВПП
Л и Fz (рис. 4.1). Для про-
стоты будем считать, что ре-
зультирующая аэродинамиче-
ская сила приложена в центре
масс самолета н может быть
разложена на силу лобового
сопротивления Хп (проекция
на ось охи) и на подъемную
силу Уо (проекция наосьо^0).
Моментами сил при определении характеристик разбега можно
пренебречь. Так как в процессе всего разбега самолет опирается на
поверхность ВПП, то рассмотрим уравнение равновесия сил только
на продольную ось охе1:
2Ха=Р cos (а -Р ф)—Ха—(Fi -h F2)—jm = О,
где Р — суммарная тяга двигателей; а — угол атаки самолета при разбеге;
<р — средний угол установки двигателей относительно оси самолета;
Ха — сила лобового сопротивления; F± и F2 •— силы сопротивления
колес шасси соответственно передней и основных стоек при движении
по ВПП; / — ускорение самолета при разбеге; tn — масса самолета.
Из этого уравнения, принимая cos (сс -|- ср) = 1, можно получить
ускорение самолета на разбеге:
P-Xa~{F, + F2) ... f2)l .
7 tn G ё Ха'
где g— ускорение свободного падения; пХа — [Р ~ Ха — (F^F^j/G — про-
дольная перегрузка; G — сила тяжести самолета.
Длина разбега самолета до момента достижения скорости отрыва
Уотр зависит от ускорения или продольной перегрузки:
^разб VOTp/2/cp,
где /Ср — среднее ускорение на всем этапе разбега.
Более точно длина разбега самолета может быть рассчитана ин-
тегрированием уравнений движения от скорости, равной нулю,
до скорости отрыва, так как тяга двигателей, лобовое сопротивле-
ние и сила сцепления колес шасси зависят от скорости движения и
значительно меняются в процессе разбега. Из формулы видно, что
сокращения длины разбега можно добиться уменьшением скорости
отрыва самолета или увеличением ускорения, т. е. продольной пере-
грузки. Скорость отрыва зависит от угла отклонения закрылков и
уменьшается с увеличением этого угла. Ускорение самолета на раз-
беге в основном зависит от тяговооруженности самолета, равной
отношению тяги силовой установки к взлетной массе самолета.
В стандартных атмосферных условиях три двигателя НК-8-2У соз-
дают статическую тягу с учетом потерь 297 кН. При максимальной
взлетной массе 98 т тяговооруженность P/G = 0,303.
Аэродинамическое сопро-
тивление самолета и сила
трения колес влияют на уско-
рение и длину разбега значи-
тельно меньше, чем тяга и
взлетная масса.
Для уменьшения длины
разбега разгон необходимо
4.2. Схема сил, действующих на
самолет при наборе высоты
Рис.
выполнять с прижатым перед-
ним колесом до скорости Уд.
Причем скорость отрыва пе-
реднего колеса Уд очень близ-
ка к скорости отрыва Уд — (0,95...0,98) Уотр. Поднятие переднего
колеса на меньшей скорости приводит к увеличению угла атаки и
аэродинамического сопротивления самолета. Кроме того, ухудшает-
ся управляемость самолета по курсу вследствие того, что в управ-
лении не участвует поднятая управляемая передняя стойка шасси,
а также ухудшается обзор из кабины экипажа.
Отрыв самолета от земли происходит в процессе увеличения угла
атаки при поднятии переднего колеса. С увеличением скорости и
угла атаки самолета увеличивается подъемная сила Ya. Момент от-
рыва характеризуется равенством сил по оси оуа;
2Ya=Ya + P sin (а-}-(₽)—G O.
Для того чтобы перевести самолет в набор высоты и обеспечить
уверенный отрыв, подъемная сила должна превышать силу тяжести.
Это достигается дальнейшим увеличением угла атаки и угла тангажа
самолета. Так как скорость самолета продолжает расти, необходимо
предупредить дальнейший рост угла атаки, хотя угол тангажа еще
будет увеличиваться вследствие искривления траектории движения.
Поднятие переднего колеса и увеличение угла тангажа для отрыва
самолета производится плавным, но энергичным взятием штурвала
«на себя». Слишком медленное увеличение угла атаки или выдержи-
вание самолета иа промежуточных углах атаки приведет к чрезмер-
ному росту скорости и увеличению длины пробега. При очень резком
взятии штурвала «на себя» возможны выход самолета на повышенные
углы атаки и касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа.
Набор высоты. Достаточный избыток тяги позволяет сразу после
отрыва перевести самолет в набор высоты с одновременным разгоном
без выдерживания.
Рассмотрим силы, действующие на самолет при наборе высоты
(рис. 4.2). На ось оха, совпадающую с направлением скорости поле-
та, действуют сила лобового сопротивления Ха, проекция силы тяги
силовой установки Р sin (а + ср), проекция силы тяжести G sin 6 и
инерционная сила jm. Сумма сил на ось оха равна нулю:
%Ха = Р cos (а 4- <р)—Ха-— G sin 0—jm = 0.
59
Сумма сил па ось оуа, направленную из центра тяжести перпен-
дикулярно осп oru, в полете без перегрузки так же равна нулю:
— Р sin (сс ф-ср) 4-Уа—Geos 0 — 0.
При небольших траекторных углах, которые имеет самолет при на-
боре высоты, после взлета можно принять:
cos (а1; cos fl—1; sin 0^0.
Тогда уравнение сил на ось ога можно представить как
Р-Ха- GQ+im.
Разность между тягой силовой установки Р и лобовым аэродинами-
ческим сопротивлением Ха называется избытком тяги самолета.
Разделив обе части уравнения па силу тяжести G, получим
(p-x0)/G=e-(//g).
Из формулы видно, что весь избыток тяги самолета используется па
набор высоты и разгон самолета. При установившемся наборе высоты
с постоянной скоростью
fl = sinfl^tg0=V&/V = (P—XQ)/G = AP/G.
Для того чтобы обеспечить набор высоты с максимальной верти-
кальной скоростью Vполет должен совершаться с постоянной
скоростью. Попытка увеличить вертикальную скорость сверх той,
которую может дать имеющийся избыток тяги, приведет к торможе-
нию самолета. Для максимального разгона самолета необходимо
уменьшить угол набора высоты. Максимальное продольное ускоре-
ние (без снижения самолета) может быть достигнуто только в гори-
зонтальном полете при вертикальной скорости Уу = 0. Увеличить
скорость самолета при постоянной тяге и конфигурации можно,
уменьшив угол набора высоты.
При больших избытках тяги при взлете со всеми работающими
двигателями набор высоты может быть совмещен с разгоном само-
лета. В процессе продолженного взлета, если произошел отказ дви-
гателя, набор высоты необходимо производить только на постоянной
скорости, притом на такой, на которой аэродинамическое качество
близко к максимальному для данной конфигурации самолета. Дос-
таточность избытков тяги при наборе высоты принято оценивать по
максимальному градиенту набора высоты, который может быть полу-
чен при условии установившегося полета с постоянной скоростью.
Располагаемый градиент пли градиент установившегося набора
зависит от тяговооруженности п аэродинамического качества:
n=tge =(P/G)-(i//<),
где Л’ = Су/сх — аэродинамическое качество.
Принято градиент набора высоты выражать в процентах:
?] 100%). Максимальная вертикальная скорость для дан-
ной конфигурации и заданной постоянной скорости
Птах-^[(Р/С)-(1/Х)].
60
N читывая сказанное, рассмотрим этап набора от отрыва само-
лета до безопасной высоты, принятой равной высоте круга. Шасси
и закрылки к моменту достижения безопасной высоты должны быть
убраны. Сразу после надежного отрыва самолета от поверхности
ВПП и переходив набор высоты для уменьшения лобового сопротив-
ления иа высоте пе менее 5 м начинается уборка шасси. Время уборки
шасси составляет ~ 7 с. В процессе уборки шасси продолжаются
набор высоты и разгон самолета до скорости, на которой возможен
дальнейший набор высоты даже при отказе одного двигателя.
Высота уборки закрылков для самолета Ту-154 Б принята равной
120 м. Достигнув этой высоты, пилот, уменьшив угол набора, дол-
жен увеличить скорость до значения, при котором можно начать
уборку механизации с одновременным разгоном. К концу уборки
закрылков скорость самолета должна быть не менее безопасной ско-
рости с убранными закрылками. В случае взлета с отказавшим двига-
телем при малых избытках тяги самолет для разгона следует пере-
вести в горизонтальный полет, а закрылки убрать в несколько прие-
мов (импульсами) с некоторой выдержкой между ними.
По мере уборки механизации и уменьшения аэродинамического
сопротивления вертикальная скорость снова будет возрастать. Ка-
тегорически запрещается перевод самолета в снижение для более
интенсивного разгона как при всех работающих двигателях, так и
при отказе двигателя в процессе взлета. После окончания уборки
закрылков и предкрылков продолжают разгон самолета с дальней-
шим набором высоты. По достижении заданной скорости при нор-
мальной работе всех двигателей режим их работы может быть
уменьшен до номинального. При неработающем двигателе до момен-
та достижения высоты 450 м режим исправных двигателей должен
быть только взлетный.
Экстреннее торможение. В процессе разбега пилот при необхо-
димости может прекратить взлет. Причиной прерванного взлета мо-
жет служить отказ двигателя или какой-либо из систем, появление
препятствия на ВПП и т. д. Так как уравнение равновесия по про-
дольной оси самолета при торможении аналогично уравнению рав-
новесия сил при разбеге, то длина пробега £np= Vh.t/2 /ср. Для предо-
твращения выкатывания и аварии самолета необходимо всеми сред-
ствами уменьшать длину пробега при торможении. Именно поэтому
участок торможения при прерванном взлете называется участком
экстренного торможения. При этом следует учитывать, что чем
меньше скорость начала торможения н больше ускорение торможе-
ния (замедление), тем короче длина участка торможения.
Основным средством торможения являются тормоза колес основ-
ных стоек шасси. В дополнение к ним используют реверс тяги боко-
вых двигателей и выпуск средних и внутренних интерцепторов.
Влияние аэродинамического сопротивления самолета на длину про-
бега незначительно. Эффект использования интерцепторов для тор-
можения самолета проявляется не только в увеличении аэродинами.
61
ческого сопротивления самолета, ио и в том. что на больших скоро-
стях уменьшается подъемная сила крыла и возрастает нормальная
сила, действующая на основные стойки шасси. Это приводит к более
эффективной работе тормозов. Поэтому чем раньше, т. е. на боль-
шей скорости, выпускаются интерцепторы, тем короче длина пробега
самолета при экстренном торможеиин.
В связи с тем, что эксплуатация самолетов возможна на доста-
точно коротких ВПП, необходимо вводить ограничение по скорости,
на которой пилот может принять решение о прекращении взлета.
Максимальная скорость на разбеге, при которой пилот, обнаружив
отказ, может принять решение о прекращении взлета, называется
критической скоростью принятия решения.
Если пилот обнаружил отказ на скорости больше критической,
то взлет может быть только продолжен. Иногда для краткости кри-
тическую скорость принятия решения называют скоростью приня-
тия решения. Ее рассчитывают перед каждым взлетом в зависимости
от конкретных условий взлета. В любом случае скорость принятия
решения не должна превышать скорость подъема переднего колеса Ед.
4.2. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ
НА ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
Взлетные характеристики зависят от конкретных условий взлета.
Особенно сильно влияют взлетная масса самолета, режим и число
работающих двигателей, температура и давление на аэродроме, по-
ложение механизации, скорость и направление ветра, состояние и
уклон ВПП.
Взлетная масса самолета. При ее увеличении ухудшаются все
взлетные характеристики: увеличивается скорость отрыва, снижает-
ся тяговооруженность и ускорение на разбеге, что приводит к росту
длины разбега. По тем же причинам уменьшаются располагаемые
градиенты набора высоты. Если в стандартных атмосферных усло-
виях (Н = 0 и t — Ц-15 ° С) на ровной сухой ВПП в штиль длина
разбега до отрыва самолета со взлетной массой 90 т составляет
1460 м и градиент набора высоты с выпущенными на 28° закрылками
-q = 16% при всех работающих двигателях, то при увеличении
взлетной массы до максимальной (98 т) длина разбега увеличивается
до 1580 м, а градиент снижается до 13,6%.
При отказе одного двигателя и принятии решения о продолжении
взлета на скорости 240 км/ч длина разбега при взлетной массе 90 т
равна 1660 м и располагаемый градиент набора = 5,8%. Прн тех
же условиях и взлетной массе 98 т длина пробега будет равна 1960 м
и градиент набора т) = 4,2%.
Так как в конкретных условиях взлета взлетная масса самолета
является единственной переменной величиной, то обеспечить задан-
ные взлетные характеристики и требуемый уровень безопасности
62
можно только ограничением взлетной массы самолета и коммерче-
ской нагрузки.
Режим двигателей. В некоторых случаях, когда избыток тяги
двигателей, работающих на взлетном режиме, велик (например,
при небольшой взлетной массе самолета и длинной ВПП), целесо-
образно производить взлет при работе двигателей на номинальном
режиме. При этом снижается температура ответственных деталей
двигателя, повышается его надежность и ресурс. В рассмотренных
выше условиях при взлете на номинальном режиме для самолета
с массой 90 т длина разбега составляет 1800 м и градиент 10,9%
при всех работающих двигателях. При отказе двигателя и принятии
решения на скорости 240 км/ч длина разбега увеличивается до
2100 м, а градиент набора высоты составит всего 2,8%. Поэтому,
естественно, при принятии решения о продолжении взлета режим
исправных двигателей должен быть немедленно увеличен до взлет-
ного.
Температура и давление на аэродроме. При изменении темпера-
туры воздуха меняются тяга двигателя и скорость отрыва самолета.
Плотность воздуха
р = 0,0473 (р/273 + 0.
где р—давление воздуха, мм рт. ст.; t— температура, °C.
При увеличении температуры и уменьшении давления умень-
шается плотность, что приводит к уменьшению массового расхода
воздуха через двигатель н падению его тяги. Истинная скорость
отрыва увеличивается пропорционально величине "КА (здесь
А = р/ро;ро — плотность воздуха в стандартных условиях на уров-
не моря). С уменьшением тяги и ростом скорости отрыва возрастает
длина разбега самолета и уменьшается градиент набора высоты.
Например, при взлете в расчетных условиях t — 4-30° С,
р = 730 мм рт. ст., ЩВЗл = 98 т длина разбега составит 1700 м,
а градиент набора высоты при взлетном положении закрылков 12%.
Поэтому в условиях повышенных температур на высокогорных аэро-
дромах ВПП строят большей длины.
Угол отклонения закрылков. В качестве основного угла отклоне-
ния закрылков для взлета принят угол 28° по указателю положе-
ния закрылков. При его уменьшении увеличивается скорость отрыва,
но вместе с тем увеличивается аэродинамическое качество самолета
и располагаемый градиент набора высоты. Скорость отрыва Уотр =
= 14,4 ~[/m/SCy отр. При угле отклонения закрылков 28° коэф-
фициент подъемной силы при отрыве су < отр = 1,68, а максимальное
аэродинамическое качество Ктах 7,95. При отклонении закрыл-
ков только на 15и сУа 1,37, по аэродинамическое качество
возрастает до 9,1.
Для максимальной взлетной массы 98 т длина разбега при
бэ= 15°, одном отказавшем двигателе и скорости принятия решения
63
240 км/ч составляет 3200 м, располагаемый градиент набора высоты
При взлете в условиях, когда взлетная масса ограничена гра-
диентом набора высоты, уменьшение угла отклонения закрылков
и увеличение аэродинамического качества позволяют увеличить
взлетную массу самолета и обеспечить перевозку большей коммер-
ческой нагрузки при достаточной длине ВПП.
Скорость и направление ветра. Истинная воздушная скорость
отрыва самолета не зависит от скорости и направления ветра, поэ-
тому Fn = V4- IF, где W — проекция скорости ветра на направле-
ние разбега самолета (за положительный принят попутный ветер).
Следовательно, при взлете с попутным ветром самолет должен разог-
наться до большей путевой скорости при той же истинной скорости,
что приведет к увеличению длины разбега самолета. Самолет про-
бежит дополнительное расстояние Л L = tIF, где т — время разбега
самолета. Поэтому для сокращения разбега взлет, как правило,
производится против ветра. Однако характеристики самолета
Ту-154 Б допускают взлет с попутным ветром до 10 м/с при достаточ-
ной длине ВПП.
При взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться
против ветра из-за наличия вертикального оперения большой пло-
щади, расположенного на значительном расстоянии от основных
стоек шасси. Поэтому для выдерживания курса при разбеге прихо-
дится отклонять руль направления и управляемую переднюю стойку
шасси, что несколько увеличивает сопротивление самолета на раз-
беге. Кроме того, при боковом ветре возрастают нагрузки на колеса
шасси, увеличивая потери на трение колес о поверхность ВПП. Рост
сил сопротивления при боковом ветре приводит к некоторому увели-
чению длины разбега.
Уклон ВПП. Он также влияет на взлетные характеристики само-
лета. Длина разбега при взлете с ВПП, имеющей уклон,
1—(2/gZo/V2) ’
где Lo — длина разбега при горизонтальной ВПП; V — скорость при отры-
ве; i — уклон ВПП.
Длина разбега при уклоне ВПП вверх возрастет. При рассмот-
ренных условиях 'л133л = 98 т, Н = 0 и взлете с ВПП, имеющей
уклон вверх i = 0,01 (или i ~ 1%), длина разбега увеличивается
на 50 м.
Несколько иначе влияет уклон ВПП на характеристики прерван-
ного взлета. На участке разбега уклон ВПП вверх увеличивает дли-
ну разбега, на участке торможения уменьшает длину пробега.
Вследствие этого влияние уклона ВПП на суммарную длину прер-
ванного взлета невелико и при эксплуатации может не учитываться.
Состояние ВПП. Наличие осадков на ВПП ухудшает взлетные
характеристики самолета вследствие изменения сил сопротивления
колес шасси. При разбеге самолета по сухой бетонной полосе сила
64
сопротивления колес 4- Fz 0,02 (Л\ -j- N2), где 0,02 — коэф-
фициент трения качения колес. При обледеневшей полосе на разбе-
ге этот коэффициент практически не уменьшается. Однако па старте
самолет при увеличении тяги двигателей до взлетной не удерживает-
ся на тормозах и начинает разбег при тяге, меньшей, чем взлетная.
Это приводит к некоторому увеличению длины разбега.
Длина прерванного взлета при обледеневшей или влажной поло-
се возрастает значительно, так как тормоза колес в этом случае поч-
ти неэффективны. При наличии на ВПП слоя воды, грязи или
снега сопротивление колес шасси при разбеге значительно возрас-
тет. При достижении некоторой скорости, зависящей от толщины
слоя и плотности осадков, возникает глиссирование. Контакта колес
с поверхностью ВПП в этом случае нет и сила сопротивления шасси
практически равна нулю. Если на скорости большей, чем скорость
начала глиссирования, необходимо прекратить взлет, то тормоза
колес будут неэффективны и длина участка экстренного торможения
значительно возрастет. Вследствие значительного ухудшения взлет-
ных характеристик в эксплуатации приходится вводить ограниче-
ния по толщине слоя осадков и взлетной массе самолета.
4.3. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К ВЗЛЕТНЫМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ
Один из основных факторов обеспечения безопасности полета — соот-
ветствие характеристик самолета требованиям норм летной годности. Тре-
бования к взлетным характеристикам складываются из требований к скоро-
стям на различных этапах взлета, избыткам тяги или необходимой скоро-
подъемности в процессе взлета, потребным длинам ВПП, траектории набора
высоты при преодолении препятствий по курсу взлета. Эти требования долж-
ны выполняться как при взлете самолета со всеми работающими двигателя-
ми, так и при взлете с одним отказавшим в процессе взлета двигателем. От-
каз двух двигателей на взлете не рассматривается ввиду его малой вероят-
ности. Возможность обеспечения безопасности при отказе одного (критиче-
ского) двигателя в любой момент взлета — основное условие современных
норм летной годности пассажирских самолетов. Нормы летной годности
СССР и других стран, признанные международной организацией граждан-
ской авиации ИКАО, в основном близки между собой и обеспечивают при-
мерно равный уровень безопасности. Взлетные характеристики самолета
Ту-154Б полностью удовлетворяют требованиям норм летной годности СССР
для пассажирских самолетов.
Скорости на взлете. Основные требования к скоростям полета состоят в
том, что в любой момент времени на взлете скорость самолета должна иметь
определенный запас от тех границ, при которых возможны какие-либо опас-
ные явления. В качестве таких границ приняты скорости сваливания для раз-
личных конфигураций самолета Vc (Vs), минимальные эволютивпые скоро-
сти ^э1п1н (Уте)» минимальная скорость отрыва самолета Котр,,^, (Рщк), мак-
симальные скорости полета на различных этапах, ограниченные прочностью
конструкций самолета. В скобках указаны обозначения скоростей, принятые
ИКАО и допускаемые для использования советскими нормами летной год-
ности.
Скорость сваливания Vc определяется срывпыми явлениями на верхней
поверхности крыла и поведением самолета на больших углах атаки. Опа за-
висит в основном от конфигурации и полетной массы самолета. Признаками
3 Л.»» 206 65
сваливания могут быть крененне самолета с большой угловой скоростью, опу-
скание носа вследствие уменьшения подъемной силы, самопроизвольное уве-
личение угла атаки или другие опасные явления. Для определения скоростей
сваливания проводят летные испытания.
Минимальная эволютивная скорость — минимальная скорость, при
которой в случае отказа бокового двигателя только с помощью основных
органов управления можно восстановить исходное направление движения
без значительного крена, если самолет находится в воздухе, и без значитель-
ного увода от оси ВПП, если он движется по земле. Различают минимальные
эволютивные скорости на земле ^о.ргп1п и в воздухе
Минимальная скорость отрыва может определяться углом атаки свали-
вания самолета, углом атаки, при котором возможно касание земли хвосто-
вой частью фюзеляжа, или эффективностью продольного управления. Са-
молет Ту-154Б касается хвостовой частью фюзеляжа ВПП при угле атаки
«отр ~ 16®, не достигая угла сваливания.
Нормированию подлежат скорости самолета в моменты перехода от од-
ного участка взлета к другому. В это время экипаж может контролировать
правильность выдерживания заданных скоростей и быстро исправить ошиб-
ку. Такими скоростями являются: скорость принятия решения о продолже-
нии взлета скорость отрыва носового колеса VR, безопасная скорость взле-
та V.2, минимальная скорость начала уборки механизации Е3, безопасная
скорость набора высоты с убранными закрылками
Скорость принятия решения должна быть больше минимальной эволю-
тивнон скорости разбега и не должна превышать скорости отрыва носового
колеса. При обнаружении отказа двигателя при подъеме носового колеса
взлет должен быть обязательно продолжен: Скорость
отрыва носового колеса составляет не менее 1,05 Vc во взлетной конфигура-
ции, l,O5V0.pmln и hO5Vg.ntQln. Кроме того, скорость выбирается так,
чтобы отрыв самолета при энергичном поднятии носового колеса произо-
шел на скорости Еотр, не менее чем в 1,1 раза превышающей минимальную
скорость отрыва самолета при всех работающих двигателях и в 1,05 раза при
одном отказавшем двигателе. Если минимальная скорость отрыва ограниче-
на геометрией самолета (как на Ту-154Б) или эффективностью органов управ-
ления, то эти запасы могут быть уменьшены до 1,05 или 1.
Безопасная скорость взлета V2 — наименьшая скорость, с которой са-
молет может продолжать набор высоты во взлетной конфигурации с отказав-
шим критическим двигателем. Скорость не менее безопасной скорости
взлета самолет должен иметь к моменту достижения высоты 10,7 м над точ-
кой отрыва. Эта скорость должна иметь запас не менее 15% от скорости сва-
ливания (для трехдвигательного самолета). Кроме того, скорость V2 должна
выбираться так, чтобы разность между V2 и была не меньше чем прирост
скорости, получаемый при наборе высоты 10,7 м после отрыва самолета при
продолженном взлете с одним неработающим двигателем и установленной
методике пилотирования.
Минимальная скорость начала уборки механизации должна в 1,15
раза превышать скорость сваливания самолета с убранной механизацией.
Для безопасной скорости взлета с убранной механизацией крыла и одним
неработающим двигателем установлен запас 25% от скорости сваливания.
Скорости на всех этапах взлета не должны превышать ограничений по проч-
ности. установленных для различных конфигураций самолета.
Принятые большие запасы от критических скоростей даже с учетом точ-
ности указателен скорости, позволяют выполнять полет во всем диапазоне
скоростей от минимальных безопасных до максимальных.
Поэтому рекомендованные иа отдельных участках полета с от-
казавшим двигателем скорости равны минимальным безопасным
скоростям взлета. На этих скоростях можно совершать длительный
полет, однако необходимо немедленно принять меры к увеличению
66
скорости, если она по каким-либо причинам стала меньше безо-
пасной.
Выполнение требований к скоростям на взлете обеспечивает при-
емлемую управляемость в случае возможных ошибок пилотирова*
ння, отказов систем, а также при воздействии атмосферных воз-
мущений.
Избыток тяги. Возможность взлета в конкретных условиях
оценивают по избытку тяги самолета иа различных этапах взлета
как при всех работающих двигателях, так и при отказе критического.
За критический принимают тот двигатель, отказ которого приводит
к наибольшей потере суммарной тяги силовой установки. На само-
лете Ту-154Б это — боковой двигатель (первый или третий), так
как у него тяга несколько выше из-за меньших потерь на входе.
Требование норм заключается в том, чтобы располагаемые гра-
диенты набора высоты, характеризующие избыток тяги, в опреде-
ленных точках взлета были ие менее заданных значений независимо
от наличия препятствий по курсу взлета. Для самолета Ту-154Б,
имеющего три двигателя, установлены при отказе одного из них
и рекомендованных скоростях полета следующие минимальные зна-
чения располагаемых градиентов набора высоты:
0,3% в каждой точке полета на участке набора высоты от отрыва
до высоты окончания уборки шасси с учетом изменения его сопро-
тивления в процессе уборкн при взлетной конфигурации и работе
исправных двигателей на взлетном режиме;
2,7% иа высоте 120 м над точкой отрыва при взлетной конфигура-
ции, взлетном режиме работы исправных двигателей и убранпом
шасси;
1,5% в процессе разгона самолета и уборки механизации крыла;
1,5% иа высоте 450 м при работе исправных двигателей па поми-
нальном режиме в полетной конфигурации самолета.
При взлете на номинальном режиме работы двигателей в случае
отказа одного двигателя всегда имеется возможность увеличить
режим исправных двигателей до взлетного и обеспечить требуемые
градиенты набора высоты на участках взлета. Однако с момента
отказа двигателя до момента его обнаружения самолет не должен
снижаться и терять скорость. Поэтому при использовании номиналь-
ного режима для взлета определяющее требование - - обеспечение
располагаемого градиента набора высоты не менее 0 при взлетном
положении механизации и выпущенном шасси.
Выполнение требований обеспечивает самолету возможность
при отказе любого двигателя в любой момент взлета избрать безо-
пасную высоту и скорость, а затем принять решение о продолжении
полета до аэродрома назначения или совершении посадки на аэро-
дроме вылета. Требования к располагаемым градиентам набора
высоты при всех работающих двигателях не являются ограничи-
вающими для самолета Ту-154Б.
Дистанция на взлете. Эксплуатация самолета допускается толь-
ко с таких аэродромов, иа которых располагаемые дистанции для
3* 67
взлета не менее потребных дистанций в конкретных условиях старта.
При этом учитывают скорость и направление ветра, температуру на
аэродроме, атмосферное давление, уклон и состояние поверхности
ВПП,
При рассмотрении требований норм вводятся следующие поня-
тия:
взлетная дистанция — горизонтальное расстояние, проходимое
самолетом от точки старта до точки, над которой самолет набрал
высоту 10,7 м и скорость не менее безопасная скорость взлета lz2;
потребная взлетная дистанция (ПДВ) равна большей из величии:
взлетной дистанции прн продолженном взлете с одним отказавшим
двигателем или взлетной дистанции при нормальной работе всех
двигателей, умноженной на коэффициент 1,15;
потребная длина разбега (ПДР) равна большей из величии:
сумме длины разбега самолета от точки старта до отрыва и половины
воздушного участка взлетной дистанции при продолженном взлете
с одним отказавшим двигателем или сумме длины разбега и половины
воздушного участка взлетной дистанции, умноженной иа коэф-
фициент 1,15, при всех работающих двигателях;
потребная дистанция прерванного взлета (ПДПВ) — сумма дли-
ны разбега при всех работающих двигателях от точки старта до точ-
ки отказа двигателя, длины разбега при отказавшем двигателе до
точки принятия решения и длины участка пробега от начала тормо-
жения до полной остановки самолета при использовании всех
средств торможения. При расчете потребных дистанций учиты-
вают 150% попутной и 50% встречной составляющих ветра.
В общем случае летиая полоса каждого аэродрома состоит из
взлетно-посадочной полосы, концевой и боковой полос безопасности
(КПБ и БПБ) н свободной зоны (СЗ) полосы воздушных подходов.
ВПП — это часть летиой полосы, предназначенная для разбега
н пробега самолета при взлете и посадке. В условиях нормальной
эксплуатации выкатывание самолета за пределы ВПП ие допускает-
ся. В пределах ВПП самолет при взлете должен разогнаться до
скорости отрыва, оторваться от земли и пролететь половину воз-
душного участка взлетной дистанции.
КПБ — концевая полоса безопасности — это специально под-
готовленная грунтовая площадка за торцом ВПП, которая служит
для обеспечения безопасности при выкатывании самолета за ВПП
в аварийных случаях, в том числе в случае прерванного взлета и
экстренного торможения.
СЗ — свободный от препятствий до высоты 10,7 м участок полосы
воздушных подходов за торцом ВПП. Свободная зона включает
в себя и концевую полосу безопасности. В пределах свободной зоны
самолет должен завершить взлетную дистанцию, т. е. набрать вы-
соту 10,7 м.
Таким образом, располагаемая дистанция разбега (РДР) сос-
тоит нз длины ВПП без участка выруливания. Располагаемая взлет-
ная дистанция (РДВ) равна сумме длин ВПП без участка вырулива-
G8
йия и свободной зоны. Располагаемая дистанция прерванного взлета
(РДПВ) сумма длин ВПП н КПБ.
Траектория полета. При наличии препятствий в зоне полосы воз-
душных подходов в пределах угла ± 15 ° от курса взлета самолета
должны быть выдержаны нормируемые запасы высоты над этими
препятствиями при отказе критического двигателя. При установ-
лении соответствия характеристик самолета этому требованию вво-
дят понятия полной и чистой траектории набора высоты, полных и
чистых градиентов набора высоты.
Полный градиент набора высоты — тангенс угла наклона траек-
тории, которую будет иметь самолет при точном выдерживании за-
данного режима. Чистый градиент набора высоты рассчитывают как
полный, уменьшенный на нормируемый запас. Этот запас учитывает
допустимые ошибки пилотирования, отличие характеристик само-
лета и его силовой установки от расчетных, неточности в определе-
нии атмосферных условий. Для самолета Ту-154Б чистые градиенты
набора высоты при взлете с одним отказавшим двигателем рассчиты-
вают путем уменьшения полных градиентов на 0,9%.
Полная траектория — траектория, построенная на основании
полных градиентов набора высоты. Чистая траектория строится на
основании чистых градиентов. Указанное уменьшение градиентов
набора высоты при расчете чистой траектории может выражаться
как эквивалентное уменьшение ускорения на тех участках траекто-
рии взлета, па которых производится разгон самолета.
Чистая траектория взлета должна проходить на 10 м выше пре-
пятствий, находящихся по курсу полета. Угол наклона траектории
не должен быть отрицательным ии в какой точке как при взлете
со всеми работающими двигателями, так и при продолженном взлете
с отказавшим двигателем.
Помимо перечисленных требований, при определении взлетных
характеристик необходимо выполнить некоторые дополнительные
условия. Например, время между окончанием действия одним орга-
ном управления и началом действий другим должно быть не меиее
1 с, если действие выполняет один член экипажа. Если действие вы-
полняется другим членом экипажа, то предусматривается дополни-
тельное время на подачу и прием команды. Время между факти-
ческим полным отказом двигателя и началом действий составляет
не менее 3 с.
Установление соответствия характеристик самолета требованиям
норм. Удовлетворить все перечисленные требования в условиях
эксплуатации при максимальной взлетной массе самолета 98 т не
всегда возможно. В конкретных условиях взлета для обеспечения
безопасности приходится ограничивать взлетную массу.
Таким образом, соответствие взлетных характеристик самолета
требованиям норм летной годности устанавливают при рассмотрении
характеристик самолета, условий эксплуатации и дополнительных
эксплуатационных ограничений, вызванных конкретны мн условия-
ми. Л1акснмалы[ая взлетная масса самолета, при которой в конкрет-
69
ных условиях взлета полностью выполняются все требования норм
летной годности гражданских самолетов, предъявляемых к взлет-
ным характеристикам, называется максимально допустимой.
4.4. АНАЛИЗ ОТКАЗА ДВИГАТЕЛЯ НА ВЗЛЕТЕ
Самолет Ту-154Б относится к типу самолетов, для которых от-
каз одного двигателя в любой момент времени полета от взлета до
посадки не должен приводить к созданию аварийной ситуации.
Безопасность при отказе одного двигателя может быть обеспечена
или путем прерывания взлета и экстренным торможением па полосе,
или продолжением взлета, набором безопасной высоты, иа которой
можно совершить разворот для захода на посадку иа аэродром вылет-
та или принять решение о продолжении полета иа аэродром назна-
чения.
Рассмотрим случай отказа двигателя в процессе разбега па ВПП.
Чем раньше (на меньшей скорости) произошел отказ двигателя,
тем меньше длина пробега самолета при торможении. С увеличением
скорости, иа которой произошел отказ двигателя, длина прерван-
ного взлета увеличивается, так как увеличиваются длина разбега
со всеми работающими двигателями и длина пути экстренного тор-
можения.
Длина продолженного взлета, состоящая из длины разбега са-
молета до отрыва и воздушного участка до набора высоты 10,7 м,
с увеличением скорости отказа двигателя уменьшается, так как
большую часть разбега самолет совершает со всеми работающими
двигателями, а меньшую—с отказавшим.
Длина воздушного участка от скорости, при которой отказал
двигатель иа разбеге, ие зависит. Принято рассматривать не ско-
рость, на которой фактически произошел отказ двигателя, а ско-
рость, на которой пилот обнаружил отказ двигателя и принял ре-
шение о продолжении или прекращении взлета. При определении
взлетных характеристик как расчетным путем, так и в летиых испы-
таниях время иа обнаружение отказа принято равным 3 с.
Если построить зависимости длины прерванного и продолжен-
ного взлетов самолета с одинаковой взлетной массой (кривые 2 и 1
соответственно) от скорости, иа которой обнаружен отказ двигателя
(скорость принятия решения), то эти кривые пересекутся (рис. 4.3).
В точке А пересечения этих кривых длина продолженного взлета
равна длине прерванного взлета. Эту длину называют сбалансиро-
ванной длиной взлетной дистанции, а скорость, соответствующую
точке пересечения, — критической скоростью принятия реше-
ния Ук,р.
Аналогично могут быть построены длины разбега самолета, вклю-
чающие половину воздушного участка до высоты 10,7 м, и прерван-
ного взлета. В этом случае в точке пересечения будет определена
сбалансированная длина разбега и соответствующая ей критическая
70
скорость принятия решения.
При увеличении взлетной мас-
сы самолета увеличиваются
как длина продолженного
взлета (кривая 3), так и дли-
на прерванного взлета (кри-
вая 4), что приводит к увели-
чению сбалансированной дли-
ны взлетной дистанции.
С уменьшением взлетной мас-
сы сокращается сбалансиро-
ванная длина (длинам про-
долженного и прерванного
взлета соответствуют кривые
5 и 6).
Рассмотрим взлет само-
лета с летной полосы, у ко-
торой располагаемые длины
Рпс. 4.3. Определение сбалансированной
длины взлетной дистанции и критиче-
ском скорости принятия решения
прерванного и продолженного взлета равны, что возможно при
равенстве длин КПБ и СЗ или их отсутствии. При взлете с та-
кой летной полосы может быть подобрана взлетная масса, для
которой сбалансированная взлетная дистанция равна распола-
гаемой. В этом случае, если пилот обнаружил отказ двигателя на
скорости, меньшей критической, то, прервав взлет, он остановит
самолет в пределах располагаемой дистанции. Для продолжения
взлета оставшейся длины полосы ему уже не хватит. Если отказ
двигателя обнаружен на скорости большей, чем критическая ско-
рость принятия решения, то взлет может быть только продолжен,
так как для прерванного взлета полосы уже недостаточно. При об-
наружении отказа на скорости, равной критической, возможны как
прекращение, так и продолжение взлета. Таким образом, при взлете
самолета с массой, для которой сбалансированная длина равна рас-
полагаемой, требования Норм летной годности к безопасности при
отказе одного двигателя удовлетворяются только при условии точ-
ного определения критической скорости принятия решения.
Если взлетная масса самолета меньше, чем в рассмотренном слу-
чае (кривые 5 и 6), то возможность продолжить взлет сохраняется
вплоть до момента достижения скорости, соответствующей точке
В пересечения линии 5 с линией располагаемой длины. Возможность
прервать взлет сохраняется до скорости, соответствующей точке С
на линии 6. В этом случае в диапазоне скоростей от точки В до точки
С возможно как продолжение, так и прекращение взлета.
Если взлетная масса самолета больше рассмотренной выше,
то продолжить взлет можно на скорости большей, чем в точке F
(кривая 4), а прервать можно только на скорости ниже, чем в точке
D на кривой 5. Если произойдет отказ двигателя в диапазоне ско-
ростей от точки D до точки F, то ии для продолжения взлета, ни для
его прекращения располагаемой длины будет недостаточно. В этом
71
случае основное требование
норм к отказу двигателя на
взлете не выполняется. Взлет-
ная масса самолета должна
быть уменьшена за счет мас-
сы коммерческой нагрузки
или должен быть изменен план
полета.
По сбалансированным дли-
нам ВПП удобно сравнивать
характеристики различных
самолетов, предварительно
оценивать возможности экс-
плуатации самолетов данного
типа на определенных трас-
сах, эффективность доработок
самолета и влияние взлетной
массы самолета и других экс-
плуатационных факторов на
взлетные характеристики.
Так, сбалансированная
взлетная дистанция самолета
Ту-154Б массой 98 т (стандарт-
ные атмосферные условия,
штиль, сухая ВПП, 63 = 28°)
Рис. 4.4. Схема взлета с одним отка-
завшим двигателем;
1 и 2 — соответственно разбег при всех рабо-
тающих двигателях и одном отказавшем дви-
гателе; 3 — воздушный участок
L
^впп* сз
^ВПП+ КП5
Рис. 4.5. Определение скорости приня-
тия решения Vi при неравенстве рас-
полагаемых дистанций прерванного и
продолженного взлета
составляет 2140 м. При умень-
шении взлетиой массы до 92 т
сбалансированная дистанция
уменьшается до 1860 м. При
атмосферных условиях t =
= 30° С и р = 730 мм рт. ст., принятых за расчетные для самоле-
та Ту-154Б, сбалансированная взлетная дистанция равна 2350 м.
Встречный ветер со скоростью 5 м/с приводит к уменьшению сбалан-
сированной длины примерно на 80—90 м.
Определение сбалансированных длин ВПП для целей эксплуата-
ции самолетов — это частный случай. На конкретных аэродромах
располагаемые длины ВПП для продолженного и прерванного взлета
ие равны между собой (рис. 4.4). Располагаемая длина для продол-
женного взлета (РДВ) состоит из длины ВПП плюс длина участка
свободной зоны (СЗ). При этом надо учесть участок длины ВПП для
выруливания самолета. Д1ииимальная длина выруливания прини-
мается равной длине самолета. Для Ту-154Б £РдВ ВПП 4-
СЗ — 50 м. Располагаемая дистанция продолженного разбега
£РДР = ВПП — 50 м. Располагаемая дистанция для прерван-
ного взлета £РДпв = ВПП -р КПБ — 50 м. Кроме того, различ-
ные эксплуатационные факторы, такие, как скорость и направле-
ние ветра, температура и давление на аэродроме, уклон и наличие
72
осадков па ВГ1П, по-разному влияют на длину разбега, взлетную
дистанцию и длину прерванного взлета.
При разных значениях £РдВ и £Рдпв (рис. 4.5) всегда
можно подобрать в конкретных условиях взлета такую взлетную
массу самолета и такую критическую скорость принятия решения,
для которой располагаемые длины для взлета равны потребным.
При этом сбалансированная взлетная дистанция (длина разбега)
будет больше одной из располагаемых длин. Взлет, сбалансирован-
ный по располагаемым длинам, позволяет полнее использовать воз-
можности самолета и поднять большую коммерческую нагрузку без
ущерба для безопасности.
4.5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК
Взлетные характеристики самолета и их соответствие требовани-
ям Норм летной годности определяют в процессе летных испыта-
ний. Для получения взлетных характеристик в достаточном объеме
на различных этапах летных испытаний самолетов Ту-154, Ту-154А
и Ту-154Б были определены характеристики:
на больших углах атаки;
при прерванных и продолженных взлетах в различных атмосфер-
ных условиях при различных режимах работы двигателей;
скороподъемности в различных атмосферных условиях при раз-
личной конфигурации самолета со всеми работающими двигателями
и с одним отказавшим двигателем;
при боковом ветре;
при атмосферных осадках на ВПП;
устойчивости и управляемости в конфигурациях, используемых
при взлете при различных скоростях полета;
управляемости при различных отказах систем самолета при
взлете;
шума, создаваемого самолетом на местности при взлете.
Несмотря на большой объем летных испытаний самолета охва-
тить весь объем возможных эксплуатационных условий, естествен-
но, невозможно. Поэтому взлетные характеристики, необходимые
для обеспечения безопасности при эксплуатации самолета, опреде-
лены во всем диапазоне разрешенных условий эксплуатации мето-
дом расчета, основанным на материалах летных испытаний. Исход-
ные данные для расчета взлетных характеристик, помимо резуль-
татов летных испытаний, содержат материалы испытаний моделей
самолета в аэродинамических трубах, характеристики двигателей,
шасси и других систем, полученные при работе на специальных
стендах.
Скорость сваливания самолета Уо для различных конфигураций
на взлете и взлетных масс самолета определяют через коэффициент
максимальной подъемной силы Су П1ах(см. рис. 2.8). При этом ско-
рости сваливания будут соответствовать одному значению коэф-
73
фициента максимальной подъемной силы при постоянном угле от-
клонения закрылков:
^0= 14,4/m/(S4mJ.
где т — масса самолета, кг; S = 180 м2 — расчетная площадь крыла.
Для максимальной взлетной массы 98 т при закрылках, откло-
ненных иа угол 28°, и коэффициенте Су ах -1,92 Vt - 14,4 X
У 98 000/(180 • 1,92) -242 км/ч. При б3 15° и Qamax=l,67
Vc = 14,4 ]/98 000/(180 • 1,67]= 260 км/ч. При убранной механи-
зации крыла 63 0, бппртткп ~ 0, Си 1,3 н Vc 295 км/ч.
Минимальная эволютивная скорость самолета ^эвт111 в воздухе
равна скорости сваливания, так как на самолете Ту-154Б боковые
двигатели расположены вблизи оси самолета, их сопла развернуты
так, что линия тяги проходит вблизи центра масс самолета. При
такой компоновке силовой установки при отказе бокового двигателя
разворачивающий момент от работающего двигателя незначителен.
Минимальная эволютивная скорость на разбеге равна 159 км/ч вне
зависимости от взлетной массы самолета. Она определяется только
эффективностью руля направления. Минимальная скорость отрыва
ограничена расчетным углом атаки самолета а = 16°, при котором
происходит касание ВПП хвостовой частью фюзеляжа.
При расчете взлетных характеристик используют зависимости
Рис. 4.6. Зависимость коэффициента подъемной силы от угла атаки п поляры
самолета на взлете:
а — 6^=28°; б —Сэ = 15°;
----- без учета влияния земли;------с учетом влияния земли
74
а и поляры самолета, т. е. за-
висимости коэффициента лобо-
вого сопротивления сх = [ (сь,)
при закрылках, отклоненных на
28 и 25° и выпущенных пред-
крылках с учетом влияния земли
и положения интерцепторов
(внутренних и средних) (рис. 4.6)
при убранном шасси. При расче-
тах принято, что влияние земли
изменяется линейно от макси-
мального значения при движе-
нии самолета по земле до нуля
на высоте 10,7 м. Выпуск шас-
си увеличивает коэффициент ло-
бового сопротивления на АСЛ =
= 0,015.
Аэродинамические характе-
ристики самолета, по которым
рассчитаны градиенты набора
Рис. 4.7. Зависимость коэффициента
подъемной силы от угла атаки и по-
ляра самолета при наборе высоты с
убранными закрылками и предкрыл-
ками
Рпс. 4.8. Зависимость тяги одного
двигателя от скорости в стандарт-
ных атмосферных условиях на уров-
не моря иа различных режимах:
1 — взлетный: 2 — номинальный; 3 ма-
лый газ; 4 -авторотация; 5 — реверс
тяги
высоты я траектории полета при
убранной механизации (рис. 4.7),
получены для балансировочного
отклонения рулей высоты и ста-
билизатора. Для определения
тяги силовой установки при рас-
чете взлетных характеристик ис-
пользуют зависимость тяги од-
ного двигателя от скорости на
различных режимах работы
(рис. 4.8) и влияние на тягу тем-
пературы наружного воздуха и
атмосферного давления. При
переходных процессах учиты-
вают изменение тяги от време-
ни. Рассчитывают потери тяги
за счет отбора воздуха на само-
летные нужды (кондиционирова-
ние, работа противообледени-
тельной системы), потери в воз-
духозаборниках, на поворот
сопла, установку механизмов ре-
верса тяги. Для получения га-
рантироваиной тяги учитывают отрицательный допуск иа сниже-
ние тяги в процессе эксплуатации. При определении взлетных ха-
рактеристик в летных испытаниях тяга двигателей также регули-
руется по нижнему пределу допуска.
75
Характеристики тормозов шасси в расчете учитываются через
коэффициент трения (при разбеге f.rp =• 0,02, на сухой бетониро-
ванной ВПП с коэффициентом сцепления р = 0,65...0,75 при расчете
прерванного взлета прн полном использовании тормозов можно
принять Дгр — 0,25... 0,28. Использование постоянного коэф-
фициента треиия, осредиенного по скорости для всех взлетных
масс самолета, дает хорошую сходимость с результатами летных
испытаний и значительно упрощает расчет.
Влияние осадков на характеристики прерванного и продолжен-
ного взлета принято учитывать по материалам специальных летиых
испытаний в зависимости от коэффициента сцепления или характера
и толщины слоя осадков.
При расчете взлетных характеристик принят следующий поря-
док использования средств торможения от момента отказа двигате-
ля: перевод рукояток управления двигателей в положение «малый
газ» — на 4-й секунде и с интервалом в 1 с включение реверса тяги
исправного двигателя, тормозов и срабатывание внутренних интер-
цепторов (внутренние интерцепторы выпускаются автоматически
при включении реверса тяги), средних интерцепторов, полный вы-
пуск средних интерцепторов. Этот порядок действий отработан
в летных испытаниях для обеспечения наименьшей длины пробега
и рекомендован «Руководством по летной эксплуатации».
Методика пилотирования самолета на воздушном участке взлет-
ной дистанции также основана на анализе результатов летных испы-
таний и обеспечивает достижение безопасной скорости взлета к мо-
менту достижения высоты 10,7 м при одном отказавшем двигателе
и наименьшую длину воздушного участка. Через 0,1- -0,2 с после
достижения скорости отрыва самолета создается перегрузка
tiy = 1,15... 1,05 в зависимости от взлетной массы и самолет пере-
водится в набор высоты с дальнейшим разгоном до достижения
траекторного угла, при котором прекращается рост скорости. Даль-
нейший набор происходит на постоянной скорости до высоты 10,7 м.
В расчете принято, что на всем воздушном участке взлетной дистан-
ции шасси находится в выпущенном положении.
При расчете взлета самолета со всеми работающими двигателями
из-за больших избытков тяги на высоте 10,7 м скорость самолета
значительно превышает скорость V2, установленную из условий
взлета с одним отказавшим двигателем.
При расчете траектории набора высоты 450 м с одним отказав-
шим двигателем принято, что уборка шасси начинается только иа
высоте 10,7 м, продолжается 7 с и производится в процессе набора
высоты с постоянной скоростью, равной безопасной скорости взлета
с одним отказавшим двигателем. После окончания уборки шасси
набор высоты продолжается с этой же скоростью и постоянным тра-
екторным углом. На высоте начала уборки закрылков 120 м в гори-
зонтальном полете самолет разгоняют до скорости начала уборки
закрылков V3. В процессе уборки закрылков самолет продолжает
увеличивать скорость до значения минимальной безопасной скоро-
76
сти с убранными закрылками V4, после чего переводится в набор
высоты с этой скоростью. Время полной уборки закрылков из поло-
жения 28° составляет 15 с. Только после достижения безопасной
высоты 450 м исправные двигатели переводят на номинальный
режим.
Описанный метод набора высоты с выдерживанием минимальных
скоростей полета в условиях минимальных избытков тяги, вызван-
ных отказом двигателя, обеспечивает наиболее крутую траекторию
полета и минимальное время набора высоты. Наибольшая крутизна
траектории создается не только исключением участков разгона
самолета, но и тем, что при минимальных безопасных скоростях
полета У2 и V4 самолет имеет максимальное аэродинамическое ка-
чество, а его двигатели — максимальную тягу.
При расчете траекторий набора высоты при всех работающих
двигателях иет необходимости в строгом выдерживании минималь-
ных скоростей полета. Большие избытки тяги позволяют сразу после
взлета производить разгон самолета до скорости на 40 км/ч, превы-
шающей безопасную скорость взлета с одновременным набором вы-
соты. Для разгона перед уборкой закрылков не требуется переводить
самолет в горизонтальный полет — достаточно несколько умень-
шить угол набора высоты. Набор высоты после уборки закрылков
может быть совмещен с разгоном до рекомендованной скорости на-
бора высоты по маршруту. Перевод двигателей на номинальный ре-
жим может быть произведен до высоты 450 м. При массе самолета
меньше максимально допустимой на 6—8 т (в зависимости от усло-
вий) взлет от начала старта может осуществляться на номинальном
режиме. При этом в случае отказа одного двигателя режим исправ-
ных должен быть немедленно увеличен до взлетного.
Характеристики рассчитывают интегрированием уравнений про-
дольного движения самолета без учета уравнения моментов сил от-
носительно центра тяжести по специальным программам на ЭЦВМ.
Уравнения движения следующие:
dV / • ™
-^- = ^C4“sin0)’
dG V .
---——(nv —cos 6);
dt-g ' Va 7
dfi .. . o
---= V sin 6;
dt
—_vcos e,
dt
где nXa = [P sin (a h <p) —cXa qS]/G -(1 /тр;
nVa= lp cos <a+*₽)+% <7-S]/G;
fTP — коэффициент треиия; <p — угол между направлением сум-
марной тяги двигателей и осью самолета; q ~ pl/2/2 — скоростной
напор; S = 180 м2 — расчетная площадь крыла.
77
Для определения взлетных характеристик в широком диапазоне
условий эксплуатации самолета строят специальные номограммы,
позволяющие получить все необходимые данные и ограничения для
обеспечения безопасного взлета в каждом конкретном случае.
4.6. МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМАЯ ВЗЛЕТНАЯ МАССА
САМОЛЕТА
Выявление максимальных возможностей с точки зрения коммер-
ческой нагрузки иа аэродроме старта при соблюдении всех требо-
ваний к безопасности полета сводится к строгому выбору макси-
мально допустимой взлетной массы самолета.
В конкретных условиях взлета максимально допустимую взлет-
ную массу определяют, учитывая характеристики аэродрома вылета,
атмосферные условия и характеристики самолета иа участках взлет-
ной дистанции и начального набора высоты.
Максимально допустимую взлетную массу выбирают с учетом
отказа критического двигателя из следующих условий:
обеспечение нормируемых градиентов набора высоты в различных
точках траектории начального набора высоты;
потребные дистанции разбега, продолженного взлета и прерван-
ного взлета не должны превышать располагаемых дистанций летиой
полосы;
чистая траектория набора высоты должна проходить иа 10 м
выше уровня препятствий в полосе воздушных подходов в направле-
нии взлета;
уровень шума, создаваемый самолетом на местности, ие должен
превышать ограничений, установленных в контрольных точках
в районе конкретного аэропорта;
максимально допустимая взлетная масса не может превышать
максимальной взлетной массы, установленной из условий прочности.
В качестве максимально допустимой взлетной массы должна быть
выбрана наименьшая, определенная из перечисленных условий.
Фактическая взлетная масса может быть выбрана только с уче-
том максимально допустимой посадочной массы на аэродроме назна-
чения и запасных аэродромах после расчета потребного запаса топ-
лива и коммерческой загрузки.
Пример. Рассчитаем максимально допустимую взлетную массу. Пред-
положим, что взлет самолета будет производиться с аэродрома, имеющего
следующие размеры: длины ВПП 1900 м, концевой полосы безопасности
КП Б в направлении взлета 500 м, свободной от препятствий зоны от торца
ВПП 700 м. С учетом того, что 50—100 м ВПП в начале полосы использует-
ся иа выруливание, располагаемая дистанция разбега будет равна 1800 м,
располагаемая дистанция продолженного взлета (располагаемая взлетная
дистанция) — 2500 м и располагаемая дистанция прерванного взлета —
2300 м. Уклон полосы вверх составляет 1%. В момент вылета ожидается тем-
пература на аэродроме +17 °C и давление, соответствующее барометриче-
ской высоте 1 км. Ветер встречный 5 м/с. Полоса бетонная, сухая. Коэффи-
циент сцепления р = 0,7.
78
Допустимая взлетная Масса
самолета из условия обеспечения
нормируемых градиентов набора
высоты определяется по номо-
грамме (рис. 4.9) в зависимости
от барометрической высоты рас-
положения аэродрома, температу-
ры наружного воздуха и взлетно-
го положения закрылков. Поря-
док определения допустимой
взлетной массы указан штрихо-
вой линией. Допустимая взлетная
масса составляет более 98 т. Как
видно из приведенной номограм-
мы, на уровне моря взлет само-
лета с максимальной взлетной
массой 98 т возможен при темпе-
ратуре до + 38 °C и взлетном по-
ложении закрылков 28°, и не
ограничен при угле отклонения
закрылков 15°. При взлете само-
лета на номинальном режиме ра-
боты двигателей взлетная масса
не должна превышать 92 т из
ограничений, приведенных на
рис. 4.10.
Основным взлетным положе-
нием закрылков является угол
28°. Уменьшенное положение за-
крылков 15° целесообразно ис-
пользовать только в условиях по-
вышенных температур на высоко-
торных аэродромах при наличии
достаточно больших длин ВПП
(более 3000 м).
Для определения допусти-
мой взлетной массы, ограничен-
ной длинами ВПП из условия
обеспечения безопасности при от-
казе одного двигателя на разбе-
ге, необходимо определить:
Рис. 4.9. Номограмма для определения
взлетной массы самолета в зависимости
от высоты аэродрома п температуры:
(бз=28°; т)=2,7%, критический двнгатеть авто-
ротирует, исправные двигатели работают иа
взлетном режиме, предкрылки выпущены,
шасси убрано)
Рис. 4.10. Номограмма цля определе-
ния допустимой взлетной массы в зави-
симости от высоты аэродрома н темпе-
ратуры (*П=0; 63 =28°; критический
двигатель авторотирует, исправные дви-
гатели работают на номинальном ре-
жиме, предкрылки выпущены, шасси
выпущено)
г будет меньшая из определенных. В слу-
допустимую взлетную массу,
ограниченную располагаемыми
длинами для продолженного и
прерванного взлета по номограм-
мам на рис. 4.11 и 4.12;
допустимую взлетную массу,
ограниченную располагаемыми
длинами для продолженного и
прерванного разбега по номо-
граммам на рис. 4.13 и 4.14.
Максимально допустимой масс
чае отсутствия свободной зоны для взлета надобность во втором расчете от-
падает. По приведенным номограммам, кроме допустимой массы, определяют
также и относительную скорость принятия решения Vj = Vi/Vr, соответст-
вующую принятой взлетной массе.
Номограммы на рис. 4.11 и 4.13 рассчитаны на основании длины прер-
ванных и продолженных взлетов для различных взлетных масс и точек при-
нятия решения. В номограммах в располагаемые длины летной полосы вве-
79
дены поправки, учитывающие продольную составляющую ветра, уклон по-
лосы и состояние ВПП, так как увеличение или уменьшение потребных ди-
станций па взлете в зависимости от этих условии равносильно по своему
влиянию па допустимую взлетную массу уменьшения или увеличению распо-
лагаемых длин ВПП.
Отсчет начинают (см. рис. 4.11) с заданной располагаемой дистанции
продолженного взлета 2500 м. Введя (см. штриховую линию) поправки на ве-
тер 5 м/с и уклон полосы 1%, проводят горизонтальную линию, пересекающую
график величин «Д». Затем из точки, соответствующей располагаемой ди-
станции прерванного взлета 2300 м, учитывая поправки на коэффициент сцеп-
1000 1500 2000 2500 3000 РДПВ, м
Рис. 4.11. Номограмма для определения величины «Д» и отношения
VJVR (б3=28°)
-15 0 25 t°C 80 SO тВзЛ1т
Взлетный рекин
Рис. 4.12. Номограмма для определения допустимой взлетной массы самоле-
та в зависимости от величины «Д» (63=28°)
80
Рис. 4.13. Номограмма для определения величины «Р» и отношения
МЪ (бэ=28с)
~75 0 75 t,°C 80 90 тВзл,1 00 70 80 тВм,т
Взлетный режим Номинальный режим
Рис. 4.14. Номограмма для определения допустимой взлетной массы самоле-
та в зависимости от величины «Р» (63=28°)
ления и ветер, проводят вертикальную линию, пересекающую график вели’
чин «Д». В точке пересечения горизонтальной и вертикальной секущих опре"
деляют значение величины Д и отношения V,. В нашем примере Д = 2480 м
и Г, = 0,895.
Параметр Д по своему значению равен сбалансированной взлетной ди-
станции самолета с допустимой взлетной массой при взлете с сухой ровной
ВПП в штиль при фактических давлении и температуре на аэродроме.
Величину Д используют для определения допустимой взлетной массы на
заданной высоте расположения аэродрома и при температуре наружного
81
воздуха по номограмме (рис. 4.12). Зта номограмма представляет собой за-
висимость сбалансированной взлетной дистанции от высоты, температуры и
взлетной массы. Начинаем отсчет со шкалы температуры, проводим верти-
каль до линии заданной высоты аэродрома. Из этой точки по горизонтали
идем до линии отсчета и далее вдоль линий графика до пересечения с гори-
зонталью, соответствующей определенной ранее величине Д. Из точки пере-
сечения, опускаясь вниз, читаем на шкале масс значение допустимой взлет-
ной массы, ограниченной располагаемыми дистанциями прерванного и про-
долженного взлета — 97 т.
Аналогично определяем для располагаемой длины разбега 1800 м и прер-
ванного взлета 2300 м с учетом встречного ветра 5 м/с и уклона ВПП вверх
1% по рис. 4.13 значения «Р» — 2000 м и = 0,96. По рис. 4.14 для
«Р» = 2000 м при заданной высоте расположения аэродрома 1 км и температу-
ре наружного воздуха -1-17 °C находим допустимую взлетную массу, соот-
ветствующую располагаемой длине разбега и прерванного взлета, — 90 т.
Таким образом, масса по градиенту набора высоты ограничивается 98 т, по
достаточности располагаемых длин прерванного и продолженного взлета —
97 т, по достаточности располагаемых длин разбега и прерванного взлета —
90 т. Максимально допустимой взлетной массой будет наименьшее из получен-
ных значений, т. е. 90 т. Для этой массы — 0,96. Далее по рис. 4.15 оп-
ределяем для массы 90 т и ~ 0,96 скорость принятия решения Vi =
= 247 км/ч. Следовательно, если в случае отказа критического двигателя на
разбеге скорость в точке принятия решения меньше или равна скорости
Vi = 247 км/ч по прибору, то пилот должен прекратить взлет, если больше —
продолжить.
По рис. 4.16 определяем для массы 90 т скорость отрыва переднего ко-
леса VR = 260 км/ч и безопасную скорость взлета Vz = 270 км/ч.
Если на рис. 4.11 или 4.13 точка пересечения вертикальной и горизон-
тальной секущих лежит правее линии = 1, то располагаемая дистан-
ция прерванного взлета превышает длину, потребную для прерванного взле-
та, и скорость Vt следует принимать равной В этом случае величины Д
или Р определяют на пересечении горизонтальной секущей с линией Vi'E^ =
Рис. 4.15. Номограмма для перевода отношения Vi/Vi в скорость принятия
решения
82
= 1. Если точка пересечения се-
кущей оказалась выше линии,
соответствующей ма кси мал иному
значению величины Д, то длина
продолженного взлета не лими-
тирует максимально допустимую
взлетную массу, которую выби-
рают из условия обеспечения за-
данных градиентов набора высо-
ты по рис. 4.9 или других огра-
ничений. Чтобы определить отно-
сительную скорость принятия ре-
шения, по номограммам рис. 4.12
и 4.14 для этой массы, высоты и
температуры на аэродроме нахо-
дят значения Д и Р.
На рис. 4.11 и 4.13 в точке
пересечения вертикальной секу-
щей с линией, соответствующей
полученным значениям Д и Р,
определяют V/lg. По этим же
номограммам находят скорость
принятия решения, если взлет-
Рис. 4.16. Зависимости рекомендован-
ных скоростей взлета от взлетной мас-
сы самолета
пая масса не ограничена распо-
лагаемыми длинами аэродрома, а выбрана из других условий. Пусть в
рассматриваемых условиях она равна 86 т. Этой массе соответствует вели-
чина Р — 1800 м (см. рис. 4.14). На номограмме (см. рис. 4.13) находят
точки пересечения горизонтальной и вертикальной секущих с линией, соот-
ветствующей величине Р = 1800 м. По полученным двум значениям
= 0,86 и 1 находят диапазон скоростей принятия решения 218—
251 км/ч (см. рис. 4.15).
При пилотировании самолета экипаж ориентируется на большее из
этих значений.
Если максимально допустимая взлетная масса ограничена градиентом
набора высоты при 63 = 28°, а аэродром вылета располагает достаточно длин-
ной взлетно-посадочной полосой, то необходимо повторить расчет для
б3 = 15°. Номограммы определения допустимой взлетной массы при
взлете 63 = 15° аналогичны номограммам рис. 4.11—4.14 и здесь не при-
водятся.
Если взлетная масса самолета, определенная из условий потреб-
ной заправки топливом и располагаемой коммерческой нагрузки,
меньше, чем максимально допустимая, иа 6—8 т, то взлет целесооб-
разно выполнять иа номинальном режиме двигателей. Менее напря-
женный температурный режим основных деталей двигателей иа по-
ниженных режимах работы способствует более полному использо-
ванию ресурса двигателей и повышению их надежности. Для опреде-
ления допустимой массы самолета при взлете па номинальном ре-
жиме работы двигателей используют правые части номограмм
рис. 4.12 и 4.14.
Отношение ЕЕ Ед, определенное по номограммам рис. 4.11 и
4.13, при взлете иа номинальном режиме работы должно быть
уменьшено иа 0,1.
83
4.7. ЧИСТАЯ ТРАЕКТОРИЯ НАБОРА ВЫСОТЫ ПРИ ОДНОМ
НЕРАБОТАЮЩЕМ ДВИГАТЕЛЕ
Расчет выполняют перед взлетом с аэродрома, имеющего пре-
пятствия в направлении взлета. Требования норм по обеспечению
запаса высоты над препятствием могут в некоторых случаях нало-
жить дополнительные ограничения иа максимально допустимую
взлетную массу. Ее определяют следующим образом. В координа-
тах «высота — дальность» строят непрерывные чистые траектории
набора высоты для ряда приведенных взлетных масс самолета
(рис. 4.17). Под приведенной массой в данном случае понимают
такую массу самолета, при которой в стандартных атмосферных ус-
ловиях на уровне моря была бы получена траектория, аналогичная
траектории при фактической массе в рассматриваемых атмосферных
условиях.
Проведя линию ограничения препятствия, превышающую факти-
ческое препятствие иа 10 м, определяют значение допустимой при-
веденной массы, при котором обеспечиваются нормируемые зазоры
над препятствием. По номограмме (рис. 4.18) для допустимой при-
веденной массы в зависимости от температуры и давления на аэрод-
роме и продольной составляющей ветра определяют допустимую
взлетную массу самолета. По номограмме (см. рис. 4.17) определяют
также высоту уборки закрылков, обеспечивающую полет с увели-
ченной допустимой взлетной массой. Толстыми линиями нанесены
чистые траектории взлета при уборке закрылков на высоте 120 м,
тонкими — траектории при отклоненных закрылках. Из номограм-
мы видно, что высокие препятствия, расположенные далеко от аэро-
дрома, выгоднее преодолевать, убрав закрылки на высоте 120 м,
близкие препятствия выгоднее преодолевать, начиная уборку за-
крылков только после набора высоты преодоления препятствия,
равной высоте этого препятствия плюс 50 м.
Пример. Рассмотрим возможность преодоления препятствия высотой
135 м, расположенного на расстоянии 9 км от точки старта при взлете в стан-
дартных условиях. Используя обычную методику, т. е разгон с уборкой за-
крылков на высоте 120 м, преодолеть препятствие с отказавшим двигателем
можно только при взлетной массе до 92,5 т. Если закрылки убирать после
набора высоты более 185 м, то препятствие будет преодолено при массе бо-
лее 98 т. Пусть препятствие расположено на удалении 20,5 км и высота его
составляет 415 м. При взлете в условиях р = 730 мм рт. ст. и i — +30%
в штиль целесообразно разогнать самолет и убирать закрылки до пролета
препятствия. В этом случае приведенная допустимая масса составит 107 т,
а допустимая взлетная — 96,4 т. При наборе высоты 415 м с убранными за-
крылками масса была бы меньше на 3 т.
Описанный способ построения чистой траектории набора при
отказавшем двигателе предусматривает отклонение по курсу не
более 15е. Если изменение направления полета составляет более
15°, необходимо учитывать влияние установившегося разворота на
траекторию полета.
84
Рис. 4.17. Чистая траектория набора высоты:
— закрылки убраны на высоте 120 м; ------- — закрылки убраны после пре-
одоления препятствия
Рис. 4.18. Номограмма для определения допустимой взлетной массы, огра-
ниченной наличиём препятствия по курсу взлета
4.8. ВЫПОЛНЕНИЕ ВЗЛЕТА
Взчет в нормальных условиях. После выруливания иа ВПП са-
молет устанавливают на стояночный тормоз по осевой линии на уда-
лении от торца ВПП, обеспечивающем выполнение как продолжен-
ного, так и прерванного взлета. Проверяют работу двигателей на
различных режимах и готовность самолета к взлету. Показания
приборов, контролирующих работу двигателей и систем самолета,
должны находиться в допустимых пределах, закрылки должны
быть отклонены на 28° или 15°, предкрылки выпущены, стабилизатор
во взлетном положении, интерцепторы убраны.
После получения разрешения на взлет и указаний о порядке
выхода на курс следования РУД всех двигателей плавным синхрон-
ным движением переводят в положение «Взлетный режим». После
доклада бортинженера о нормальной работе двигателей и гидросис-
тем плавным движением отпускают тормоза колес так, чтобы самолет
начал двигаться по прямой. В процессе разбега второй пилот докла-
дывает командиру корабля о скорости разбега самолета, начиная
со скорости 160 км/ч, через каждые 20 км/ч, отмечая моменты дости-
жения скоростей 14, 1/д и |/2.
По достижении скорости 1+ энергичным взятием колонки штур-
вала на себя производится подъем передней опоры шасси до момента
отделения самолета от ВПП. Вследствие высоко поднятого носа,
после отрыва передней опоры шасси для точного выдерживания
скорости и положения самолета взлет необходимо выполнять по
приборам. При достижении высоты 5—10 м второй пилот убирает
шасси.
К моменту достижения высоты 10,7 м скорость самолета должна
быть не менее 1'2. В процессе дальнейшего набора высоты она уве-
личивается до значения V2 + 40 км/ч и сохраняется до набора высо-
ты 120 м. Для самолета массой 98 т скорость V2 составляет 280 км/ч.
а скорость начального набора высоты (V2 + 40 км/ч) будет равна
320 км/ч при 63 = 28°. На высоте не менее 120 м скорость должна
быть 330—340 км/ч, после чего закрылки убирают, прн этом автома-
тически убираются предкрылки и перестанавливается стабилизатор.
Для увеличения скорости необходимо несколько уменьшить угол
набора высоты. Все эти процессы контролируются. При взлете с аэ-
родрома, имеющего препятствия в направлении взлета, уборку ме-
ханизации и разгон самолета можно выполнять только после проле-
та препятствия. В процессе уборки закрылков продолжается разгон
самолета до скорости 380—400 км/ч. Не допускается снижение
с целью разгона самолета к концу уборки закрылков. Закрылки из
положения 28° в положение 0 убирают в один или два этапа.
После уборки механизации в полетное положение самолет в на-
боре высоты разгоняют до наивыгоднейшей скорости набора высоты,
соответствующей выбранному крейсерскому режиму. На высоте
450 м двигатели переводят иа номинальный режим. При взлете с ма-
лыми массами двигатели на номинальный режим могут быть пере-
86
Ведены на высотах меньше 450 м во избежание превышения ограни-
чения максимальных скоростей при выпущенных закрылках.
При наличии бокового ветра на разбеге самолет имеет тенден-
цию к развороту против ветра и выдерживание направления про-
изводится отклонением педалей. В момент отрыва он кренится в сто-
рону ветра. Для парирования крена нужно своевременно отклонить
элероны. Максимально допустимая боковая составляющая скоро-
сти ветра не должна превышать 17 м/с (под углом 90° к ВПП) иа
сухой ВПП. Направление полета после отрыва самолета и в наборе
высоты выдерживают упреждением по курсу. Взлет прн попутном
и встречном ветре особенностей не имеет.
Взлет с одним отказавшим двигателем. Отказ двигателя рас-
познается по следующим признакам: уменьшению ускорения на
разбеге и частоты вращения вала двигателя при неизменном поло-
жении РУД, падению давления топлива и масла, повышению или
понижению температуры газов, тряске двигателя, загоранию табло
«Стружка в масле». При отказе бокового двигателя самолет стремит-
ся к развороту и крену в сторону отказавшего двигателя. На разбеге
в зависимости от скорости, на которой обнаружен отказ двигателя,
необходимо прекратить взлет, если скорость не достигла скорости
принятия решения |/i, и продолжить взлет, если скорость Vj уже
пройдена.
Для прекращения взлета необходимо действовать быстро в сле-
дующей последовательности: перевести РУД всех двигателей в поло-
жение «Малый газ», включить реверс двигателей, при этом автомати-
чески выпустятся внутренние интерцепторы; выпустить средние
интерцепторы; интенсивно тормозить до полной остановки самолета;
выдерживать направление пробега; выключить отказавший двига-
тель.
При необходимости в конце пробега используют аварийные тор-
моза. В случае угрозы лобового столкновения с препятствием не-
обходимо отвернуть самолет, управляя передними колесами. После
остановки самолета при экстренном торможении колеса основных
стоек шасси необходимо охлаждать водой.
При продолжении взлета стремление самолета к развороту па-
рируют отклонением соответствующей педали. До набора безопас-
ной высоты 450 м без крайней необходимости (например, пожар дви-
гателя) не рекомендуется включать отказавший двигатель. При до-
стижении скорости Kr плавным и непрерывным взятием колонки
штурвала на себя отделяют самолет от ВПП.
После отрыва самолета убирают шасси и увеличивают скорость
таким образом, чтобы к высоте 10 м она была не менее безопасной
скорости Уг- Дальнейший набор высоты выполняют с постоянной
скоростью, близкой к V2 и креном 1—2° в сторону работающего
двигателя. Вертикальная скорость набора равна 2,3 м/с ври взлет-
ной массе, близкой к максимально допустимой. При достижении
высоты 120 м или после пролета препятствия в горизонтальном
полете самолет разгоняют до скорости 300 км/ч и убирают закрыл-
87
Ки. При взлетной массе, близкой к максимально допустимой по
нормируемому градиенту набора высоты, самолет в процессе уборки
закрылков может разгоняться медленно. Так как скорость к концу
полной уборки закрылков должна быть не менее безопасной скоро-
сти с убранными закрылками, то убирать закрылки нужно в два
этапа с разгоном между ними. В этом случае при необходимости перес-
танавливать стабилизатор можно ручным управлением.
Дальнейший набор высоты совершается на скорости, близкой,
но не меньшей чем безопасная с убранными закрылками. Прн дости-
жении высоты 450 м работающим двигателям устанавливают номи-
нальный режим. Отказавший двигатель выключают. По указанию
службы УВД и в зависимости от конкретной ситуации полет про-
должается до аэродрома назначения или совершается посадка на
аэродроме вылета или на ближайшем запасном.
При использовании для взлета номинального режима работы
двигателей при продолжении взлета режим работающих двигате-
лей должен быть немедленно увеличен до взлетного.
4.8. УМЕНЬШЕНИЕ ШУМА НА МЕСТНОСТИ
ПРИ ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ
Самолет Ту-154Б имеет мощные двигатели, высокие характеристики
которых достигнуты благодаря повышенной температуре газов перед тур-
биной и как следствие большой скорости истечения реактивной струи. Ра-
бочие лопатки вентилятора, компрессора низкого и высокого давления, а
также двухступенчатой турбины, вращающиеся с большой частотой, создают
так называемый турбомашинный шум. Шум от вентилятора и компрессоров
складывается из пульсаций давления на поверхности аэродинамического
профиля лопатки, возникающих из-за срыва вихрей на задней кромке, когда
профиль проходит через невозмущенную струю, и из дискретного шума, свя-
занного с частотой вращения лопаток роторов.
Шум на выходе из двигателя создается в результате поверхностного тре-
ния и завихрений, возникающих при смешивании реактивной струи, обла-
дающей большой скоростью, с окружающим воздухом и холодным воздухом,
обтекаемым пульсирующими горячими газовыми струями двигателей, а так-
же воздухом, сжимаемым в компрессорах двигателя.
Типичный спектр частот шума от двигателя включает высокочастотные
дискретные шумы от вентилятора и первой ступени компрессора и низкоча-
стотный широкополосный шум от реактивной струи. В шумовом спектре тур-
бореактивного двигателя типа НК-8-2У преобладают звуки высоких частот,
наиболее неприятные для человеческого уха. При значениях тяги свыше ЗБ%
в шуме преобладает влияние истечения струи.
Простые шумы являются результатом отделившихся у концов лопаток
скачков уплотнения, которые усиливают друг друга в несимметричные ин-
тервалы времени, что вызвано небольшими неточностями при изготовле-
нии вентиляторной ступени.
Раздражающее воздействие шума на человека зависит не только от
уровня звукового давления в децибелах, но и от частоты. Обычно шум само-
летов характеризуют уровнями восприятия, измеряемыми EPN дБ. В ре-
зультате специальных экспериментов был введен этот способ оценки шума с
помощью но й за — единицы воспринимаемого шума, который и обозна-
чается PN децибелов (PN — perceived noise) воспринимаемого шума.
Эти единицы учитывают не только излучаемую экустическую мощность, но
и тот факт, что при одном и том же уровне шум различного частотного со-
88
Рис. 4.19. Расположение контрольных точек (пунктов) измерения шума са-
молета:
f — контрольный пункт измерения шума при заходе на посадку (2 км от поворота
ВПП); 2 — контрольный пункт измерения шума в боковом направлении (450—650 м от
ВПП); 3 — контрольный пункт измерения шума при взлете (—6,5 км от точки отпуска
тормозов)
става по-разному раздражает человека. Поэтому шум самолета на местности
(при взлете) и его влияние на население обычно оценивают эффективными
уровнями воспринимаемого шума EPNL, измеряемыми ЕРМдБ. Причем
учитывается не только частотный состав излучаемого шума, но и такие фак-
торы, как продолжительность воздействия и дискретные составляющие в его
спектре. Последний фактор играет существенную роль у самолетов с двух-
контурными двигателями, так как и у них даже па взлете главный источник
шума — вентилятор (первые ступени компрессора). Установлено, что мак-
симально допустимый уровень воспринимаемого шума при его воздействии
на органы слуха в течение нескольких секунд EPNLmax^ 112 ЕРЫдБ: Уро-
вень шума выше максимального является «пределом переносимости» для че-
ловека.
Воспринимаемый уровень шума — совокупность уровней звукового
давления, которые обычно располагают по степени воздействия на человека.
Наиболее отрицательные воздействия оказывают шумы с частотами 2000—
4000 Гц. Более высокие и низкие частоты действуют менее раздражающе.
Обычно администрация аэропорта устанавливает как предельный для днев-
ных условий уровень шума 108—НО EPN дБ и для ночных 102.
Эффективный воспринимаемый уровень шума учитывает влияние ди-
скретных тонов (которые многие считают более раздражающими, чем широко-
полосный шум) и длительность действия, т. е. учитывает влияние скорости
самолета и траектории полета, а также поправку на дискретные шумы.
Допустимые уровни шума устанавливаются стандартом для следующих
трех контрольных точек (рис. 4.19, а). На рис. 4.19,6 показана типичная
траектория взлета, из которой видно, что. начав разбег в точке А, самолет,
отрывается в точке В, а в точке С начинает первый этап набора высоты с по-
стоянным углом. Для снижения шума можно использовать уменьшение тяги
89
при взлете, начинающееся в точке D
и заканчивающееся в точке Е, после
чего самолет выполняет второй этап
набора высоты с постоянным углом
(градиент набора не менее 4%) при
задросселированных двигателях.
Точка F соответствует концу реги-
стрируемой при испытаниях по шу-
му траектории полета.
При взлете самолета шум в бо-
ковом направлении после отрыва
рассматривается в точке на линии,
параллельной оси ВПП, отстоящей
на расстоянии 450—650 м от оси
ВПП или от ее продолжения в сто-
рону взлета, в которой уровень шу-
ма от взлетающего самолета дости-
гает максимального значения. По
стандарту в этих условиях шум не
должен быть больше ЮБЕРЫдБ. Для
самолета Ту-154Б по результатам
летных испытаний он составляет
97,8 ЕРПдБ. При наборе высоты
Рис. 4.20. Зависимость градиента на-
бора высоты для угла отклонения
закрылков 28° (шасси убрано, стан-
дартные условия, взлетная масса
98 т) от скорости по траектории:
1 — диапазон скоростей, в котором гради-
ент набора наибольший; 2 — взлетный ре-
жим работы двигателей; 3 — номиналь-
ный режим работы двигателей
контрольная точка располагается на
продолжении оси ВПП в направлении полета на расстоянии 6500 м (точка
/Q от начала разбега самолета (точка отпускания тормозов); нормируемый
уровень шума не должен превышать 100,5 EPN дБ.
Для самолета Ту-154Б при взлетной массе 96 т он составляет 100,1
EPN дБ, а при 98 т—101,1 EPN дБ. Типичная траектория снижения при по-
садке показана на рис. 4.19, в. При испытаниях по шуму она начинает реги-
стрироваться, начиная с точки G и кончая точкой I (точка касания ВПП).
Контрольная точка измерения шума Л'3 находится иа продолжении оси ВПП
в направлении против полета, на расстоянии 2 км до посадочного торца ВПП
под траекторией снижения на посадку. Для угла залегания глиссады 3°
на ровной местности высота пролета самолета над этой точкой составляет
120 м, нормируемый уровень шума 105 EPN дБ. Для самолета Ту-154Б он
равен ~ 106.
Если не удается снизить шумы в самом источнике (глушители на вход*
ных заборниках и выходных соплах, звукопоглощающие облицовки и т. д.)*
прибегают к методике так называемого «малошумного взлета», основанно-
го на быстром удалении источника шума от земли. Параметры работы дви-
гателя НК-8-2У не создают предельного шума и на силовой установке от-
сутствуют конструктивные доработки по глушению шума в источнике. Од-
нако при необходимости предусматривается быстрое удаление источника шу-
ма после отрыва. Такая методика базируется па полете самолета по крутой
траектории после отрыва.
Дроссечировапис двигателей до безопасного режима при полете над копт*
рольными точками прослушивания уровня шума или вблизи них основано па
быстром удалении источника шума от земли. В тех аэропортах, где введены ог-
раничения по шуму для взлетающих и приземляющихся самолетов, под трас-
сои полета в указанных выше точках размещается специальная аппаратура,
измеряющая уровень шума. Самолет над этими точками должен лететь на
возможно большой высоте. Таким образом, уменьшение шума достигается
выполнением взлета по наиболее крутой траектории и также дросселирова-
нием двигателей до режима ниже номинального.
Аэродинамическое обоснование полета по крутой траектории (с макси-
мальным углом набора 6) состоит в том, чтобы сочетание вертикальной ско-
рости и скорости по траектории обеспечивало максимальное значение
sin 0 Vy/V &P/G, где ДР — избыток тяги, G — сила тяжести самолет?.
90
У самолета Ту-154Б для угла отклонения закрылков 28° (шасси убрано)
максимальный избыток тяги достигается в диапазоне скоростей 250—300 км'ч
(рис. 4.20). Однако для наибольшей безопасности полета и получения незна-
чительных воздушных участков разгона самолета после отрыва принята ско-
рость полета по крутой траектории, равная V2 + 20 км/ч. Например, для
максимально допустимой взлетной массы 98 т V2 = 280 км/ч (здесь Р2 > 1,15
Vc). Для скорости 300 км/ч коэффициент аэродинамической подъемной силы
Cya--G/qS ~ 98-10^(4320-180) = 1,26, где скоростной напор q — 4320 Н/м2.
Значению сУа 1,26 соответствует угол атаки а 9°. В стандартных усло-
виях полета па этой скорости располагаемая тяга (с учетом потерь) составля-
ет 229,8 кН, а потребная — 123,1 кН при К. = 7,9. Избытку тяги 106,7 кН
соответствует угол набора 0 = 6°15' (sin 0 — 106,7/98 -10 — 0,109, 6
= 6е 15')- При номинальном режиме работы двигателей в этих условиях
0 4°10' (sin 0 0,073 — 71,2/98-10). При полете с градиентом набора 4%
вследствие дросселирования двигателей угол 6 -2°17'. При полете по крутой
траектории на скорости 300 км/ч запас по скорости сваливания равен
60 км/ч (Рс = 242 км/ч для т = 98 т). Из рис. 4.20 видно, что увеличение
скорости по траектории сверх 300 км/ч нецелесообразно, так как это ведет
к снижению градиента (угла) набора высоты.
В процессе предполетной подготовки при необходимости пилот прове-
ряет максимально допустимую взлетную массу из условия допустимого уров-
ня шума. Для этого в РЛЭ самолета приведена номограмма (рис. 4.21), по
которой в зависимости от допустимого уровня шума в конкретных условиях
старта (температура на аэродроме, высота его расположения, влияние ветра
на полосе) и удаления L пункта контроля от точки старта определяют макси-
мально допустимую взлетную массу. При построении этой номограммы при-
няты следующие допущения: режим задросселированных двигателей должен
обеспечивать градиент набора 4%, угол отклонения закрылков 28е (шасси
убрано), скорость полета У2 + 20 км/ч. Как видно из рис. 4.21, для t ~ 17 °C
и //аэр ~ 1 км, при встречном ветре 5 м/с, удалении пункта контроля шума
7 км от старта при допустимом уровне 100 EPN дБ максимально допустимая
взлетная масса равна 93 т.
Затем определяют высоту начала дросселирования 17 и необходимый
режим работы двигателей в зависимости от допустимого уровня шума
Рис. 4.21. Зависимость максимально допустимой взлетной массы от атмо-
сферных условий, удаления контрольной точки от старта и допустимого вос-
принимаемого уровня шума (тяга двигателей уменьшена до значения, обес-
печивающего градиент набора высоты 4%; соотношение меж чу единицами
измерения уровня шума дБА = ЕРЬ|дБ—13; дБД-=!РА(дБ- 7)
91
Si) Й) 30
Рис. 4.22. Определение высоты начала дросселирования и режима дроссели-
рования двигателем в зависимости от атмосферных условий, удаления конт-
рольной точки старта, взлетной массы и допустимого воспринимаемого уров-
ня шума (соотношение между единицами измерения уровня шума:
дБА=ЕРМдБ—13; дБД=ЕРЫдБ^7)
(рис. 4.22). Стрелками показано для приведенных выше условий, что высота
начала дросселирования 525 м, а режим работы двигателей 89,4%. Дроссе-
лирование надо начинать за 500 м (по горизонту) до пункта контроля шума.
В тех случаях, когда положение пункта контроля шума и уровня шума
четко не регламентируется для данного аэропорта, то дросселирование дви-
гателей необходимо производить на высоте 450 м до режима, обеспечиваю-
щего вертикальную скорость 3—4 м/с (Vj/V = 4/83,3 = 0,048; 0 = 2°45';
300/3,6 = 83,3 м/с). Методика выполнения полета следующая. После отрыва
самолета в процессе уборки шасси необходимо разогнать самолет до скорости
Vz -}~20 км/ч и выполнять набор высоты при взлетном режиме работы дви-
гателей. На высоте начала дросселирования двигателей производится их
дросселирование. После пролета высоты 900 м режим работы двигателей уве-
личивают до номинального и в процессе разгона самолета на установленных
скоростях убирают закрылки и далее разгоняют самолет до рекомендуемой
скорости набора высоты.
В отдельных случаях для дополнительного снижения шума допускается
выполнение отворота в сторону от населенных пуптов на высоте не менее
100 м на уровне препятствий с креном не более 15°. Имеющиеся запасы до
скорости сваливания гарантируют безопасность выполнения виража. В связи
с тем, что при заходе на посадку шум, создаваемый самолетом, примерно со-
ответствует нормируемому, в РЛЭ самолета не приводятся рекомендации по
его снижению.
Глава 5
НАБОР ВЫСОТЫ
5.1. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ ПРИ НАБОРЕ ВЫСОТЫ
В данной главе рассматривается набор высоты крейсерского эше-
лона от высоты круга. Правильнее этот этап полета называть эта-
пом выхода на крейсерский режим, так как в процессе набора вы-
соты осуществляется и разгон самолета до заданной крейсерской
92
скорости, поэтому его Полная энергия изменяется как за счет tto;
тенпиальной, так и кинетической. Набор высоты крейсерского эше-
лона занимает важное место в общем балансе расходов топлива и
затрат времени на полет, причем чем меньше дальность полета, тем
больше удельный вес этого этапа.
На самолет в процессе набора высоты действуют следующие силы;
подъемная Уа, сила тяжести G, тяга Рр и лобовое сопротивление Ха (рис. 5.1).
Набор высоты выполняют па номинальном режиме работы двигателей, при
котором располагаемая тяга Рр значительно превосходит потребную тягу
для горизонтального полета. Набор высоты осуществляется с углом 0 на-
клона траектории полета к горизонту; в = arcsiri (Vy/V). При этом сила
тяжести может быть разложена на две проекции: G sin 0 на ось ОХ, направ-
ленную вдоль вектора скорости, и G cos 0 на ось OY, нормальную вектору
скорости. Подъемная сила при этом должна уравновешивать нормальную
составляющую силы тяжести; Га ~ G cos 6. Так как угол 6 мал, то cos 6 J
и можно принять Ya ~ G.
Если самолет совершает полет при заданной установившейся скорости
при угле наклона траектории 0, то располагаемая тяга Рр уравновешивает
как силу лобового сопротивления, так и проекцию силы тяжести G: Рр —
= ^а+ б sin 0. Из этого уравнения видно, что угол наклона траектории
установившегося набора высоты зависит от избыточной тяги ДР — Рр — ла,
которая уравновешивает горизонтальную составляющую силы тяжести:
sin 0 = &P/G.
Так как угол 6 мал, то sin 0 ~ 0/57,3, где 0 — угол наклона траек-
тории относительно горизонта, град. Чем больше масса и угол наклона тра-
ектории, тем больше должна быть
располагаемая тяга.
Наибольший угол наклона
траектории соответствует скорости
полета, близкой к скорости, при ко-
торой реализуется наибольшее аэро-
динамическое качество К, так как
Ха ~ G//<. Эта скорость для самоле-
та Ту-154 с полетной массой 90 т
у земли соответствует Vnp = 400...
...415 км/ч. При этом угол 0--9‘'30\
а угол атаки а 10°.
Вертикальная скорость при
заданном режиме работы двига-
Рис. 5.1. Схема сил, действующих на
самолет, при наборе высоты
телей зависит от истинной ско-
рости, высоты полета, отклоне-
ния температуры наружного воз-
духа от стандартной и массы са-
молета. Как видно из рис. 5.2,
увеличение высоты полета при-
водит к существенному уменьше-
нию вертикальной скорости.
В частности, если на высоте
2 км максимальная вертикаль-
ная скорость равна ~ 18 м/с,
то на высоте 12 км она состав-
ляет 4 м/с. Истинная скорость
полета также заметно влияет на
Рис. 5.2. Зависимость вертикальной
скорости от высоты полета и истин-
ной скорости в условиях СА, массой
90 т
93
вертикальную скорость, особенно иа малых высотах: при полете
вблизи земли максимальная вертикальная скорость равна 19 м/с
при истинной скорости 520 км/ч, при истинной же скорости 350 км'ч
вертикальная скорость меньше 16 м/с. Режим максимальной ско-
роподъемности изменяется от истинной скорости Кпст — 500...
...510 км/ч у земли до 850 км/ч иа высоте 12 км.
При заданном значении располагаемой тяги чем меньше лобовое
сопротивление, тем больше избыточная тяга АР, угол наклона тра-
ектории и вертикальная скорость Vf/ V sinO.
При уменьшении полетной массы вертикальная скорость воз-
растает. Увеличение температур наружного Воздуха приводит к сни-
жению вертикальной скорости. Например, при полетной массе 90 т
положительное отклонение температур наружного воздуха от стан-
дартной снижает вертикальную скорость следующим образом:
максимальная вертикальная скорость на высоте 4 км в стандартных
условиях равна ~ 16 м'с, при температуре /са + 20° — около
10 м/с.
5.2. РЕЖИМЫ НАБОРА ВЫСОТЫ
Набор высоты производится на номинальном режиме работы
двигателей, при котором частота вращения = 92,5%. Исполь-
зуют два режима набора высоты: максимальной дальности МД и
МКР- Первому соответствуют постоянная приборная скорость
550 км/ч на высотах менее 9,5 км и число М = 0,8 на больших вы-
сотах. Режиму МКР соответствуют постоянная приборная скорость
575 км/ч до высоты 9,7 км и число М = 0,85 на больших вы-
Рис. 5.3. Приборные скорости, реко-
мендуемые при наборе высоты:
/ и 2 — соответственно при одном, двух
работающих двигателях; 3 и 4— при трех
работающих двигателях (режимы МД и
МКР)
сотах (рис. 5.3).
Изменение вертикальных ско-
ростей при наборе высоты на
этих режимах (рис. 5.4) свиде-
тельствует о том, что вертикаль-
ная скороподъемность на режи-
мах МД и МКР мало отличается,
хотя на режиме МД она несколь-
ко выше. Характерно, что с уве-
личением высот полета от 0 до
9,5 км вертикальная скорость
падает, а на высотах более 9,5 км
заметно увеличивается. Это
объясняется переходом с выдер-
живания постоянной приборной
скорости, при которой истинная
скорость увеличивается и само-
лет разгоняется на выдержива-
ние постоянного числа М, при
котором истинная скорость
уменьшается.
94
Рис. 5.4. Зависимость высоты от вертикальной скорости полета при наборе
высоты на режимах:
а — МКР, б — МД
При разгоне самолета ускорение dVidt > 0 и вертикальная скорость
уменьшаются на величину
Если
1 I dV \
g \ dt /уск
dV dV dH dV
dt dH dt dH
то изменение вертикальной
виде как
скорости можно представить в относительном
AV,
у Уист dV
Уу g dH
Поэтому вертикальная скорость самолета
К,= П(1 + х),
где У у — вертикальная скорость самолета без учета изменения кинетической
энергии.
Относительное изменение вертикальной скорости х = АУу пропорци-
онально изменению истинной скорости по высоте Н. Так, при полете на вы-
соте 8 км при скорости Vi3 = 575 км/ч = const и У1ТСТ = 840 км/ч =
234 м/с 0,0111 рад/с. Поэтому А Уу (234/9,81)0,0111 = 0,265.
Если на высоте 8 км при наборе высоты расчетная вертикальная скорость
без учета разгона составляет 13 м/с при температуре /СЛ—20 °C, то
вследствие разгона она уменьшается на 3,45 м/с.
На высотах более 9 км при переходе от выдерживания постоянной при-
борной скорости к выдерживанию постоянного числа М вместо ускорения
происходит небольшое торможение, так как истинная скорость падает из-за
уменьшения скорости звука.
95
Рис. 5.5. Зависимость времени набора высоты (о), расхода топлива (б) и
дальности (в) от массы самолета и отклонения температуры наружного воз-
духа от стандартной на режиме МД
5.3. ВЛИЯНИЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ФАКТОРОВ
НА ХАРАКТЕРИСТИКИ НАБОРА ВЫСОТЫ
Время набора высоты, расход топлива и дальность, проходимую
при наборе высоты, определяют по обобщенным номограммам для
режимов МКР и МД. Эти номограммы (рис. 5.5) построены в зави-
симости от взлетной массы, причем при определении характеристик
учитывается уменьшение полетной массы при наборе заданных эше-
лонов. Например, при наборе высоты на режиме МД из точки гори-
зонтальной шкалы, соответствующей расчетной взлетной массе
94 т, проводят эквидистантную линию до пересечения с линией за-
данного эшелона, например 11,4 км. Через найденную точку про-
водят горизонтальную линию и на линии отсчета в условиях СА
находят значение израсходованного топлива, времени набора высоты
и дальности, которые соответственно равны: 3700 кг, 19 мин и 240 км.
В случае если набор высоты осуществляется в условиях, отличных
от СА, находим значения этих параметров с учетом поправки на
температуру. Так, если наружная температура в среднем отличается
на 10° от стандартной, то от найденной точки по линии отсчета прово-
дят эквидистантную линию до пересечения с вертикальной линией,
соответствующей /сд + 10° и от нее проводят1 горизонтальную
линию до пересечения с вертикальной осью. В этом примере при
/сд + 10° время соответствует 28 мин, расход топлива 4350 кг,
а дальность 350 км.
Отклонение температуры наружного воздуха от стандартной
существенно влияет на характеристики набора высоты (рис. 5.6).
Особенно сильное влияние оказывает положительное отклонение
температуры: время набора высоты самолета с взлетной массой
90 т при изменении температур наружного^ воздуха^от /са — 20°
До tcA + 20° возрастает в 3 раза — от 12 до?36 мин, а при измене-
нии температур [от tcA До tCA + 20° — в] 2 раза — от _18 до
36 мин. Причем большее влияние наблюдается при большей взлет-
Рис. 5.6. Зависимость времени
набора высоты 10,8 км (с),
расхода топлива (б) и даль-
ности полета (в) от отклоне-
ния температуры от стан-
дартной
4 зак. 206
97
ной массе. Расход топлива изменяется в меньшей степени: прн
взлетной массе 90 т и изменении температур наружного воздуха от
tcA — 20° до tC\ 4~ 20° расход топлива возрастает на 60%
(рис. 5.6, б}. И особенно сильное влияние оказывает температура на
дальность полета: в интервале от /Сл — 20° до /сл + 20° даль-
ность самолета с взлетной массой 90 т возрастает’в 4 раза: от ПО
до 440 км.
Взлетиая масса самолета также сильно влияет на характеристики
набора высоты. Так, изменение взлетной массы с 80 до 90 т уве-
личивает время набора высоты в условиях /са + 20° с 27 до
36 мин. При этом дальность полета возрастает с 340 до 440 км, а рас-
ход топлива с 3780 до 4900 кг.
5.4. НАБОР ВЫСОТЫ ПРИ ОТКАЗАВШЕМ ДВИГАТЕЛЕ
При отказе одного или двух двигателей вертикальная скорость
самолета значительно уменьшается, поэтому режимы набора высоты
в этих случаях выбирают из условий максимальной скороподъемно-
сти. При этом рекомендуется производить набор высоты, выдержи-
вая постоянную приборную скорость 475 км/ч до высоты 8 км и
постоянное число М — 0,63 (см.
Рис. 5.7. Зависимость вертикальной
скорости от высоты полета и взлет-
ной массы в условиях СА при набо-
ре высоты с одним неработающим
критическим двигателем
рис. 5.3).
Вертикальная скорость само-
лета с одним неработающим
двигателем заметно падает
(рис.!5.7). Так, в условиях СА
иа высоте 4 км при полетной
массе 90 т вертикальная ско-
рость составляет 6 м/с, в то вре-
мя как при всех работающих
двигателях — 13—13,5 м/с.
Самолет с одним отказавшим
двигателем может совершать
крейсерский полет на высотах
до 10 км включительно. При
этом высота полета зависит от
температурных условий: при
tcA—самолет с - взлетной
массой 92 т может Гнабрать вы-
соту 10,1 км, в условиях СА —
только 9 км, а при температу-
рах, соответствующих /Сд 4-20°
лишь 7,2 км. В этом случае са-
молет еще медленнее набирает
высоту (рис. 5.8). В условиях
температур наружного воздуха,
соответствующих СА, самолет с
98
Рис. 5.8. Зависимость характери-
стик набора высоты самолета при
одном неработающем двигателе
от высоты крейсерского полета:
а — время; б — топливо; в — дальность
взлетной массой 90 т при одном отказавшем двигателе набирает вы-
соту 6,6 км за 90 мин, в то время как при всех работающих двига-
телях эту же высоту он набирает менее чем за 10 мин. При поло-
жительном отклонении температур /Са 4-20° набор высоты 6,6 км
продолжается 43,5 мин.
Практический потолок самолета с одним отказавшим двигателем
сильно зависит и от полетной массы. Так, в стандартных атмосфер-
ных условиях изменение полетной массы с 90 до 70 т приводит к уве-
личению практического потолка с 9 до 11,5 км, а при /СА + 20°
практический потолок с 6,5 до 10 км.
Вертикальная скорость при одном отказавшем двигателе также
существенно зависит от полетной массы самолета. На высоте 8 км
изменение полетной массы с 90 до 70 т приводит к увеличению вер-
тикальной скорости с 2 до 4,5 м/с. При одном отказавшем двигателе
даже для набора высоты 8 км в стандартных температурных услови-
ях при взлетной массе 90 т требуется 30 мин. При этом самолет про-
ходит при наборе высоты 300 км и расходует 3500 кг топлива. Рас-
ходуя примерно то же количество топлива, самолет при всех ра-
ботающих двигателях может набрать высоту 11 км.
Набор высоты при одновременно отказавших двух двигателях
(вероятность чего очень мала) осуществляется прн постоянной при-
борной скорости 365 км/ч (см. рис. 5.3), соответствующей режиму
максимальной скороподъемности. При полетной массе 90 т самолет
с одним «работающим двигателем сможет набрать высоту 5 км при
/са — 206. В стандартных же температурных условиях самолет
может набрать 1,8 км.
4*
99
Полетная масса также очень существенно влияет на Практиче-
ский потолок самолета с одним двигателем, работающим на номи-
нальном режиме. Так, в условиях tCk 4- 10ь изменение полетной
массы с 84 до 70 т приводит к повышению высоты практического
потолка с 1 до 4 км.
Глава 6
КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ
6.1. ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА ПО МАРШРУТУ
При рассмотрении режимов полета и летно-технических характе-
ристик прежде всего необходимо проанализировать ограничения,
определяемые требованиями безопасности летной эксплуатации
и комфорта пассажиров. К ограничениям режимов полета по марш-
руту (этапы крейсерского полета, набора высоты, снижения и ожи-
дания) относятся: аэродинамические, прочностные, физиологиче-
ские. Они разделяются на ограничения нормальной эксплуатации и
ограничения эксплуатации в особых случаях полета, которые про-
являются при отказах различных систем агрегатов или в сложных
атмосферных условиях.
В горизонтальном полете действуют ограничения по скорости и
высоте полета, которые в одинаковой степени справедливы для
этапов набора высоты и снижения. Кроме того, на этапе снижения
накладываются ограничения и на минимальное время снижения,
определяемое перепадом давлений в пассажирской кабине.
Для самолета Ту-154Б характерной особенностью является то,
что во многих случаях крейсерские режимы полета определяются
ограничениями на наибольшие скорости и числа М нормальной экс-
плуатации. В равной мере это относится к режимам набора высоты
и снижения.
Ограничение по скорости нормальной эксплуатации э уста-
новлено исходя из обеспечения необходимого запаса AVi3 = 50 км/ч
до скорости УП1вХ щах, используемой в расчетах на прочность. Этот
запас устанавливают для всех самолетов, чтобы избежать недопу-
стимого увеличения скорости при встрече со струйным течением и
с учетом возможных погрешностей приборов,
Ь На высотах менее 7 км (рис. 6.1) скорость Уи.э — VDpeA =
= 600 км/ч, где Гцред — предельная скорость.
На высотах более 7000 м ограничение скорости Гн.э уменьшается
до Кн>8 = Упред = 575 км/ч, что объясняется необходимостью ог-
раничения изгибающих моментов в корневых сечениях крыла, кото-
рые возрастают при выработке топлив. Расчетная скорость Vmax юаХ,
устанавливаемая из прочностных требований, на высотах менее
7 км составляет 650 км/ч, а на высотах более 7 км ско-
рОСТЬ Гщахщзх — 625 Км/ч.
100
Аэродинамическим ограниче-
нием на наибольшие скорости
полета является ограничение по
числу Мя.э = 0,88. Оно дейст-
вует на высотах более 10,3 км.
Значение числа уста-
новлено равным 0,95. В стан-
дартных условиях температур
наружного воздуха наибольшая
скорость полета, соответствую-
щая ограничению по скорости
VK.9 и числу Мн.э, составляет
950 км/ч на высотах 10,3 км при
Рис. 6.1. Ограничения наибольших
скоростей полета
Рис. 6.2. Зависимость минимально
допустимых приборных скоростей
полета от полетной массы самолета
температурах наружного возду-
ха, соответствующих стандарт-
ной атмосфере (СА).
Изменение температуры на-
ружного воздуха приводит к
изменению наибольших истин-
ных скоростей при тех же огра-
ничениях на скорости Ун.0 и
числа Мя.а. При этом высота,
которой соответствует ограниче-
ние наибольшей истинной ско-
рости, остается неизменной —
10,3 км при 1/н.э = 575 км/ч.
С увеличением температуры наружного воздуха наибольшая ис-
тинная скорость, соответствующая ограничению скорости 1/н,8 и
числу Мн.8, возрастает, а с уменьшением снижается:
С,’сдК(273 +<я4-Д/)/(273+/я),
где V^JCA, V0Cg — истинная скорость нормальной эксплуатации соот-
ветственно в условиях СА и в условиях, отличных от СА, км/ч; /н —
температура наружного воздуха на высоте, °C; — отклонение тем-
пературы наружного воздуха от стандартной на высотах полета, °C.
Наибольшая истинная скорость на высоте 10,3 км при отклоне-
нии температуры наружного воздуха от стандартной на А/ — — 20°
составляет 905 км/ч, а при отклонении температур наружного воз-
духа от стандартной на А/ = +20° наибольшая истинная скорость
составляет 985 км/ч, т. е. изменения температур наружного воздуха
в пределах ± 20° С могут приводить к изменению максимальной
истинной скорости полета на 80 км/ч.
Минимально допустимые скорости горизонтального полета уста-
новлены исходя из обеспечения необходимого запаса относительной
скорости срыва: на высотах Н > 5 км этот запас составляет 1,25,
а на высотах Н <Z 5 км он равен 1,25.
101
Минимально допустимые скорости горизонтального полета на
режимах крейсерского полета зависят от полетной массы самолета
(рис. 6.2). Например, на высотах Н > 5 км при полетной массе
90 т минимально допустимая скорость Vf8 =-- Vmlm цоп = 380 км/ч,
а с уменьшением полетной массы самолета до 60 т она уменьшается
до 310 км/ч. На скоростях ниже минимально допустимых срабаты-
вают световая н звуковая сигнализации автомата АУАСП-12КР.
Этн скорости на 20—25 км/ч меньше, чем минимально допустимые
на высотах Н 5 км при нулевом отклонении закрылков 6а = 0.
Ограничения на высоты крейсерского полета установлены исходя
из условия непревышения допустимых углов атаки в крейсерском
полете при воздействии заданного эффективного вертикального
порыва, а также с учетом устойчивой работы двигателей. Они зави-
сят от полетной массы. Например, при полетной массе не более
86,5 т самолет может занимать высоту эшелона 12,1 км, высоту
11,6 км самолет может занимать без ограничения по полетной массе.
Максимальная высота полета для самолета с любой полетной мас-
сой и с центровкой более 32% ограничивается II км.
В особых случаях полета для самолета Ту-154Б проявляются
ограничения по скорости. При отказе демпфера крена или курса
при всех полетных массах самолета приборная скорость полета долж-
на быть не более 525 км/ч, а число М не выше 0,85. При отказе одной
нз трех гидросистем скорость полета не ограничивается, однако при
отказе двух гидросистем приборная скорость полета должна быть
уменьшена до 430 км/ч на высотах менее 9 км и до 450 км/ч на высо-
тах 9 км и более.
При полете в условиях интенсивной турбулентности, при кото-
рой самолет может непроизвольно выходить на нормальную перег-
рузку более 1,5, рекомендуется устанавливать скорость полета
500 км/ч, а на высотах более 10,6 км —скорость, соответствующую
числу М, равному 0,8.
6.2. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ В ГОРИЗОНТАЛЬНОМ
ПОЛЕТЕ. ДИАГРАММА ТЯГ
Различают три типа крейсерского полета: горизонтальный, по
ступенчатому профилю и по «потолкам».
Горизонтальный полет осуществляется по изобарическим по-
верхностям, установленным для заданных эшелонов, на которых
сохраняется условие равенства атмосферного давления. Строго
говоря, вследствие сферичности Земли и неэквидистантности изоба-
рической поверхности, по которой проходит траектория крейсерско-
го полета, этот полет можно назвать горизонтальным лишь условно.
Однако благодаря сравнительно небольшой скорости изменения
наклона траектории полета (примерно на Д6 = (AS/ar/?) 300 =
= 0,135°/мин) при рассмотрении динамики полета самолета и аэ-
родинамических расчетов плоскость Земли считается горизонталь-
102
Рис. 6.3. Схема сил, действующих на
самолет в крейсерском полете
ной, а траектория полета — ле-
жащей в плоскости, параллель-
ной горизонтальной плоскости
земной поверхности.
На практике часто исполь-
зуется ступенчатый профиль
смены эшелонов, который у са-
молета Ту-154Б, как правило,
состоит из двух участков гори-
зонтального полета. Этот про-
филь применяется в случае полета на большую дальность с целью
уменьшения расхода топлива на полет, а также для обеспечения
требований службы управления воздушным движением (УВД) по
сокращению плотности движения на отдельных участках трассы.
Третий тип крейсерского полета соответствует минимальному
расходу топлива. Он используется в особых случаях в том числе,
при отказе одного-двух двигателей, когда по согласованию со служ-
бой УВД получено разрешение на полет «по потолкам» без выдержи-
вания заданных эшелонов. При этом вследствие уменьшения массы
самолета при выдерживании оптимального угла атаки высота поле-
та плавно увеличивается, а траектория полета имеет наклон относи-
тельно земной поверхности под углом 6.
В установившемся крейсерском полете на самолет действуют:
лобовое сопротивление Ха, подъемная сила Уа, сила тяжести G и
располагаемая тяга Pv (рис. 6.3). В общем случае вектор тяги
каждого из двигателей проходит под углом а относительно уста-
новочной хорды крыла. Так как в крейсерском полете силы, дейст-
вующие на самолет, сбалансированы относительно центра тяжести
с помощью руля высоты, то принимается, что все силы приложе-
ны в центре тяжести самолета. В скоростной системе координат
ось 0Ха направлена по вектору скорости, а ось 0Ya — перпен-
дикулярно вектору скорости.
Для крейсерского полета третьего типа, являющегося более общим слу-
чаем, проекция силы тяжести на ось 0Ya должна быть равна сумме подъем-
ной силы и проекции силы тяги Рр на ось 0Уа.
Geos 6 - Уа + Л sin (ср, ч-а)+Р2sin (ср2 4-а),
а проекция силы тяги на ось 0Ха должна быть равна сумме силы лобового
сопротивления и проекции силы веса на ось 0Ха:
Рг cos (фх -|- а) -|- Р2 cos (<р2 + а) = Ха 4- G sin 6,
где Рг — сила тяги центрального двигателя; Р2 — сила тяги двух боковых
двигателей.
Даже при полете по потолкам угол наклона траектории U не превышает
0,03°, т. е. можно принять G cos 0 ~ G, a G sin 6 0. Сумма углов -|- а
в крейсерском полете составляет 4—6°, поэтому
Pi cos (<рх + а) + Рй cos (<р2 а) ж Р\
Pi sin (<pt + а) 4-Р2 sin (<рг Да) < Уа.
103
В последнем уравнении сумма членов в левой части составляет не более
0,3—1% от Уа, поэтому для крейсерского полета: Уа = G; Р — Ха, т. е.
подъемная сила равна силе тяжести самолета, а тяга — лобовому сопро-
тивлению.
Силы инерции в крейсерском установившемся полете принимают рав-
ными нулю, считая, что в каждый момент времени справедливо последнее со-
отношение. В действительности по мере изменения массы самолета при выра-
ботке топлива данное соотношение нарушается, но процесс этот протекает
медленно и пилоту не представляет труда обеспечивать выдерживание ра-
венства, изменяя отклонение руля высоты и положение сектора газа.
На каждой высоте и скорости полета при выходе на установившийся
крейсерский полет необходимо сбалансировать самолет с помощью руля
высоты на таком угле атаки, при котором обеспечивается равенство подъем-
ной силы и силы тяжести: G = Уа = сУв (pW2) S.
С уменьшением скорости полета коэффициент подъемной силы и угол
атаки увеличиваются. При этом коэффициент лобового сопротивления
возрастает, однако лобовое сопротивление Ха сначала уменьшается вслед-
ствие уменьшения скоростного напора (pV2/2) вплоть до достижения углов
атаки, соответствующих максимальному аэродинамическому качеству
/Стах = cvJcxa> а затем возрастает.
Лобовое сопротивление самолета Ха = сХа (pW2) S равно потребной
тяге двигателей для обеспечения установившегося горизонтального полета
на заданной скорости.
Потребная тяга двигателей пропорциональна полетной массе т и об-
ратно пропорциональна аэродинамическому качеству К'
Лготр = т&/К)»
где g — ускорение свободного падения.
Рассмотрим пример изменения потребных и располагаемых тяг для са-
молета Ту-154Б в крейсерском полете на высоте 10,1 км (рис. 6.4). Потреб-
ные тяги характеризуются тем, что с увеличением чисел М в широком диапа-
зоне (от 0,6 до 0,90), они существенно возрастают. Так, при массе самолета
80 т потребная тяга возрастает с 52 кН при М = 0,6 до 83 кН при М = 0,9.
При этом для полета на установившемся режиме горизонтального полета
требуется увеличить режим работы двигателей примерно с 0,6 номиналь-
ного до 0,85.
Как следует из рис. 6.4, изменение полетной массы самолета
с 70 до 90 т приводит к возрастанию потребной тяги при числе
М — 0,6 с 46 до 57 кН, т. е. изменение потребной тяги составляет
11 кН. Это объясняется тем, что при больших полетных массах воз-
растает индуктивное лобовое сопротивление. При больших скорос-
тях полета (М = 0,82...0,84) изменению полетной массы самолета
в тех же пределах соответствует несколько меньший диапазон изме-
нения потребных тяг (8—9 кН), что объясняется меньшей долей
индуктивного сопротивления в суммарном сопротивлении.
Таким образом, в длительном полете при крейсерских углах по
мере выгорания топлива и облегчения самолета требуется сравни-
тельно небольшое изменение режима работы двигателей. При малых
скоростях по мере выгорания топлива при полете на постоянной вы-
соте необходимо более существенное изменение режима работы дви-
гателей. Уменьшение полетной массы приводит к заметному возра-
станию чисел М при одинаковом режиме работы двигателей, напри-
мер при режиме 0,7 номинального уменьшение полетной массы с 90
до 70 т приводит к возрастанию числа М установившегося полета
104
С 0,785 до 0,856, на режиме 0,85
номинального уменьшение по-
летной массы с 90 до 70 т приво-
дит к меньшему возрастанию
чисел М (с 0,88 до 0,905).
Для полета на скорости, со-
ответствующей точке X, в кото-
рой обеспечивается равенство
потребной и располагаемой тяг,
характерно следующее: с увели-
чением воздушной скорости раз-
ность между располагаемой и
потребной тягами становится от-
рицательной, т. е. производная
д (^расп — ^n0TP)^V отрицатель-
ная (dLJPIdV <i 0).
При возрастании скорости
вследствие влияния атмосферных
факторов на самолет начинает
действовать отрицательное уско-
рение и он возвращается к преж-
нему режиму по скорости (точ-
ке Л). Наоборот, при уменьше-
нии скорости на самолет начи-
нает действовать положительное
ускорение и самолет возвращает-
ся к исходной точке А, Это усло-
вие свойственно всем точкам на
кривой потребной тяги и соот-
ветствует так называемым пер-
вым режимам горизонтального
установившегося полета. Причем
чем правее расположена точка
на кривой потребной тяги, тем
больше абсолютное значение
производной dkP/dV, т. е. чем
больше отрицательное ускоре-
ние, тем скорее самолет возвра-
щается на исходный режим по-
лета по скорости. Вследствие
этой особенности при полете на
первых режимах самолету
Ту-154Б свойственна обычная
реакция на управление сектором
газа, т. е. для увеличения крей-
серской скорости необходимо
увеличивать режим работы дви-
гателей. Изменение высоты го-
Рис. 6.4. Зависимость потребных и
располагаемых тяг от числа М в ус-
ловиях СА (Н—10,1 км; tcA)
Рис. 6.5. Зависимость потребной тя-
ги от числа М. (т—85 т)
Рис 6.6. Влияние отклонения закрыл-
ков на потребную тягу (77=0.
т=80 т) :
------шасси убрано,---------шасси вы-
пущено
105
рйзонтального полета также существенно изменяет значения по*
требных тяг двигателей. Л
При крейсерских числах М = 0,8...0,85 возрастание высоты
полета связано с особенно заметным уменьшением потребных тяг
(рис. 6.5). Так, при полете на скорости, соответствующей числу
М — 0,8, при полетной массе самолета 80 т увеличение высоты поле-
та с 6 до 12 км приводит к снижению потребных тяг с 85 до 64 кН.
Влияние конфигурации самолета на потребную тягу заключает-
ся в следующем. Выпуск закрылков приводит к изменению поляры
самолета: она смещается в область большего коэффициента лобового
сопротивления сх&. При этом аэродинамическое качество К умень-
шается, а коэффициент аэродинамической подъемной силы со-
ответствующий Л, возрастает. Б результате минимальное значение
потребной тяги для горизонтального полета существенно возрастает,
а скорость Уктах уменьшается (рис. 6.6). Например, при полете са-
молета на расчетной высоте Н ~ 0 с массой 80 т увеличение углов
отклонения закрылков с 0 до 28е, а затем до 45° приводит к возраста-
нию минимальной потребной тяги с 52,5 до 100 и 128 кН соответст-
венно. При этом истинная скорость Ук снижается с 385 до
270 км/ч при отклонении закрылков на 28° и до 220 км/ч при откло-
нении их на 45°. Выпуск шасси приводит к возрастанию пот-
ребной тяги примерно на 7 кН при полете на высоте круга со ско-
ростью 240 км/ч.
6.3. РЕЖИМЫ КРЕЙСЕРСКОГО ПОЛЕТА
Для гражданских самолетов различают следующие режимы
крейсерского полета: максимальной крейсерской скорости МКР,
экономической ЭКР, максимальной дальности МД. Режим МКР,
определяемый с учетом ограничений по скоростям нормальной экс-
плуатации, может применяться, когда отсутствуют ограничения по
расходу топлива, а максимальная коммерческая нагрузка не огра-
ничена взлетной массой или количеством заправляемого топлива.
Крейсерские скорости близки к максимальным скоростям нормаль-
ной эксплуатации (рис. 6.7).
Основные эксплуатационные режимы — режимы МД н ЭКР,
на которых обеспечивается наибольшая экономичность эксплуата-
ции. Эти режимы используют прн составлении расписания движе-
ния самолетов, расчете норм расхода топлива и рейсового времени.
Экономический режим применяется вместо режима МКР на высо-
тах 10,1—12,1 км, когда нет ограничений по максимальной коммер-
ческой нагрузке. Наивыгоднейшие числа М режима ЭКР зависят
от полетной массы и высоты эшелона (рис. 6.8). Например, если
полет происходит на высоте эшелона 12,1 км, а масса самолета равна
86 т, то наивыгоднейшее число М = 0,84. В процессе полета по
мере изменения полетной массы число М уменьшается. Так, если
106
Рис. 6.7. Зависимость высоты от
рекомендуемых для режима МКР
чисел М
Рис. 6.8. Зависимость чисел М,
рекомендуемых для режима ЭКР,
от массы самолета
при полете на высоте 12,1 км полетная масса по мере выработки топ-
лива уменьшается до 70 т, то наивыгоднейшее число М снижается до
0,82.
Режим МД используется в случаях, когда максимальная ком-
мерческая нагрузка ограничена взлетной массой или заправляемым
топливом, т. е. при полете на большие дальности, а также когда
диспетчер управления воздушным движением не предоставляет
оптимальные эшелоны. Этому режиму соответствуют числа М, при
которых километровый расход топлива на 1 % больше минимального
(удельная дальность на 1% меньше максимальной). Аналогичный
подход принят и в зарубежных авиакомпаниях. На этом режиме
обеспечиваются не только расходы топлива, близкие к минимально-
му, а следовательно, и наибольшая коммерческая загрузка, но и
достаточная устойчивость по скорости. Так же как н на режиме
ЭКР, наивыгоднейшие числа М режима МД зависят от полетной
массы и высоты эшелона (рис. 6.9). Если высота полета Н = 11,6 км,
а полетная масса 82 т, то наивыгоднейшее число М = 0,82. По мере
снижения полетной массы, например до 70 т, наивыгоднейшее число
М уменьшается до М = 0,8.
Сравнение крейсерских режимов полета легко провести по номо-
грамме удельных дальностей, представляющих собой зависимость
обратных километровых расходов топлива от чисел М и истинных
скоростей КИСт при различных температурах наружного воздуха и
гюлетиых массах (рнс. 6.10). Минимумы удельных дальностей сме-
щаются в сторону меньших скоростей полета по мере уменьшения
массы, поэтому числа М режимов ЛАД, ЭКР и минимального километ-
рового расхода топлива снижаются по мере уменьшения полетной
массы, а удельные дальности при этом увеличиваются, например
107
Рис. 6.9. Зависимость чисел М,
рекомендуемых для режима
МЛ, от массы самолета
Рис. 6.10. Зависимость удель-
ной дальности от чисел М и
полетной массы на высоте
10 км:
1 — режим минимального кнломет-
пового расхода топлива; 2 — ре-
жим МД: 3 — режим ЭКР: 4 — ре-
жим МКР
при полетной массе 90 т максимальная удельная дальность равна
0,16 км/кг, т. е. при расходе 100 кг топлива самолет проходит 16 км
на крейсерском режиме. Число М, соответствующее ему, равно 0,8.
При полетной массе 70 т максимальная удельная дальность возра-
стает до 0,189 км/кг, а число М уменьшается до 0,755. Числа М этих
режимов в диапазоне полетных весов 70—95 т составляют 0,75—
0,84. Режим МКР практически постоянен и не зависит от полетной
массы.
108
При полете на всех режимах
по мере выгорания топлива и
снижения полетиой массы по-
требная относительная частота
вращения роторов двигателей
лвд уменьшается. Например,
при полете на режиме мини-
мального километрового расхода
топлива в диапазоне полетных
масс от 95 до 70 т относитель-
ная частота вращения «вд умень-
шается с 87 до 84%.
Таблица 4
Дальность, км Высота эшелона, км, при полете
туда обратно
200 6 5,7
300 8,6 8,1
400 9,6 9,1
500 10,6 10,1
600 и более 10,6—11,6 11,1—12,1
Наивыгоднейшие высоты полета рекомендуются в зависимости
от дальности полета (табл. 4). Эти рекомендации даются для поле-
та с максимальной коммерческой нагрузкой. В тех же случаях, ког-
да коммерческая нагрузка меньше максимальной, а полетная масса
и температуры наружного воздуха позволяют переходить на боль-
ший эшелон, целесообразно занять большую высоту, чем указана
в табл. 4.
Для дальностей более 600 км оптимальным эшелоном для крей-
серского полета является максимальный в пределах ограничений
полетиой массы. Так как с увеличением высоты крейсерского полета
расход топлнва уменьшается, то при дальностях более 1400 км
рекомендуется использовать ступенчатый профнль по согласованию
с диспетчером УВД. При достижении полетной массы 86,5 т следует
занять высоту эшелона 12,1 км, если до конца маршрута остается
не менее 400 км. Если до конца маршрута остается более 400 км,
то топлнво, дополнительно потраченное на набор высоты с 11,1 км
до 12,1 км, не компенсируется меньшим расходом на крейсерском
участке и участке снижения.
Режим максимальной продолжительности полета, соответствую-
щий скорости, при которой в горизонтальном полете достигается
аэродинамическое качество, близкое максимальному, осущест-
вляется на еще меньших скоростях. Так, при полетной массе само-
лета 70 т на высоте 10,6 км крейсерскому режиму полета МКР со-
ответствует истинная скорость 920 км/ч, режиму ЭКР — 855 км/ч
режиму 1,01 <7кмш1п — 840 км/ч, режиму минимального километро-
вого расхода топлива — 805 км/ч, а режиму максимальной продол-
жительности — 600 км/ч. С уменьшением высоты скорость режима
максимальной продолжительности уменьшается и на высоте круга
составляет 400 км7ч при убранной механизации крыла.
К факторам, влияющим иа режимы крейсерского полета, отно-
сятся: высота эшелона, температура наружного воздуха, направле-
ние и скорость ветра. Уменьшение крейсерской высоты эшелона
почти во всех случаях приводит к существенному уменьшению
крейсерской скорости (рис. 6.11). Так, изменение на режиме мини-
мального километрового расхода топлива высоты эшелона с 12,1
до 7,2 км приводит к уменьшенню истинной скорости с 850 до
109
Рис. 6.11. Зависимость истинных
скоростей от высоты для различных
режимов крейсерского полета
(лп=85 т)
Рис. 6.12. Влияние чисел М и откло-
нения температур наружного возду-
ха от стандартной на потребную и
располагаемую тяги самолета на
максимальном крейсерском режиме
работы двигателей (Я =10,2 км;
тс=85 т)
-20 -10 tCA W Л1,°С
Рис. 6.13. Влияние отклонения тем-
ператур наружного воздуха от стан-
дартной на истинную скорость по-
лета при максимальном крейсерском
режиме работы двигателей (нв.д=
«=92,5%), на режиме 1,01 мини-
мального километрового расхода топ-
лива на режиме минимального кило-
метрового расхода топлива
795 км/ч при полетной массе
85 т. Крейсерские скорости ре-
жима МКР на высотах полета
менее 10,7 км, определяемые ог-
раничением по скоростям нор-
мальной эксплуатации VE.B, так-
же существенно падают с умень-
шением крейсерских эшелонов.
На высотах более 10,1 км ско-
рость режима МКР соответст-
вует либо числу М = 0,87, либо
максимальному крейсерскому
режиму работы двигателей. Наи-
большая скорость режима МКР
в условиях С А достигается на
высоте 10,1 км и составляет бо-
лее 940 км/ч при полетной массе
85 т. При уменьшении высоты
полета крейсерская скорость ре-
жима МКР на высоте 9,1 км
уменьшается до 885-км/ч и на
высоте 7,8 км—до 836 км/ч.
Крейсерские истинные ско-
рости режима ЭКР уменьшаются
по мере снижения высоты крей-
серского полета с 890 км/ч на
высоте 12,1 км при полетной
массе 85 т до 855 км/ч на высо-
те 8,4 км. На меньших высотах
режимы ЭКР и МКР совпадают
и соответствуют ограничению по
максимальным скоростям нор-
мальной эксплуатации. На ре-
жиме МД крейсерские истинные
скорости уменьшаются с 884 км/ч
на высоте 12,1 км до 720 км/ч на
высоте 4,2 км.
Температура наружного воз-
духа — существенный фактор,
влияющий на скорости крейсер-
ского полета прежде всего вслед-
ствие того, что располагаемая
тяга двигателей сильно зависит
от отклонения температуры на-
ружного воздуха от стандартной
(рнс. 6.12). Так, прн увеличении
температуры наружного воздуха
на 20° против стандартной
110
При числе M = 0,85 на высоте
10,1 км располагаемая тяга дви-
гателей уменьшается примерно
с 100 до 66 кН. Это является
причиной того, что крейсерские
числа М и скорости режима МКР
полета существенно изменяются
при увеличении отклонения тем-
ператур наружного воздуха от
стандартной более чем на 10°.
Крейсерская истинная .скорость
ft
12
10
8
70 74 78 82 80 30 84 88 102 шт
Рис. 6.14 Зависимость практическо-
го потолка самолета от полетной
массы и отклонения температур на-
ружного воздуха от стандартной
в этих условиях соответствует не ограничению по скорости нор-
мальной эксплуатации, а максимальному крейсерскому режиму
работы двигателей (нвд = 92,5%). Так, прн температуре /Сд на
высоте 10 км и полетной массе 80 т число М режима равно 0,895,
а при /СА = Ю° С М = 0,86.
Отклонение температур наружного воздуха от стандартной ока-
зывает заметное влияние и на истинные скорости, соответствующие
режимам МД, ЭКР и минимального километрового расхода топлива
(рис. 6.13). Однако оно проявляется не в изменении оптимальных
чисел М (они сохраняются постоянными для заданных значений
полетных масс и высот), а является следствием изменения скорости
распространения звука в атмосфере, которая возрастает по мере
увеличения температуры наружного воздуха. Поэтому при задан-
ном числе М возрастает и истинная скорость полета Уист = йМ,
где а — скорость распространения звука в воздухе.
Ветер также влияет на оптимальное число М. При полете с
встречным (попутным) ветром, превышающим ±100 км/ч, выбранное
наивыгоднейшее число целесообразно увеличивать для встречного
ветра или уменьшать для попутного на соответствующие поправки:
Встречный (попутный) ветер,
км/ч....................... 100 150 200 250 300 400
Поправка к наивыгоднейшему
числу М ................. 0,005 0,010 0,015 0,015 0,020 0,025
Расчет наивыгоднейшего числа М в условиях ветра необходимо
вести от «штилевого» наивыгоднейшего числа М: сначала определяют
наивыгоднейшее число М по номограмме в зависимости от полетной
массы и высоты эшелона. Затем к найденному значению прибавляют
для условий встречного ветра нли вычитают для попутного ветра
поправку, соответствующую разности истинной и путевой скоростей.
С увеличением температур наружного воздуха практический
потолок самолета заметно падает (рис. 6.14). Например, при полет-
ной массе 92 т в стандартных условиях практический потолок ра-
вен ~ 12 км, при температуре /са — 20° он увеличивается до
13 км, а при /са + 20° уменьшается до 11 км, т. е. становится ни-
же предельно допустимых высот. Это означает, что при эксплуата-
ции в условиях положительных отклонений температур наружного
111
воздуха выбор верхнего эшелона и точки начала перехода на следую-
щий эшелон при ступенчатом профиле полета необходимо произво-
дить с учетом достаточной скороподъемности иа больших высотах.
6.4. ДИАГРАММА «МАССА КОММЕРЧЕСКОЙ
НАГРУЗКИ — ДАЛЬНОСТЬ»
Самолет с максимальной взлетной массой 98 т имеет ограничение
по максимальной посадочной массе^лгпосгоаХ = 78 т для внутри-
союзных линий и 80 т для международных. Исходя из этого опреде-
ляют максимальную суммарную массу коммерческой нагрузки и
аэронавигационного запаса топлива (АНЗ), представляющую раз-
ность между максимальной посадочной массой и массой снаряжен-
ного самолета:
(^-АНЗ “F ^«.н)шах ^постах ^сн»
Например, при массе снаряженного самолета с экипажем
тсы = 53 т /панз + етгк.н=78—53 = 25 т, при массе тсн=54,5 т
/Ланз + /пк.Е = 23,5 т.
Аэронавигационный запас топлива определяют в соответствии
с НПП ГА как массу топлива, необходимую для перелета на запас-
ной аэродром, плюс массу топлива, необходимую для ожидания над
запасным аэродромом в течение 30 мин на высоте круга. Для каж-
дой конкретной авиалинии выбор запасного аэродрома зависит от
метеоусловий на ближайших аэродромах, пригодных для посадки
самолета Ту-154Б. Так как расстояние от планируемого аэродрома
посадки до запасного разное, то и аэронавигационный запас топлива
(АНЗ) различен. Поэтому максимально допустимая коммерческая
нагрузка, найденная из условия ограничения максимальной поса-
дочной массы для каждой авиалинии и каждого конкретного рейса,
должна быть своя:
-нгаах = (^АНЗ Т" ^к.н)шах ^АНЗ == ^посшах ^сн ^АПЗ-
В руководстве по летной эксплуатации самолета Ту-154Б указы-
вается для примера минимальное значение АНЗ топлива /панз =
= 6 т. Для этого случая расчетная максимальная коммерческая
нагрузка, определяемая по посадочной массе, при тсн = 53 т
тк-в max = 6 = 19 т» а ПРИ ^АНЗ = 9 Т «к.итн1= 16 T.
Следует отметить, что другое ограничение по максимальной массе
самолета без топлива практически еще значительнее влияет на мак-
симальную коммерческую нагрузку: тк.нтах = лгб.т— ^сп-
При массе самолета без топлива 72 т (при взлетной массе 98 т
и менее) и прн массе снаряженного самолета 53 т максимальная ком-
мерческая нагрузка 72—53 = 19 т, т. е. равна ограничению макси-
мальной коммерческой нагрузки самолета при максимальной поса-
дочной массе (например, для случая лгсН = 53 т и АНЗ = 6 т).
112
При массе же снаряженного са-
молета с экипажем 54,5 т это
ограничение является опреде-
ляющим: /пк.Ятах = —
— ^сн ~ 7^ —54,5 = 17,5 т.
Для определения массы рей-
совых топлива и времени в руко-
водстве по летной эксплуатации
приведены номограммы для раз-
личных высот эшелонов в зави-
симости от протяженности марш-
рута, коммерческой нагрузки с
поправками на эквивалентный
ветер и крейсерское число М.
Для примера на рнс. 6.15 при-
ведена номограмма для крей-
серской высоты 10 км. Номо-
грамма состоит из четырех ча-
стей: верхняя представляет рей-
совое время в зависимости от
эквивалентной дальности полета
Рис. 6.15. Зависимость количества
рейсового топлива, коммерческой на-
грузки, взлетной массы и времени
полета от дальности
для этих средних значений крейсерских чисел М = 0,795; 0,85 и
0,87, ниже расположена зависимость посадочной массы, рейсового
топлива и взлетной массы для М = 0,85 от эквивалентной дально-
сти. Под этой зависимостью находится шкала поправок и экви-
валентной дальности полета при различных числах М крейсерского
полета, а ниже находится шкала поправок к эквивалентной даль-
ности при различных значениях эквивалентного (встречного илн
попутного) ветра на маршруте.
При построении номограммы принято: масса топлива на взлет и
разгон 600 кг и время 2 мин, для захода на посадку, посадку и ру-
ление — 700 кг и 10 мин соответственно.
Пример. Определим рейсовое время, массы рейсового и заправляемого
топлив. Исходные данные следующие: протяженность маршрута до аэродро-
ма назначения 2850 км, высота крейсерского полета 10,6 км, эквивалентный
встречный ветер на трассе 50 км/ч, масса пустого снаряженного самолета 53 т,
максимально допустимая взлетная масса по условиям аэродрома взлета
/пвзлтах~ 90 т, максимально допустимая посадочная масса по условиям
аэродрома назначения тлос = 71 т, АНЗ = 7 т.
1 т г ГОЗ.Х
1. На номограмме зависимости посадочной массы от дальности наносим
линии ограничения взлетной (90 т) и посадочной (71 т) масс для условий
аэродромов взлета и посадки. В точке пересечения этих линий по шкале
эквивалентной дальности определяем эквивалентную дальность 2720 км
как границу применения режимов МД и ЭКР.
2. Определяем число М, рекомендуемое для крейсерского горизонтально-
го полета на режимах МД н ЭКР по зависимостям чисел М от высот эшелона
и полетной массы.
Приближенное значение средней полетной массы для режима МД
пол — (твзл — ттяаб + mnou + wT 4- ттг1,ВгУ^ = (90 — 3,35 +
+ 71 + 0,7 + 0,98)/2 79.7 т.
113
Значение числа М определяем по зависимости чисел М от полетиой мас-
сы и эшелонов: М = 0,8.
3. Находим эквивалентную дальность для заданного маршрута. Для это-
го на линии отсчета поправочной сетки ветра откладываем 2850 км и, прово-
дя эквидистантную линию до пересечения с линией встречного ветра 50 км/ч,
находим эквивалентную дальность 3030 км. Из этой точки проводим верти-
каль и определяем эквивалентную дальность для заданного маршрута и чис-
ла М : 2900 км. Сравнивая дальность 2900 км с найденным граничным зна-
чением 2720 км, делаем вывод, что полет должен осуществляться на режиме
МД. Если бы постоянное значение дальности оказалось меньше граничного
значения 2720 км, то для полета был бы выбран режим ЭКР.
4. Для выбранного режима МД максимально допустимая коммерче-
ская нагрузка ограничивается взлетной массой. Из точки L0KB 8ад = 2900 км
проводим вертикаль до пересечения с минимально допустимой взлетной мас-
сой (90 т). В точке пересечения находим количество рейсового топлива
ттр = 20 т и посадочную массу шиос = 70 т.
Вычисляем допустимую коммерческую нагрузку тк.н тах = 70 — 53 —
— 7 = 10 т.
5. Продолжая вертикаль до пересечения с линией крейсерского чйсла
М = 0,8, находим рейсовое время: 1рейс — 3,8.
Для обеспечения наибольшей экономической эффективности
летной эксплуатации необходимо в каждом конкретном случае тща-
тельно анализировать для каждой трассы влияние ограничений по
максимальной посадочной массе и массе самолета без топлива,
а также влияние условий аэродромов взлета и посадки на макси-
мально допустимые взлетную и посадочную массы.
При полете с максимальной коммерческой нагрузкой 18 т на
крейсерской высоте 10,6 км при среднем крейсерском числеМ — 0,82
и АНЗ = 6,25 т дальность самолета Ту-154Б с взлетной массой
98 т составляет 2800 км при массе снаряженного самолета 53,75 т.
Для полета на большую дальность необходимо увеличить коли-
чество топлива, но так как допустимая максимальная взлетная мас-
са я*взлтах ограничена, то ограничена и сумма масс топлива и ком-
мерческой нагрузки:
(^кн 4“^т)щах ^Banmax ^сн*
Поэтому необходимо снижение коммерческой нагрузки (рис. 6.16)
при увеличении дальности полета:
^к»-в (^к-н^Ь тт)щах'
При максимальной взлетиой массе швзл = 98 т и массе снаря-
женного самолета шсп = 53,75 т величина (mK.H + ^т)1иах =
*= 98—53,75 = 44,25 т.
Максимальное количество заправляемого топлива составляет
39,75 т при плотности топлива у = 800 кг/м3. Принимается, что до
момента взлета на опробование двигателей, руление и разбег рас-
ходуется 0,5 т топлива, поэтому в момент взлета масса топлива при
максимальной заправке равна 39,75 — 0,5= 39,25 т. В связи с
этим коммерческая нагрузка при максимальной заправке топлива
тк.н - K.n + т,)ша1 — mrmaI = 44,25 - 39,25 = 5 т. С этой
114
нагрузкой самолет может со-
вершать полет при макси-
мальной взлетной массе 98 т
и тсн ~ 53,25 т при числе
М = 0,82 на дальность при-
мерно 5140 км на высоте 10,6.
На диаграмме «масса ком-
мерческой нагрузки — даль-
ность полета» можно выделить
трн области, в которых ком-
мерческая нагрузка опреде-
ляется максимальной коммер-
ческой нагрузкой, максималь-
ной взлетной массой н мак-
симальной массой топлива.
Для первой области харак-
терно то, что увеличение даль-
ности полета не требует
уменьшения коммерческой на-
грузки. Увеличение дальности
полета обеспечивается за счет
увеличения количества за-
правляемого топлива при со-
ответствующем увеличении
взлетной массы. Например,
при полетах на дальность
1000 км коммерческая нагруз-
ка равна 18 т, на дальность
Рис. 6.16. Зависимость коммерческой
нагрузки, взлетной массы и рейсового
топлива от дальности (77=10,6 км;
АНЗ=6,25 т, пгсн=53,75 т)
Рис. 6.17. Зависимость коммерческой
нагрузки от дальности (твзл max—
=98 т, Шен=54 т, АНЗ=6 т)
2200 км —18 т, возрастает с 87 до 94,5 т, а масса рейсового топ-
лива — с 8 до 16 т.
Во второй области увеличение дальности полета достигается
путем увеличения количества заправляемого топлива и уменьшения
коммерческой нагрузки при постоянной взлетной массе. Например,
для полета на дальность 4000 км коммерческая нагрузка уменьша-
ется до 11,3 т, а масса рейсового топлива увеличивается до 26,7 т.
В третьей области дальность полета также возрастает. Увеличение
дальности полета происходит здесь за счет существенного снижения
взлетной массы и соответствующего уменьшения средних километ-
ровых расходов топлива.
Наибольшая дальность полета на высоте 10,6 км при нулевой
коммерческой нагрузке и массе снаряженного самолета 53,26 т сос-
тавляет в штилевых условиях 5350 км при числе М = 0,82 (ЭКР),
а при среднем числе АА. = 0,8 — 5440 км (режим МД).
Изменение крейсерской высоты может заметно влиять на даль-
ность полета и соответственно на область «масса коммерческой
нагрузки — дальность полета» (рис. 6.17). Так, уменьшение крей-
серской высоты полета с 11,5 до 6 км снижает дальность полета на
750—800 км при максимальной коммерческой нагрузке и почти на
1400 км при коммерческой нагрузке 5 т.
115
6.5. МАССА ЗАПРАВЛЯЕМОГО ТОПЛИВА
При максимальной взлетной массе самолета потребная масса
заправляемого топлива может быть определена по зависимости
^т-з= ^кзлшах ^сн 4"/7грул ^«.н-
Если максимальная взлетная масса самолета 98 т, снаряженного
53 т, масса расходуемого топлива при рулении и опробовании дви-
гателей 0,5 т, то прн максимальной коммерческой нагрузке 18 т
масса заправляемого топлива/ят.3 = 98 — 53 + 0,5 — 18 = 27,5 т.
Масса рейсового топлива меньше этого значения на массу аэронави-
гационного запаса топлива (АНЗ) и массу топлива, расходуемого
при рулении и опробовании двигателей:
Рис. 6.18. Зависимость количества
рейсового топлива от скорости
встречного и попутного эквивалент-
ного ветра
^трейс — тт.ъ ^АНЗ ™рул-
Если Шлнз = 6 т, /ПруЛ = 0,5 т и коммерческая нагрузка мак-
симальна, то ^тргйс = 27,5 — 6—0,5 = 21 т. При максимальной
массе заправляемого топлива масса рейсового топлива ^трейс =
= 39,75 — 6 — 0,5 = 33,25 т.
Для определения массы заправляемого топлива используют но-
мограммы, в которых принято, что при полете на дальность, при
которой потребная масса заправляемого топлива меиее 27,5 т, крей-
серское число М = 0,85. При меньшей коммерческой нагрузке масса
рейсового топлива уменьшается, соответственно уменьшается и
масса заправляемого топлива.
Необходимо отметить, что ветер оказывает заметное влияние на
массу потребного рейсового топлива и прежде всего при полете на
дальность более 1000 км (рис. 6.18). При полете на дальность 3000 км
(М = 0,82; И = 11,5 км;тАНЗ=
= 6 т) встречный ветер ско-
ростью 100 км/ч приводит к не-
обходимости увеличить массу
заправляемого топлива на 2,4 т,
а при попутном ветре скоростью
50 км/ч — уменьшить на 1,2 т.
Для рассмотренного выше
примера
^т.з = ^Трейс ^АНЗ 4* ^рул ~
= 204-7+0,5=26,5 т.
Для каждого самолета уста-
навливают нормы расхода топ-
лива и технических скоростей,
которые определяют на основа-
нии обработки статистических
материалов рейсовых полетов
самолетов. Нормы расхода топ-
116
Таблица 5
Продол- житель ~ вость по- лета, ч т. мин
0 05 10 15 20 25 30 35 40 45 50 55
0 .— 1500 2000 2500 3000 3500 4000 4500 5000 5500 5990
1 6470 6940 7400 7840 8275 8715 9155 9605 10065 10540 11040 11540
2 12050 12560 13075 13600 14125 14660 15200 15700 16210 16725 17245 17775
3 18315 18865 19430 20000 20000 20000 20225 20630 21040 21450 2185о 22260
4 22665 23070 23475 23880 24285 24690 25095 25495 25895 26295 26695 27095
5 27495 27895 28295 28695 29095 29495 29895 30295 30695 31095 31495 31900
Таблица 6
Дальность полета, км L, км
° 100 200 300 400 500 600 700 800 900
0 300 440 550 615 644 672 692 709 722
1000 732 742 751 758 765 771 777 782 787 791
2000 795 798 801 803 805 807 809 791 792 793
3000 794 795 796 797 798 799 800 801 802 803
4000 804 805 806 807 808 809 810 811 812 812
лива используют при определении квартальных и годовых пла-
новых показателей расхода топлива по подразделениям, а нормы
технических скоростей — при составлении расписания движения
самолетов на авиалиниях. Однако эти нормы не могут заменить
расчета массы заправляемого топлива на каждый конкретный
полет, а могут служить лишь для грубой, обычно несколько
завышенной оценки потребной массы рейсового топлива. Примеры
норм расхода топлива (в кг) в зависимости от продолжительности
летного времени, заданного расписанием движения самолета
Ту-154Б, приведены в табл. 5. В табл. 6 приведены технические
скорости (в км/ч) в зависимости от дальности через каждые 10 км
пути.
6.6. ВЛИЯНИЕ ОТКАЗА ДВИГАТЕЛЯ НА ХАРАКТЕРИСТИКИ
КРЕЙСЕРСКОГО ПОЛЕТА
При отказе одного двигателя на маршруте два других переводят
на номинальный режим работы. Если самолет до отказа двигателя
летел на высоте более 9,1 км, то при полетной массе, превышающей
80 т, следует перейти на высоту 9,1 км н продолжать полет на этой
высоте. Практический потолок самолета при номинальном режиме
работы двух двигателей меньше практического потолка самолета
при всех работающих двигателях н меньше предельных высот на
117
2—2, 5 км (рис. 6.19). Вследствие того, что на высотах более 9 км
характеристики удельных расходов топлива мало изменяются по
степени дросселирования, то из-за увеличения лобового сопротив-
ления одного авторотирующего двигателя километровые расходы
топлива увеличиваются примерно на 5%.
При полете самолета с одним отказавшим двигателем на высотах
6—9 км километровые расходы топлива остаются практически та-
кими же, как и при полете со всеми работающими двигателями,
так как, несмотря на увеличение лобового сопротивления самолета
удельные расходы топлива двух двигателей, работающих на номи-
нальном режиме, несколько понижаются.
Оптимальные крейсерские числа М полета на высоте 9—10,2 км
самолета с одним отказавшим двигателем соответствуют наимень-
шим километровым расходам топлива. Например, при полете на вы-
соте 10,2 км оптимальные нстннные скорости составляют 724 км/ч
Рис. 6.19. Зависимость высоты прак-
тического потолка от массы самоле-
та и отклонения температур наруж-
ного воздуха от стандартной при
одном неработающем (критическом)
двигателе
Рис. 6.20. Зависимость высоты
практического потолка самолета с
одним работающим двигателем от
взлетной массы и отклонения темпе-
ратур наружного воздуха от стан-
дартной
при массе самолета 70 т и
775 км/ч прн массе 90 т.
При отказе двух двигателей
на маршруте (вероятность этого
события очень мала) практиче-
ский потолок существенно пони-
жается и сильно зависит от
полетной массы самолета
(рис. 6.20). В стандартных тем-
пературных условиях потолок
самолета с одним двигателем,
работающим на номинальном
режиме, составляет 1—5 км при
массе самолета 84—70 т. Откло-
нение температуры наружного
воздуха от стандартной значи-
тельно влияет на потолок само-
лета с одним работающим дви-
гателем: при отрицательном от-
клонении температур потолок
увеличивается, а при положи-
тельном уменьшается иа 2—
3 км. Напрнмер, при темпера-
турах tcA —20° потолок самоле-
та с одним работающим двига-
телем равен 7-—8 км при массе
самолета 70—80 т.
При отказе двух двигателей
самолет должен произвести сни-
жение на номинальном режиме
работы двигателей до высоты
практического потолка и про-
должить полет при оптимальной
118
Рис. 6.21. Зависимость максимальной крейсерской скорости от высоты полета
(т=85 т) при номинальном режиме работы двигателей:
------ все двигатели работают;-один критический двигатель ие работает;
—------------------------------работает один двигатель
приборной скорости 460—480 км/ч ПР. Вследствие более крутого
характера изменения характеристики удельных расходов топлива
по степени дросселирования на малых высотах километровые рас-
ходы топлива самолета с одним работающим двигателем меньше
примерно на 10% по сравнению со случаем полета самолета с тремя
работающими двигателями на аналогичном режиме.
Отказ одного илндвух двигателей существенно влияет на макси-
мальные крейсерские скорости (рис. 6.21). Причем увеличение тем-
ператур наружного воздуха приводит в случае отказа одного или
двух двигателей к особенно сильному снижению максимальных
крейсерских скоростей. Например, при увеличении температуры
наружного воздуха от tck — 20 °C до /са 4-10 °C при полете с
одним отказавшим двигателем на высоте 10,1 км максимальная крей-
серская скорость уменьшается с 905 до 740 км/ч. В случае полета с
двумя отказавшими двигателями крейсерская скорость на высоте
3 км уменьшается с 595 до 435 км/ч при возрастании температуры
с *са—20° до ?са + 20°С.
Глава 7
СНИЖЕНИЕ
7.1. СИЛЫ, ДЕЙСТВУЮЩИЕ НА САМОЛЕТ ПРИ СНИЖЕНИИ
Снижение — один из этапов полета, занимающий заметное мес-
то в общем балансе затрат времени и топлива на полет, а следова-
тельно, он существенно влияет на общие экономические показатели
полета. Если снижение осуществляется с постоянными истинной и
119
Рис. 7.1. Схема сил, действующих на
самолет при снижении
Рис. 7.2. Изменение скоростей при-
борной Ипр, истинной Уист, верти-
кальной Vv, высоты //, дальности £
и количество расходуемого топлива
гпт при снижении самолета (т=
=75 т, //—12 км, интерцепторы
убраны)
вертикальной скоростями, то ойо
называется установившимся.
В действительности вследствие
влияния разных переменных
факторов снижение является
неустановившимся. Тем не ме-
нее при рассмотрении сил, дей-
ствующих на самолет (рис. 7.1),
часто снижение рассматривают
как квазиустановившееся. В этом
случае условия выполнения сни-
жения будут определяться урав-
нениями:
ya=Gcos6;
Xa=Pp+Gsin 6.
Если тяга = 0, т. е. двн-
гатели выключены, то самолет
планирует, а угол планирования
®пл = arctg f - — 'j,
где К—аэродинамическое качество.
Так как аэродинамическое
качество самолета зависит от
угла атаки, числа М, положения
шасси, закрылков, условий об-
леденения, то и угол планиро-
вания зависит от этих факторов.
Ь ; При угле атаки анв в крейсер-
ской конфигурации, при котором
достигается максимальное азродина-
мическоеJ качество^ {К 15,5), угол
планирования Одл = 3°40'.
Снижение самолета производится
в нормальных условиях на режиме
работы двигателей «Малый газ», поэтому тяга, потребная для горизонталь-
ного полета, значительно превышает располагаемую. Б результате для по-
лета на заданной установившейся скорости самолет должен иметь наклон-
ную траекторию полета, чтобы сумма располагаемой тяги на режиме малого
газа и проекции силы тяжести G/на ось ОХ могли уравновесить лобовое
сопротивление: Ха + G sin 6 = Рр.
Из этого уравнения можно определить, каким должен быть угол накло-
на траектории к горизонту на режиме установившегося снижения с рабо-
тающими двигателями: 6 = arc sin [(Рр — Xa)/G].
Угол наклона траектории к горизонту определяет вертикальную скорость
установившегося снижения или планирования: Vv = Уист sin 6. Так как
потребная тяга Рп значительно больше, чем располагаемая Рр, особенно при
выпущенных интерцепторах, тона режиме снижения угол 6 составляет 1,5—
7° в зависимости от скорости снижения и отклонения интерцепторов.
120
Подъемная аэродинамическая сила на этапе снижения уравновешивает
проекцию силы тяжести самолета на ось Оу: Ya = G sin 6. Так как угол 0
мал, то подъемная сила в процессе всего снижения практически должна быть
равна силе тяжести самолета Уа = О.
Следует заметить, что процесс снижения характеризуется изменением
истинной скорости и высоты полета, т. е. в общем случае является неустано-
вившимся (рис. 7.2). Поэтому приведенные выше соотношения для постоянной
высоты и установившейся истинной скорости можно применять для оцен-
ки вертикальной скорости и угла наклона траектории лишь условно и рас-
сматривать их как приближенные.
Если самолет в процессе снижения разгоняется, а это происходит при
выдерживании постоянного числа М, то угол наклона траектории 0 будет
больше, так как для разгона необходимо увеличить проекцию силы веса на
ось Ох:
6„ . / ст 1 dV X
= arcsin f пх-----— ,
\ 2 dt Г
где п” = (Рр — Pn)/G — осевая перегрузка в установившемся полете
dV
<прн ~аГ = 0)-
При выдерживании в процессе снижения постоянной приборной
скорости истинная скорость уменьшается, т. е. происходит тормо-
жение самолета. Поэтому угол наклона должен быть меньше, чем
в установившемся снижении при постоянной истинной скорости.
Вертикальная скорость при этом также уменьшается на величину
/1 rflA
AVy= Уист [g'dtj- Так, если на высоте 9,5 км истинная скорость
в процессе снижения равна 870 км/ч (233 м/с), продольное замедле-
ние составляет 0,12 м/с2, то вертикальная скорость уменьшается
вследствие торможения на величину
Д1/!, = ГИС, — — = 233-—— -0,12 = 2,85 м/с.
У ис g dt 9,81
При снижении истинная скорость уменьшается, поэтому верти-
кальная скорость уменьшается на величину AVB.
7.2. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ТРЕБОВАНИЯ К РЕЖИМАМ
СНИЖЕНИЯ
Важнейшее требование к режимам снижения состоит прежде
всего в том, чтобы на этом этапе режимы находились в рамках за-
данных ограничений по скорости нормальной эксплуатации. Эти
ограничения являются едиными как для крейсерского полета, так
и для этапов набора высоты и снижения.
Ограничение наибольших скоростей ^снижения определяется
скоростью нормальной эксплуатации УЕ З = 600 км/ч на высотах
менее 7 км и 575 км/ч на высотах более 7 км. Эта скорость
устанавливается с учетом обеспечения необходимого запаса до
минимальной скорости, заложенной в расчет прочности для ус-
ловий полета в турбулентной атмосфере. При снижении самолет
I2J
не должен превышать максимальные скорости нормальной экс-
плуатации, так же, как и на других этапах полета.
Другим важным эксплуатационным требованием к режимам сни-
жения является удовлетворение критериям оптимальности задан-
ного критерия. Наконец, третье эксплуатационное требование —
ограничение минимального времени снижения, чтобы не произошло
разгерметизации пассажирской кабины на высотах больше высоты
круга. Так, в пассажирской кабине обеспечивается большой пере-
пад давления АрИ8б = 77 кПа по сравнению с атмосферным на вы-
сотах полета более 6,3 км. Это означает, что на высотах полета ме-
нее 6,3 км поддерживается давление в пассажирской кабине, рав-
ное давлению на уровне моря. На больших высотах давление умень-
шается, а барометрическая высота, соответствующая давлению в
иассажирской кабине, постепенно увеличивается и на высотах по-
лета менее 13,5 км становится везде меньше максимально допусти-
мой высоты из физиологических требований. Эта высота соответст-
вует 2,4 км, иа ней еще не требуются кислородные приборы для ды-
хания, а длительность полета не ограничивается. При полете на
высоте 9,1 км барометрическое давление в пассажиркой кабине со-
ответствует примерно 1 км, т. е. для пассажиров обеспечивается вы-
сокий уровень комфортных условий.
Система регулирования давления в кабине при снижении уве-
личивает его с номинальной скоростью = 24 Па/с. Эта ско-
рость устанавливается исходя из ограничений, обусловленных спо-
собностью человеческого организма выравнивать давление во внут-
ренних его полостях (главным образом в области среднего уха) с
давлением окружающей среды.
Чем больше высота полета, тем ниже давление в пассажирской
кабине рнаб = рн + Аризб, гДе рн~ давление на высоте полета,
Аризб — избыточное давление в пассажирской кабине. При сни-
жении самолета системе регулирования кабинного давления, по-
вышающей давление со скоростью требуется время
In “ (Ркруг*- Рааб) I
для выравнивания давления в кабине до давления атмосферы на
высоте круга.
Если самолет будет снижаться до высоты круга за меиьшее вре-
мя, то давление в кабине не успеет повыситься до атмосферного дав-
ления на высоте круга, т. е. на большей высоте, чем высота круга,
произойдет выравнивание давления в пассажирской кабине с ат-
мосферным. При дальнейшем снижении самолета давление в кабине
должно было бы стать меньше атмосферного, поэтому, чтобы не
произошло деформации фюзеляжа, срабатывает предохранитель-
ный клапан и давление в кабине становится равным атмосферному,
автоматически происходит разгерметизация самолета. Дальнейшее
122
снижение после разгерметиза-
ции на высотах менее 3 км долж-
но быть ограничено из физиоло-
гических требований вертикаль-
ными скоростями не более 3 м/с,
что затрудняет вертикальное ма-
неврирование в зоне подходов
аэродрома посадки. Чтобы не
допускать разгерметизации, вре-
мя снижения должно быть не
менее минимально допустимого
при снижении самолета fmin,
мин
16
8
6
Рис. 7.3. Зависимость минимально
допустимого из условия разгермети-
зации времени снижения от началь-
ной высоты снижения при номиналь-
ном значении скорости изменения ка-
бинного давления (24 Па/с) и при
нижнем допуске скорости измене-
ния кабинного давления (18 Па/с)
поэтому режимы снижения вы-
бирают с учетом этого требова-
ния (рис. 7.3).
Следует иметь в виду, что ре-
гуляторы скорости изменения
кабинного давления имеют ши-
рокий допуск 6 Па/с, поэтому в
эксплуатации возможны случаи,
когда скорость изменения давления будет составлять 24 Па/с, т. е.
повышение кабинного давления будет происходить еще медленнее,
а минимально допустимое время снижения увеличится на 33%.
В этом случае минимально допустимое время снижения до высоты
круга /ш1п прн Дризб = 75,1 кПа имеет следующие значения:
Я, км . .... 9 10 11 12
£пип, мин................... 7,5 12,5 17,5 22,5
На характер снижения оказывают влияние и требования служ-
бы управления воздушным движением (УВД). Для обеспечения
безопасности снижения большого количества самолетов диспетчеры
УВД в некоторых зонах требуют выполнения горизонтальных
«площадок» в процессе снижения. Время нахождения самолета на
горизонтальных «площадках» добавляют к расчетному времени
снижения, т. е. требование к обеспечению минимально допустимо-
го времени снижения практически выполняется с еще большим за-
пасом.
В соответствии с требованиями службы УВД в воздушной зоне
аэропортов введено ограничение на приборные и вертикальные ско-
рости полета на малыхв высотах. Так, при снижении с высоты 3 км
до эшелона перехода* 1, приборная скорость не должна превышать
500 км/ч ПР, а вертикальная скорость — 10 м/с. В зоне взлета и
посадки в радиусе 25—30 км при снижении с эшелона перехода до
* Избыточное давление в кабине рИзб в случае его отклонения в преде-
лах ± 2,6 кПа может быть доведено до поминального значения 77 кПа задат-
чиком «Избыточное давление» командного прибора в горизонтальном полете.
1 Эшелон, установленный для каждого аэропорта, на котором выставля-
тся барометрическое давление высоты аэродрома.
123
высоты круга приборная скорость должна быть не более 450 км/ч,
а вертикальная скорость — не более 7 м/с. Для самолета Ту-154
это означает, что на высоте 3 км необходимо убрать интерцепторы
и уменьшить приборную скорость до 500 км/ч, а вертикальную—
до 10 м/с, на высоте перехода уменьшить приборную скорость до
450 км ПР, а вертикальную — до 7 м/с, постепенно снижая ее до
нуля при входе в круг над аэродромом посадки.
В ряде крупных зарубежных аэропортов введены свои ограниче-
ния на приборные скорости, что особенно необходимо на малых вы-
сотах, которые следует учитывать при выборе конкретных рекомен-
даций для режимов снижения в приаэродромной зоне. В связи с
чрезвычайно большой интенсивностью движения самолетов в воз-
душной зоне некоторых зарубежных аэропортов Европы и Север-
ной Америки установлены скорости полетов для реактивных само-
летов в зависимости от высоты. Например, в аэропорту Кеннеди
(Нью-Йорк) до высоты 1,8 км— 370 км/ч, на высотах от 1,8 до
4,2 км — 390 км/ч, на высотах свыше 4,2 км — 427 км/ч. К воздуш-
ной зоне этого аэропорта самолеты подводятся с расстояния 300—
350 км со ступенчатым снижением. В районе аэропорта переход с
одного эшелона на другой рекомендуется выполнять при максималь-
но возможной вертикальной скорости снижения для самолета дан-
ного типа (для Ту-154 эти скорости могут быть получены при пол-
ностью выпущенных средних интерцепторах).
Еще одним ограничением на режимы снижения самолета Ту-154
является ограничение скоростей снижения в условиях полета в тур-
булентной атмосфере: М = 0,8 и Рпр = 500 км/ч. Это уменьша-
ет воздействие турбулентности на пассажиров, экипаж, а также на
планер. При снижении приборной скорости с 575 до 500 км/ч при-
ращение перегрузок уменьшается примерно на 15%.
7.3. РЕЖИМЫ И ХАРАКТЕРИСТИКИ НОРМАЛЬНОГО СНИЖЕНИЯ
В руководстве по летной эксплуатации самолета Ту-154Б реко-
мендуются для нормальных условий эксплуатации два режима
снижения (рис. 7.4): МКР и максимальной дальности (МД). Режим
МКР рекомендуется применять в тех случаях при полетах по марш-
рутам, когда взлетная масса меньше максимально допустимой и
не ограничена по условиям взлета, посадки или вместимости топ-
ливных баков. Он соответствует числу М = 0,85 н Рпр = 525 км/ч
на высотах более 7 км с убранными интерцепторами и 1пр ==
= 575 км/ч на высотах менее 7 км с отклоненными на 45° интер-
цепторами.
Режим МД рекомендуется применять в тех случаях при полете
по маршруту, когда взлетная масса ограничена максимально до-
пустимой или по условиям взлета, посадки или вместимостью топ-
ливных баков. Он соответствует числу М = 0,8 и Рпр = 500 км/ч.
Режим МД может применяться и при отсутствии этих ограничений,
124
но при наличии ограничении по поставкам топлива в аэропорту
взлета или посадки. В обоих случаях оптимальным режимом рабо-
ты двигателей является малый газ, на котором снижается расход
топлива. Оба режима обеспечивают максимальную экономическую
эффективность в своем диапазоне дальностей: причем первый режим
обеспечивает меньшее время по-
лета по маршруту иа 2 мин, а
второй — экономию топлива, что
позволяет планировать полет с
большей коммерческой нагруз-
кой.
При снижении на режиме МД
самолет проходит большую даль-
ность, чем на режиме МКР, т. е.
сокращается крейсерский уча-
сток полета. Несмотря на то, что
иа режиме МД время и расход
топлива больше, вследствие
меньшего крейсерского участка
полета, суммарный расход топ-
лива снижается на 120—160 кг в
зависимости от начальной высо-
ты снижения.
Применение средних интер-
цепторов, которое целесообразно
для обеспечения требований
УВД, позволяет существенно
увеличить вертикальные скоро-
сти при снижении (рис. 7.5).
Видно, что отклонение интерцеп-
торов до 45° существенно умень-
шает время снижения (почти в
2 раза). При этом нз-за ограни-
чения на минимально допусти-
мое время углы отклонения сред-
них интерцепторов ограничены
при снижении с высоты 12,1 км,
а при снижении с высоты 4 км не
ограничены.
Время, расход топлива'] и
дальность при снижении на ре-
жимах ЭКР и МД зависят от на-
чальных высот снижения н мас-
сы самолета (рис. 7.6, 7.7). Ха-
рактерно, что на режиме МКР на
высоте 7 км происходит перелом
кривых зависимостей времени,
расхода топлива и дальности,
Рис. 7.5. Зависимость времени сни-
жения самолета с начальных высот
от углов отклонения интерцепторов
125
Рис. 7.6. Зависимость харак-
теристик снижения по про-
грамме МКР от полетной мас-
сы т самолета и начальной
высоты (611ПТ=О... 45° без уче-
та требований УВД):
с — время снижения; б — расход
топлива; в — дальность снижения
Рис. 7.7. Зависимость ха-
рактеристик снижения по
программе МД от полетной
массы самолета и началь-
ной высоты при 6ив»=0:
а — время снижения; б — рас-
ход топлива на снижение; в —
дальность снижения
что объясняется применением на меньших высотах интерцепторов
и возрастанием вертикальных скоростей. Сравнение характеристик
снижения на режимах МКР и МД показывает, что на режиме МД
время снижения с высоты 11,4 км равно 20 мин, а на режиме
МКР в среднем — 12 мин. При этом расход топлива на режиме
МКР составляет ~600 кг, а иа режиме МД более 1000 кг.
Расстояние, проходимое на режиме МКР, равно 150 км, а иа ре-
жиме МД — '--230 км, что в целом и определяет целесообразность
применения режима МД для экономии топлива. Аналогичные ре-
комендации в целях экономии топлива даются и для зарубежных
самолетов, например Боинг-727.
Увеличение полетной массы самолета уменьшает (по абсолют-
ному значению) вертикальную скорость установившегося снижения:
V, =[(Л>~Pn)Wl ^ист.
Хотя в этой зависимости вертикальная скорость обратно про-
порциональна полетной массе, однако отношение вертикальных
скоростей меняется меньше, чем отношение полетных масс самолета,
так как при увеличении полетной массы увеличивается и потребная
тяга. Поэтому время экономического или скоростного снижения
самолета с большей полетной массой оказывается лишь немного
больше как для МКР (см. рис. 7.6, с), так и для режима МД (см.
рис. 7.7, а). Увеличиваются также с уменьшением полетной массы
самолета проходимая дальность и расход топлива при снижении.
Отклонение температур от стандартных на время и расход топлива
на обоих режимах практически не влияет. Однако на дальность
снижения изменение температуры наружного воздуха оказывает
небольшое влияние, так как при одинаковой приборной скорости,
истинные скорости при разных температурах различны. При расче-
те точки начала снижения необходимо учитывать влияние состав-
ляющей скорости ветра: AL = (Кп — УИСтКСн-
7.4. СНИЖЕНИЕ НА МАРШРУТЕ В ОСОБЫХ СЛУЧАЯХ ПОЛЕТА
Особым эксплуатационным случаем является снижение в зоне
обледенения. При включенной противообледенительной системе
минимальный режим работы двигателей — 0,4 номинального. От-
рицательная избыточная тяга заметно уменьшается при переходе
двигателей на режим от малого газа до 0,4 номинального. При этом
двигатели иа высоте 10,1 км развивают суммарную тягу около
30 кН, а отрицательная избыточная тяга составляет 40 кН. Чтобы
скорее пройти зону обледенения, снижение рекомендуется осуществ-
лять с полностью выпущенными интерцепторами, при вертикаль-
ных скоростях ~20 м/с на высотах 8—12 км и не менее 15 м/с на
меньших высотах. Самолет с полной массой 70 т с высоты 10,1 км
при снижении до высоты круга проходит расстояние 10я’км за вре-
мя 10 мин и расходует при этом 420 кг топлива. Если снижение осу-
127
7.8.
при
км,
Рис.
лета
= 12
Изменение параметров по-
снижении (т=75 т, Н=
интерцепторы отклонены
на 45°)
ществляется на режиме малого
газа с полностью отклоненными
средними интерцепторами с вы-
соты 12,1 км до высоты круга,
то оно произойдет также за
10 мин (рис. 7.8).
При отказе одного двигателя
иа маршруте и в полете на высо-
тах более 9 км самолет не смо-
жет выполнять крейсерский по-
лет на том же эшелоне вследст-
вие уменьшения располагаемой
тяги и дополнительного сопро-
тивления неработающего авто-
ротирующего двигателя (на вы-
соте 11 км дополнительное лобо-
вое сопротивление одного авто-
ротирующего двигателя состав-
ляет 2 кН, а на высоте 8 км—
около 3 кН). Поэтому необходи-
мо после отказа одного двигате-
ля установить номинальный ре-
жим для остальных двух н
производить медленное снижение с постепенным уменьшением ско-
рости полета при убранных интерцепторах.
Если масса самолета в момент отказа составляла 80 т, то сни-
жение с высоты 11 км до высоты 10,2 км, иа которой можно про-
должать полет, займет 20 мин, при этом самолет пройдет расстоя-
ние около 270 км. Такое длительное снижение объясняется тем, что
лобовое сопротивление в среднем лишь на 3,3—4,8 кН превышает
располагаемую тягу двигателей при работе их на номинальном ре-
жиме. Расход топлива при этом составит более 1600 кг. Рекомен-
дуемая приборная скорость при снижении изменяется мало: от
530 км/ч иа высоте 11,4 км до примерно 510 км/ч на высоте 10,2 км.
При большей полетной массе (~90 т) самолет должен перейти на
высоту эшелона 9 км и скорость, соответствующую минимальному
километровому расходу топлива. Приборная скорость изменяется
в процессе снижения с 520 км/ч на высоте 11,4 км до 510 км/ч на
высоте 10,2 км и 485 км/ч иа высоте 9 км. Время снижения с высоты
11 км до высоты 9,4 км составляет 22 мни, пройденное расстояние —
300 км, расход топлива — около 1,9 т. Благодаря использованию
полной энергии самолета при снижении на меньший эшелон прн
полете по маршруту с одним отказавшим двигателем средний-кило-
метровый расход топлива оказывается меньше (</км = 6,3 кг/км),
чем в крейсерском полете с одним отказавшим двигателем на высоте
9 км (<7кМ = 7,3 кг/км).
Дальнейший полет на меньшей крейсерской высоте к аэродрому
посадки осуществляется на режиме минимального километрового
128
расхода топлива, а снижение в районе аэродрома посадки ничем не
отличается от снижения со всеми работающими двигателями и осу-
ществляется на режиме МД.
В случае одновременного отказа двух двигателей самолет на
маршруте должен перейти на крейсерские высоты полета 1,5—2 км
(в стандартных температурных условиях) и продолжать полет на
режиме минимального километрового расхода топлива при М -=
= 0.367 до ближайшего аэродрома, на котором можно произвести
посадку. Снижение необходимо выполнять на номинальном режиме
работы двигателя, постепенно уменьшая приборную скорость от
530 км/ч на высоте 11,4 км до 520 км/ч на высоте 7 км, от 510 км/ч
на высоте 6 км до 480 км/ч на высоте 4 км и 430 км/ч на высоте 2 км.
При полетной массе 80 т самолет с одним работающим двигателем
затратит на снижение с высоты 11 до 2 км около 1 ч и пройдет расстоя-
ние в стандартных атмосферных условиях до 570 км, израсходовав
3,8 т топлива. Такое большое расстояние, проходимое при снижении
с одним работающим двигателем, объясняется использованием пол-
ной энергии полета и сравнительно небольшой отрицательной тягой.
В стандартных температурных условиях превышение лобового
сопротивления над располагаемой тягой составляет в среднем 13 кН
при одном работающем двигателе. Изменение температуры наружно-
го воздуха сильно влияет на располагаемую тягу, а следовательно,
и на избыток тяги. Поэтому время, расстояние и расход топлива при
снижении с одним работающим двигателем существенно зависят от
температуры: при повышении ее эти показатели уменьшаются, а
при понижении увеличиваются. Снижение с одним работающим дви-
гателем в целях безопасности необходимо производить в направле-
нии к ближайшему аэродрому.
Глава 8
ОЖИДАНИЕ ПОСАДКИ
8.1. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ
Самолет может ожидать посадки в зоне планируемого аэродрома
посадки и в зоне запасного аэродрома, на который выполняется
перелет в случае неблагоприятных метеоусловий. Этот этап полета
имеет место в зависимости от загруженности воздушной зоны аэро-
дрома посадки. Ожидание осуществляется как в зоне ожидания,
так и непосредственно над аэродромом. Причем продолжительность
времени ожидания может доходить до 1 ч (особенно в районе загру-
женных зарубежных аэродромов).
В общем случае самолет, снижающийся с эшелона, может быть
направлен в одну из зон ожидания (рис. 8.1), располагающихся над
наземным радносредством, которое используется в качестве радио-
Знк. 206
129
ориентира. Ожидание выполняют на высоте круга и выше. После
получения разрешения на посадку самолет выходит из зоны ожида-
ния н снижается до вписывания в глиссаду или в траекторию пря-
моугольного маршрута. Частным случаем ожидания является полет
по «коробочке» над аэродромом посадки.
Полет прн ожидании выполняют по замкнутому маршруту, сос-
тоящему из двух разворотов и двух прямолинейных участков. Про-
тяженность прямолинейного участка к зоне ожидания определяется
временным интервалом 1—1,5 мин, а протяженность разворота или
виража — углом крена у и создаваемой при этом нормальной пе-
регрузкой Пус в установившемся криволинейном полете в горизон-
тальной плоскости.
Самолет иа режиме ожидания может находиться продолжитель-
ное время, поэтому важнейшее требование к режимам ожидания —
обеспечение наибольшей экономичности полета, которая определя-
ется расходом топлива и затрачиваемым временем на полет. Однако
в режиме ожидания время задает диспетчер УВД исходя нз интен-
сивности движения в зоне аэродрома посадки. Поэтому наибольшая
экономичность полета обеспечивается при наименьшем часовом рас-
ходе топлива с учетом требований безопасности и удобства пило-
тирования.
Угол крена ограничивается комфортными требованиями для пас-
сажиров (у jC 25°), а радиус разворота на установившемся вираже
определяется квадратом скорости полета при заданном угле крена:
г = р2/ (g- tg у). Из формулы видно, что для ограничения зоны ожи-
дания, размеры которой прямо зависят от радиуса виража, необ-
ходимо ограничивать скорость полета и увеличивать угол крена у.
130
Рис. 8.2. Пример расположения зон
ожидания в районе аэропорта
По рекомендациям ИКАО ин-
дикаторная скорость полета Vi для
реактивных самолетов в нормальных
условиях эксплуатации ограничи-
вается следующим образом: на высо-
тах до 1,8 км Vi 390 км/ч, па вы-
сотах 1,85—4,25 км Vi 408 км/ч,
па высотах более 4,25 км Vi
445 км/ч. В ряде крупных аэро-
портов Европы (Лондон, Франк-
фурт-на-Май не, Брюссель), США
(Ныо-Йорк, Чикаго), Японии (То-
кио) и других эти рекомендации
реализованы для обеспечения все
возрастающей интенсивности воздуш-
ного движения. Указанные скорости
полетов самолетов должны выдержи-
ваться с точностью до 18,53 км/ч.
В воздушной зоне аэропорта Кеннеди
Ныо-Йорк требования к выдержива-
нию минимальных воздушных ско-
ростей еще более строгие: на высоте
1,8 км — 371 км/ч, на высотах 1,8—
4,2 км — 390 км/ч, на высотах бо-
лее 4,2 км — 427 км/ч.
При определении протяжен-
ности зон ожидания по рекомен-
дациям ИКАО угол крена у = 25°, а скорость поворота со = 3 град/с.
С увеличением истинных скоростей радиус разворота увеличивается,
при этом увеличивается и зона ожидания. Для обеспечения необхо-
димого уровня безопасности эксплуатации скорости полета на ре-
жимах ожидания должны значительно превышать скорости срыва,
чтобы коэффициент подъемной силы на вираже су^ = пу cv ,
который пропорционален нормальной перегрузке пу, был значи-
тельно меньше коэффициента подъемной силы, при котором проис-
ходит срыв потока. Это требование состоит в том, чтобы скорость
полета на режиме ожидания не менее чем в 1,5 раза превышала ско-
рость, при которой происходит срыв потока:
По рекомендации ИКАО при полете в условиях турбулентности эта ско-
рость может быть по разрешению службы УВД еще более увеличена (для ре-
активных самолетов до 520 км/ч).
Следует отметить, что в районе крупных аэропортов может быть органи-
зовано несколько зон ожидания, в которые самолет направляется в зависи-
мости от курса подхода (рис. 8.2). Эти зоны могут располагаться как вблизи
аэродрома, так и на расстоянии 20—80 км от него.
8.2. ВИРАЖ
Криволинейный полет самолета в горизонтальной плоскости
с целью изменения направления полета принято называть виражом.
Различают два типа виража — установившийся и неустановивший-
ся. Если в процессе выполнения виража изменяются скорость поле-
5*
131
та, углы атаки, крена и скольжения, то вираж называют неуста-
новившимся, если все эти параметры остаются неизменными, то
установившимся. Разновидностью установившегося является пра-
вильный вираж, который осуществляется без скольжения.
На практике в общем случае любой вираж — неустаповившийся,
так как вследствие неточностей пилотирования, инерционности са-
молета, запаздываний в реакции пилота и системы регулирования
тяги невозможно на протяжении всего времени виража сохранять
все параметры движения неизменными. Можно лишь обеспечить
движение самолета, близкое к установившемуся или правильному
виражу. Такой вираж условно считают установившимся или пра-
вильным.
Правильный вираж реализуется в результате сообщения само-
лету некоторого угла креиа без скольжения, благодаря которому
Рнс. 8.3. Схема сил, действующих иа
самолет при вираже
Рис. 8.4. Зависимость радиуса разво-
рота и скорости изменения направ-
ления полета чр от истинной скоро-
сти полета Уист и угла крена у
образуется центростремительная
сила в виде проекции подъемной
силы на горизонтальную плос-
кость (рис. 8.3). При этом тяга
двигателей уравновешивает ло-
бовое сопротивление Рп = Ха,
а проекция подъемной силы на
вертикальную плоскость — силу
тяжести: Ya cos у ~ G.
Нормальная перегрузка пу
зависит от угла крена у:
у, Q 15 20 25 30
nVa 1,035 1,064 1,1031 1,1541
Подъемная сила больше силы
тяжести самолета, причем это
заметно при углах крена более
20°. Чем меньше скорость полета
и больше угол крена, тем мень-
ше радиус виража: r= V2/(g tg у).
Нормальная перегрузка, дей-
ствующая на самолет в устано-
вившемся вираже, /1^=1/(cos у).
Потребная тяга Рп на устано-
вившемся вираже зависит от
массы самолета, аэродинамиче-
ского качества и угла крена:
Ра = (GlK}tiyA = mg/К cosy.
Радиус и время разворота за-
висят от высоты полета: при
увеличении высоты при разво-
роте иа постоянной приборной
скорости и угле креиа истинная
132
скорость возрастает. При этом радиус и время разворота увеличи-
ваются. Чем больше угол креиа, тем труднее выполнять координи-
рованный разворот, т. е. разворот без скольжения, причем при
несимметричной тяге труднее выполнять развороты с большими
углами крена. Иначе говоря, условием правильного виража яв-
ляется возможность создания перегрузки пу> 1.
Чем больше скорость полета и меньше угол крена, тем больше
радиус разворота и меньше скорость изменения направления полета
со (рис. 8.4). Увеличение истинной скорости полета приводит к сни-
жению скорости поворота со. Так, при полете с углом крена у 20°
при истинной скорости 400 км/ч скорость поворота составляет 1,8°/с,
а при Уист = 700 км/ч скорость поворота уменьшается примерно
до Г/с. При этом радиус разворота возрастает с 3,3 до ~11 км.
Угол креиа также существенно влияет на интенсивность разво-
рота; при Гист ~ 500 км/ч увеличение угла крена с 20 до 30° при-
водит к возрастанию скорости поворота/; 1,4 до 2Дград/с. При этом
радиус виража снижается с 5,2 до 3,3 км.
Время выполнения правильного виража
__ 2лг 2 лУр____ 2л1/в q Ур
g К"Га ”1 gtgV ’ tgT *
т. е. прямо пропорционально скорости выполнения виража и обрат-
но пропорционально —1 или tg у.
8.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ ОЖИДАНИЯ ПОСАДКИ
Наименьшая потребная тяга соответствует режиму полета при
убранной механизации крыла вследствие меньшего лобового сопро-
тивления. Поэтому самолет на режиме ожидания для меньшего рас-
хода топлива должен осуществлять полет при убранных закрылках,
предкрылках, интерцепторах и шасси.
Чем выше аэродинамическое качество, тем меньше потребная
тяга, поэтому скорость полета 16< , соответствующая максималь-
ному качеству, является скоростью, при которой потребная тяга
наименьшая. При увеличении скорости полета по отношению к ско-
рости Vkmax часовые расходы топлива заметно возрастают
(рис. 8.5). Так, если скорость полета в 1,2 раза превышает скорость
Ук ах, т0 часовой расход топлива q4 для самолета при массе 70 т
иа высоте 2 км возрастает с 4580 до 5120 кг/ч. Если на самолете пол-
ностью выпустить закрылки, то потребная тяга иа режиме, соответ-
ствующем скорости Гкшах, возрастает почти в 3 раза, увеличатся
и часовые расходы топлива.
Скорость превышает скорость границы второго режима
примерно на 7—10 км/ч и скорость срыва примерно в 1,5 раза. Ско-
рости Уктах» МГкта или 1,2Ук1ПЯХ, на которых может произво-
133
Рис. 8.5. Зависимость часовых рас-
ходов топлива дч на высоте 2 км от
скорости полета УПр
Рис. 8.G. Зависимость скорости ожи-
дания У# , 1,1 , 1,2
Лшах ^max max
и скорости срыва Vc (6»=0) от по-
летной массы самолета
днться ожидание, тем меньше,
чем меньше полетная масса са-
молета (рис. 8.6). Так, при по-
летной массе самолета т — 80 т
скорость = 388 км/ч, при
/га = 70 т Vk = 366 км/ч,
r'inax
т. е. на каждые 10 т полетной
массы изменение скорости Идшах
составляет примерно 20 км/ч.
Влияние полетной массы са-
молета, высоты полета и темпе-
ратуры наружного воздуха на
часовые расходы топлива на ре-
жиме ожидания при скорости
V7cmax легко проследить по
рис. 8.7. Уменьшение полетной
массы приводит к уменьшению
часовых расходов топлива.
При полете на режиме ожи-
дания и массе самолета 78 т в
стандартных температурных ус-
ловиях на высоте 2 км с убран-
ными механизацией и шасси ча-
совой расход топлива составляет
5000 кг/ч, а при массе 30 т
4600 кг/ч, что объясняется умень-
шением потребных тяг.
Увеличение высоты полета
до 9—11 км также приводит к
снижению часовых расходов топ-
лива. Так, если полетная масса
самолета составляет 70 т, то
увеличение высоты полета на ре-
жиме ожидания с 2,1 до 9,1 км
уменьшает часовой расход топ-
лива до 3800 кг/ч благодаря уве-
личению удельных расходов топлива при заданной приборной
скорости полета.
Влияние отклонения температур атмосферы от стандартной про-
является в увеличении часовых расходов топлива прн превышении
температур наружного воздуха АТ над стандартной и наоборот:
Г(тин дп/гс;,
где <7ч.ст — часовой расход топлива.
Прн увеличении температуры наружного воздуха против стан-
дартной иа —|- 20° часовой расход топлива при ожидании на высоте
2,1 км, при скорости Ук ах и полетной массе самолета 75 т возрас-
134
-ИНОЫЮ Zlt,D
Pnc. 8.7. Зависимость расходов топлива q4 на режиме ожидания от массы
самолета, высоты и отклонения температуры наружного воздуха от стан-
дартной
тает с 4820 кг/ч (в стандартных температурных условиях) до
5000 кг/ч. Прн уменьшении же температур наружного воздуха на
—20° часовой расход топлива в этих же условиях уменьшается до
4600 кг/ч. Порядок пользования номограммой для определения
часовых расходов топлива на режиме ожидания прн скорости Ук
с учетом поправки на отклонение температур наружного воздуха
от стандартной следующий. Для заданной полетной массы самолета
и высоты полета находим точку на левом графике и па линии отсчета
определяем значение часового расхода топлива в стандартных тем-
пературных условиях. От линии отсчета проводим линию, парал-
лельную проведенным наклонным линиям, до пересечения с вер-
тикальной линией заданного отклонения температур от стандарт-
ной. Проведя горизонтальную линию через найденную точку до
вертикальной оси, находим значение часового расхода топлива на
режиме ожидания в заданных условиях температур наружного воз-
духа (А/).
При полете с одним или двумя отказавшими двигателями необ-
ходимо увеличить режим работы остальных двигателей. Прн этом
на малых высотах, близких к высоте круга, удельный расход топ-
лива при меньшем дросселировании уменьшается. Поэтому сум-
марный часовой расход топлива самолета снижается примерно на
5% прн двух работающих двигателях и на 15% прн одном работаю-
щем двигателе.
На больших высотах полета (до 9,1 км включительно) при по-
лете с одним отказавшим двигателем на режиме ожидания хотя
удельный расход топлива несколько уменьшается, но вследствие
увеличения лобового сопротивления из-за авторотирующего нера-
135
ботающего двигателя часовые расходы топлива остаются практи-
чески теми же. При полете с одним работающим двигателем на этих
высотах удельный расход топлива благодаря малому дросселирова-
нию двигателя оказывается значительно меньше, чем при полете с
тремя работающими двигателями. Поэтому часовой расход топлива
самолета все же уменьшается примерно на 10%, несмотря на уве-
личение лобового сопротивления.
Полет самолета с одним отказавшим двигателем на больших вы-
сотах (более 9 км) невозможен из-за того, что потребная тяга пре-
восходит располагаемую. Вследствие того, что дросселирование
двигателя мало влияет на удельные расходы топлива, а лобовое
сопротивление самолета возрастает при отказе двигателя, часовые
расходы топлива самолета оказываются больше примерно на 5%.
При расчете резерва топлива в соответствии с НПП ГА и НЛГС
составной его частью является топливо, расходуемое на режиме ожи-
дания в течение 30 мин. Если ожидание проводится на высоте 2,1 км
над уровнем моря при полетной массе самолета 70 т и приборной
скорости 400 км/ч, то часть резерва топлива, отводимая только
на ожидание, равна 2360 кг (без учета топлива на перелет на запас-
ной аэродром). Если же высоту полета уменьшить до 500 м, то эта
часть резерва увеличится на 150 кг. При увеличении температуры
наружного воздуха до 4-20° эта часть резерва топлива увели-
чится еще на 100 кг.
Глава 9
ПОСАДКА
9.1. ТРЕБОВАНИЯ к ПОСАДОЧНЫМ ХАРАКТЕРИСТИКАМ
Посадка начинается с момента снижения в зоне аэродрома назначения
и заканчивается остановкой самолета после его пробега по ВПП. Ее можно
разделить па ряд этапов, имеющих свое назначение и особенности, но пресле-
дующих одну цель — обеспечить снижение скорости, безопасное приземление
и остановку самолета.
На этапе захода на посадку необходимо вывести самолет на курс посад-
ки па безопасной высоте и обеспечить ему посадочные конфигурацию и ско-
рость. В процессе снижения скорости производятся маневрирование самоле-
та, выпуск шасси, закрылков, предкрылков и перестановка стабилизатора.
При снижении по глиссаде самолет выводится на ВПП с заданной скоростью.
На этапе приземления необходимо обеспечить касание самолетом поверхности
ВПП в заданной зоне с допустимой вертикальной и путевой скоростями. Па
пробеге осуществляется дальнейшее гашение скорости вплоть до остановки
самолета или выруливания его за ВПП. При появлении причин, делающих
посадку самолета в данный момент опасной или вообще невозможной, выпол-
няют уход на второй круг или прерванный заход иа посадку.
Опыт эксплуатации пассажирских самолетов показывает, что заход на
посадку и посадка являются наиболее сложными этапами полета. Это объяс-
няется большой загрузкой экипажа (маневрирование, выдерживание ско-
рости, выпуск шасси и механизации). Заход па посадку часто происходит при
отсутствии видимости вплоть до высоты принятия решения, на ВПП ограни-
J36
Чейном длины и Ширины. Ветер,
иногда переменный, малые скорости
полета, осадки на ВПП — все это
значительно усложняет процесс по-
садки, повышает вероятность откло-
нения самолета от требуемой траек-
тории. Поэтому нормы летной год-
ности предъявляют повышенные тре-
бования к характеристикам самоле-
та на посадке. Также как и на взле-
те, в основном эти требования отно-
сятся к скоростям полета на различ- Рис. 9.1. Схема определения потреб-
ных этапах захода на посадку и по- пой посадочной дистанции
садки, располагаемой тяговооружен-
ности и длине ВПП.
Для улучшения управляемости и повышения безопасности скорость са-
молета при заходе на посадку на всех участках полета вплоть до момента
пересечения входной кромки ВПП должна превышать скорость сваливания
в соответствующей конфигурации не менее чем в 1,3 раза. Повышение запаса
скорости от скорости сваливания по сравнению со скоростью Г2 на взлете оп-
ределяется тем, что в процессе выравнивания и приземления будет произво-
диться дальнейшее снижение скорости и увеличение угла атаки. Кроме того,
в случае вынужденного ухода на второй круг необходим значительный запас
угла атаки для создания перегрузки и перевода самолета из снижения в на-
бор высоты. В режиме ухода на второй круг запас скорости от скорости сва-
ливания должен быть не менее 20%, как это обычно принято при взлете.
Требования к тяговоор ужен пости самолета сводятся к обеспечению рас-
полагаемого градиента набора высоты при прерванной посадке не менее
2,4%, при одном отказавшем двигателе и двух, работающих на взлетном ре-
жиме. Исходя из этого же требования выбирается посадочная конфигурация,
при которой необходимо совершать посадку в случае захода с неработающим
двигателем, а также порядок изменения механизации при уходе на второй
круг, вызванном отказом двигателя в процессе снижения по глиссаде.
Требование Норм летной годности к аэродрому посадки, как и к аэро-
дрому взлета, заключается в том, чтобы потребная посадочная дистанция са-
молета не превышала располагаемой дистанции на аэродроме посадки.
Потребную посадочную дистанцию (рис. 9.1) рассчитывают умножением
на коэффициент 1,67 фактической посадочной дистанции с высоты 15 м до
полной остановки исправного самолета с использованием всех средств тор-
можения. Фактическую посадочную дистанцию определяют при стандартной
температуре и атмосферном давлении на данном аэродроме, сухой и ровной
ВПП. Учитывая возможные неточности измерения и порывы, при встречном
ветре учитывают не более 50% продольной составляющей скорости ветра, при
попутном— не менее 150%. Посадка должна выполняться без чрезмерных
вертикальных перегрузок. Методика пилотирования при определении факти-
ческой посадочной дистанции должна соответствовать рекомендациям Руко-
водства по летной эксплуатации.
При посадке на запасной аэродром коэффициент длины ВПП при опре-
делении потребной посадочной дистанции принят равным 1,43. Располагае-
мая посадочная дистанция (РГГД) аэродрома состоит из длины ВПП, умень-
шенной на длину участка выруливания.
Таким образом, при описанной расчетной посадке самолет должен оста-
новиться после пробега на расстоянии, равном 60% длины ВПП. При посад-
ках в условиях, отличных от расчетных, с учетом допустимых отклонений
методики пилотирования, возможных отказов посадочная дистанция не
должна превышать располагаемой посадочной дистанции.
При совершении аварийной посадки, вызванной отказом, при-
водящим к значительному увеличению посадочной дистанции (на-
пример, отказ системы выпуска закрылков или тормозов), допуска-
ется выкатывание самолета на концевую полосу безопасности (КПБ).
137
М. ЗАХОД НА ПОСАДКУ
Он может выполняться по большому прямоугольному маршруту,
называемому «большой коробочкой», или по другой схеме, установ-
ленной для данного аэродрома с использованием бортовой навига-
ционной системы или по указаниям службы УВД.
При любой траектории захода на посадку скорость самолета
должна быть уменьшена от скорости снижения по маршруту до ско-
рости, с которой самолет производит полет по глиссаде. Если в кон-
це снижения скорость составляла 450—575 км/ч, то к моменту нача-
ла снижения самолета по глиссаде скорость должна быть 240—
265 км/ч. Поэтому уменьшение скорости следует начинать заблаго-
временно с таким расчетом, чтобы на расстоянии 22'—25 км от точки
посадки (при полете по «большой коробочке» — на траверзе ДПРМ
перед третьим разворотом) скорость самолета составляла 360—
400 км/ч. Для торможения режим работы двигателей уменьшают,
из-за высокого аэродинамического качества может потребоваться
его снижение до малого газа.
На этом этапе полета для уточнения выхода в заданную точку
с заданной скоростью могут быть использованы интерцепторы, крат-
ковременный выпуск которых позволяет быстро произвести кор-
рекцию высоты или скорости.
По принятой для самолета Ту-154Б методике в точке, отстоящей
от ВПП на расстоянии 22—25 км, на траверзе ДПРМ выпускают
шасси. На расстоянии 18—20 км от ВПП (после третьего разворо-
та) выпускают закрылки в положение 28°. Скорость самолета к
моменту начала выпуска закрылков должна составлять 340—360 км/ч.
Одновременно с выпуском закрылков автоматически выпус-
каются предкрылки иа полный угол и в «согласованное» (в зависи-
мости от расчетной центровки) положение переставляется стаби-
лизатор. К моменту достижения закрылками положения 28° ско-
рость не должна превышать ограничений по прочности 360 км/ч.
После четвертого разворота скорость уменьшают до 280—300 км/ч.
На расстоянии 12—16 км довыпускают закрылки в посадочное по-
ложение 45°, в это же положение автоматически устанавливается
стабилизатор. К моменту «захвата» глиссады должен быть установ-
лен курс посадки и скорость доведена до значения, рекомендован-
ного для снижения по глиссаде в зависимости от посадочной массы.
При заходе на посадку «с прямой», когда вход в глиссаду вы-
полняется на большей высоте, выпуск механизации и уменьшение
скорости производятся в процессе снижения с таким расчетом, что-
бы к моменту достижения высоты 400 м самолет имел посадочную
конфигурацию и заданную скорость. Режим работы двигателей в
этом случае будет несколько меньше, чем при полете на постоянной
высоте.
В отдельных случаях на определенных этапах полега служба
УВД требует выдерживания определенной скорости на расстояни-
ях от ВПП, отличных от указанных, для обеспечения продольного
138
эшелонирования. Если задан-
ная скорость меньше рекомен-
дованной для той конфигурации
и массы, которую имеет самолет,
то необходимо выпустить за-
крылки на промежуточный ми-
нимальный угол, при котором
обеспечивается необходимый за-
пас до скорости сваливания. Ре-
комендованные скорости захода
на посадку зависят от положе-
ния закрылков и посадочной
массы самолета (рис. 9.2).
В ряде случаев руководство
по летной эксплуатации пред-
писывает выполнять посадку с
закрылками, отклоненными толь-
ко на 28 °, например при по-
Рпс. 9.2. Зависимость рекомендован-
ных скоростей захода на посадку от
посадочной массы
вышенной посадочной массе, одном отказавшем двигателе и в дру-
гих, как правило, аварийных случаях. Порядок построения поса-
дочного маневра остается прежним, за исключением довыпуска за-
крылков.
9.3. ПОЛЕТ ПО ГЛИССАДЕ
В результате снижения по глиссаде самолет должен быть выве-
ден в заданную точку над ВПП с курсом посадки и скоростью, обес-
печивающими безопасное выравнивание и приземление.
В настоящее время для самолета Ту-154Б принята методика сни-
жения по глиссаде с постоянной скоростью и конфигурацией, пол-
ностью подготовленной к совершению посадки. Для сокращения
посадочной дистанции и снижения энергии, которую необходимо
погасить средствами торможения, полет по глиссаде до момента пе-
ресечения входной кромки ВПП следует выполнять на минималь-
ной скорости, рекомендованной для посадочной конфигурации и
массы самолета. Нормами летной годности установлен минимальный
запас скорости пересечения входной кромки ВПП до скорости сва-
ливания, равный 30%. Скорость сваливания самолета с закрылка-
ми, отклоненными на 45°, соответствует максимальному коэффи-
циенту подъемной силы Сустах = 2,15 (при /ипос = 78 т Vc-
— 202 км/ч). Рекомендуемая скорость полета по глиссаде и пере-
сечения входной кромки ВПП Va.n = 1,3- 202 = 265 км/ч, что
соответствует коэффициенту сУа = 1,27. С уменьшением посадочной
массы скорости сваливания и захода на посадку уменьшаются, так
как коэффициенты подъемной силы су inax и cv а не зависят от
массы самолета. Угол атаки при заходе на посадку постоянен и
составляет 6,2е.
139
Рис. 9.3. Зависимость вертикальной
скорости снижения от угла наклона
глиссады (тпос=78 т. ?са, Н=0)
Рис. 9.4. Зависимость вертикальной
скорости снижения самолета при по-
лете по глиссаде от температуры на
аэродроме и высоты его расположе-
ния (т=78 т, ба=45°, 0=2°40')
При закрылках, отклоненных
иа 28°, скорость сваливания со-
ответствует максимальному
коэффициенту подъемной силы
1,92, а коэффициент подъемной
силы на рекомендованной ско-
рости захода на посадку равен
1,14. Скорость захода на посадку
в этом случае для максимальной
посадочной массы 78 т V3 ,п =-
= 282 км/ч, а угол атаки будет
составлять ~8\
В случае захода на посадку
сразу после взлета с максималь-
ной массой посадочная масса
будет составлять примерно 97 т.
При такой посадке скорость на
глиссаде должна быть не менее
316 км/ч при закрылках, откло-
ненных на 28°. Вследствие боль-
шой посадочной скорости посад-
ка с большой массой самолета
может производиться только в
случае крайней необходимости
(например, пожар). В других
случаях выработкой топлива по-
садочная масса должна быть
уменьшена.
Вертикальная скорость снижения при полете самолета по глис-
саде зависит от угла залегания глиссады, температуры воздуха и
атмосферного давления: Vy = Vn sin 6, где 6 — угол залегания
глиссады. С увеличением температуры воздуха или уменьшением
атмосферного давления уменьшается н плотность воздуха р, что
при постоянной приборной скорости полета приводит к росту пу-
тевой и вертикальной скоростей.
При нормальном угле залегания глиссады —2°40' в стандартных
атмосферных условиях для посадочной массы 78 т вертикальная
скорость снижения должна быть 3,4 м/с. При угле глиссады —-4°
скорость снижения возрастает до 5,2 м/с (рнс. 9.3). Если темпера-
тура наружного воздуха в момент захода на посадку равна+ 30 °C,
то вертикальная скорость снижения при 0 = —2°40' — 3,5 м/с
(рис. 9.4).
Высота пролета ДПРМ, расположенного за 4 км от торца ВПП,
составит 200 м. Над БПРМ, отстоящим от ВПП на 1 км, высота про-
лета равна 60 м для стандартной глиссады.
Для выдерживания постоянной скорости в процессе снижения
по глиссаде необходимо подобрать режим работы двигателей. Следует
учитывать, что изменение режима работы двигателей приводит к
140
резкому изменению скорости, так как аэродинамическое качество
самолета при полете с полностью выпущенными закрылками и вы-
пущенным шасси составляет всего 5,5, в то время как в крейсерс-
ком полете оно равно 15. Поэтому не рекомендуется при снижении
по глиссаде изменять режим более чем на 5% по указателю частоты
вращения роторов компрессоров низкого давления двигателей.
Отклонения от глиссады устраняют только рулем высоты, если
скорость полета и вертикальная скорость снижения близки к реко-
мендованным. Если после прохождения ДПРМ допущено снижение
с вертикальной скоростью 5—6 м/с и более, даже если скорость по-
лета изменилась незначительно относительно расчетной, для быст-
рого уменьшения скорости Vy необходимо увеличить режим рабо-
тающих двигателей. Если при полете по глиссаде параметры от-
клоняются за допустимые РЛЭ пределы, то необходимо немедленно
уйти на второй круг.
9Л. ПРИЗЕМЛЕНИЕ
Приземление, или непосредственно посадка, самолета — этап
полета от момента пересечения входной кромки ВПП до уверенного
касания поверхности земли колесами основных стоек шасси. Гори-
зонтальная длина этого участка является воздушным участком по-
садочной дистанции, поэтому длина всей посадочной дистанции в
значительной степени зависит от методики пилотирования и чет-
кости работы экипажа. В процессе посадки пилот должен уменьшить
вертикальную скорость снижения до приемлемого значения по ус-
ловиям прочности конструкции и комфорта пассажиров, при которой
возможно плавное касание без повторного отделения. Основные
критерии оценки при отработке методики пилотирования на посад-
ке следующие: простота пилотирования; точность и качество при-
земления; длина воздушного участка и посадочной дистанции.
Простота пилотирования качественно характеризуется летной
оценкой, а количественно—частотой и амплитудой отклонения ор-
ганов управления. Точность посадки оценивается разбросом точек
касания относительно среднего расчетного значения — 400 м от
торца ВПП, качество приземления — вертикальной перегрузкой,
воспринимаемой шасси прн первом ударе колес о поверхность ВПП.
Перегрузка зависит от вертикальной скорости касания н характе-
ристик амортизаторов основных стоек шасси. Она ограничивается
прочностью шасси и самолета, а также комфортом пассажиров.
Мягкая посадка с перегрузкой в центре тяжести до пя = 1,4 ... 1,6
обеспечивается при вертикальной скорости снижения в момент ка-
сания не более 1,5 м/с.
Отработка оптимальной методики пилотирования проводилась
как расчетным путем, так и в летных исследованиях. При этом оп-
ределяли: влияние «воздушной подушки» (влияние земли) на ха-
рактеристики самолета, высоту начала выравнивания, оптимизацию
141
ляры самолета на посадке (б3=
=45°, предкрылки и шасси выпу-
щены) :
---- без учета влияния земли: -----
с учетом влияния земли
момента уборки РУД на «малый
газ», момент включения реверса,
вероятность и опасность послед-
ствий ошибок пилотирования;
возможность выполнения поса-
док с крутых глиссад; прием-
лемость методики в различных
условиях, в том числе при по-
летах ночью, с боковым ветром,
при метеомипнмуме II категории,
точность посадки при различных
способах захода по глиссаде и
легкость освоения рекомендуе-
мой методики летным составом.
Для выявления влияния бли-
зости земли на аэродинамические
характеристики была выполнена
специальная посадка с освобож-
денным управлением при началь-
ной вертикальной скорости сни-
жения 2 м/с. При неизменной
тяге двигателя сбалансирован-
ный на снижении самолет без
вмешательства пилота продол-
жает полет на высоте м с
сохранением исходной скорости.
Коэффициент подъемной силы
при минимальной высоте полета
увеличивается примерно на 0,13,
а коэффициент лобового сопротивления уменьшается на — 0,01
(рис. 9.5). На коэффициент продольного момента тг близость земли
влияния не оказывает.
Таким образом, сбалансированный по продольному каналу са-
молет может совершать полет по продолженной глиссаде в спокой-
ной атмосфере без вмешательства в управление. При подходе к зем-
ле на установившемся сбалансированном режиме угол тангажа ос-
тается неизменным, а на высоте 6—8 м под воздействием влияния
земли самолет проявляет тенденцию к уменьшению вертикальной
скорости снижения и искривлению траектории.
Если продолжить линию глиссады при стандартном угле зале-
гания —2°40', то она пересечет поверхность ВПП на расстоянии
320 м от ее кромки. Таким образом, получить длину воздушного
участка менее 320 м можно только прн «поднырнванкн под глиссаду»,
что недопустимо для самолета Ту-154Б вследствие увеличения вер-
тикальной скорости и вероятности посадки до ВПП.
Длина воздушного участка посадочной дистанции при отсутст-
вии участка выдерживания определяется в основном только высо-
той начала выравнивания. Минимальная высота выравнивания с
142
нормируемым запасом по скорости захода на посадку V3.n — 1,3 Vc
определяется исходной вертикальной скоростью и допустимой пе-
регрузкой при выравнивании. Для стандартной глиссады с углом
залегания до —3° при вертикальной скорости —3,5 ... —4 м/с ми-
нимальная высота выравнивания составляет 3 м, для крутых глис-
сад с 6 = 4° ...—5° и вертикальной скоростью снижения—5 ...
... —7 м/с минимальная высота выравнивания 5—9 м при перегрузке
пу 1,2 ...1,3.
Длина воздушного участка при стандартной глиссаде и вырав-
нивании на минимальной высоте равна 380—400 м. Таким образом,
для того, чтобы точка касания самолета была близка к середине
«светового ковра», выравнивание должно начинаться иа высоте,
близкой к минимальной.
Оптимальная высота выравнивания, определенная в испытаниях,
составляет 5 м при средних и задних центровках. При передних
центровках увеличивается время срабатывания вследствие увели-
чения момента инерции самолета и некоторого снижения эффектив-
ности продольного управления. Оптимальная высота выравнивания
при передних центровках составляет 7—8 м. Для выполнения вы-
равнивания требуется кратковременное отклонение штурвала на
себя с обязательным возвращением в исходное балансировочное
положение перед касанием ВПП для предотвращения роста угла
тангажа после касания и повторного отделения самолета. При этом
получаются стабильные по месту приземления посадки с сохране-
нием остаточного угла наклона траектории —0,5—1° вплоть до мо-
мента контакта с ВПП. Касание происходит мягко с вертикальны-
ми скоростями К^кас = —(0,5... 1,3) м/с н с перегрузкой пу ==
= 1,3 ...1,5 и а удалении около 450 м от торца ВПП. Угол таигажа
при такой посадке 'fiKac = 2 ...3°.
Выравнивание на большей нли меньшей высоте может привести
к появлению ошибок при выполнении посадки. При низком вырав-
нивании с недостаточной перегрузкой возможно приземление с
большой вертикальной скоростью. При большой перегрузке умень-
шается запас до допустимых углов атаки, особенно если скорость
захода ниже рекомендованной. Высокое выравнивание приводит
к тому, что самолет выходит на высокую пологую глиссаду или да-
же в горизонтальный полет, процесс посадки затягивается и зна-
чительно возрастает длина воздушного участка посадочной дистан-
ции. При попытке сократить воздушную дистанцию и прижать са-
молет к земле отдачей штурвала от себя возможно касание ВПП
передней опорой, что приводит к грубой посадке с поломкой само-
лета.
При крутых глиссадах с 0гл = —(4 ...5°) выравнивание целе-
сообразно проводить в два этапа: предварительно на высоте 15—25 м
уменьшают вертикальную скорость до 3—3,5 м/с, затем выполняют
выравнивание по методике, принятой для полета по стандартной
глиссаде.
143
Ряс. 9.6. Зависимость тяги двигателя
от времени при перемещении РУД
из положения, соответствующего ре-
жиму, потребному для полета по
глиссаде, в положение «малый газ»
Порядок управления тягой
двигателей при посадке в зна-
чительной степени определяется
методикой выполнения выравни-
вания. Уменьшение тяги двига-
телей сбалансированного на сни-
жении самолета приводит к на-
рушению балансировки, увели-
чению пикирующего момента и
вертикальной скорости, что тре-
бует дополнительного вмеша-
тельства пилота в управление
самолетом для сохранения по-
стоянной вертикальной скоро-
сти. Летные исследования пока-
зали, что ранний перевод РУД
на малый газ сопровождается частными небольшими отклонениями
колонки штурвала для соразмерного увеличения угла тангажа при
резком уменьшении скорости на снижении. При этом значительно
увеличивается загрузка пилота. Медленный перевод рычагов управ-
ления двигателями после начала выравнивания отвлекает экипаж
на наиболее ответственном этапе посадки, так как колонкой штур-
вала и рычагами двигателей приходится работать одновременно.
Характеристики приемистости двигателей (рис. 9.6) показыва-
ют, что изменение их тяги практически не зависит от скорости пере-
мещения РУД при уменьшении режима до малого газа. Поэтому
перевод РУД в положение малого газа надо выполнять одним плав-
ным, но быстрым движением.
Для уменьшения тяги двигателей оптимальным является момент
непосредственно перед началом выравнивания или момент начала
выравнивания на высоте 5—8 м.
Для более эффективного использования реверса тяги при тор-
можении самолета и предотвращения роста длины воздушного уча-
стка реверс тяги целесообразно было бы включать до касания зем-
ли на высоте 1 2 м. При этом в момент касания ВПП обратная тя-
га боковых двигателей еще невелика. Однако в условиях плохой
видимости (при малом коэффициенте сцепления менее 0,45) илн зна-
чительном боковом ветре (более 0,5 от предельного) реверс тяги
следует включать после касания.
При увеличении частоты вращения роторов двигателей, работа-
ющих на режиме реверса, вследствие направленной вперед реак-
тивной струн двигателя снижается эффективность руля направле-
ния. Поэтому если направление движения самолета при посадке
не совпадает с направлением оси ВПП или полет происходит с уг-
лом упреждения, то реверс тяги двигателей целесообразно вклю-
чать только после посадки и исправления направления движения.
Уменьшение скорости полета самолета на воздушном участке
посадочной дистанции при оптимальной методике посадки с нача-
144
лом выравнивания и сбросом газа на высоте 5—8 м составит 5-
10 км/ч. Несмотря на малую потерю скорости, суммарная длина по-
садочной дистанции уменьшается за счет значительного сокраще-
ния воздушного участка. А так как эффективность торможения са-
молета на земле значительно выше, чем в воздухе, прирост длины
пробега будет меньше, чем сокращение воздушного участка.
В испытаниях отмечено, что наличие даже незначительной уг-
ловой скорости на пикирование или перегрузки меньше единицы
перед выравниванием, как правило, приводит к посадке с повышен-
ной вертикальной скоростью. Самолет легко и быстро реагирует
на увеличение вертикальной скорости, но требует достаточного
времени и перегрузки для ее уменьшения. Лучше приземлиться с
перелетом на 100—200 м, чем пытаться увеличением вертикальной
скорости перед посадкой посадить самолет в заданной точке.
9.5. ПРОБЕГ
На ВПП при пробеге скорость самолета должна быть снижена
от скорости касания до остановки или до скорости руления. Поря-
док действий на пробеге должен обеспечить наибольшую эффектив-
ность торможения, чтобы пробег был завершен в пределах выделен-
ной для него части ВПП.
Пробег начинается с момента касания ВПП колесами основных
стоек шасси. Угол атаки самолета в момент касания равен 6° при
коэффициенте подъемной силы 1,35—1,4. Угол тангажа при верти-
кальной скорости касания 1—1,5 м/с составляет 2—3°. Чтобы не
произошло повторного отделения самолета от ВПП, в момент каса-
ния необходимо предупредить дальнейшее увеличение угла атаки.
Если отделение самолета от ВПП после первого касания все же
произошло, то следует зафиксировать колонку штурвала в том по-
ложении, в котором она находилась в момент касания. Не следует
допускать опускания носа перед вторым касанием, так как это при-
ведет к приземлению на переднюю стойку шасси, неизбежно вызо-
ве!' прогрессирующее «козление» и поломку самолета. Для сокра-
щения посадочной дистанции необходимо включить реверс тяги и
выпустить интерцепторы. При такой методике второе касание будет
плавным.
Основные средства торможения самолета Ту-154Б — тормоза
колес основных стоек шасси и реверс тяги боковых двигателей.
Выпуск внутренних и средних секций интерцепторов повышает
эффективность торможения не только вследствие увеличения ло-
бового сопротивления самолета, ио в основном благодаря сниже-
нию подъемной силы крыла на пробеге и обеспечению лучших ус-
ловий для работы тормозов колес.
Так как при посадочном угле атаки подъемная сила крыла близ-
ка к силе тяжести и нагрузка на колеса мала, то тормоза колес еще
неэффективны. Поэтому сразу после уверенного касания необхо-
145
димо плавно, без удара, опустить передние колеса на ВПП и удер-
живать штурвал в положении от себя до копна пробега. Уменьше-
ние угла атаки самолета до стояночного, равного 3°, приведет к
снижению коэффициента подъемной силы крыла с сУп — 1,12, а
выпуск внутренних и средних интерцепторов снизит сУр до 0,3. Для
наиболее полной реализации эффекта интерцепторов выпуск внут-
ренних интерцепторов заблокирован с включением реверса тяги и
обжатием амортизаторов основных стоек шасси.
Эффективность средних интерцепторов несколько меньше, чем
внутренних, поэтому их выпуск производится вручную сразу после
опускания носового колеса. При этом нормальная сила уже прак-
тически равна весу самолета и тормоза колес полностью включа-
ются в работу.
Очень эффективным средством торможения является реверс тя-
ги двигателей. Наибольший его эффект проявляется при пробеге
по скользкой ВПП, когда мала эффективность тормозов колес, а
также на этапе пробега до начала торможения. Суммарная обрат-
ная тяга двух двигателей, работающих иа режиме реверса, при ско-
рости 230 км/ч составляет 92,5 кН. С падением скорости тяга ревер-
са уменьшается. При включении реверса тяги после касания из-за
большого времени приемистости максимальная обратная тяга мо-
жет быть получена только через 5—6 с после перемещения руко-
яток управления реверсом тяги.
При включении реверса тяги двигателей на высоте 1—2 м сокра-
щение посадочной дистанции составляет 90 м и потребной посадочной
дистанции 150 м вследствие применения нормируемого коэффициента
1,67 по сравнению с включением реверса тяги в момент касания.
Задержка с включении реверса тяги от момента касания в 4 с при-
водит к увеличению фактической посадочной дистанции на 40 м и
потребной посадочной дистанции на 70 м. При принятой последо-
вательности действий к моменту начала торможения скорость са-
молета составит 230—220 км/ч. Для включения тормозов колес
нужно плавно и синхронно нажать на тормозные педали до полного
их обжатия. Направление движения на пробеге выдерживают плав-
ным отклонением руля направления и связанного с ним переднего
колеса иа небольшие углы, своевременно парируя тенденцию са-
молета к отклонению от заданного направления.
При снижении скорости до 130—120 км/ч, продолжая тормо-
жение, выключают реверс тяги двигателей плавно в два этапа. Сна-
чала переводят РУР в положение, соответствующее малому газу,
а затем, после уменьшения частоты вращения роторов двигателей,
отпускают рычаги управления реверсом тяги. При резком выклю-
чении реверса тяги створки реверса будут переложены в положение
прямой тяги очень быстро, а частота вращения роторов двигателей
будет очень велика. Двигатели перейдут на режим прямой тяги,
близкой к номинальной. Самолет иа короткое время (I—2 с) может
перейти в разгон вместо торможения.
146
Необходимость выключения реверса тяги боковых двигателей
на скорости более 120 км/ч обусловлена тем, что на меньших ско-
ростях увеличивается вероятность попадания в воздухозаборники
двигателей пыли, мелких посторонних предметов, а также собст-
венных выходящих газов. При опасности выкатывания самолета
за пределы ВПП пилот может принять решение об использовании
реверса тяги вплоть до момента полной остановки самолета. Затем
двигатели осматривают для выявления повреждений. При описан-
ном методе торможения длина пробега самолета будет минимальной
н для посадочной массы 78 т в штиль и в стандартных атмосферных
условиях составит 950—1000 м.
В процессе торможения на колесо действуют два момента сил:
момент, равный произведению силы сцепления колеса Есц с поверх-
ностью аэродрома па эффективный радиус колеса стремится по-
вернуть колесо, ему противодействует тормозной момент Л1Т, соз-
даваемый силой трения в тормозах колес (рис. 9.7). Поворачиваю-
щий момент зависит от силы нормального давления на колесо Л' =
= (G — Уа)/л, где YB — аэродинамическая подъемная сила крыла;
п — число колес. Коэффициент сцепления поверхности колес с по-
верхностью ВПП |_с зависит от рисунка протектора, материала по-
верхности и состояния ВПП.
Тормозной момент зависит от конструкции тормозов шасси, дав-
ления в тормозной системе, степени обжатия педалей тормозов и
работы противоюзного устройства. Максимальный располагаемый
тормозной момент колеса КТ-14IE, устанавливаемого сейчас на
самолет Ту-154Б, составляет 7,5 кН • м.
Если проворачивающий момент больше тормозного момента,
то колесо продолжает вращаться. При этом и а ось колеса действует
сила торможения Е, направленная в сторону, противоположную
движению самолета н равная M3/Ra. Коэффициент трения тормо-
жения в этом случае зависит от располагаемого тормозного момента
и силы нормального давления /тр = F/N = Мт / (Л'ЕД и по значе-
нию меньше коэффициента сцепления р. Если проворачивающий
момент меньше тормозного мо-
мента, то вращение колеса пре-
кращается и оно скользит по
поверхности ВПП.
Движение самолета при не-
вращающихся колесах, т. е. «с
юзом» недопустимо, так как при-
водит к повышенному их износу
и повреждению. Для предотвра-
щения проскальзывания необхо-
димо уменьшать тормозной мо-
мент снижением давления в тор-
мозной системе. Для этого само-
лет Ту-154Б оборудован автома-
тами торможения колес.
Рис. 9.7. Схема сил, действующих на
колесо при торможении
147
Принцип действия автомата торможения основан на использо-
вании силы инерции маховичка, вращающегося одновременно с ко-
лесом. При движении колеса без проскальзывания маховичок ав-
томата вращается синхронно с колесом. Если угловая скорость вра-
щения колеса уменьшается, то маховичок, продолжая вращение,
воздействует иа клапан, стравливающий давление в тормозах, умень-
шая тормозной момент. При выравнивании скоростей вращения
колеса и маховичка давление в тормозах восстанавливается. Затем
вновь происходит растормаживание. Частота срабатывания авто-
мата торможения составляет 8—12 Гц. Идеальный автомат тормо-
жения выдерживал бы равенство тормозного и проворачивающего
моментов, т. е. обеспечивал бы оптимальный режим торможения.
Реальный автомат имеет некоторые потери. Средний тормозной мо-
мент получается несколько меньше проворачивающего, что может
быть учтено введением коэффициента использования тормозного
момента k. Сила сопротивления одного колеса F = Nfep, а реали-
зуемый коэффициент трения /тр = /ф. Коэффициент k равен при-
мерно 0,7, если располагаемый тормозной момент больше провора-
чивающего.
Если проворачивающий момент больше тормозного, то вследствие
колебаний тележек шасси и толчков возможны ложные срабатыва-
ния автомата, снижающие располагаемый тормозной момент. Эти
потери могут составлять 60—10%, т. е. коэффициент использова-
ния в этом случае меняется от 0,4 при скорости 250 км/ч до 0,9 в
конце участка торможения.
При определении эффективного радиуса колеса Дф необходимо
учесть обжатие пневматика Д, = d/2 — б, где d — диаметр колеса,
б — обжатие колеса. Обжатие зависит от силы нормального давле-
ния JV на колесо и давления в пневматике. Для максимальной по-
садочной массы при нормальном давлении в пневматике эффектив-
ный радиус колеса равен /?-, = 0,46 м. Сопротивление колес носо-
вой стойки, не оборудованных тормозами, может быть определено
через коэффициент треиия качения, равный 0,03, и нормальную
нагрузку на переднюю стойку Епст ~ 0,03Л?п ст.
Из анализа работы тормозов шасси видно, что получить наиболь-
шую тормозную силу можно, только создав максимальное давление
в тормозах. Для этого необходимо полностью обжать тормозные
педали и держать их до остановки или снижения скорости, иа ко-
торой производится руление самолета.
Пример. Рассчитаем силы, действующие на самолет при пробеге. По-
садочная масса 78 т, сухая ВПП, стандартные атмосферные условия, штиль,
скорость пробега 150 км/ч, скоростной напор q = 1,08 кН/м2. Реверс дви-
гателей работает на режиме максимальной обратной тяги, создавая суммар-
ную обратную тягу 83,3 кН. Прямая тяга среднего двигателя на режиме ма-
лого газа составляет 2,3 кН. Угол атаки равен 3°, коэффициент подъемной
силы с учетом влияния земли cVa = 0,3. коэффициент лобового со-
противления сХа~ 0,188 Сила лобового сопротивления Ха = cXaqS
148
•= 0,188 X 1,08 х 180 36,5 кН. Подъемная сила крыла Ya G/.flS
= 0,3 X 1,08 < 180 = 58,3 кН. Проворачивающий момент одного колеса
М G~Y- иР I 780~58’3
/WnpciB~ ~ РАэ J2
0,7-0,46—19,36 кН-м.
Располагаемый тормозной момент при полностью обжатых педалях тормозов
составляет 0,6 максимального тормозного момента, равного 7,5 кН-м.
Сила сопротивления основных стоек шасси
„ Л1т/г
FqCH ~ IZ
Ад
7.5-0.С-12 _П7 4 кН
0,46
Сопротивление передних колес невелико из-за малой нагрузки па переднюю
стойку и может не учитываться: F = /"осн- Коэффициент трения в момент
пробега
f = _L_
Г'1р G-Ya
117,4
780—58,3
= 0,162.
Продольная перегрузка
P-Xa—F
nx —---------
a
— 83,3+2,3—36,5—117,4
780
=-0,301.
G
Замедление, обеспечиваемое всеми средствами торможения: / = nxg
= —2,95 м/с3.
Полная энергия самолета в момент касания с посадочной мас-
сой 78 т и расчетной скоростью составляют 21,25 • 104 кНм. В про-
цессе пробега она полностью гасится тормозами колес, реверсом тя-
ги двигателей и аэродинамическим сопротивлением самолета; при
этом за время работы двигателей иа прямой тяге энергия увеличи-
вается на 2,6 • 104кН-м. Значительную часть энергии берут на себя
тормоза колес. Расчеты показывают, что при описанном методе тор-
можения поглощаемая энергия распределяется следующим образом:
тормоза колес — 38,7% или 9,2 • 104 кН-м, реверс тяги 20,6% или
4,9 • 1013 кН-м, лобовое сопротивление самолета 41,1% нли 9,8 • 104
кН-м.
Располагаемая энергоемкость шасси, т. е. количество энергии,
которую могут воспринять конструкция тормозов колес основных
стоек шасси в нормальной эксплуатации без дополнительного их
охлаждения водой составляет 10,2 • 104 кН-м.
9.6. ОСОБЕННОСТИ ПОСАДКИ НА ВПП, ПОКРЫТУЮ
ОСАДКАМИ
Самолет Ту-154Б совершает посадки иа ВПП с бетонным нли
асфальтобетонным покрытием. Практика показывает, что, несмот-
ря на предпринимаемые по очистке ВПП меры, значительную часть
времени полосы бывают мокрыми или заснеженными. Для повыше-
ния регулярности полетов самолетов с аэродромов, покрытых слоем
осадков, были проведены теоретические и летные исследования воз-
можности выполнения взлетов и посадок с таких аэродромов. В ре-
149
зультате этих исследований введены ограничения по коэффициенту
сцепления, толщине слоя осадков и значению боковой составля-
ющей скорости ветра при уменьшенном сцеплении шнн с поверхно-
стью ВПП.
Состояние ВПП оказывает большое влияние па длину разбега
и пробега, а также на путевую устойчивость и управляемость са-
молета при движении по ВПП, особенно при боковом ветре.
При наличии на полосе осадков в виде воды, грязи, слякоти,
снега или льда изменяются силы, действующие иа колеса шасси при
разбеге и пробеге. По характеру действующих сил осадки можно
разделить па два типа. К первому относятся осадки, влияющие
только па изменение сил сцепления покрьпнек колес с поверхно-
стью аэродрома и пе создающие дополнительных гидродинамических
сил. На влажной ВПП, когда слои воды не превышает значения
средней шероховатости поверхности, и мокрой ВПП при наличии
слоя воды до 3 мм отдельных небольших луж гидродинамические
силы малы. К этому же типу осадков относятся осадки в виде льда
или укатанного плотного снега. Слой сухого рыхлого снега под
давлением колес образует тонкую пленку льда, снижающую сцеп-
ление резины с бетоном, не создавая дополнительных сил сопро-
тивления движению из-за малой плотности. Поэтому наличие на
ВПП сухого рыхлого снега можно отнести также к этому типу осад-
ков.
Оценить влияние перечисленных видов осадков на длину пробега
можно с помощью коэффициента сцепления покрышек колес с по-
верхностью ВПП. Зная коэффициент сцепления, длину пробега мож-
но рассчитать по методике, описанной выше. При располагаемом
тормозном моменте одного колеса 7,5 кН • м уменьшение коэффи-
циента рсц = 0,8, принятого для сухой полосы, до 0,5 практически
не сказывается на длине пробега, так как сила торможения колес
определяется только максимальным тормозным моментом. При мень-
ших значениях коэффициеиата сцепления сила торможения умень-
шается и длина пробега возрастает.
При коэффициенте сцепления 0,35 длина пробега при работаю-
щем реверсе тяги боковых двигателей возрастает на 200 м. Если
реверс тяги не использовать, то при таком коэффициенте сцепления
длина пробега возрастает в несколько раз.
Большую сложность представляет определение коэффициента
сцепления в эксплуатации. Наиболее распространен метод оценки
коэффициента сцепления с помощью деселерометра. Принцип дей-
ствия его основан на определении замедления движения специаль-
ного автомобиля при торможении иа ВПП. Этот прибор градуиру-
ется в единицах коэффициента сцепления или других условных еди-
ницах, характеризующих состояние ВПП. Выполняя разгоны и
торможения на автомобиле в нескольких точках (~30) вдоль ВПП
и осредияя показания прибора, получают значение коэффи-
циента сцепления, которое и сообщается экипажам самолетов в ка-
честве характеристики состояния ВПП.
150
Гак как показания прибора зависят не только от состояния ВПП,
по и от характеристик тормозов (их состояние, износ и форма про-
тектора шин) конкретного автомобиля, то определенный данным
методом коэффициент сцепления приблизителен.
На зарубежных аэродромах, где определение коэффициента
сцепления производится методами, отличными от принятых в
НЛСГА-71, а также в случаях, когда отсутствует информация о
коэффициенте сцепления, его можно определить по качественным
показателям состояния ВПП:
Расчищенная, сухая и влажная более 0,5
Мокрая................................................... 0,45
Иней или изморозь .... 0,35
Сухой снег (расчищен местами) . ... 0,45
Мокрый снег или слой слякоти до 3 мм . . . . 0,35
Лед (расчищен местами) .... . . .0,3
Лед по всей поверхности . ..... менее 0,3
Утрамбованный снег . . 0,4
Мерзлый снег со льдом 0,4
Ввиду значительного роста длины прооега и ухудшения путевой
устойчивости и управляемости эксплуатация самолета Ту-154Б на
аэродромах с коэффициентом сцепления ниже 0,3 запрещается из-
за повышенной вероятности выкатывания самолета за пределы ВПП
на концевую или боковую полосу безопасности.
Осадки в виде толстого слоя воды, грязи, мокрого снега или сля-
коти можно рассматривать как слой жидкости с различной плот-
ностью. При качении колеса по поверхности, покрытой слоем жид-
кости, образуется волна, в которой возникает повышенное гидро-
динамическое давление, создающее на колесе силу, действующую
под некоторым углом к поверхности ВПП. Она зависит от толщины
слоя и плотности жидкости и пропорциональна квадрату скорости
пробега (рис. 9.8).
Горизонтальная составляющая
создает сопротивление движению
ляющая этой силы Уг,д стремит-
ся поднять колесо над поверх-
ностью. Кроме того, на колесо
действует сила сцепления коле-
са с поверхностью ВПП. При
определенной скорости верти-
кальная сила Кг-Д становится
равной силе нормального давле-
ния на колесо. Колесо подни-
мается над поверхностью и на-
чинает скользить по слою жид-
кости, не имея контакта с по-
верхностью ВПП. Сила сцепле-
ния Гс.д пропадает, а так как
точка приложения равнодейст-
гидродииамической силы Хг.д
колеса, а вертикальная состав-
Рис. 9.8. Схема сил, действующих на
колесо при движении по ВПП, по-
крытой слоем осадков
151
Сующей гидро/хииамических сил находится впреДп от осн враще-
ния, то вращение колеса прекращается. Возможно даже враще-
ние колеса в противоположном направлении.
Скорость, при которой гидродинамические силы, создаваемые
слоем жидкости между пневматикою и поверхностью ВПП, полно-
стью отрывают колесо от поверхности, называется скоростью на-
чала глиссирования. Кроме описанных гидродинамических сил и
сил снепления колеса с поверхностью аэродрома, па поверхность
самолета попадают струп жидкости, отбрасываемые колесами при
движении по слою осадков, в результате чего создается дополнитель-
ное сопротивление движению.
Особенность конструкции шасси самолета Ту-154Б состоит в
том, что шесть колес основной стойки расположены в три ряда од-
но за другим. Поэтому описанные выше гидродинамические силы
действуют только на четыре передних колеса основных стоек шасси.
Колеса второго ряда основных стоек будут двигаться по слою осад-
ков, значительно более тонкому. Последние четыре колеса, по всей
видимости, вообще не будут воспринимать никаких гидродинами-
ческих сил. Это предположение подтверждается тем, что в процессе
специальных летиых испытаний явление глиссирования не было
отмечено, тем не менее полностью его исключить нельзя.
При посадке иа ВПП, покрытую слоем воды 3—10 мм, длина
пробега возрастает иа 200 м при использовании всех средств тор-
можения по сравнению с пробегом по сухой ВПП.
Наличие слоя мокрого снега (лепится в снежок) или слякоти
(разбрызгивается при ударе ногой) толщиной 3—12 мм увеличивает
длину пробега иа 360 м. Эксплуатация самолета при толщине слоя
осадков больше указанных запрещается. После пробега по полосе,
покрытой слоем грязи или снега, до заруливания на стоянку зак-
рылки можно убрать только до 28°, так как возможно их повреж-
дение скопившейся иа них грязью, поднятой колесами шасси при
пробеге.
9.7. ПОСАДКА С БОКОВЫМ ВЕТРОМ
При снижении по глиссаде боковой ветер стремится изменить
направление полета на угол, равный углу сноса tgip = Wl V. Па-
рировать сиос самолета можно двумя способами: созданием сколь-
жения или изменением курса полета на значение сноса. В первом
случае на глиссаде ось самолета и его путевая скорость совпадают
с направлением оси ВПП (рис. 9.9). Для парирования момента и
боковой силы, возникших при угле скольжения р, равном углу сно-
са, отклоняют руль направления и элекроиами создают крен само-
лета. Перед приземлением крен убирают, чтобы самолет коснулся
ВПП обеими основными стойками шасси, а ось самолета осталась
параллельной оси ВПП.
Прп максимальной скорости бокового ветра и а посадке методом
скольжения, ограниченной эффективностью элеронов и руля на-
152
правления, создаются большие
усилия на штурвале н педалях.
Выравнивание самолета на по-
садке и приземление требуют
высокой точности, следователь-
но, возможны ошибки. Поэтому
посадка при боковом ветре долж-
на выполняться только методом
упреждения - - изменением кур-
са самолета на угол, равный
углу сноса. При этом полет про-
исходит без крена и скольжения
при нейтральном положении
штурвала и педалей. Пилотиро-
вание самолета значительно
упрощается.
Максимальная боковая со-
ставляющая скорости ветра,
установленная для посадки па
сухую ВПП, равна 17 м/с. При
посадках иа ВПП с понижен-
ным коэффициентом сцепления
допустимый боковой ветер умень-
шается до 5 м/с (рис. 9.10). Дпя
улучшения управляемости и
уменьшения угла упреждения
скорость самолета должна быть
увеличена на 5 км/ч при боко-
вом ветре 7—11 м/с и на 10 км/ч
при боковом ветре более 11 м/с.
При максимальной скорости
бокового ветра 17 м/с и скоро-
сти полета 275 км/ч (увеличена
и а 10 км/ч) угол упреждения
ф «= 12°50'. При этом путевая
скорость постоянно будет на-
правлена вдоль оси ВПП, а воз-
душная скорость и ось самоле-
та — под углом Дф против
Рис. 9.9. Положение самолета при
устранении сноса при заходе па по-
садку с боковым ветром методом
скольжения
Рис. 9.10. Зависимость предельно
допустимой боковой составляющей
ветра на взлете и посадке от коэф-
фициента сцепления ВПП
Рис. 9.11. Положение самолета при
устранении сиоса при заходе па по-
садку с боковым ветром методом
упреждения
ветра (рис. 9.11). При изменении боко-
вого ветра в процессе снижения угол упреждения уточняют крат-
ковременным отклонением руля направления, а порывы ветра па-
рируют соответствующим отклонением элеронов. Упреждение по
курсу сохраняется вплоть до уверенного касания. В момент при-
земления силы, действующие иа колеса шасси, стремятся развер-
нуть самолет по направлению путевой скорости, совпадающей с
направлением оси ВПП. На сухой ВПП практически не требуется
дополнительного отклонения руля направления для поворота са-
молета.
153
При пониженном сцеплении действующих на колеса сил будет
недостаточно для полной ликвидации угла упреждения — требует-
ся дополнительное энергичное отклонение руля направления. Угол
упреждения должен быть убрап до опускания самолета на передние
колеса.
9.8. ПРЕДОТВРАЩЕНИЕ ВЫКАТЫВАНИЯ САМОЛЕТА ЗА БОКОВУЮ
КРОМКУ ВПП
Анализ случаев выкатывания самолетов позволил выявить ха-
рактерные условия н закономерности, определить конструктивные
особенности самолета Ту-154Б, влияющие па боковую управляе-
мость при посадке. Выкатывания, связанные с отказами, а также
выкатывания при скорости ветра, выходящей за пределы ограниче-
ний, не рассматриваются.
Одним из основных параметров, влияющих иа динамику дви-
жения колеса по поверхности, является угол увода — угол между
плоскостью колеса и направлением путевой (земной) скорости. При
возникновении угла увода колеса вследствие деформации шины
возникает боковая сила Р„ пропорциональная вертикальной наг-
рузке па колесо Ру и зависящая от угла увода, состояния поверхно-
сти ВПП и рисунка протектора покрышки колеса. Кроме указан-
ных параметров на боковую силу влияют и другие факторы, такие,
как степень заторможенности колеса и давление в шине.
При увеличении угла увода боковая сила Pz пропорционально
возрастает до достижения углаф = 10 ...12е. При дальнейшем уве-
личении ф боковая сила не только не возрастает, а даже может не-
сколько уменьшаться (рис. 9.12). Наклон этой кривой иа линейном
участке при малых скоростях определяется коэффициентом бокового
сцепления колеса pe<JK, который может быть не равен коэффициен-
ту сцепления, измеряемому на ВПП и передаваемому на борт са-
молета перед посадкой.
Если поверхность ВПП сухая, коэффициент рСок та 0,65, на
мокрой ВПП он снижается до 0,45. На поверхности, покрытой тон-
ной боковой силы на колесе от угла
увода
/ — ВПП сухая; 2 — ВПП. покрытая ио-
ДоД
ким слоем воды, видимо, из-за
возникновения глиссирования
при увеличении скорости дви-
жения коэффициент р резко
снижается (рис. 9.13). Чем боль-
ше вертикальная нагрузка на ко-
лесо, тем больше скорость глис-
сирования при движении колеса
с углом увода.
При этой скорости в про-
дольной плоскости у вращаю-
щегося колеса глиссирование
еще не возникает
154
Особен кость самолета Г у-154 Ь
состоит в том, что нагрузка на
каждое колесо основных стоек
шасси у него меньше, чем у дру-
гих самолетов подобного класса.
Наличие 12 колес основных стоек
значительно уменьшает нагрузку
на бетон и позволяет эксплуа-
тировать самолет на аэродромах
с меньшей прочностью покрытия,
что приводит к более раннему
снижению сил бокового сцепле-
ния при посадке на мокрую
ВПП. У самолета Ту-154Б на-
грузка на каждое колесо при-
мерно в 2 раза меньше, чем у
Ил-62, поэтому вероятность сни-
жения сил бокового сцепления
у самолета Ту-154Б выше, чем
у Ил-62. При мягкой посадке с
перегрузкой пу ж 1 вероятность
снижения сил бокового сцепле-
ния вследствие малой нагрузки
иа колесо значительно выше, чем
при посадке более «плотной».
Для анализа путевой устой-
чивости самолета при его движе-
нии по BI1П и его управляемо-
сти рассмотрим схему сил, дей-
ствующих на колеса шасси са-
молетов с передним колесом, при
его движении по ВПП с углом
увода (рис. 9.14). Считаем, что
плоскость носового колеса сов-
падает с плоскостью симметрии
самолета, т. е. ^и.к=0.
Так как центр масс самолета
расположен между носовым и
основным колесами, то моменты
боковых сил переднего колеса
и основных колес М,.
"Н К «о .к
V
Рис. 9.13. Зависимость максимально-
го коэффициента бокового сцепле-
ния колеса с поверхностью мокрой
ВПП от скорости движения
Рис. 9.14. Схема боковых сил па ко-
лесах шасси и путевых моментов,
действующих на самолет при дви-
жении по ВПП с углом увода
имеют разные знаки. Если расстояние от центра масс самолета до
оси основных колес обозначить £ь а до оси переднего колеса — £2,
то при отсутствии аэродинамических сил и моментов вертикальная
нагрузка на колеса основных стоек шасси Руо = G£2/(£i + £2), а
на колеса передней стойки Ру = GLJ (Lx + £2), где G —
сила тяжести.
155
Тогда момент боковых сил колес основных стоек шасси
= ^°’К ^о-к ^1 ~ Но.н GLX L2/(L1 +/>2)-
Момент от передних колес
= Нн.К ^2 ~ Ин.К GLi LzI(^1 -Ь ^2)-
Как видно из полученных выражений, знак суммарного путевого
момента ЛД, + ^ок зависит только от характеристик
бокового сцепления и углов увода носовых и основных колес шасси
Ро к н р. 1(. Если момент боковых сил основных стоек шасси пре-
вышает момент боковой силы передней стойки, то суммарный путе-
вой момент стремится уменьшить возникший угол увода. В этом
случае самолет обладает путевой устойчивостью. При равенстве
моментов от основных и передней стоек самолет продолжает дви-
жение с имеющимся углом увода ip, т. е. он нейтрален в путевом от-
ношении. Самолет будет неустойчив при движении по ВПП, если
характеристики сцепления передних колес выше, чем колес основ-
ных стоек.
На самолете Ту-154Б характеристики бокового сцепления но-
совых колес несколько хуже, так как покрышки шин не имеют ри-
сунка протектора. Поэтому при отсутствии аэродинамических си.п
самолет при пробеге по сухой ВПП обладает небольшой степенью
путевой устойчивости. При движении по мокрой ВПП с большой
скоростью, когда на самолет, помимо веса действует подъемная си-
ла крыла и продольный аэродинамический момент от руля высоты,
стабилизатора и крыла, возможна даже некоторая путевая неус-
тойчивость.
Если передняя стойка поднята или находится в режиме свобод-
ного ориентирования, то самолет обладает очень высокой устойчи-
востью на сухой ВПП. Даже при движении по мокрой полосе, ког-
да возможно резкое снижение коэффициента бокового сцепления,
устойчивость самолета сохраняется, хотя боковые силы и восста-
навливающий момент значительно уменьшаются.
В предыдущем рассуждении речь шла только о направлении
действующих сил и моментов, т. е. о статической путевой устойчи-
вости. При определении степени путевой устойчивости должны учи-
тываться также и демпфирующие моменты, образующиеся при воз-
никновении угловой скорости вращения. Вращение самолета от-
носительно оси оу приводит к уменьшению фактического угла увода
носовых колес, вследствие чего возникает момент, препятствующий
вращению самолета. Гироскопический момент вращающихся колес
и аэродинамическое демпфирование увеличивают степень путевой
устойчивости движения.
При посадке самолета с углом упреждения на сухую ВПП в мо-
мент касания колесами основных стоек шасси угол упреждения ста-
новится углом увода. Вследствие высокой степени путевой устой-
чивости под действием больших боковых сил самолет самостоятель-
156
ио и очень быстро убирает угол упреждения, совмещая ось самолета
с направлением путевой скорости движения.
Если посадка выполняется на мокрую ВПП, то возникшие на
колесах основных стоек боковые силы малы и ие в состоянии быст-
ро ликвидировать начальный угол упреждения. Самолет продол-
жает двигаться по прямой, причем ось самолета с направлением
движения составляет угол, равный углу упреждения в момент ка-
сания. Без вмешательства в управление этот угол под действием бо-
ковых сил уменьшается значительно медленнее, чем на сухой ВПП.
В таком положении самолет быстро убирает угол упреждения, если
управляющее действие направлено в сторону уменьшения этого
угла. При отклонении руля направления в противоположную сто-
рону даже на небольшой угол самолет энергично увеличивает угол
увода. Если носовое колесо опущено при наличии угла увода, то
степень путевой устойчивости значительно снижается и самолет
продолжает движение по ВПП с имеющимся или увеличивающимся
углом увода.
Увеличение угла увода под действием управляющих сил в усло-
виях малого бокового сцепления называется заносом. Это явление
хорошо изучено, так как часто встречается в автомобильном транс-
порте. Занос самолета при посадке на мокрую ВПП отличается от
заноса автомобиля только тем, что начальной причиной появления
угла увода у самолета является неубранный угол упреждения, а у
автомобиля угол увода чаще всего возникает из-за проскальзыва-
ния колес под действием тяговых сил или сил торможения. Даль-
нейшее движение в процессе заноса протекет одинаково.
На боковые силы, возникающие на колесе при его движении с
углом увода, значительное влияние оказывает степень заторможен-
ности колеса. Торможение приводит к снижению этих сил и умень-
шению путевой устойчивости самолета. В испытаниях замечено,
что применение торможения как симметричного, так и раздельного
любой из тележек увеличивает угол увода и способствует развитию
заиоса.
В зоне приземления самолета ВПП, как правило, загрязнена
следами колес, оставляемыми самолетами при посадке. Слой рези-
ны на бетоне при сухой ВПП практически не влияет на характерис-
тики бокового сцепления, так как коэффициент сцепления резины
с резиной довольно высок. При наличии водяной смазки коэффи-
циент сцепления резины колеса с покрытым слоем резины бетоном
значительно ниже, чем резины и бетона. Осреднениый коэффициент
сцепления на мокрой ВПП обычно равен 0,5—0,6. На загрязненной
части в зоне приземления он может составить 0,4—0,45. На длине
пробега такая неравномерность коэффициента сцепления сказы-
вается незначительно, однако она может способствовать возникно-
вению и развитию заноса самолета. Это обстоятельство также долж-
но учитываться экипажем при пилотировании и выборе ограниче-
ния бокового ветра.
157
В качестве основного органа путевого управления при движе-
нии по ВПП используется управляемая передняя стойка шасси.
Поворот ее осуществляется в режиме пробега на угол ±8° от педа-
лей управления рулем направления. Чем меньше путевая устой-
чивость самолета на пробеге, тем выше его управляемость от перед-
ней стойки. При отклонении передней стойки из-за возникшего угла
увода передних колес образуется путевой момент М приводящий
к развороту оси самолета и образованию угла увода колес основных
стоек шасси. Под действием боковой силы на основных колесах
искривляется траектория движения самолета. После возвраще шя
носовой стойки в нулевое положение и совмещения оси самолета
с вектором путевой скорости исчезает угол увода основных колес
и самолет продолжает движение с новым курсом. Угловая скорость
вращения самолета относительно осп оу быстро гасится демпфирую-
щими моментами.
Особенность управления носовым колесом заключается в том, что
самолет становится неуправляем, если угол между осью самолета
и направлением его путевой скорости превышает максимальный
угол отклонения носового колеса 6н,кгаах. В этом случае (рис. 9.15)
даже при полном отклонении переднего колеса угол увода перед-
них колес не может быть полностью ликвидирован. Боковая сила на
Рис. 9.15. Схема образования боко-
вой силы носового колеса при дви-
жении самолета по ВПП с углом
увода, превышающим максимальный
угол отклонения носового колеса
колесах носовой стоики приво-
дит к дальнейшему увеличению
угла между продольной осью
самолета и вектором его путевой
скорости. Этот угол, равный
максимальному углу отклонения
носовой стойки, будем называть
критическим углом увода само-
лета фкр. Если самолет превы-
сил критический угол увода, то
самолет будет увеличивать этот
угол, и выкатывание за боковую
кромку неизбежно, если управ-
ляемая носовая стойка не будет
переведена в режим свободного
ориентирования.
Другая особенность управле-
ния передней опорой самолета
состоит в том, что ее подключе-
ние к управлению от педалей
происходит в момент опускания
носа самолета. До этого мо-
мента она находится в режиме
свободного ориентирования.
Если в момент обжатия носовой
стойки педали находились не в
нейтральном положении, то но-
158
Рис. 9.16. Характер обтекания верти-
кального оперения при работе дви-
гателей на максимальном режиме
реверса тяги и скорости пробега
200—220 км/ч
сова я стойка повернется иа со-
ответствующий этому положению
педалей угол. Неожиданное для
пилота увеличение эффективно-
сти управления от педалей мо-
жет внести дополнительное, хотя
и небольшое, возмущение в пу-
тевое управление самолетом.
Третья особенность управле-
ния передней стойкой состоит в
том, что при резком отклонении
педалей, особенно на мокрой
ВПП, возникает боковое про-
скальзывание передних колес
без создания боковой управляю-
щей силы. Такое проскальзывание при резком отклонении перед-
ней стойки на угол 4—5° и более сопровождается характерной тряс-
кой в кабине. Поэтому педали следует плавно отклонять на не-
большой угол, дальнейшее отклонение производить, если есть уве-
ренность, что самолет поворачивается на управляющее действие в
нужную сторону.
В начальной стадии пробега, начиная от момента касания коле-
сами основных стоек поверхности ВПП, в общей устойчивости и
управляемости заметную роль играет аэродинамическая путевая
устойчивость и управляемость от руля направления. Так как аэро-
динамические силы зависят от квадрата скорости, то их влияние
и а устойчивость и управляемость самолета при пробеге быстро умень-
шается с падением скорости. На самолетах с задним расположением
двигателей, оборудованных системой реверса тяги, на путевую аэро-
динамическую устойчивость н управляемость влияет режим работы
двигателей. Когда боковые двигатели работают иа режиме макси-
мального реверса тяги, то выхлопные струи двигателей направле-
ны против набегающего потока, создавая обратную тягу. Верхние
решетки реверса развернуты на 15° в сторону оси самолета, а ниж-
ние— от его осн. Такая компоновка, принятая на большинстве
самолетов подобной схемы, позволяет уменьшить возможность по-
падания в двигатели посторонних предметов и пыли, поднятых ниж-
ней струей двигателя при обратной тяге. При этом верхние струи
снижают энергию набегающего потока перед вертикальным опере-
нием, что приводит к уменьшению аэродинамических сил на верти-
кальном оперении при наличии угла скольжения р или при от-
клонении руля направления (рис. 9.16).
Если влияние аэродинамических сил на путевую устойчивость
и управляемость при выключенном реверсе тяги проявляется на
скорости 130—150 км/ч, то при работающем реверсе тяги эффектив-
ность руля направления практически полностью пропадает уже при
скорости 180 км/ч. Аэродинамическая путевая устойчивость также
снижается при работающем реверсе тяги. Снижение эффективно-
159
сти вертикального оперения приводит к тому, что самолет становит-
ся аэродинамически нейтральным или даже имеет небольшую сте-
пень неустойчивости.
Эффективность руля направления и аэродинамической устойчи-
вости после включения режима реверса снижается постепенно по
мере увеличения частоты вращения роторов двигателей и увеличе-
ния обратной тяги. Так как приемистость двигателя при выходе на
режим максимальной обратной тяги с режима малого газа состав-
ляет около 6 с, то эффективность руля направления заметно умень-
шается только через 4—5 с после полного перемещения рукояток
управления реверсом.
Устойчивость и управляемость самолета на пробеге определя-
ются аэродинамическими силами и силами, действующими на коле-
са. Поэтому отсутствие аэродинамической устойчивости и управля-
емости еще не означает потери устойчивости и управляемости при
пробеге.
Рассмотрим движение самолета Ту-154Б при посадке, закончив-
шейся выкатыванием его на боковую кромку ВПП (рис. 9.17). По-
ведение самолета ъ действие экипажа в большинстве случаев вы-
катывания аналогичны рассматриваемому и отличаются только на-
правлением и скоростью бокового ветра. Условия посадки: ветер
слева 5,5 м/с, у земли порывы до 7 м/с, полоса мокрая. Самолет
снижался по стандартной глиссаде без отклонений от осн полосы
с заданной скоростью, углом упреждения 3,5° без скольжения н
крена. Торец ВПП был пройден точно по оси ВПП на высоте
~ 10 м.
При дальнейшем снижении и выравнивании под воздействием
порывов ветра самолет получает незначительный снос вправо со
скоростью 1 м/с или под углом около Г к оси ВПП. В результате
сноса самолет производит посадку на удалении 350 м от торца и
Рис. 9.17. Движение самолета при выкатывании па БПБ при посадке:
I—пересечение входной кромки ВПП, 2=0, 1р“3,8<’; 2— касание, режим малого газа,
z=5 м, Vz=I м/с, ij)=3,5o. nj/=l,35; 3 —опускание посового колеса, />г=0. ф^б”; 4 —
отклонение руля направления и элеронов, приводящих к увеличению утла увода,
л2= 0, Ррев = min, ф = 8”; 5 — полное отклонение руля направления и носового колеса
для уменьшения угла увода, У=!80 км/ч, nz=0,26, ф=12—б — выкатывание на
БПБ, 120 км/ч. Ррев=тах, ф==23°
160
5 м правее оси ВПП. Посадка была мягкой с сохранением угла уп-
реждения 3,5°.
Вследствие малых сил бокового сцепления самолет продолжает
движение по прямой под углом 0,9° к оси ВПП по направлению к
правой кромке ВПП. Для изменения траектории движения руль
направления до 4-й секунды после касания отклоняется влево на
угол 5°, а затем на 9,5°. В левую сторону отклоняется и штурвал
самолета. В результате самолет увеличивает угол увода до 6° на
4-й секунде и до 8° на 6-й секунде, продолжая двигаться практиче-
ски по прямой к правой кромке ВПП. В первые 10 с боковая пере-
грузка, а следовательно, и силы бокового сцепления колес отсутст-
вуют.
Рукоятки управления реверсом перекладывают в положение
максимального реверса на 1-й секунде после касания. Переднее
колесо опускается после 4-й секунды. Начало резкого роста часто-
ты вращения роторов боковых двигателей и обратной тяги относит-
ся к 6-й секунде. В этот момент начинает быстро падать эффектив-
ность руля направления. На 6-й секунде руль направления и но-
совое колесо возвращаются в нейтральное положение, при этом угол
увода составляет 8°. При скорости 200 км/ч и угле увода 10° проис-
ходит резкий рост боковой перегрузки, что говорит о восстановле-
нии сил бокового сцепления колес. В ответ на рост перегрузки пи-
лот полностью отклоняет руль направления и носовое колесо впра-
во на вывод самолета из развившегося заноса, ио, так как угол уво-
да самолета в этот момент уже превысил критическое значение 8°,
а эффективность руля направления очень мала, то самолет на это
действие реагирует только некоторым уменьшением угловой ско-
рости. Угол увода продолжает увеличиваться, а под действием боль-
шой боковой перегрузки траектория самолета изгибается влево.
На 17-й секунде при скорости 120 км/ч самолет выкатывается за
левую кромку ВПП. При этом угол между его осью и направле-
нием движения в момент схода с полосы составляет 23°. Реверс тя-
ги в процессе пробега не выключался, а тормоза ие использовались.
Статистика боковых выкатываний показывает, что большинство
нз них произошло, когда боковой ветер и состояние полосы были
далеки от предельных. При максимальных значениях боковой со-
ставляющей ветра и коэффициента сцепления случаи бокового вы-
катывания достаточно редки. Однако в эксплуатации отмечены слу-
чаи выкатывания самолета на БПБ в штиль на сухой ВПП, когда
при попытке исправить траекторию пилот энергичным отклонением
руля направления перед касанием создает угол увода колес основ-
ных стоек и самолет заносит. Основной причиной выкатывания на
БПБ является занос самолета. Это подтверждается тем, что практи-
чески все выкатывания произошли в сторону, противоположную пер-
воначальному смещению в момент касания.
Проанализировав физические явления, конструктивные особен-
ности самолета и действия пилота, связанные с боковыми выкаты-
ваниями, можно сделать следующие выводы.
® Зак. 206
161
1. В пределах установленных ограничений РЛЭ по боковому
ветру и состоянию полосы обеспечивается достаточная управляе-
мость самолета на ВПП при посадке.
2. Сразу после касания отклонением руля направления необ-
ходимо ликвидировать угол упреждения, для чего установить ось
самолета по направлению движения. Попытка исправить траекто-
рию до ликвидации угла упреждения способствует возникновению
заноса.
3. Если не обеспечивается посадка с углом менее 3° относитель-
но оси ВПП при условии касания до ее осн, необходимо уйти на
второй круг.
4. При заходе на посадку иа мокрую ВПП скорость не должна
превышать рекомендованную, за исключением случаев, оговорен-
ных в РЛЭ. Посадка при пониженном коэффициенте сцепления долж-
на производиться более «плотно», чем на сухую ВПП.
5. После ликвидации угла упреждения необходимо опустить
переднее колесо и отклонением педалей иа небольшие углы выве-
сти самолет на линию, параллельную оси ВПП, и не стремиться
выводить самолет на ось ВПП S-образным маневром.
6. Резкие отклонения педалей иа большие углы снижают эф-
фективность управления самолетом на пробеге.
7. Реверс тяги следует включать только после устранения угла
упреждения.
8. При возникновении заноса необходимо немедленно прекра-
тить торможение и выключить реверс тяги. После устранения за-
носа повторно используют средства торможения.
9. Если отклонением педалей занос не ликвидируется, необ-
ходимо отключить управление носовым колесом, переведя его в
режим свободного ориентирования.
После устранения заноса управление носовым колесом следует
снова включить и исправить траекторию движения.
10. Явление заноса легче предотвратить, чем исправить.
Для повышения устойчивости пробега после посадки в настоя-
щее время разрабатывается для внедрения на самолете Ту-154Б систе-
ма автоматического выпуска внутренних и средних интерцепторов
в момент касания ВПП основными стойками шасси. Быстрый вы-
пуск интерцепторов приведет к увеличению нагрузки на колеса
основных стоек шасси и повышению пулевой устойчивости. Приня-
то решение об увеличении угла отклонения носового колеса в режи-
ме пробега и переноса тумблера включения управления носовым
колесом на штурвал. Эти мероприятия направлены на повышение
управляемости при выводе самолета из развившегося заиоса
Однако при высокой эффективности аэродинамических органов
путевого управления самолета никакими конструктивными средст-
вами нельзя полностью исключить вероятность бокового выкатыва-
ния, если при пилотировании самолета не будут учитываться и вы-
полняться те положения и рекомендации, которые были рассмотре-
ны в данном разделе.
162
9.9. УХОД НА ВТОРОЙ КРУГ
On может быть вызван различными причинами, например от-
клонением в выдерживании режима и траектории захода на посад-
ку, отказом какой-либо нз систем самолета, ухудшением метеоусло-
вий, появлением препятствия на посадочной полосе и т. д. Возмож-
ность ухода на второй круг на самолете Ту-154Б обеспечивается на
любом участке захода на посадку как при всех работающих двига-
телях. так и при одном неработающем двигателе, если посадочная
масса не превышает максимально допустимой, рассчитанной при
предполетной подготовке.
В соответствии с требованиями норм летной годности даже при
максимально допустимой посадочной массе избыток тяги работаю-
щих двигателей при одном отказавшем обеспечивает при установ-
ленной методике пилотирования располагаемый градиент набора
высоты ие менее 2,4%.
Минимальная высота ухода на второй круг определяется про-
садкой самолета, под которой подразумевается потеря высоты от
момента принятия решения об уходе на второй круг до момента на-
чала набора высоты. Траектория полета и просадка практически не
зависят от количества работающих двигателей и избытка тяги и
определяются только создаваемой перегрузкой и начальной верти-
кальной скоростью снижения.
Особенно сильно на просадку самолета влияет начальная вер-
тикальная скорость снижения в момент начала ухода иа второй круг,
так как она зависит от квадрата этой скорости (рис. 9.18). При поле-
те по стандартной глиссаде (— 2°40') с рекомендованной скоростью
вертикальная скорость снижения равна “3,5 м/с. Просадка само-
лета при уходе на второй круг в этих условиях составляет всего
8—10 м. При увеличении вертикальной скорости снижения до 5 м/с
просадка возрастает до 22 м,
при = 10 м/с она составит
уже 67 м.
Избыток тяги двигателей в
момент ухода на второй круг
определяет изменение скорости
самолета. При всех двигателях,
работающих на взлетном режи-
ме, уход на второй круг сопро-
вождается увеличением скорости
полета из-за большого избытка
тяги. При одном отказавшем дви-
гателе, когда избытки тяги ми-
нимальны, скорость самолета
должна сохраняться постоянной.
Она может быть увеличена
только после уменьшения угла
Рас. 9.18. Зависимость потери высо-
ты от начальной вертикальной ско-
рости снижения при уходе на вто-
рой круг
6*
163
отклонения закрылков, так как избыток тяги возрастает вследст-
вие увеличения аэродинамического качества.
Минимальная высота ухода на второй круг для самолета Ту-154Б
установлена равной высоте начала выравнивания. При нормальной
вертикальной скорости снижения 3—4 м/с самолет может уйти иа
второй круг с высоты 5—8 м, так как влияние близости земли умень-
шает просадку самолета. При увеличении вертикальной скорости
возрастает высота начата выравнивания и минимальная высота
ухода может быть определена по графику рис. 9.18. Необходимо
учитывать, что уход на второй круг после перевода РУД на малый
газ уже невозможен из-за большого времени приемистости двига-
телей.
Заход на посадку и уход на второй круг иа самолете со всеми
работающими двигателями осуществляется с углом отклонения за-
крылков 45°. Если отказ одного двигателя произошел до входа в
глиссаду, то заход выполняется при ба — 45° или 28° в зависимости
от условий посадки. И в том, и в другом случае обеспечивается до-
статочный избыток тяги для ухода на второй круг без изменения
положения механизации в момент ухода.
В момент принятия решения необходимо немедленно перевести
двигатели на взлетный режим, плавно вывести самолет из снижения,
сохраняя его скорость постоянной до перехода в набор высоты.
После появления положительной вертикальной скорости убрать
шасси и продолжать набор высоты, не превышая максимальной ско-
рости для данного положения закрылков. При малых избытках тя-
ги скорость должна сохраняться постоянной, близкой к скорости
захода на посадку.
После достижения высоты 50 м при скорости не меиее 270 км/ч
уменьшают угол отклонения закрылков до 28°, если они были выпу-
щены на 45°. В процессе уборки закрылков скорость увеличивают.
После достижения скорости 305—330 км/ч начинают убирать за-
крылки в положение 0. Уменьшив угол набора высоты, увеличивают
скорость до 340—400 км/ч и на этой скорости продолжают набор без-
опасной высоты. Меньшие значения скоростей относятся к нерабо-
тающему двигателю. На безопасной высоте уменьшают режим рабо-
тающих двигателей. При нормальной работе всех двигателей во
избежание превышений ограничений по максимальной скорости для
выпущенных закрылков двигатели могут быть переведены на номи-
нальный режим на меньшей высоте.
Рассмотрим порядок ухода на второй круг, если он вызван зна-
чительными отклонениями от заданной траектории при отказе дви-
гателя на глиссаде. Низкое аэродинамическое качество самолета
при 63 = 45° и неработающем двигателе не всегда обеспечивает
возможность ухода на второй круг. Поэтому при отказе двигателя
на глиссаде несколько меняется порядок действий в момент ухода
на второй круг.
Сразу после увеличения режима исправных двигателей до взлет-
ного и начала вывода самолета из снижения необходимо устано-
164
О ID 20 30 С, с
Рис. 9.19. Изменение параметров полета самолета при уходе на второй круг
с высоты 13 м при имитации отказа двигателя на глиссаде
вить рукоятку управления закрылками в положение 28° и сохранять
скорость постоянной, равной скорости захода на посадку. Несмотря
на увеличение скорости сваливания вследствие уборкн закрылков,
запас до скорости сваливания будет достаточен (не менее 1,2УС).
После появления положительной вертикальной скорости и переста-
новки закрылков в положение 28° необходимо убрать шасси и уве-
личить скорость в процессе набора до 310 км/ч. Дальнейшие действия
165
аналогичны действиям при уходе на второй круг при 68 = 286 и
одном отказавшем двигателе.
Возможность ухода на второй описанным методом круг при отка-
зе двигателя на глиссаде подтверждена летнымн испытаниями
(рнс. 9.19).
9.10. МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМАЯ ПОСАДОЧНАЯ МАССА
САМОЛЕТА
Она может быть ограничена прочностью самолета, возможностью
обеспечения нормируемого градиента набора высоты прн уходе на
второй круг с одним отказавшим двигателем, располагаемой для
посадки длиной ВПП и максимальной посадочной скоростью, опре-
деляемой прочностью колес шасси.
Исходя нз условия обеспечения градиента набора высоты 2,4%
при уходе на второй круг с одним отказавшим двигателем рассчи-
тывают номограмму ограничения посадочной массы (рис. 9.20)
в зависимости от температуры и высоты расположения аэродрома
при 68 = 28°. Как видно из номограммы, посадка и уход на второй
круг с максимальной посадочной массой допустимы в очень широ-
ком диапазоне атмосферных условий. Некоторое уменьшение по-
садочной массы может потребоваться только при высокой температу-
ре воздуха на высокогорном аэродроме. Практически ограничения
посадочной массы из условия обеспечения заданного градиента на-
бора высоты встречаются крайне редко
Рис. 9.20. Номограмма для опреде-
ления допустимой посадочной массы
в зависимости от температуры и вы-
соты аэродрома (»]=2,4%, б3=28°,
предкрылки выпущены, шасси выпу-
щено, режим взлетный)
Рис. 9.21. Номограмма для
определения посадочной
массы самолета с одним
отказавшим двигателем
6,=45°
166
Рис. 9.22. Номограмма для опреде-
ления допустимой посадочной массы
самолета, ограниченной располагае-
мой посадочной дистанцией
Рис. 9.23. Зависимость расчетной
РПД от фактической РПД при нали-
чии слоя осадков на ВПП:
1 — слой воды 3—10 мм; 2 — слой сляко-
ти 3—12 мм или слой сухого снега 10—
50 мм
Приведенная на рис. 9.21 номограмма позволяет определить
положение закрылков, при котором следует производить посадку,
если отказ двигателя произошел до начала захода. Прн атмосферном
давлении, соответствующем высоте над уровнем моря до 300 м и тем-
пературе наружного воздуха до 29°, закрылки при заходе на по-
садку могут быть отклонены на 45°, что позволит выполнить по-
садку по привычной методике на малой скорости. При более высокой
температуре и более низком давлении посадку следует выполнять
при б3 = 28°. После посадки необходимы контроль температуры и
охлаждение колес водой.
Угол отклонения закрылков на случай посадки на основном и
запасных аэродромах выбирают заранее при предполетной подготов-
ке. Тогда же должны быть определены скорости захода на посадку
как со всеми работающими, так и с одним отказавшим.
Номограмма иа рис. 9.22 позволяет определить допустимую по-
садочную массу самолета, ограниченную располагаемой длиной
167
ВПП на аэродроме назначения и запасных аэродромах. На основ-
ных аэродромах следует принимать в расчет коэффициент 1,67, на
запасных аэродромах может быть принят коэффициент 1,43. Если
перед вылетом самолета имеется информация о состоянии^полосы
аэродрома назначения, то посадочная масса должна быть выбрана
с учетом его влияния на длину пробега через коэффициент сцепле-
ния р
Состояние ВПП при наличии слоя осадков в виде воды или сля-
коти учитывают по номограмме (рис. 9.23). В зависимости от вида
осадков вводят поправку на располагаемую посадочную дистанцию,
которая всегда больше расчетной. Допустимую посадочную массу
прн наличии слоя осадков определяют по номограмме рис. 9.22 че-
рез расчетную посадочную дистанцию. Учитывать изменение коэф-
фициента сцепления р при этом уже нет необходимости.
Если информация о состоянии полосы на аэродроме посадки по-
лучена уже при выполнении полета, то с использованием тех же
номограмм необходимо убедиться, что фактическая посадочная мас-
са не превышает допустимую. В противном случае необходимо уйти
па запасной аэродром.
Глава 10
УСТОЙЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ
10.1. ВОЗМУЩЕННОЕ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
В предыдущих главах рассматривалось движение самолета по траекто-
рии под действием сил, приложенных в его центре масс. При анализе траек-
торного движения предполагалось, что вращение самолета относительно цент-
ра масс отсутствует. 1*
В общем случае внешние силы, действующие на элементы самолета, при-
водят к возникновению моментов и вращению самолета относительно его
центра масс. Силы и моменты, действующие на самолет, зависят от множества
факторов непостоянно меняются. К изменению их приводят управляющие
действия пилота или автоматической системы управления (АБСУ), изменение
положения центра масс в результате перемещения пассажиров и выработки
топлива, атмосферные внешние возмущения, носящие случайный характер,
изменение аэродинамических характеристик, зависящих от скорости, числа
М. высоты полета, режима работы двигателей. Все эти силы — возмущаю-
щие, а вызванное ими движение самолета — возмущенное. Выполнение
равномерного прямолинейного’полета возможно только при равенстве нулю
суммы всех сил и суммы всех моментов, действующих иа самолет. Однако для
выдерживания постоянного реЖпма в реальных условиях полета требуется
постоянное’корректлрующее отклонение органов управления. Поэтому дви*
жение самолета"всегда возмущенное.
Влияние различных возмущающих факторов на движение самолета
очень разнообразно. Рассмотрим силы и моменты при действии различными
средствами управления с целью изменения высоты полета. Ее пилот может
изменять, отклоняя руль высоты. Перераспределение давления на внешней
поверхности стабилизатора, вызванное отклонением руля высоты/пр и водит
к изменению суммарных аэродинамических сил на горизонтальном опере-
нии и момента этих сил относительно центра массы самолета. В результате
168
ЬраЩений, вызванного изменением момента горизонтального оперения, из-
менятся угол атаки самолета и результирующая подъемная сила. Под дей-
ствием нормальной перегрузки в зависимости от направления отклонения
руля самолет перейдет в неустановившийся набор высоты или снижение.
Перевод самолета в набор высоты или снижение может быть выполнен
пилотом без отклонения органов управления только изменением режима ра-
боты двигателей. Угол атаки самолета останется постоянным, а прирост сум-
марной силы, вызванный изменением режима работы двигателей, приведет
к изменению траекторного угла полета.
На самолете Ту-154 Б имеется еще один орган управления, с помощью ко-
торого можно изменять высоту полета, — средние секции интерцепторов.
Угол отклонения средних интерцепторов зависит от угла отклонения спе-
циальной рукоятки, установленной в кабиле пилотов. Изменение подъемной
силы и силы лобового сопротивления крыла при выпуске средних интерцеп-
торов вызовет уменьшение перегрузки и траекторного угла полета. Началь-
ные движения самолета в рассмотренных случаях будут различными.
Движение самолета в пространстве под действием возмущающих сил
может быть описано системой нелинейных дифференциальных уравнений сов-
местно с уравнениями кинематических связей, обусловленных выбранными
осями координат. Положение самолета в пространстве в каждый момент вре-
мени и его кинематические параметры могут быть определены решением пол-
ной системы дифференциальных уравнений на ЭВМ. Примером такого под-
хода к оценке динамических характеристик самолета является использование
тренажеров и пилотажных стендов, предназначенных для тренировки лет-
ного состава и решения специальных задач динамики полета. Тренажеры и
пилотажные стенды — сложнейшие электрогидромеханические комплексы с
электронными аналоговыми или аиалогоцифровыми вычислительными ма-
шинами. Стоимость их близка к стоимости самолета.
Анализ системы полных нелинейных дифференциальных уравнений дви-
жения очень сложен. В практике прибегают к упрощению уравнений, вводя
некоторые допущения. Так, допущение малости возмущении позволяет ли-
неаризировать уравнения. Допущение независимости сил, действующих в
плоскости симметрии, от сил, действующих в других плоскостях, дает возмож-
ность разделить полную систему уравнений на уравнения продольного и
бокового движений.
Введение понятий продольной и боковой устойчивости, управляемости,
маневренности и, в свою очередь, деление их на более мелкие составляющие
позволяет достаточно полно оценить динамические характеристики самоле-
та, исследовать особенности его поведения при действии различных возму-
щающих факторов, определить степень соответствия характеристик устой-
чивости и управляемости требованиям норм летной годности.
В ряде случаев (большие возмущения, нарушение симметрии сил) не-
обходимо анализировать полное движение с использованием математических
моделей, специальных летных испытаний и испытаний летающих моделей.
10.2. ПРОДОЛЬНОЕ И БОКОВОЕ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
Движение самолета в пространстве состоит из движения его центра масс
и вращения вокруг центра масс.
При исследовании траекторий движения обычно используют земную си-
стему координат с началом координат в центре масс самочета или топоцент-
рическую земную систему координат с началом координат на поверхности
земли в заданной точке.
При анализе характеристик устойчивости и управляемости приняты
скоростная система координат и связанная. Начало координат в этих системах
совпадает с центром масс самолета. В скоростной системе ось ха направлена
параллельно вектору воздушной скорости, ось уа лежит в плоскости сим-
метрии самолета и направлена перпендикулярно коси ха вверх, осьх лерпен-
169
Рис, 10.1. Связанная и скоростная системы координат (обозначения и прави-
ло знаков, принятые при исследовании устойчивости и управляемости само-
лета)
днкулярна плоскости симметрии самолета и образует правую систему коор-
динат. В связанной системе координат (рис. 10.1) ось х направлена вперед
вдоль оси самолета или параллельна установочной хорде крыла (контроль-
ное сечение крыла КСК) и лежит в плоскости симметрии. Ось у лежит в
плоскости симметрии самолета, направлена вверх и перпендикулярна оси х.
Ось г направлена по правому крылу и перпендикулярна плоскости хоу.
Положение связанной системы координат относительно скоростной оп-
ределяется углом атаки а и углом скольжения р. Относительно земной сис-
темы координат связанная система повернута на угол тангажа и. угол кре-
на у и угол рысканья
Самолет Ту-154Б имеет плоскость симметрии, которую принято назы-
вать продольной. В этой плоскости действуют нормальная сила Y, тангенци-
альная сила X и момент тангажа Mz. Анализ аэродинамических характери-
стик самолетов, имеющих плоскость симметрии, показывает, что при малых
возмущениях изменение сил и моментов, лежащих в продольной плоскости,
при изменении условий полета не приводит к изменению боковой силы Z,
моментов крена Мх и рысканья Му.
Плоскости zoy и хог называют боковыми. Изменение силы Z и моментов
Мх и Му, лежащих в боковых плоскостях, также мало влияет на изменение
продольных сил X и Y и момента Мг. Малое”взаимное влияние сил и момен-
тов, действующих в продольной и в боковых плоскостях, позволяет значи-
тельно упростить анализ уравнений возмущенного движения самолета, раз-
делив его на два независимых (вижения: продольное возмущенное и боковое
возмущенное.
Продольное движение самолета определяется силами X и Y и моментом
Mz и характеризуется углами атаки а, тангажа.и, угловой скоростью coz,
перегрузками п-у и п-< и скоростью полета V. Боковое движение определяется
силой Z и моментами Мх и \Му и характеризуется скоростью полета V,
углами крена у, рысканья и скольжения р, угловыми скоростями сом и
С0у, боковой перегрузкой nz. Это разделение движений позволяет анализи-
ровать продольные и боковые характеристики устойчивости и управляемости
независимо друг от др уга.
170
10.3. УСТОЙЧИВОСТЬ ДВИЖЕНИЯ и УПРАВЛЯЕМОСТЬ
САМОЛЕТА
Одним из основных динамических свойств, определяющих характер пе-
реходных процессов при отклонении органов управления или воздействия на
самолет атмосферных или иных возмущений, является устойчивость дви-
жения самолета. Под устойчивостью движения понимается способность са-
молета самостоятельно, без участия пилота, восстанавливать исходный ре-
жим полета после прекращения действия внешнего возмущения. Не менее
важная характеристика, определяющая способность самолета выполнять не-
обходимый маневр в ответ на действия пилота, — его управляемость.
От этих важнейших свойств самолета в значительной мере зависят про-
стота и точность управления, полнота реализации технических возможностей
самолета и безопасность полетов. Эти два динамических свойства самолета
неразрывно связаны между собой и только определенное соответствие между
характеристиками устойчивости и характеристиками управляемости позво-
ляют обеспечить необходимую простоту и точность управления, невосприим-
чивость к воздействию возмущений и так называемую «плотность хода».
На самолете, обладающем необходимой степенью устойчивости и управляе-
мости, при выдерживании заданного режима полета и совершении предпи-
санного маневра переходные процессы позволяют без чрезмерных затрат
энергии и времени пилота быстро восстановить исходный режим полета, вы-
полнить необходимый маневр, сбалансировать самолет на новом режиме или
предотвратить выход самолета за установленные ограничения при воздейст-
вии иа него больших возмущений.
Необходимым условием устойчивости движения (динамической устой-
чивости) является статическая устойчивость. Если при отклонении самолета
от установившегося режима балансировки по углу атаки или скольжения
в случае воздействия внешнего возмущения возникают аэродинамические мо-
менты тангажа или момент рысканья, направленные в сторону восстановле-
ния исходного режима полета, то самолет обладает статической устойчиво-
стью. Если возникшие в результате возмущения моменты направлены в сто-
рону дальнейшего отклонения от исходного режима, то самолет статически
неустойчив. Статическая устойчивость определяет только способность само-
лета в первый момент времени после действий возмущения реагировать в сто-
рону, противоположную действию возмущения, но не определяет весь харак-
тер переходного процесса.
В зависимости от вида переходного процесса (рис. 10.2) н режима поле-
та самолет должен обладать вполне определенной степенью статической ус-
тойчивости. Избыточная устойчивость часто ие менее вредна, чем неустойчи-
вость. Только определенное соотношение между степенью статической ус-
тойчивости, демпфирующими моментами и инерционными моментами обеспе-
чивает самолету достаточную устойчивость движения и приемлемое каче-
Рис. 10.2. Основные виды переходных процессов возмущенного движения
самолета:
а—апериодические затухание движения; б-к uai tbitc- . туханпе д важен •; в —
незатухающее движение с постоянной амплитудой; г — апериодическое нарастающее
движение; д — затухающее колебательное движение с нарастающей амплитудой
171
ство переходных процессов. Понятие «хорошая устойчивость» нс эквивалент-
но понятию «большая устойчивость». При хорошей устойчивости обеспечи-
вается лучшая плотность хода при выдерживании режима н выполнении ма-
невра и более высокая точность «хождения» за органами управления или уп-
равляемость самолета.
Управляемость самолета зависит от его устойчивости, эффективности
органов управления, характеристик самой системы управления, а также от
закона автоматического регулирования, заложенного в автоматическую бор-
товую систему управления (АБСУ). Под хорошей управляемостью пони-
мают строго соразмерную ответную реакцию самолета па действия пилота,
не слишком резкую, но и без заметного запаздывания и медленно затухаю-
щих колебаний. При этом потребное перемещение рычагов управления и при-
кладываемые к ним усилия должны быть строго определенными. Они не должны
быть слишком большими, чтобы физически не утомлять пилота и не созда-
вать неудобства при пилотировании, и не должны быть чрезмерно малыми,
чтобы не утомлять внимания пилота необходимостью точной дозировки по-
требных отклонений рычагов при управлении самолетом.
На основании опыта проектирования, испытаний и эксплуатации выве-
дены количественные критерии оценки управляемости самолетов. Управляе-
мость характеризуется перемещением рычага управления и прикладываемым
к нему усилием для изменения единицы соответствующего параметра дви-
жения. Например, продольная управляемость оценивается по потребному
перемещению колонки штурвала и усилию, прикладываемому к колонке для
изменения нормальной перегрузки An^ = 1. Управляемость по крену может
быть оценена углом поворота штурвала и приложенным к нему усилием для
создания угловой скорости крена, равной I рад/с. Принято критерий управ-
ляемости обозначать в виде производной хода рычага управления или усилия
по изменению параметра. Критерии продольной управляемости записывают-
ся в м® Л, “ х ’ ’ р
Управляемость самолета непосредственным образом зависит от характе
ристик системы управления самолета, определяющих зависимость угла от-
клонения руля от хода рычага управления. Автоматическое регулирование
этой зависимости позволяет изменять характеристики управляемости в ши-
роких пределах без изменения аэродинамической компоновки и эффективно-
сти рулей. Применение гидроусилителей (бустеров) для отклонения рулей и
пружинных загружателей рычагов управления совместно с АБСУ позволяет
при достаточной эффективности органов управления обеспечить практически
любые заданные характеристики устойчивости и управляемости на всех ре-
жимах полета.
10.4. ДВА ТИПА ВОЗМУЩЕННОГО ДВИЖЕНИЯ
Возмущенное движение самолета — обычно колебательное. Продольное
движение состоит из двух взаимно накладывающихся друг на друга колеба-
ний с существенно различными периодами. Колебания самолета, связанные с
поворотом относительно центра масс, имеют период менее 5—6 с. Колебания
малого периода сопровождаются быстрым измененисм’угла атаки самолета
и нормальной перегрузки при практически постоянной скорости и высоте
полета. С увеличением высоты полета и уменьшением скорости период этих
колебаний и время их затухания возрастают. Этот цид колебаний определяет
короткопериодическое движение самолета.
Второй типУпродольных^колебаний’характеризует длиннопериодическое,
или’?фугоидное,'гдвижение»гпроисходящее*относительно траектории полета' с
периодом более 15’с. Длнннопериодмчсское’движепие’связапо с перемещением
в пространстве центра масс самолета и сопровождается^ медленным периодиче-
ским изменением скорости, высоты и угла наклона траектории.
172
Если к характеристикам колебания в короткопериодическом движении
предъявляют очень строгие требования, так как пилот практически не мо-
жет воздействовать на них отклонением органов управления, то к характе-
ристикам длиннопериодического движения требования значительно ниже.
Медленное изменение параметров движения позволяет пилоту отклонением
органов управления вмешаться и изменить характер длиннопериодического
движения. У него не возникает больших трудностей при пилотировании са-
молета неустойчивого в длиннопериодическом движении, в то время как пи-
лотирование самолета, неустойчивого в короткоперподическом движении,
оказывается практически невозможным.
Анализ уравнений бокового движения показывает, что оно состоит из
трех взаимно накладывающихся друг на друга движений: быстро затухаю-
щего апериодического движения крена, бокового колебательного движения
с малым (Т — 4 ... 10 с) периодом и апериодического, слабо затухающего
или медленно развивающегося движения в направлении начального возму-
щения, в процессе которого самолет перемещается по спиралеобразной тра-
ектории, уменьшая или увеличивая исходный угол крена в зависимости от
устойчивости или неустойчивости этого движения. Большая степень спи-
ральной устойчивости, так же как и большая степень неустойчивости, за-
трудняет процесс пилотирования самолета в установившихся разворотах.
Поэтому наиболее приемлемыми считаются характеристики спирального дви-
жения, близкого к нейтральному.
Боковое коротко периодическое движение крена и рысканья характери-
зуется малым периодом и медленным затуханием. Положительную оценку
пилота короткопернодическое движение получит только при вполне опре-
деленных его характеристиках и обязательном условии его устойчивости.
При этом важную роль играет соотношение амплитуд колебаний в движении
крена и рысканья.
Параметры колебательного и апериодического процессов в короткопе-
риодическом движении при ступенчатом отклонении органов управления оп-
ределяются периодом свободных колебаний, временем срабатывания, отно-
сительным забросом параметра, интенсивностью уменьшения параметра за
один период, временем уменьшения амплитуды колебаний до 5% начального
значения, числом колебаний до практически полного затухания.
10.5. ОСНОВНЫЕ ТРЕБОВАНИЯ НОРМ ЛЕТНОЙ ГОДНОСТИ
К ХАРАКТЕРИСТИКАМ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
САМОЛЕТА
Разделение полного движения позволяет значительно упростить его ана-
лиз, а также определить те границы характеристик устойчивости и управляе-
мости, в пределах которых обеспечивается наиболее полное использование
летных и экономических данных самолета, наибольшая простота пилотиро-
вания и предотвращение выхода самолета па опасные режимы.
Характеристики’устойчивости, управляемости и техника пилотирования
будут удовлетворять требованиям норм, если в предусмотренных РЛЭ ус-
ловиях эксплуатации они получили положительную оценку пилота и не тре-
буют от него исключительного мастерства,'чрезмерного внимания и большо-
го физического напряжения. К общим требованиям относятся также требо-
вания к быстрому восстановлению исходного’рсжима полета. При этом'наи-
более желательным’видом'5собственного движения''самолета после'прекраЩе-
ния действия возмущения является колебательное с быстрым’затуханием’и
малым забросом или апериодическое с малым временем переходного процес-
са. При этом обеспечена возможность простого небыстрого лсрехода’'от одно-
го режима полета к другому при выполнении предписанных' РЛЭ маневров,
таких, как быстрое изменение режима двигателя, скорости, углов крена, уг-
173
Рис. 10.3. Виды и параметры переходных процессов короткопериодического
движения при ступенчатом отклонении органа управления:
а и б — соответственно колебательный и апериодический переходные процессы
t
лов набора и снижения, конфигурации самолета. Эти требования выполняют-
ся и при возможных отказах элементов системы управления, двигателя и при
полете в турбулентной атмосфере. Перекрестные аэродинамические связи,
т. е, взаимное влияние продольного и бокового движения, минимальны и не
вносят особенностей в пилотирование. Тенденции к развитию неуправляемо-
jo движения отсутствуют.
При всех предусмотренных РЛЭ условиях самолет имеет запас по от-
клонению органов управления и их эффективности, достаточный для выдер-
живания режимов полета, выполнения предписанных маневров и предотвра-
щения выхода за установленные ограничения. Наибольшие и наименьшие
значения градиентов усилий, т. е. изменение усилия на рычаге управления на
единицу его хода, не отличаются более чем в три раза на всех режимах
полета.
Помимо общих требований, нормы летной годности предъявляют коли-
чественные требования к характеристикам устойчивости и управляемости.
В продольном канале максимальные усилия на штурвале при пилотирова-
нии самолета не превышают по абсолютному значению 350 Н. Усилия на
штурвале, потребные для вывода самолета на максимально эксплуатацион-
ную перегрузку или на допустимый угол атаки, имеют нужный знак и по
абсолютному значению составляют не менее 250 Н при балансировке самолета
по усилиям на исходном режиме крейсерского полета. Критерии Р У и
представляющие собой отношение прироста усилий и хода штурвала для со-
здания прироста перегрузки, равной единице, по абсолютному значению не
менее 100 Н и 5 см соответственно.
Изменения усилий при изменении режима работы двигателей от полет-
ного малого газа до взлетного, выпуске и уборке механизации крыла, вы-
пуске шасси и интерцепторов, при заданных РЛЭ условиях балансировки по
усилиям не превышают 100 Н. Возможность триммирования, т. е. баланси-
ровка самолета по усилиям, имеется на всех установившихся режимах полета.
При выполнении взлета в момент подъема носового колеса при посадке и
приземлении запас по отклонению руля высоты составляет не менее 10%.
При этом руль высоты остается эффективным даже при его полном отклоне-
нии.
Самолет имеет приемлемые характеристики продольного короткопери-
одического движения. На взлете и посадке время срабатывания, т. е. время
174
достижения перегрузки, равной 0,95 от установившейся, не более 4 с, а от-
носительный заброс нормальной перегрузки — не более 0,3 (рис. 10.3).
В длпннопериодическом движении при периодах колебаний более 20 с до-
пускается нейтральность, а при периодах более 30 с — неустойчивость, ес-
ли время удвоения амплитуды прн этом составляет не менее 60 с.
Максимальные усилия для управления по крену не превышают 200 Н,
покурсу — 700 Н приАпилотировании самолета в соответствии с РЛЭ. При
этих^усилиях эффективность поперечного управления обеспечивает вывод
самолета из установившегося разворота с креном 30° и ввод в разворот про-
тивоположного направления с креном 30° при отклонении штурвала не бо-
лее чем па 90° за время не более 6 с при взлете и посадке при скоростях Г2
и Г'з.П .соответственно. Это требование может быть удовлетворено, если эф-
фективность управления по крену достаточна для создания угловой скорости
крена ьзх = 0,2 рад/с.
Эффективность путевого и поперечного управления обеспечивает взлет
и посадку самолета с парированием бокового ветра со скоростью не ме-
нее 0,25 от скорости сваливания самолета.
В допустимых условиях эксплуатации самолет обладает прямой реак-
цией по крену на отклонение руля направления.
При всех скоростях полета и возможных конфигурациях самолет обла-
дает путевой устойчивостью при допустимых углах скольжения, соответст-
вующих предельному отклонению органов путевого и поперечного управле-
ний.
Колебательное движение самолета устойчиво, а затухание боковых ко-
лебаний до 5% начальной амплитуды происходит не более чем за 12 с на взлет-
но-посадочных режимах и не более 20 с на крейсерских.
Спиральное движение близко к нейтральному. Большие степени устой-
чивости и неустойчивости недопустимы.
Время удвоения или уменьшения вдвое угла крена в режиме устано-
вившегося разворота при неизменном положении рычагов управления само-
лета не менее 20 с.
При возникновении в полете особой ситуации, такой, как отказ двигате-
ля, элементов системы управления, попадание в условия обледенения, вы-
ход на большие углы атаки, также необходимо выполнение условий для обес-
печения быстрого парирования вызванных возмущений и благополучного
завершения полета.
При внезапном и полном отказе двигателя на всех режимах полета пе-
реходные процессы исключают выход самолета на опасные углы атаки и
скольжения. Угол крена в течение первых 5 с без вмешательства пилота в
управление не превышает 30°. Эффективность путевого и поперечного управ-
лений достаточна для того, чтобы восстановить режим полета, сохранить пря-
молинейный полет после отрыва на взлете с креном до 5° на работающие дви-
гатели и без крена на всех остальных режимах полета. Эффективность трим-
мирующих устройств достаточна для балансировки самолета в длительном
полете с креном до 5°. При отказавшем двигателе сохраняется возможность
выполнения разворотов в сторону работающих и в сторону отказавших дви-
гателей.
При одном отказе в системе управления возмущенное движение разви-
вается таким образом, что пилот успевает вмешаться в управление и имеет
возможность предотвратить выход параметров движения за допустимые пре-
делы. При этом обеспечена возможность парирования возникших на рыча-
гах управления усилий и возможность продолжения и успешного заверше-
ния полета.
Требования к характеристикам управляемости и устойчивости при об-
леденении и на больших углах атаки будут рассмотрены подробнее в после-
дующих главах.
175
Глава 11
ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОДОЛЬНОГО ДВИЖЕНИЯ
САМОЛЕТА
11.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
К силам и моментам, определяющим продольное движение, от-
носятся проекции сил на скоростные оси координат ха и уа, лежа-
щие в полоскостн симметрии самолета, и моменты сил относительно
оси 2. Сила лобового сопротивления и подъемная сила самолета
определяются коэффициентами аэродинамических сил и сУа.
Эти силы и зависимость коэффициентов этих сил от угла атаки,
числа М и положения механизации были рассмотрены ранее, так
как они являлись определяющими при рассмотрении крейсерских
и взлетно-посадочных характеристик самолета. Изменение этих сил
в полете приводит к изменению положения центра масс самолета
в пространстве. Изменение углового положения самолета определяет-
ся суммой моментов сил относительно оси г.
Аэродинамический момент Mz зависит от многих параметров
движения самолета. К основным из них относятся угол атаки, чис-
ло М, положение механизации крыла, центровка самолета, угол
отклонения стабилизатора и руля высоты, угловая скорость враще-
ния. Для определения влияния каждого из этих факторов необхо-
димо аэродинамический момент представить в виде суммы моментов,
каждый из которых при постоянном числе М зависит в основном от
одного или двух факторов:
Mz = А< (а, б8) +&MZ (<рст) + ЬМг (6В) + ДМг (®z) +
+ А<(а)+А<(хт).
Аэродинамический момент продольных сил может быть рассчитан
через коэффициенты моментов: Мг = mzqSb&, где mz—коэффи-
циент продольного момента; q — скоростной напор, равный рР/2;
S = 180 м2 — расчетная площадь крыла; Ья = 5,285 м — средняя
аэродинамическая хорда крыла. Основная составляющая часть аэро-
динамического момента АЛ1г(с4, 63) = mzqSba определяется для
одного значения центровки, установочного положения стабилиза-
тора при нулевом отклонении руля высоты 6В = 0 и отсутствии вра-
щения самолета. Этот момент создается аэродинамическими силами,
возникающими на основных элементах самолета: крыле, фюзеляже,
оперении.
В результате испытаний модели самолета в аэродинамических
трубах получены коэффициент момента и характер его изменения
в зависимости от угла атаки для различного положения закрылков
при числах М, соответствующих взлетно-посадочным режимам
(рис. 11.1, а). Угол отклонения стабилизатора отсчитывается от
контрольного сечения крыла (КСК), за которое принята бортовая
176
Хорда крыла. Для расчета эффективности руля высоты и стабилиза-
тора определен коэффициент ^момента аэродинамических сил, воз-
никающий на всех элементах самолета, кроме горизонтального опе-
рения ^zoea го (рис. 11.1, б). Разность между коэффициентами mz
и /Дгбез г , па соответствующих кривых позволяет определить силы,
действующие па горизонтальное оперение. По правилу зна-
ков (см. рис. 10.1) за положительный момент принят момент на ка-
брирование, за отрицательный — на пикирование самолета.
Продольный момент зависит от центровки самолета: ДЛ4г (хт) =
= сиа &хт где Дхт— разность между фактической центров-
кой самолета и центровкой, для которой определена зависимость
mz (а, 63). Из формулы видно, что при нулевой подъемной силе само-
лета этот член равен нулю. При незначительном влиянии изменения
центровки на коэффициент подъемной силы кривые znz, построенные
для различных центровок, пересекутся при угле атаки, соответст-
вующем = 0.
При отклонении стабилизатора от установочного положения
вследствие изменения аэродинамической силы на оперении изме-
нится продольный момент Д7И-, (<рСт). Изменение момента в зависи-
мости от положения стабилизатора имеет линейный характер:
ДМ2 (срСт) = mfhqqSbR, где — коэффициент эффективности
стабилизатора; Д<р — угол отклонения стабилизатора от устано-
вочного положения. Значение коэффициента эффективности стаби-
лизатора зависит от числа М н незначительно меняется (рис. 11.2)
от положения закрылков. Диапазон отклонения стабилизатора со-
ставляет 5,5° от установочного положения —4,5°, относительно
контрольного сечення крыла (0 по УПС) до —10° (5,5° по УПС).
Стабилизатор отклоняется носком вниз (знак «—»), создавая до-
Рис. 11.1. Зависимость коэффициента продольного момента mz от угла ата-
ки при различном положении закрылков (xt=25% САХ)
177
Рис. 11.2. Зависимость коэффициен-
та эффективности стабилизатора от
числа М полета
Рис. 11.4. Зависимость коэффициен-
та эффективности руля высоты от
числа М полета
полнительныи момент на кабри-
рование.
Прн отклонении руля высо-
ты, который является основным
органом продольного управления
и связан с колонкой штурвала,
возникает управляющий момент
ДТПz(бв) = kniz^qSba. Диапазон
углов отклонения руля высоты
самолета Ту-154 Б составляет
45° (от 4-16° при отклонении ру-
ля высоты вниз до —29° при от-
клонении руля высоты вверх).
Из рис. 11.3 видно, что зави-
симость коэффициента tazB от
угла отклонения руля высоты
для основных полетных углов
атаки в диапазоне углов от
-г 16° до —20е от отклонения ру-
ля высоты практически линейна.
Прн отклонении руля высоты
вверх более чем на —20° эффек-
тивность его значительно сни-
жается (примерно в 3 раза). Эту
особенность самолета необходи-
мо учитывать при анализе ха-
рактеристик на режимах поле-
та, требующих отклонений руля
высоты, близких к предельным.
В остальных случаях измене-
ние продольного момента может
быть рассчитано с использова-
нием коэффициента эффективности руля высоты: ДЛ4гв = пг2вбв=
= qSba, где т£в зависит от числа М (рис. 11.4).
При вращении самолета относительно оси z на крыле самолета
и горизонтальном оперении аэродинамические силы перераспреде-
ляются и при этом возникает аэродинамический момент, направлен-
ный в сторону, противоположную вращению. Он зависит от угловой
скорости вращения и называется демпфирующим. Наличие демпфи-
рующих моментов значительно улучшает качество переходных про-
цессов при возмущенном движении. При отсутствии демпфирования
колебания самолета были бы незатухающими.
Демпфирующий момент крыла самолета зависит от его несущих
свойств и определяется коэффициентом демпфирования
AA1Z (®2) = m^z MzqSbR, где = w2Z?a/V. Коэффициент =
= — 13 ... —15. Демпфирующий момент горизонтального опере-
178
ния возникает вследствие запаздывания скоса потока на опе-
рении при вращении самолета: A7WZ (а) = aqSbz, где а — из-
менение скоса потока в единицу времени при данной угловой ско-
рости вращения /и* = —4.
11.2. ПРОДОЛЬНАЯ БАЛАНСИРОВКА
Прямолинейное равномерное движение самолета характеризует-
ся равенством нулю суммы всех сил и суммы продольных моментов:
Р — X„Gsiite = 0; Ya — GcosO; Щ-0.
Условия равновесия сил на всех режимах полета подробно рассмо-
трены ранее. Условия равновесия моментов сил принято называть
балансировкой самолета. Перечисленные в предыдущем разделе
составляющие продольного момента зависят от режима полета и из-
меняются в широком диапазоне значений. Чтобы выполнить усло-
вие балансировки, пилот отклоняет руль высоты перемещением ко-
лонки штурвала.
Отклонение руля высоты, необходимое для уравновешивания
продольных моментов, также называется балансировочным. Характер
изменения балансировочного положения руля высоты в зависимо-
сти от режима полета можно оценить по кривым изменения коэффи-
циента продольного момента самолета при изменении коэффициента
подъемной силы для постоянной центровки самолета, положения
стабилизатора и механизации. Как видно из рис. 11.5, каждому
значению коэффициента подъем-
ной силы соответствует опреде-
ленное положение руля высоты,
обеспечивающее условие балан-
сировки 2>MZ — 0. Зависимость
руля высоты от коэффициента
подъемной силы называется ба-
лансировочной кривой отклоне-
ния руля высоты.
При увеличении скорости
полета уменьшается коэффициент
подъемной силы, а это требует
для балансировки отклонения
вниз руля высоты и штурваль-
ной колонки от себя. При умень-
шении скорости коэффициент сУа
увеличивается и увеличивается
балансировочное отклонение ру-
Рис. 11.5. Зависимость коэффициента
продольного момента от коэффици-
ента подъемной силы (бо=0; фс®=
=4,5° относительно КСК; хт=
=25% САХ)
ля высоты вверх, а штурваль-
ной колонки на себя. При вы-
пущенной механизации крыла
значительно увеличиваются5 по-
летные значения коэффициента
179
Рис. 11.6. Балансировочные кривые отклонения руля высоты высоты в
крейсерском полете:
а—Я>9 км; б — Ж9 км
подъемной силы, что требует очень больших отклонений руля вы-
соты для выполнения условия тх = 0. Для уменьшения балан-
сировочного отклонения руля высоты при полете на малых скоро-
стях с механизацией, выпущенной во взлетное или посадочное по-
ложение, в помощь рулю высоты для балансировки используется
переставляемый стабилизатор. По своей эффективности перестанов-
ка стабилизатора на Г эквивалентна отклонению руля высоты
примерно на три градуса.
На самолете на режимах крейсерского полета при убранных за-
крылках эффективности руля высоты при располагаемом диапазоне
углов его отклонения (—29 ... + 16D) достаточно как для баланси-
ровки, так и для выполнения необходимых маневров прн постоян-
ном положении стабилизатора. В полетном положении стабилиза-
тор устанавливается под углом —4,5° к бортовой хорде крыла (бор-
товая хорда принята за контрольное сечение, от которого отсчиты-
вают углы атаки самолета). Этому углу установки соответствует
нулевое положение стрелки на указателе положения стабилиза-
тора.
Балансировочные отклонения нуля высоты в зависимости от
скорости и высоты полета при изменении массы н центровки для раз-
личных режимов работы двигателей определены в процессе летных
испытаний при выполнении специальных режимов. На высотах
полета менее 9 км влияние изменения числа М на моментные харак-
теристики в диапазоне разрешенных скоростей полета незначитель-
но, поэтому балансировочные кривые, построенные в зависимости
от приборной скорости, практически не зависят от высоты полета.
На высотах более 9 км балансировочные кривые определяли в за-
висимости от числа М.
Балансировочные кривые определены в летных испытаниях для
крейсерского полета (рис. 11.6) во всем диапазоне допустимых цент-
ровок н режима двигателей, потребного для горизонтального по-
лета. Наибольшее балансировочное отклонение руля высоты вверх
соответствует полету на минимальной скорости прн предельно пе-
редней центровке 18% САХ и равно —10е. Наибольшее отклонение
180
Рис. 11.7. Балансировочные ха-
рактеристики при различных ре-
жимах работы двигателя:
/ — малый газ; 2 — взлетный режим
Рис. 11.8. Зависимость коэффици-
ентов Cyv и mz от угла атаки при
убранных и выпущенных средних
интерцепторах (6а=0; «2>ai;
руля высоты вниз соответствует максимальной скорости при поле-
те с предельно задней центровкой 40% САХ и равно -}-7°.
При известной кинематической связи между отклонением колон-
ки штурвала и отклонением руля высоты балансировочное откло-
нение штурвала во всем диапазоне рассмотренных условий составит
—90 ... 4-60 мм. Так как на самолете применена бустерная необра-
тимая система управления рулем высоты, то усилия на колонке
штурвала создаются специальной загрузочной пружиной, выпол-
ненной совместно с механизмом трнммерного эффекта. Диапазон
триммирования усилий при отклонении колонки от нулевого поло-
жения изменяется от —134 до 90 мм илн от—15 до -410° отклоне-
ния руля высоты. Поэтому во всех допустимых условиях крейсер-
ского полета самолет может быть сбалансирован по усилиям трим-
мирующим механизмом.
В летных испытаниях отмечено влияние изменения режима ра-
боты двигателей на балансировочное отклонение руля высоты. При
увеличении режима работы двигателя от малого газа до номиналь-
ного потребное для балансировки отклонение руля высоты изме-
няется (штурвал от себя) на 1—2°, что говорит о появлении кабри-
рующего момента (рис. 11.7).
Для увеличения лобового сопротивления самолета и вертикаль-
ной скорости на режиме снижения отклоняют средние секции ин-
терцепторов, управление которыми осуществляется от специальной
рукоятки на среднем пульте пилотов. В зависимости от положения
рукоятки управления они могут быть отклонены на угол 0—45°.
При отклонении средних интерцепторов происходят срыв по-
тока и уменьшение подъемной силы в зоне крыла, «обслуживаемой»
интерцепторами. Уменьшение подъемной силы из-за стреловидно-
сти крыла приводит к появлению кабрирующего момента. Если са-
молет с убранными средними интерцепторами был сбалансирован на
181
угле атаки на заданной скорости, то в процессе выпуска интерцеп-
торов при неизменном положении руля высоты возникший кабри-
рующий момент приведет к увеличению угла атаки, н самолет сба-
лансируется на большем угле атаки az (рис. 11.8). При новом угле
атаки коэффициент подъемной силы суа останется практически
равным начальному. Поэтому при выпуске средних интерцепторов
на постоянной скорости перебалансировка незначительна при уве-
личении угла атаки.
11.3. ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА
Если при нарушении угла атаки или скорости полета и числа М
продольный аэродинамический момент без вмешательства пилота
изменяется в направлении возврата самолета к исходному режиму
балансировки, то самолет обладает продольной статической устойчи-
востью.
Статическая устойчивость самолета определяется знаком накло-
на зависимости коэффициента продольного момента mz от коэффи-
циента подъемной силы самолета (рис. 11.9). При отрицательном
наклоне кривых случайное увеличение угла атаки самолета а вы-
зовет увеличение коэффициента подъемной силы и прирост пики-
рующего момента т2. Под действием этого момента самолет приоб-
ретет угловую скорость вращения в сторону уменьшения угла ата-
ки. На неустойчивом самолете (штриховая линия на рис. 11.9) уве-
личение угла атаки и прирост подъемной силы вызовут кабрирую-
щий момент, в результате действия которого самолет стремится к
дальнейшему увеличению угла атаки. Наклон кривой определяет
степень статической устойчивости Л Чем наклон больше, тем
больший восстанавливающий момент возникает прн отклонении от
сбалансированного положения. Количественно степень продольной
статической устойчивости оценивается производной mcv = LmJ
1кСуа в балансировочной точке,
Рис. 11.9. Зависимость коэффициен-
та продольного момента от коэффи-
циента подъемной силы при различ-
ной центровке самолета в крейсер-
ском полете, М=0,8
е. углом наклона касательной
к этой кривой в точке mz = 0.
Производная т"а называется
коэффициентом продольной ста-
тической устойчивости.
В диапазоне основных режи-
мов полета зависимость коэффи-
циента аэродинамического мо-
мента mz от коэффициента подъ-
емной силы близка к линейной
и может быть записана в виде
mz = mM Для оцен-
ки степени продольной статиче-
ской устойчивости вводят поня-
тие аэродинамического фокуса
182
самолета. Фокусом называется то4ка, относительно которой аэро-
динамический момент не меняется при изменении угла атаки. На
положение фокуса влияют форма профиля н стреловидность крыла,
форма и размеры фюзеляжа и мотогондол. Наибольшее влияние на
фокус самолета оказывают’размеры и расположение горизонталь-
ного оперения. Положение фокуса по длине самолета принято от.
считывать в долях средней аэродинамической хорды крыла. Коор_
динаты фокуса самолета относительно начала САХ обозначаются лд.
У изолированного профиля крыла фокус располагается в точ-
ке хР = 23 ... 25% САХ. Вследствие влияния стреловидности
крыла, наличия фюзеляжа, мотогондол и горизонтального опере-
ния хР = 50 ... 60% САХ. Положение центра тяжести самолета,
так же как и фокуса, принято отсчитывать в долях САХ от ее перед-
ней кромки и обозначать хт. Зная координаты фокуса самолета
и его центра тяжести, зависимость коэффициента продольного мо-
мента от коэффициента подъемной силы можно записать так: tnz =
= mza + (А'т — хр) сУа> Где тХо — аэродинамический момент от-
носительно фокуса самолета, не зависящий от изменения угла ата-
ки и коэффициента cVa. Сравнивая эту зависимость с предыдущей,
можно коэффициент продольной статической устойчивости опреде-
лить выражением тс« — хТ — хр. Таким образом, коэффициент
(степень) продольной статической устойчивости равен разности от-
носительных координат центра тяжести хТ и аэродинамического фо-
куса самолета хр.
По мере смещения центра тяжести самолета вперед его продоль-
ная статическая устойчивость увеличивается, при смещении цент-
ра тяжести назад уменьшается. Если центр тяжести самолета сов-
падает с аэродинамическим фокусом, то изменение угла атаки не
вызывает момента и самолет становится нейтральным. Центровка,
при которой степень статической устойчивости = 0, называют
нейтральной и обозначают хв.
Приведенные выше рассуждения условно относятся к измене-
нию угла атаки без учета вращения самолета, что возможно, на-
пример, из-за вертикального порыва ветра. В действительности из-
менение угла атаки под действием возмущающих и восстанавливаю-
щих моментов сопровождается вращением в плоскости тангажа, по-
явлением перегрузки и искривлением траектории полета. При воз-
никновении угловой скорости наряду с восстанавливающим момен-
том, характеризуемым коэффициентом статической устойчивости,
образуются моменты, вызванные демпфирующими силами на эле-
ментах самолета. Основными нз них являются силы на горизонталь-
ном оперении и крыле, препятствующие изменению угла атаки.
Демпфирующие моменты повышают статическую устойчивость
самолета. Суммарная степень продольной статической устойчиво-
сти при изменении угла атаки, постоянной скорости и числе М поле-
та называется устойчивостью по перегрузке. Коэффициент устойчи-
183
вести по перегрузке сгп — mcv 4- где т"^ — коэффициент
продольного демпфирования; р — коэффициент относительной плот-
ности самолета, равный 2m/(pSfr0); т — масса самолета; р — мас-
совая плотность воздуха. С увеличением высоты полета и уменьше-
нием плотности воздуха демпфирующие свойства самолета умень-
шаются.
Нейтральная центровка по перегрузке может быть определена
через коэффициент или запас устойчивости по перегрузке: хн =
Пример. Рассчитаем нейтральную центровку по перегрузке для следую-
щих условий: Н = 12 км, М = 0,8, т — 80 т, р — р0Д = 1,25-0,254 =
=- 0,318; q = 8820;
= С 800М^ = о5о5;
qS 8820-180
~—0,375 для хт = 0,25 (см. рис. 11.9);
tnzz = —15;
р= 2т- =__________2-8000QQ_____= 540;
r pSba 0,318-180-5,28
—0,375—15/540= —0,403;
хЕ=хт—о-я=0,25 - (—0,403)= 0,653.
На этом режиме полета нейтральная центровка самолета по перегрузке
составляет = 65,3% САХ, а запас устойчивости по перегрузке сгн =
= 40,3% САХ. Для простоты расчет выполнен без учета упругости конструк-
ции самолета и его элементов, которая приводит к некоторому снижению за-
паса устойчивости.
Вторым видом возмущения, которое влияет на угол атаки и ко-
эффициент подъемной силы, является изменение скорости полета
в зависимости от тяги двигателей или воздействия встречного илн
попутного порыва ветра. Продольная статическая устойчивость в
условиях переменной скорости полета в отлнчие от движения при
V = const называется устойчивостью по скорости. Изменение пере-
грузки в короткопериодическом движении незначительно, и прак-
тически в процессе всего длиннопериодического движения ее мож-
но считать постоянной.
О наличии у самолета статической устойчивости по скорости мож-
но судить по наклону кривой балансировочного отклонения руля
штурвала и прилагаемых к нему усилий в зависимости от скорости
и числа М полета. Самолету, устойчивому по скорости, соответст-
вует положительный наклон балансировочных кривых: бв = / (М,
Ю, *» = /(ЯЮи РВ = /(М, V).
Для увеличения скорости на самолете, обладающем устойчиво-
стью по скорости, необходимо отклонить штурвал от себя, для сни-
жения скорости — на себя. Увеличение или уменьшение тяги дви-
гателей при постоянном балансировочном положении рулей вы-
соты не приведет к нзмеиеиию скорости. В этом случае изменится
184
вертикальная скорость набора высоты или снижения при сохране-
нии скорости полета.
У устойчивого по скорости самолета увеличение подъемной силы
и кабрирующего момента из-за роста скорости при балансировоч-
ном положении руля высоты и неизменной тяге двигателей приве-
дет к увеличению траекторного угла 0. Нарушится условие равно-
весия сил на продольную ось: = Ха + Р — G sin 0, в резуль-
тате чего скорость самолета начнет уменьшаться. При скорости ни-
же начальной самолет начнет снижаться, скорость его при этом бу-
дет возрастать. Совершив несколько затухающих колебаний, са-
молет возвратится к исходному режиму полета.
У неустойчивого по скорости самолета в аналогичных условиях
при увеличении подъемной силы возникает пикирующий момент.
В результате его действия уменьшится угол атаки и самолет перей-
дет в снижение с дальнейшим увеличением скорости.
Устойчивый по скорости самолет не проявляет стремления к са-
мопроизвольному отклонению от режима балансировки, и пилоту
легче выдержать заданную скорость и число М полета. Однако ней-
тральность и даже небольшая неустойчивость по скорости на не-
которых режимах полета не создают больших затруднений в пило-
тировании, так как процесс изменения скорости протекает медлен-
но и пилот располагает достаточным временем, чтобы вмешаться в
управление и предотвратить отклонение от заданного режима.
Наклон балансировочных кривых самолета (см. рис. 15.6) по-
казывает, что он обладает устойчивостью по скорости на всех экс-
плуатационных режимах полета. Некоторое снижение устойчиво-
сти наблюдается только при приближении к предельным числам М
полета, которое практически не замечается пилотом в процессе
обычного пилотирования.
11.4. ОБЕСПЕЧЕНИЕ ЗАДАННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ПРОДОЛЬНОЙ
УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ С ПОМОЩЬЮ АБСУ
Большую' роль в обеспечении характеристик устойчивости и
управляемости самолета играет система управления самолетом,
основная особенность которой заключается в использовании необ-
ратимых гидроусилителей для отклонения всех рулевых поверх-
ностей, в том числе и рулей высоты. Отклоняя колонку штурвала,
пилот через систему тяг и качалок управляет золотниками гидро-
усилителей, установленных на стабилизаторе и непосредственно
отклоняющих рули высоты. Зависимость отклонения руля высоты
от хода колонки штурвала практически линейна. Коэффициент пе-
редачи Лш0 — Дбв/Ахв = 0,112 7мм (рнс. 11.10). Полный диапазон
отклонения руля высоты составляет —29 ... +16° при ходе штур-
вала от —250 до 4-156 мм.
Так как усилие иа колонке штурвала для отклонения золотни-
ка необратимого гидроусилителя мало и не зависит от его хода, то
необходимые для обеспечения приемлемых характеристик управля-
185
емости усилия создаются пружинным загрузочным механизмом и
механизмом триммерного эффекта (МЭТ). Полный ход штока МЭТ
позволяет снять усилия в диапазоне отклонения колонки —134 ...
... 4-90 мм, что соответствует отклонению руля высоты от —15 до
+ 10° (рис. 11.11).
На всех эксплуатационных режимах полета усилие на колонке
штурвала создается пружиной основного загружателя, имеющего
характеристику 1,2 Н на I мм хода колонки. Предварительная за-
тяжка пружины основного загружателя составляет 40 Н и необ-
ходима для преодоления усилий трения в проводке управления от
колонки до золотников гидроусилителей. Таким образом, отклонен-
ная колонка под действием пружины вернется в строго сбаланси-
рованное положение.
Для предупреждения пилота и предотвращения выхода самоле-
та за допустимые углы атаки в крейсерском полете с убранными
закрылками при ходе колонки на себя 80 мм от стрнммированного
положения подключается дополнительная пружина полетного за-
гружателя, увеличивающая нагрузку на колонке штурвала на
150 Н при сохранении градиента изменения усилия по ходу колонки.
В систему проводки через дифференциальную качалку подклю-
чен электрогидравлнческий рулевой агрегат РА-56 системы АБСУ.
186
При таком подключении рулевого агрегата движение его штока при-
водит к отклонению золотников гидроусилителей и рулей высоты,
но вследствие наличия пружинных загружателей и трения в провод-
ке не передается на колонку штурвала.
Следовательно, система продольного управления самолета со-
стоит как бы из двух независимых систем управления самолетом:
необратимая система управления рулем высоты от колонки штурва-
ла, которой управляет пилот, и независимая от пилота система
управления теми же рулями высоты, работающая автоматически в
соответствии с командами вычислителя системы АБСУ. Ход штока
рулевого агрегата обеспечивает отклонение руля высоты ±10°
от балансировочного положения. Суммарное отклонение руля вы-
соты Абв = Абвшт + Дбв.р.а-
Рассмотрим здесь только режим штурвального управления
АБСУ, когда пилот управляет самолетом, перемещая рычаги управ-
ления, а автоматическая бортовая система управления обеспечи-
вает заданные характеристики устойчивости и управляемости. Ана-
лиз режима автоматического управления, когда самолетом управ-
ляет только АБСУ совместно с навигационным комплексом и авто-
матом тяги, а также режима полуавтоматического (директорного)
управления в этой книги ие приводится.
При отключенной автоматической бортовой системе управле-
ния характеристики управляемости определяются только зависи-
мостями отклонения руля высоты и усилий на колонке штурвала
при ее отклонении: 6В == f (хв) и Ръ — f (хв). Отклонение руля вы-
соты для создания прироста перегрузки Апу — 1 о"» =
так как прирост подъемной силы при Дпу = 1 равен подъемной си-
ле в горизонтальном полете, т. е. Асу == сУг , плечо дополнитель-
ной подъемной силы зависит от запаса устойчивости по перегрузке
Он = хт — хн, а прирост аэродинамического момента при откло-
нении руля высоты на 1° определяется коэффициентом эффектив-
ности руля высоты т®в.
Расход штурвала на единицу перегрузки хпу = 8по/Кш, где
Кы= Абв/Ахв = 0,1127мм. Расход усилия для создания единич-
ной перегрузки Рпу = хпу — &Ръ!кхк + Ро, где АРв/Дхв — гра-
диент усилий основного пружинного загружателя; Ро — усилие
страгивания, равное сумме силы предварительной затяжки основ-
ного загружателя и силы трения в проводке управления.
Пример. Рассчитаем характеристики управляемости самолета в крей-
серском полете с убранными закрылками для следующих условий:
1) предельно передняя центровка, максимальная полетная масса, малые
скорость и высота полета;
2) предельно задняя центровка, минимальная масса, большие скорости
и высота полета.
В первом случае т — 98 т; хт = 18% САХ; Упр = 400 км/ч; Н = 2 км;
А = 0,821; q = p0AV2/2 = 1,25-0,821-1112/2 = 6350 Н/м2;
G/(flS) = 980 000/6350 -180-0,857;
187
р.=2m/p0 &Sba = (2 98000)/(1,25 0,821) 180 5,28) = 204
0,345 (см. рис. 11,9); zntoz=—12,9;
* z
^=xx—mezV—tn^l^ = 0,18—(— 0,345) -12,9/204=0.588;
mz~ —0,0135 (см. рис. 11,4);
о—^—7H = 0,18—0,588= —0,408;
-сУ(1о/т^ = -0,857-(—0,408)/(—0,0135)=—25,9";
л-пУ= 6*0/^=—25.9/0,112=—231 mm;
n n dP
P «= x У----+P0=—231-1,2+40 =318 и.
dx _
Во втором случае tn — 60 т; Л'т = 32% САХ; М — 0,88; Н = 12 км;
А = 0,253; q = 10 680 Н/ж2; cv = 0,312; ц. = 405, тпУ = —0,295; tnlz =
— —15,8; Л'н = 0,654; mz = —0,0115 (см. рис- 11.4); он = —0,334; 6^ —
= —9,05; хПУ = —81 мм; РпУ = —137 Н.
Как видно из приведенного примера, характеристики управляе-
мости самолета без использования АБСУ изменяются в очень широ-
ких пределах. При изменении полетной массы самолета от 60 до
98 т, изменении высоты полета до 12000 м, скорости до М = 0,88,
центровки от предельно передней до предельно задней и исполь-
зовании мощной механизации на взлете и посадке обеспечить соот-
ветствие характеристик управляемости требованиям Норм летной
годности только средствами аэродинамической компоновки практи-
чески невозможно. Но характеристики устойчивости и управляе-
мости самолета с отключенным рулевым агрегатом позволяют без-
опасно продолжить и завершить полет в любых условиях при отка-
зах системы АБСУ.
Применение средств автоматического регулирования позволяет
не только выполнить требования норм, но и получить заданные ха-
рактеристики устойчивости и управляемости, обеспечивающие наи-
большее удобство и точность пилотирования и практически не за-
висящие от условий полета.
Закон автоматического регулирования, примененный в продоль-
ном канале в режиме штурвального управления, призван выпол-
нять две задачи: во-первых, обеспечить желательную степень демп-
фирования и качество переходных процессов, во-вторых, путем из-
менения передаточного отношения от колонки штурвала к рулю вы-
соты в зависимости от условий полета получить заданные характе-
ристики продольной управляемости самолета по перегрузке.
Сокращение времени затухания продольного короткопериоди-
ческого движения может быть достигнуто, если без запаздывания
отклонять руль высоты в сторону, препятствующую развитию уг-
ловой скорости тангажа. Рулевой агрегат обладает высокой чувст-
вительностью и быстродействием. Отклоняя руль высоты по закону
Д6П — можно получить необходимую степень демпфиро-
188
вания продольных колебаний самолета. Сигнал угловой скорости
вращения самолета поступает от датчика угловой скорости (ДУС),
представляющего собой двухстепенной гироскоп. Передаточное
число демпфера тангажа равно отклонению руля высоты в гра-
дусах, приходящемуся на градус в секунду угловой скорости тан-
гажа. В режиме штурвального управления AWz = 1, т. е. демпфер
тангажа отклонит руль высоты на 1° при угловой скорости 17с
независимо от того, какая причина вызвала эту скорость.
Применение демпфера тангажа приводит к смещению назад
нейтральной центровки. При этом степень статической устойчи-
вости повышается, увеличивается расход штурвала для создания
перегрузки. На продольную статическую устойчивость по скорости
при (о2 - 0 демпфер тангажа ие влияет.
Степень смещения нейтральной центровки прн работающем демп-
фере тангажа Ахн -^Ьт?7 / р, где Лгл2 _ —/С rr£ (V/ba).
На основании опыта эксплуатации самолетов подобного класса,
а также при проведении специальных исследований установлено,
что характеристики управляемости наилучшим образом оценивают-
ся пилотом при значении критерия расхода штурвала на единицу
перегрузки хпу = 120 мм независимо от условий полета. Такая ха-
рактеристика может быть получена, если при больших полетных
массах, передних центровках или малых скоростях полета рулевой
агрегат дополнительно отклонит руль высоты при отлонении штур-
вала пилотом. При задних центровках, малых полетных массах или
большой скорости полета рулевой агрегат должен прн том же от-
клонении штурвала уменьшить отклонение руля высоты. С этой
целью АБСУ имеет систему улучшения управляемости, изменяю-
щую передаточное отношение на величину при изменении
условий полета. При совместной работе демпфера тангажа и системы
улучшения управляемости отклонение руля высоты при отклонении
штурвала на величину Дхв для создания перегрузки Д6В =
= Ч- Аш0Дхв (1 — f(x).
При нулевом коэффициенте подъемной силы аэродинамический
момент ие зависит от положения центра масс самолета. При изме-
нении числа М полета значение момента при = 0 меняется не-
значительно. Это значит, что для балансировки самолета на режиме
Суа = 0 необходимое отклонение руля высоты не зависит ни от мас-
сы самолета, ни от его скорости и центровки. Положение штурвала
xj 40 мм, если = 0,1127мм. Используя это аэродинамиче-
ское свойство самолета, можно упростить закон изменения сигна-
ла управляемости в зависимости от условий полета.
Запишем потребное изменение хода штурвала для изменения
перегрузки как х^у = хпу!{\ — где хпу — расход штурвала
на единицу перегрузки без сигнала управляемости. При изменении
перегрузки от 1 до 0 штурвал также должен быть отклонен от ба-
лансировочного положения Л'вбал в положение хЪо на величину
189
Рис. 11.12. Расчетная зависимость
критерия управляемости Хпу ©т ск0"
рости полета (/n=80, И=5 км,
х=25%):
/ — работает демпфер тангажа и систе-
мы улучшения управляемости; 2 — демп-
фер тангажа и системы улучшения уп-
равляемости не работают; 3— работает
демпфер тангажа
xilv = Хвбал — хв. без сигнала
управляемости и па величину
х"ад ПРИ использовании этого сиг-
нала в законе АБСУ. Тогда
= (х _ -------ХВо)/(1 — Ю» ОТ-
кудаАх= 1 — (Ч>- А'вСал.)- Под-
ставив в это выражение значе-
ния %в0 = 140 мм и x“vr = 120 мм,
получим Кх = I — (140 - *вбап)/
/120 = (—20 4-хВ(5ал)/12О.
Это выражение показывает,
что зависимость /<т от скорости
полета, массы, центровки опре-
деляется только одним парамет-
ром, т. е. балансировочным от-
клонением штурвала хВ(-ап при
a>z = 0 в установившемся полете.
В процессе пилотирования на установившихся режимах, а также
при достаточно медленных переходных процессах пилот, исполь-
зуя кнопку триммирующего механизма, балансирует самолет, сни-
мая усилия на колонке штурвала и обеспечивая равенство Л'мэт =
= Хвбал‘
Замеряя положение штока механизма триммерного эффекта,
АБСУ вычисляет = (—20 + хМэт)/120, при этом значение Кх
ограничивается 0,4.
Результаты расчетов (рис. 11.12) показывают, что при работе
АБСУ по указанному закону обеспечиваются заданные характе-
ристики управляемости самолета.
Используя результаты расчета предыдущего примера для тех же ус-
ловий, определим характеристики управляемости при работе АБСУ. В пер-
вом случае: т — 98 т; = 18% САХ; V = 400 км/ч; Н = 2 км;
Дт";вт=^2т° =(—0,0135)-57,3-11,1/5,28 = —16,3;
_ Д*йа»т_= ДтЙ>Л= (-16.3)7204 = -0,08;
7Наи~хв-ДхВаи=0,588-(-0,08)=0,668;
ставт = хт—хв авд — 0,18—0,668 = — 0,488.
При неработающей системе улучшения управляемости:
= 0,857 (-0,488)/0,112 X
X (—0,0135)= —277 мм;
₽Хп= *Х-^-+р« = (-277)1,2 + 4°=372 Н.
ах
190
Пр» работе демпфера тангажа и системы улучшения управляемости:
*бал = Wtfmo = (—8)/0,112 = -80 мм; Кх = (*0ал - 20)7120 =
= (-90 — 20)7120 = — 0,917;
х"“т =4?™/(l-/Q=(-277)7(1+0,9Г7) = -145 мм;
РХ = А^+Ро = (-145) 1,2 + 40 = 214 Н.
ах
Во втором случае: tn = 60 т; хт = 32% САХ; М = 0,88; Н = 12 км;
Ат“г =—32,4; Дхн =—0,08; хн =0,734;
oaIiT= —0,414; —100 мм; ^Хп= —160 Н.
При работе демпфера тангажа и системы улучшения устойчивости: *бал =
= 45 мм; Кж = 0,208; = —126 мм; />"», = 191 Н.
Заданные характеристики статической управляемости могут
быть получены только при условии обязательного триммирования
усилий на всех установившихся и медленно меняющихся режимах
полета.
Некоторая нелинейность аэродинамических характеристик, вли-
яние числа М полета и упругости конструкции самолета вносят не-
которые поправки в расчетные значения критериев управляемости.
Тем не менее летные испытания показали, что на всех режимах по-
лета характеристики и Рпу близки к заданным и обеспечивают
удобное и легкое управление самолетом при выполнении маневров
(рис. 11.13). Независимо от его центровки и массы значение крите-
рия xnv изменяется от 100 до 120 мм, а усилие на единицу перегруз-
ки— в диапазоне —140... 180 Н. При этом характеристика S"у,
определяющая потребиое отклонение руля высоты для создания
перегрузки, изменяется в очень широких пределах, так как зависит
в основном только от аэродинамических характеристик самолета.
На режимах взлета и посадки
критерии хпу и рпу зависят от
массы самолета и его центровки
(рис. 11.4). по влияние их зна-
чительно меньше, чем иа крите-
рий Изменение расходов ко-
лонки штурвала хпп и усилий Pnv
увеличивается при увеличении
массы самолета и смещении впе-
ред положения центра масс.
Диапазон изменения xnv состав-
ляет 150 мм, a Pnv = go Н на
единицу перегрузки.
Характеристика дополнитель-
ного полетного загружателя. под-
ХЛюл
-ffOJ- ---------
Л'Р 400 500 Vnp,wl4
Рнс. 11.13. Зависимость критериев
управляемости Хпу и Рпу от скоро-
сти полета 'л
191
Рис. 11.14. Зависимость отклонения колонки
(б) для создания единицы перегрузки от
УПС)
штурвала (а) и усилия на ней
скорости (б3=45°, <рСт=—5,5°
ключаемого при уборке закрылков, самолета Ту-154 Б отличается
от ранее устанавливаемого на самолет Ту-154. На самолете Ту-154
отклонение колонки штурвала от стриммированного положения
более чем на 75 мм как на себя, так и от себя приводило к значи-
тельному возрастанию усилий, практически ограничивая его даль-
нейший ход. На самолете Ту-154Б при отклонении колонки штур-
вала на себя более чем на 75 мм усилие возрастает всего на 150 Н.
Такой рост усилия замечается пилотом, предупреждает его, однако
в случае необходимости позволяет больше отклонить колонку и
создать большую перегрузку.
При значениях критерия управляемости хпи = —100 ... —120 мм
усилия дополнительно увеличиваются при перегрузке 1,6—1,75,
вполне достаточной для выполнения маневров в условиях нормаль-
ного полета. При отдаче штурвала от себя дополнительные усилия
не возрастают.
Если в полете не выполняется условие балансировки и пилоти-
рование производится с усилием на колонке, то запас хода колонки
уменьшается и подключение дополнительного загружателя может
произойти неожиданно для пилота при меиьшей перегрузке. По-
этому для обеспечения заданных характеристик управляемости
и получения необходимых усилий при выполнении маневра «Руко-
водство по летной эксплуатации» предписывает осуществлять ба-
лансировку самолета по усилиям на всех режимах полета с пере-
грузкой, близкой к единице.
Летные испытания подтвердили хорошие характеристики ди-
намической устойчивости и управляемости самолета. При всех до-
пустимых условиях полета переходные процессы в продольном дви-
жении затухают в пределах одного периода колебаний. Заброс пе-
регрузки при резком отклонении штурвала не превышает допусти-
мого значения.
Установившаяся перегрузка при таком маневре даже при за-
ходе на посадку с предельно передней центровкой достигается че-
рез 2—3 с.
192
11.5. ИСПОЛЬЗОВАНИЕ ПЕРЕСТАНОВКИ СТАБИЛИЗАТОРА
ДЛЯ БАЛАНСИРОВКИ САМОЛЕТА НА ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ
Применение на самолете мощной взлетно-посадочной механиза-
ции обусловлено необходимостью обеспечения минимально возмож-
ных скоростей при выполнении взлета и посадки и снижения
потребных для эксплуатации длин ВПП. Так, отрыв самолета
при 6Э = 28° производится при коэффициенте подъемной силы 1,44,
а безопасной скорости взлета соответствует коэффициент подъемной
силы 1,33. При рекомендованной скорости захода на посадку, имею-
щей нормированный запас до скорости сваливания, полет осущест-
вляется при Суа = 1,27, а касание самолетом поверхности ВПП про-
исходит при 1,4 ... 1,5.
На статически устойчивом самолете увеличение коэффициента
подъемной силы приводит к увеличению пикирующего аэродинами-
ческого момента. Для балансировки самолета на указанных скоро-
стях отклонения только одного руля высоты оказывается недоста-
точно. Самолет Ту-154 Б оборудован системой перестановки стабили-
затора с диапазоном отклонения 5,5°. Угол отклонения стабилиза-
тора выбирается в зависимости от центровки самолета и угла от-
клонения закрылков таким образом, чтобы на одинаковых режимах
полета отклонение руля и положение штурвала были примерно
одинаковыми и обеспечивался достаточный ход руля высоты и штур-
вала для выполнения необходимых на этом режиме маневров.
Рассмотрим изменение сил и моментов при выпуске закрылков
(рис. 11.15). При постоянном угле атаки выпуск закрылков сопро-
вождается ростом коэффициента подъемной силы и пикирующего
момента. Под действием этого момента самолет, если не вмешиваться
в вправление рулем высоты, должен уменьшить угол атаки и сба-
лансироваться на новом угле атаки а2, меньшем исходного.
Площади и углы отклонения различных секций закрылков на са-
молете выбраны таким образом, что коэффициент подъемной силы,
соответствующий новому балансировочному углу атаки, очень бли-
зок к начальному при убранных закрылках. Предкрылок на изме-
нение подъемной силы и аэродинамического момента на эксплуата-
ционных углах атаки практически не влияет.
Летными испытаниями установлено, что при сохранении по-
стоянной скорости, а значит, и коэффициента подъемной силы в про-
цессе выпуска закрылков, перебалансировка самолета незначитель-
на. Тем не менее момент перестановки стабилизатора удобно свя-
зать с моментом выпуска закрылков, так как выпуск закрылков по-
зволяет в дальнейшем снизить скорость, а перестановка стабилиза-
тора обеспечивает необходимый для этого запас руля высоты.
Изменение балансировочного положения руля высоты в процес-
се снижения скорости (рис. 11.16) показывает, что при выпуске за-
крылков и перестановке стабилизатора потребное отклонение руля
высоты уменьшается, а затем увеличивается при дальнейшем сни-
жении скорости.
7 Зак. 206
193
Рис. 11.15. Зависимость коэффициен-
та подъемной силы продольного мо-
мента от положения закрылков
Рис. 11.16. Зависимость балансиро-
вочного отклонения руля высоты от
скорости при выпуске закрылков к
перестановке стабилизатора:
т-78 т; "хт=»18% САХ;
/-й8^45с; фе,—Б,б°; 2 — 6я=28в; фсэ-
=—3°; 3 — Св—0, фет—О
В отличие от предыдущих модификаций иа самолете Ту-154Б
установлена совмещенная система управления закрылками, пред-
крылками и стабилизатором. При отклонении рукоятки управления
закрылков от нулевого положения в положение 28 и ^одновре-
менно с закрылками автоматически выпускаются предкрылки и ста-
билизатор перестанавливается в согласованное положение. При убор-
ке закрылков стабилизатор также занимает согласованное положение,
а уборка предкрылков начинается при фактическом положении за-
крылков менее 14°.
Согласованные положения стабилизатора определяются положе-
нием задатчика стабилизатора, устанавливаемого в зависимости от
центровки самолета в одно из трех положений: «П», «С» или «3».
В положение «П» задатчик режима работы стабилизатора устанав-
ливается при передних центровках самолета в диапазоне Хт =
= 18 ... 28% САХ. Положение «О соответствует средним центров-
кам 28—35% САХ. При центровках, близких к предельно задним
(35—40% САХ), задатчик должен быть установлен в положение «3».
Значение согласованных положений стабилизатора (в градусах)
в зависимости от угла отклонения закрылков и положения задат-
чика следующие:
«п» <с> «3»
о................ .............. о о о
28.............................. 3 —1,5 О
45 ........................... —5,5 —3 0
194
Рис. 11,17. Зависимость балансиро-
вочного отклонения руля высоты на
глиссаде от центровки самолета при
работе стабилизатора в автоматиче-
ском режиме (6а=45°, т=78 т)
Для облегчения выбора по-
требных согласованных положе-
ний стабилизатора и обеспече-
ния контроля за их выбором
на самолете установлен совме-
щенный указатель положения
стабилизатора и руля высоты.
Необходимое положение задат-
чика для выполнения посадки
может быть определено по сред-
нему балансировочному откло-
нению руля высоты, зафиксиро-
ванному по совмещенному ука-
зателю при выполнении предпо-
садочного маневра в горизон-
тальном полете с пу = I перед выпуском шасси на скорости
Vnp = 400 км/ч.
В соответствии с балансировочными кривыми при центровке
самолета более передней, чем 28% САХ, потребное отклонение ру-
ля высоты составит 6В = —3° и менее. При центровках 28—35%
САХ балансировочное отклонение руля высоты в момент контроля
—3°< ЙВС -ф-Г. При более задних центровках 6В = 1° и более.
Для удобства пользования совмещенным указателем на шкале
руля высоты выполнена цветовая разметка. Широкий зеленый сек-
тор соответствует диапазону углов указателя положения руля вы-
соты —3 ... —16°. Соответственно зеленую метку имеет задатчик
стабилизатора в положении «П». Сектор указателя руля высоты от
-ф1 доф-16° и метка «3» окрашены в желтый цвет, сектор от—3 до
ф-1° и метка «С» — в черный. Положение задатчика стабилизатора
перед взлетом определяют в зависимости от центровки самолета,
полученной по расчету.
На рис. 11.17 видно, что при заходе на посадку с 63 = 45° на
рекомендованной скорости диапазон отклонения руля для баланси-
ровки при разрешенных центровках составляет —10 ... —6°, что со-
ответствует широкому зеленому сектору иа указателе. Дополнитель-
ный контроль положения руля высоты и правильности определения
центровки должен быть проведен после полного выпуска закрылков
и достижения заданной скорости. Коррекция положения стабили-
затора в сторону увеличения угла отклонения производится пере-
становкой задатчика в положение, соответствующее более перед-
ней центровке. Уменьшение угла отклонения стабилизатора воз-
можно только в режиме ручного управления.
В летных испытаниях проверена возможность балансировки са-
молета в процессе взлета, захода на посадку и посадки при ошибках
пилота в определении центровки и установке задатчика стабилиза-
тора. Если центровка не выходит за пределы ограничений, то ошиб-
ка в определении центровки 4% САХ не приводит к значительному
нарушению управляемости самолета. Так, если при центровке 24%
7*
195
САХ задатчик стабилизатора будет установлен в положение «С»
вместо «П», балансировочное отклонение руля высоты при полете
по глиссаде увеличится до —17°. Оставшегося хода руля высоты
будет достаточно для совершения посадки или ухода на второй круг.
При установке задатчика в положение «П» при центровке 32 % САХ
балансировочное отклонение руля высоты уменьшится до —3°.
Штурвал будет находиться в несколько необычном положении для
посадки, однако ход штурвала и руля высоты при этом достаточен
для благополучного завершения полета.
Отклонение руля высоты наибольшее в момент отрыва носового
колеса при взлете и в момент касания ВПП при посадке. При взле-
те, помимо аэродинамического момента, соответствующего коэффи-
циенту подъемной силы 1,44—1,5, на самолет действует пикирую-
щий момент, создаваемый силами сопротивления колес при каче-
нии. В момент отрыва переднего колеса вращение самолета проис-
ходит ие относительно центра масс самолета, а относительно нижней
точки основных стоек шасси. Это приводит к увеличению потреб-
ного отклонения рулей высоты для преодоления дополнительного
момента, создаваемого весом самолета относительно точки враще-
ния.
11.6. ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА
ПРИ ЦЕНТРОВКАХ, БЛИЗКИХ К ПРЕДЕЛЬНО ПЕРЕДНИМ
Полет с предельно передними центровками характеризуется по-
вышенными расходами штурвала для балансировки и создания пере-
грузки на режимах взлета и посадки.
На рекомендуемой скорости захода на посадку при передних
центровках 18—21 % САХ располагаемая перегрузка ограничивает-
ся полным отклонением штурвала, так так эффективность руля вы-
соты при углах свыше —20° значительно снижается (рис. 11.18).
При центровках более задних, чем 21 %, н при скорости, равной рас-
четной скорости захода на посадку Vs.n, перегрузка ограничивает-
ся допустимым углом атаки, которому соответствует коэффициент
подъемной силы 1,7.
Приведенные перегрузки рассчитаны по формуле
где ах— соответствует полному расходу руля высоты на себя
или си = си , си ~ 1,27.
уа уа Доп уа а-п
При центровке 18% САХ и скорости V3.n возможна перегруз-
ка пу = 1,22, что обеспечивает выполнение всех необходимых ма-
невров на посадке. Снижение скорости на 10 км/ч относительно рас-
четной уменьшает располагаемую перегрузку до 1,15. При центров-
ках более передних, чем 16% САХ, с учетом возможного изменения
скорости в процессе пилотирования запасы руля высоты для ма-
неврирования практически отсутствуют. Поэтому полет на самоле-
те с центровкой более передней, чем 18% САХ, и ошибки в олре-
196
Рис. 11.18. Зависимость располагае-
мой перегрузки от центровки само-
лета прн заходе на посадку с 63=
=45® на рекомендуемой скорости
Sp%CAX
20
5 глг,т
Рис. 11.19. Зависимость центровки от
массы топлива
делении посадочной массы и вы-
боре расчетной скорости пред-
ставляют реальную угрозу без-
опасности.
В соответствии с порядком
автоматической выработки топ-
лива в полете центровка самоле-
та не остается постоянной
(рис. 11.19). Тем не менее если
при взлете центровка была пе-
редней, то она останется перед-
ней и на посадке. Взлет само-
лета при такой загрузке про-
изойдет при центровке 21 %
САХ, а посадка с остатком топ-
лива в баках 6—7 т при центров-
ке 20,5% САХ. Наиболее перед-
няя центровка 18% САХ воз-
можна только при остатке топ-
лива 3,3 т. Самолет без топлива
имеет центровку 19,5% САХ. Так как случаи посадки с частично
выработанным аэронавигационным запасом редки, то в нормальной
эксплуатации посадка с предельно передней центровкой может быть
только при недостаточно тщательном расчете и контроле загрузки
15
30
самолета.
В полете наличие у самолета центровки более передней, чем до-
пустимая, может быть обнаружено по ряду признаков. Своевре-
менные меры позволят обеспечить нормальное выполнение полета и
полную безопасность при выполнении посадки. Один из первых при-
знаков — выход руля высоты на упор на себя при взлете и отрыв
самолета на скорости, больше расчетной. При энергичной манере
пилотирования кратковременный импульсный выход на упор воз-
можен при подъеме носового колеса и допустимой центровке, но
отрыв произойдет иа нормальной скорости и в момент отрыва штур-
вал на упоре находиться не будет.
В крейсерском полете балансировочное отклонение руля высоты
от центровки зависит в меньшей степени, чем при малых скоростях
полета, н не может служить признаком контроля центровки. Ха-
рактеристики управляемости от центровки также ие зависят.
Другим основным моментом контроля центровки является мо-
мент полета перед выпуском шасси с установившейся скоростью
V = 400 км/ч ПР. При этом среднее положение стрелки и указате-
ля положения руля высоты близко к границе или выходит за пре-
делы •—10° широкого зеленого сектора, если центровка более перед-
няя, чем допустимая. Окончательный контроль производится пос-
ле полного выпуска закрылков и снижения скорости до расчетной
скорости захода на посадку перед входом в глиссаду. При допу-
стимой центровке 20,5% САХ балансировочное положение руля высо-
7В Зак. 206
197
ты не превышает —8°. С учетом технологического разброса харак-
теристик самолета балансировочные отклонения руля высоты не
должны превышать —10°.
Если среднее положение стрелки указателя руля высоты перед
входом в глиссаду или в полете по глиссаде при перегрузке, близкой
к единице, выходит за пределы —10°, а стабилизатор отклонен на
угол, меньше 5,5°, то необходимо увеличить угол. При полностью
отклоненном стабилизаторе отклонение стрелки за —10° говорит о
выходе центровки за допустимые пределы. В этом случае нужно уве-
личить скорость захода на посадку на 10 км/ч. Если и при увеличен-
ной скорости среднее балансировочное отклонение руля высоты пре-
вышает —10°, то необходимо уйти на второй круг.
Повторный заход на посадку и посадка должны выполняться с
закрылками, отклоненными на угол 28°, а стабилизатор в ручном
режиме управления должен быть установлен в положение 5,5°.
При такой конфигурации самолета обеспечиваются балансировка
и нормальная управляемость даже при значительной ошибке в рас-
чете центровки. Скорость захода на посадку выдерживается расчет-
ной для б3 = 28°.
Учитывая имевшиеся случаи полетов с центровками более пе-
редними, чем предельно допустимые, в эксплуатации величина хт
ограничена значением 20,5% САХ при остатке расходуемого топли-
ва в баках, соответствующем расчетному АНЗ, и допустимое балан-
сировочное отклонение руля высоты принято —10° вместо —16°.
Глава 12
ХАРАКТЕРИСТИКИ БОКОВОГО
ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА
12.1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Группа сил и моментов относительно осей оу и ох определяет
боковое движение самолета: боковая сила Z, путевой, или флюгер-
ный, момент и момент крена Мх. При постоянной конфигурации
самолета на изменение аэродинамических характеристик бокового
движения в основном влияют изменение угла скольжения р, угла
атаки и отклонение органов управления. При изменении угла кре-
на у симметрия обтекания элементов самолета не нарушается. По-
этому изменение аэродинамических характеристик при повороте
самолета относительно оси ох вызывается не изменением самого
угла крена, а вызванного им в процессе переходного процесса из-
менением других параметров полета.
Вращение самолета вызывает появление демпфирующих момен-
тов, зависящих от угловой скорости вращения. Как и при анализе
продольного движения, боковые аэродинамические моменты и силы
198
могут быть выражены с помощью аэродинамических коэффициен-
тов:
тх Mx]qSl\ mvz=:MylqSl\ cz = Z!qS,
где q — скоростной напор; s — 180 м — площадь крыла; I = 37,55 м —
размах крыла.
Для выявления влияния различных параметров при достаточно
малом их изменении коэффициенты боковой силы и моментов удоб-
но представить в следующем виде:
тх ~ ml р + т* 6. + тхп б„ 4- тхх(оя 4- соу;
tnv = ml p 4- my3 fid 4-niBH 4~
Сх=СгР+^Э 4'Cz"6n.
Изменение момента крена прн изменении угла скольжения опре-
деляется в основном изменением сил на крыле самолета. При на-
личии угла скольжения самолета со стреловидным крылом изме-
няются эффективные углы стреловидности различных консолей
крыла, что ухудшает их несущие свойства. На консоли кры-
ла, имеющей меньшую эффективную стреловидность, подъемная
сила при малых числах М увеличивается, а на консоли с большей
стреловидностью уменьшается (рнс. 12.1) вследствие изменения
7В*
199
Рис. 12.2. Зависимость коэффициен-
та тх от угла атаки при различных
конфигурациях самолета
Рис. 12.3. Зависимость эффективно-
сти поперечного управления от чис-
ла М полета
эфективной скорости обтекания правой и левой консолей крыла при
наличии угла скольжения. Подъемная сила всего крыла при этом
изменяется мало.
Разница между подъемной силой на правой и левой консоли кры-
ла возрастает с увеличением подъемной силы крыла, поэтому ока-
зывает сильное влияние на изменение коэффициента т?х (рис. 12.2)
угла атаки самолета и положения его механизации. Наличие угла
скольжения из-за несимметричной обдувки фюзеляжа и вертикаль-
ного оперения вызывает появление боковой силы Z, создающей
момент относительно центра масс самолета. Боковая сила
прн изменении угла атаки меняется незначительно. Коэффициент
Cz=—0,015 при 63 = 0. При выпущенных закрылках с? —
— •— 0,018 ... —0,02 для полетных углов атаки.
Помимо боковой силы Z, в создании путевого момента Му при на-
личии угла скольжения участвует разность сил сопротивления кои-
солей крыла, возникающая при изменении их эффективной стрело-
видности. Уменьшение эффективной стреловидности консоли при-
водит к увеличению ее лобового сопротивления. Значения коэф-
фициента rrfi при угле атаки а ж 6° составляют: —0,0026 при
ба - = 0; —0,0035 при 6Э = 28° и — 0,0042 при 63 = 45°. При уве-
личении числа М значение коэффициента увеличивается и при
М 0,9 составляет —0,0038.
В качестве органов управления и балансировки в боковом дви-
жении на самолете используются элероны, внешние секции интер-
цепторов и руль направления. Так как гидроусилители внешних
интерцепторов кинематически связаны с элеронами, то управле-
ние самолетом по крену осуществляется совместно элеронами и
внешними интерцепторами. При отклонении штурвала один элерон
и расположенный рядом с ним интерцептор отклоняются вверх,
другой элерон отклоняется симметрично вниз, а расположенная на
этой консоли внешняя секция интерцептора остается убранной.
200
Отклонение интерцептора начинается при отклонении элерона
на угол более 1,5°, что исключает отклонение интерцептора и по-
терю аэродинамического качества при малых отклонениях штурва-
ла для балансировки моментов, вызванных незначительной не-
симметрпей самолета. Максимальное отклонение интерцептора на
угол 45° соответствует полному отклонению элерона на 20°.
Отклонение вверх элерона и внешних секций интерцепторов
приводит к уменьшению подъемной силы в концевой части консоли
крыла. На другой консоли крыла подъемная сила увеличивается
из-за отклонения элерона вниз. В результате возникает попереч-
ный момент Мх, пропорциональный углу отклонения элеронов.
Коэффициент эффективности поперечного управления т\? зависит
от числа М полета (рис. 12.3).
При угле атаки больше критического эффективность попереч-
ного управления значительно снижается вследствие срыва потока
в концевых сечениях крыла. Однако самолет сохраняет достаточную
поперечную управляемость вплоть до начала сваливания самолета.
Изменение путевого момента Л4 э при отклонении элеронов и интер-
цепторов незначительно.
Отклонение руля направления приводит к появлению боковой
силы Z на вертикальном оперении, которая, действуя на плече
1п_о 13,5 м, создает путевой момент Му, изменяющий угол сколь-
жения. Так как центр давления на вертикальном оперении лежит
выше оси самолета и центра масс, то боковая сила Z создает момент
крена Мх. Моменты рысканья и крена и боковая сила при откло-
ненном руле направления могут быть рассчитаны с помощью ко-
эффициентов, которые для среднего полетного угла атаки состав-
ляют: = —0,0013, тбн = —0, 0003 и А- —0,0031. При
изменении числа М эти коэффициенты изменяются незначительно.
При вращении самолета относительно осей ох или оу на всех эле-
ментах самолета возникают демпфирующие моменты, направленные
в сторону, препятствующую вращению. Это объясняется тем, что
при наличии угловой скорости вращения симметричные элементы
самолета обтекаются потоком под различными углами или с различ-
ными скоростями. Так, при угловой скорости относительно оси ох,
угол атаки отпускающегося полукрыла несколько увеличивается, а
поднимающегося — уменьшается. Возникающая при этом разность
подъемных сил создает момент Мх, направленный в сторону, про-
тивоположную направлению угловой скорости <ov.
При вращении самолета относительно оси оу увеличивается ско-
рость потока, обтекающего полукрыло, которое движется вперед.
Увеличение лобового сопротивления и подъемной силы на нем и
уменьшение этих сил на другом полукрыле создает моменты демпфи-
рования и ЛО. Коэффициенты демпфирования т1*х, т^х
и тыи в значительной степени зависят от угла атаки самолета, угла
отклонения закрылков и числа М полета.
201
12.2. ПУТЕВАЯ И ПОПЕРЕЧНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
Если сумма проекций сил на ось oz и суммы моментов относи-
тельно продольной и нормальной осей равна нулю, то самолет на-
ходится в боковом равновесии. Прн полете без крена и скольжения
он будет сбалансирован в боковом движении, если руль направле-
ния и элероны находятся в нейтральном положении, а симметрич-
но расположенные двигатели работают в одинаковом режиме. Од-
нако возможно боковое равновесие самолета и при полете со сколь-
жением. Вследствие скольжения на самолет действуют сила Z
и моменты крена и рысканья. Отклонением руля направления мо-
жет быть сбалансирован путевой момент M!lt а элеронами — мо-
мент крена Му. Для уравновешивания боковой силы необходимо
накренить самолет так, чтобы составляющая силы тяжести G sin у
была равна боковой силе.
Условие равновесия запишется в виде:
М,=«{₽+Л1> в3+М“н 6Н = 0;
MB = Mf₽+M>8s + Mjn6H=0;
Z = G sin у 4-Z₽ р -Е Z6" 6Н = 0.
При выполнении полета без снижения и разгона, кроме того, долж-
но быть выполнено условие Y = G cos у — 0. Возможность боковой
балансировки в полете с креном и скольжением проверяется в лет-
ных испытаниях выполнением режимов, называемых координиро-
ванными скольжениями. Так как угол скольжения в полете не
измеряется, то в качестве критериев балансировки используются
зависимости угла отклонения элеронов 6У н угла отклонения руля
направления от угла крена при установившемся скольжении.
Наклон этих кривых, определяемый значением отношений Д6а/Лу
и Д6н/Лу, должен быть отрицательным.
Способность самолета без вмешательства пилота сохранять и
восстанавливать заданное боковое равновесие определяет его бо-
ковую устойчивость. Для облегчения анализа боковой устойчиво-
сти удобно рассматривать раздельно критерии путевой и попереч-
ной устойчивости.
Если прп изменении угла скольжения самолета возникает мо-
мент М у, направленный в сторону сохранения исходного угла сколь-
жения, то самолет обладает путевой или флюгерной устойчивостью.
Наличие и степень путевой устойчивости определяют знак и значе-
ние коэффициента zwj. СЬрипательный знак говорит о наличии у са-
молета путевой устойчивости.
Основным средством обеспечения заданной путевой устойчи-
вости является правильный выбор размеров и плеча вертикально-
го оперения. Самолет Ту-154Б имеет достаточно большую относи-
тельную площадь вертикального оперения (17,6%), обеспечивающую
путевую устойчивость на всех режимах полета.
202
Под поперечной устойчивостью самолета понимают его способ-
ность устранять возникший или сохранять заданный угол крена.
Как уже говорилось, сам по себе угол крена не влияет на аэроди-
намические характеристики самолета. В реальном полете прн по-
явлении крена возникает боковая сила Z, равная проекции силы тя-
жести на ось oz. Под действием этой силы развивается боковая ско-
рость У1г приводящая к появлению скольжения самолета в сторо-
ну крена на опущенное полукрыло. Если поперечный момент
возникший вследствие скольжения, стремится уменьшить угол кре-
на, го самолет обладает поперечной устойчивостью, а коэффициент
имеет отрцательный знак. Значение коэффициента опреде-
ляет степень этой устойчивости.
Стреловидность крыла, как видно из рис. 12.1, приводит к уве-
личению степени поперечной устойчивости. Чрезмерная поперечная
устойчивость отрицательно сказывается на пилотажных характе-
ристиках самолета. При излишней путевой устойчивости самолет
имеет спиральную неустойчивость. При крене из-за большой путе-
вой устойчивости ие развиваются угол скольжения и восстанавли-
вающий поперечный момент; в результате самолет переходит в сни-
жение по спиральной траектории.
Излишняя поперечная устойчивость способствует раскачке са-
молета, так как самолет успевает не только выйти из крена, но и
перейти в крен противоположного знака, в то время как угол сколь-
жения еше сохраняется. Для обеспечения заданного уровня попе-
речной устойчивости крыло самолета имеет отрицательный угол
поперечного V, равный —1°10'. Тогда при скольжении самолета
углы атаки правого и левого полукрыльев различны. При увеличе-
нии угла скольжения на правое полукрыло увеличивается угол ата-
ки левого полукрыла. Наличие отрицательного V у прямого крыла
делает его неустойчивым в поперечном отношении, а у стреловид-
ного приводит к уменьшению устойчивости. Аэродинамическая ком-
поновка самолета обеспечивает рекомендуемое соотношение степе-
ни поперечной и путевой устойчивости и ~ т$/т& <С 1, необходи-
мое для получения приемлемых характеристик боковой устойчи-
вости в целом.
12.3. ХАРАКТЕРИСТИКИ БОКОВОЙ УПРАВЛЯЕМОСТИ
Для получения заданных характеристик боковой управляемо-
сти и качества переходных процессов на самолете в систему попереч-
ного и путевого управления включены рулевые агрегаты АБСУ.
Аэродинамические характеристики самолета и конструкция систем
продольного н поперечного управления обеспечивают приемлемые
характеристики управляемости и без системы автоматического
управления на основных режимах полета. При полном отказе ав-
томатики штурвального управления полет может быть завершен
203
Рис. 12.4. Характеристика пружин-
ного загружателя элеронов
при повышенных расходах штур-
вала и несколько ухудшенных
колебател ьных характеристик а х
переходных процессов
В канале крена в системе
штурвального управления ис-
пользуется уравнение управле-
ния АБСУ:
Д6. =КЙ---------4-
Jp-a х 7\р+\
+ Кхг; т*р L Лхшт-
Первая часть выражения обес-
печивает увеличение демпфиро-
вания крена. Передаточное число
демпфера крена и,5г-^с.
Выражение Т\р!(7\р Ч- 1) — характеристика фильтра низких ча-
стот с постоянной времени Т\ — 1,6 с. Так как фильтр — диффе-
ренцирующее звено, то сигнал, формируемый демпфирующей це-
пью, пропорционален угловому ускорению cov. Это повышает сте-
пень затухания колебаний самолета по крену и не уменьшает от-
клонения элеронов при установившейся скорости крена.
Вторая часть закона управления рулевым агрегатом служит для
увеличения поперечной управляемости. Отклонение штока рулево-
го агрегата зависит от отклонения штурвала Дгп в градусах. Пе-
редаточное число управляемости I(v = 1. Это значит, что отклоне-
ние элеронов увеличивается в 2 раза по сравнению с отклонением
при управлении только от штурвала, определяемым как 6. =
- Д^-Дх^.
Выражение 1/(Т’2р -|- 1) — характеристика фильтра высоких ча-
стот в канале управляемости с постоянной времени Т2 - = 0,4 с.
Наличие этого фильтра сглаживает резкость отклонения элеронов
от рулевого агрегата в процессе управления штурвалом и не сказы-
вается на динамике самолета. Полное отклонение элеронов при от-
клонении штурвала
6, Д6. +А6
1 “ШТ dp.:
где Д®эшт КтпэХц1т-
Усилия на штурвале создаются пружинным загружателем
(рис. 12.4). Максимальное усилие при повороте штурвала на 125°
и отклонении элеронов на 20° составляет 220 Н. Усилие страгива-
ния равно предварительной затяжке пружин 30 Н плюс сопротив-
ление трения в проводке управления 20 Н.
204
В канале Курса используется следующий закон штурвального
управления:
6П = Л$нп "Н А^Нр.а "= ^1Пл + ^юи ~т 3J . ю»-
v 1 з Pi-1
Перемещение руля направления от отклонения педалей составляет:
Л6ип —/<шпД*к, где Лшн — передаточное отношение системы пу-
тевого управления. Перемещение штока рулевого агрегата по за-
кону • [7’зР/(7\р + 1)®^] обеспечивает повышение демпфирова-
ния путевых и поперечных колебаний.
Выражение Т3р/(Т3р + 1) с постоянной времени Т3 = 2,5 с
также является дифференцирующим звеном, поэтому демпфер ре-
агирует только на изменение угловой скорости соу, т. е. на угловое
ускорение (оу. При таком законе демпфер курса не препятствует
выполнению установившихся координированных разворотов с по-
стоянной угловой скоростью.
Характеристики системы управления самолета по каналу курса
определяются передаточным отношением Кши- Так как ход педа-
лей ¥пшах = ± 125 мм, а отклонение руля направления би =
=» 25°, то ~ = 0,2 7мм. Система загрузочной пру-
Н 1-^0
испыта-
определяемые в летных
Рис. 12.5. Критерии боковой устойчивости,
НИЯХ
205
Рис. 12.6. Зависимость критериев поперечной управляемости самолета от
скорости и числа М полета
жины педалей управления имеет два режима: взлетно-посадочный
и полетный. При выпущенных закрылках на взлете и посадке мак-
симальное отклонение руля направления равно + 25° при усилиях
на педалях 370 Н. При убранных закрылках к взлетно-посадочной
пружине при ходе педалей 37,5 мм подключается дополнительная
пружина с усилием предварительной затяжки ~ 600 Н. В полете
такое увеличение усилия воспринимается как упор и не позволяет
отклонять руль направления на угол более 7,5° во избежание вы-
вода самолета на опасные с точки зрения прочности самолета углы
скольжения.
Для определения количественных характеристик боковой устой-
чивости и управляемости в летных испытаниях выполняют коорди-
нированные скольжения, резкие, ступенчатые отклонения и им-
пульсы рулем направления и элеронами для всех конфигураций
самолета во всем диапазоне разрешенных режимов полета.
Так как на всех режимах полета при выполнении установивших-
ся скольжений зависимость расхода штурвала и педалей, а также
усилий на них практически линейна при увеличении углов крена
и скольжения, то количественные критерии устойчивости и управ-
ляемости могут быть выражены в виде производных этих величин
tlXri (ipa dX'. dXn dPjr у у ▼
по углу крена: -~1 -т— и (рис. 12.5). На этих же
J J 1 dy ’ dy ’ dxH* dy ay
графиках нанесены границы изменения значений этих величин, в
пределах которых характеристики оцениваются как наиболее жела-
тельные.
Эффективность поперечного управления характеризуется уста-
новившейся угловой скоростью крена, создаваемой отклонением
элеронов или штурвала на 1° и усилием на штурвале для создания
угловой скорости 1 рад/с (рис. 12.6).
Эффективность поперечного управления самолета достаточно
велика на всех режимах полета. Например, при маневрировании
перед выпуском механизации на скорости 400 км/ч, отклонив штур-
206
& =
вал наполовину хода (62,5°), можно получить угловую скорость кре-
на юЛ ~^Ал, -0,0028-62,5 - —O,J017 рад'с. Прн эгом уси-
лие, прикладываемое к штурвалу, составит около 150 Н.
Прн работающих демпферах курса и крена значительно улуч-
шаются характеристики переходных процессов. Почти полное за-
тухание колебаний по крену и скольжению происходит практичес-
ски за один период, тогда как без применения АБСУ в течение 35 с
и более наблюдаются медленно затухающие колебания.
12.4. РЕАКЦИЯ ПО КРЕНУ НА ОТКЛОНЕНИЕ
РУЛЯ НАПРАВЛЕНИЯ
Управляемость самолета по крепу на отклонение руля направ-
ления оценивается по знаку и значению угловой скорости крена
о)х, возникающей прн отклонении педалей, и характеризуется про-
вес х 6 ДОх
ИЗВОДНЫМИ И -7F2-.
Если самолет обладает поперечной устойчивостью, то при от-
клонении руля направления возникает скольжение, в свою очередь,
приводящее к кренящему моменту, направленному в сторону от-
клоненной педали. Так, при отклонении левой педали возникает
скольжение на правое полу крыло и самолет крепится влево. Такую
реакцию самолета на отклонение руля направления принято назы-
вать нормальной, нлн прямой. При прямой реакции критерий уп-
dax
равляемостн по крену на отклонение руля направления — имеет
положительное значение.
На докритпческмх числах М полета у самолета со стреловидным
крылом, как правило, реакция по крену на отклонение руля на-
правления нормальная, так как при наличии скольжения у полу-
крыла, имеющего меньший угол эффективной стреловидности,
повышаются несущие свойства. При приближении к критическим
числам М картина меняется. У полукрыла, имеющего меньшую эф-
фективную стреловидность, критическое число М меньше (рис. 12.7).
При числе М, большем критического, подъемная сила полу крыла.
имеющего большую эффектив-
ную стреловидность при сколь-
жении, превысит подъемную си-
лу полу крыла, имеющего мень-
шую стреловидность.
В результате изменится знак
момента крепа и при наличии
скольжения самолет будет стре-
миться к крену в сторону сколь-
жения. Это вызовет обратную
реакцию на отклонен не руля
направления. Обратная реакция
Рис. 12.7. Зависимость подъемной
силы полукрыла от числа М при по-
лете со скольжением
207
Рис. 12.8. Зависимость критерия
d<0a/d6n от числа М (//=11 км)
Рис. 12.9. Зависимость угла отклоне-
ния элеронов от числа М при вы-
полнении разгона самолета со сколь-
жением
будет тем слабее, чем больше
стреловидность крыла и тоньше
его профиль.
Число Л1, соответствующее
появлению обратной реакции на
отклонение руля направления,
может быть определено при ана-
tZojv
лизе зависимости критерия —
от числа М полета (рис. 12.8).
При числе М, близком к 0,9,
значение критерия меняет знак.
Кроме того, появление обратной
реакции может быть определено
при разгоне самолета по балан-
сировочному отклонению элеро-
на в полете со скольжением прн
полном отклонении руля направ-
ления (рис. 12.9). При отклонен-
ном вправо руле направления
для балансировки на числах М
менее 0,893 штурвал отклоняют
влево. При числах М > 0,893 в
этих же условиях штурвал необ-
ходимо отклонить вправо, что
свидетельствует о наступлении
обратной реакции по крену.
Наличие обратной реакции са-
молета по крену на отклонение
руля направления па эксплуатационных режимах нежелательно.
Поэтому максимально допустимая скорость в нормальной эксплу-
атации для самолета Ту-154 ограничена числом М = 0,88. При пи-
лотировании самолета на скоростях, близких к lziaax» и случайном
превышении этой скорости необходимо учитывать возможность по-
явления обратной реакции, для чего в РЛЭ рекомендуется на этих
режимах рулем направления не пользоваться, хотя при высокой
эффективности поперечного управления полет при обратной реак-
ции возможен и по оценке испытателей особой сложности не пред-
ставляет.
12.5. БАЛАНСИРОВКА САМОЛЕТА ПРИ НЕРАБОТАЮЩЕМ
БОКОВОМ ДВИГАТЕЛЕ
Особенность аэродинамической компоновки самолета заключает-
ся в том, что отказ среднего двигателя не вносит дополнительных
возмущений в условие бокового равновесия, а нарушение балансн-
208
ровки при отказе любого из боковых двигателей незначительно, так
как они расположены вблизи оси симметрии самолета. Кроме того,
сопла боковых двигателей для уменьшения плеча тяги двигателей
и их влияния на хвостовую часть фюзеляжа повернуты на 6° от оси
самолета. Тем не менее полет при несимметричной тяге имеет свои
особенности.
При отказе одного бокового двигателя возникает момент отно-
сительно центра масс самолета, создаваемый разностью тяг боко-
вых двигателей. Под действием этого момента создается скольжение
самолета в сторону неработающего двигателя, которое пр вводит к
уменьшению подъемной силы полукрыла со стороны неработающего
двигателя и увеличению подъемной силы на противоположном по-
лукрыле. Под действием момента от разности этих снл самолет на-
чинает крениться в сторону отказавшего двигателя. Вследствие
снижения суммарной тяги самолет уменьшает скорость набора вы-
соты, если тяга работающих двигателей превышает потребную, илн
переходит в снижение, если он находится в режиме горизонталь-
ного полета.
Если не принять меры для балансировки самолета, то он перей-
дет в снижение по спиральной траектории с увеличивающимся кре-
ном. Для прекращения снижения и восстановления балансировки
необходимо увеличить тягу работающих двигателей (если они ра-
ботали на режиме ниже взлетного) и отклонить руль направле-
ния и штурвал в сторону работающего двигателя.
Для выполнения дальнейшего полета без скольжения руль на-
правления отклоняется на такой угол, чтобы момент ДА1У
= уравновесил момент от разности тяг двигателей ДЛ1Уда.
Возникший от отклонения руля направления момент крена ДА!х =
= А1^Н6Н должен быть уравновешен небольшим отклонением эле-
ронов. Образовавшаяся вследствие отклонения руля направления
боковая сила AZH == Z6h6h может быть уравновешена только со-
зданием незначительного крена, при котором Д2К G sin у
(рис. 12.10).
Прн отказавшем боковом двигателе возможно продолжение по-
лета без крена. Для этого дополнительным отклонением руля на-
правления необходимо создать угол скольжения [> в сторону не-
работающего двигателя и добиться равновесия моментов
= /ИУдв + и боковых сил ZCli5H — Zp[3. Возникший при со-
здании угла скольжения поперечный момент должен быть сбалан-
сирован элеронами ТИЕр = (рис. 12.11). Полет со скольже-
нием без крена приводит к увеличению лобового сопротивления
самолета и требует увеличенного отклонения руля направления и
усилий на педалях.
Наименьшие отклонения органов управления для балансировки
самолета при неработающем двигателе требуются, если полет осу-
209
ществляется с небольшим креном и скольжением в сторону рабо-
тающего двигателя. Увеличение лобового сопротивления при малых
углах скольжения незначительно. Усилия на педалях и штурвале
полностью снимаются механизмами триммерного эффекта. При за-
ходе на посадку потребное для балансировки отклонение руля на-
правления составляет 7—8°, а элеронов — всего 1—2°. Развороты
Рис. 12.10. Схема сил, действующих на самолет при полете без скольжения
с отказавшим боковым двигателем
Рис. 12.11. Схема сил, действующих на самолет при полете без крена с от-
казавшим боковым двигателем
210
Возможны как в сторону отказавшего, так и в сторону работающего
двигателя. Необходимо учитывать, что в сторону отказавшего дви-
гателя самолет входит в крен несколько энергичней, чем при сим-
метричной тяге.
Глава 13
ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ
УГЛАХ АТАКИ
13.1. ИЗМЕНЕНИЕ СИЛ И МОМЕНТОВ ПРИ УВЕЛИЧЕНИИ
УГЛОВ АТАКИ
На основных эксплуатационных режимах полета углы атаки
самолета редко превышают 6—7°. Аэродинамические характери-
стики определяются плавным, безотрывным обтеканием всех эле-
ментов самолета и характеризуются практически линейной зависи-
мостью коэффициентов подъемной силы и продольного аэродинами-
ческого момента от угла атаки, неизменной эффективностью орга-
нов управления и малой взаимосвязью характеристик продольного
и бокового движения.
По мере увеличения угла атаки самолета на верхней поверхно-
сти крыла возникают зоны, в которых происходят отрыв потока,
перераспределение давления по поверхности крыла и изменение
аэродинамических сил и моментов. При дальнейшем увеличении
угла атаки зоны срыва потока распространяются на всю верхнюю
поверхность крыла.
Пик разрежения, создаваемый носовой частью изолированного
профиля, при срыве потока разрушается, приводя к уменьшению
подъемной силы и увеличению пикирующего момента. При прост-
ранственном обтекании распространение срыва потока по крылу за-
висит от многих факторов. Движение самолета в результате срыва
потока и изменения аэродинамических сил и моментов называется
сваливанием. На стреловидном крыле срыв потока, как правило,
начинается в его концевых сечениях. Потеря подъемной силы в се-
чениях, расположенных позади центра масс самолета, создает ка-
брирующий момент, способствующий дальнейшему самопроизволь-
ному увеличению угла атаки и ускоренному срыву потока на всей
поверхносги крыла.
Аэродинамическая компоновка самолета с Т-образным опере-
нием имеет еще две особенности, определяющие изменение аэроди-
намических характеристик и поведение самолета на углах атаки,
превышающих углы начала срывных явлений: высоко расположен-
ное горизонтальное оперение на киле и расположение двигателей
в хвостовой части. В процессе развития срыва потока за крылом
образуется вихревая пелена, представляющая собой сильно тур-
211
Рис. 13.1. Характер обтекания самолета
с Т-образным оперением на докритиче-
ск1гх режимах (а) л режиме сваливания
(б)
булизированный поток низ-
кой энергии, в который при
увеличении угла атаки попа-
дают как горизонтальное опе-
рение, так и воздухозаборни-
ки двигателей.^Потеря эффек-
тивности горизонтального
оперения и руля высоты вы-
зывает значите льный’рост каб-
рирующего момента и препят-
ствует выводу самолета [из
режимов срыва.
Изменение характеристик
воздушного потока на входе в
двигатели вызывает ^наруше-
ние режима их работы, пом-
паж и необходимость их выключения. Так как любое срывное обте-
кание носит ярко выраженный нестационарный характер, то при
этом возможно несимметричное изменение аэродинамических сил,
вызывающих появление моментов крена н рысканья.
При дальнейшем увеличении угла атаки самолета, находящегося
в режиме сваливания, горизонтальное оперение выходит из вихре-
вой пелены, созданной крылом, а также мотогондолами и пилонами
боковых двигателей. Устойчивость самолета воссталалпвается, и он
балансируется на углах атаки 30—50°. Такой характер развития
срывного явления при выходе на критические и закритнческие углы
атаки самолетов с высоко расположенным оперением и стреловид-
ным крылом получил название суперсрыва (рис. 13.1).
Высокая степень опасности при попадании самолета в режим сва-
ливания диктует необходимость обеспечения максимального уров-
ня защиты от выхода на эти режимы. В соответствии с нормами лет-
ной годности в случае приближения к режиму сваливания для лю-
бой конфигурации самолета должны возникать естественные или ис-
кусственно созданные признаки, безошибочно и легко распознавае-
мые пилотом, достаточно интенсивные и характерные. При отсутст-
вии таких признаков самолет не должен сваливаться при полностью
выбранном штурвале на себя.
Рекомендуется, чтобы самолет, сбалансированный в установив-
шемся полете, без вмешательства пилота уменьшал угол атаки при
попадании в вертикальный поток, приводящий к увеличению угла
атаки вплоть до угла атаки начала сваливания.
В крейсерском полете при наборе высоты и снижении воздействие
вертикального индикаторного эффективного порыва со скоростью
8- 10 м/с не должно выводить самолет на допустимый угол атаки.
При воздействии индикаторного эффективного порыва 18 м/с перво-
начально сбалансированный самолет должен возвращаться в исход-
ный режим без сваливания и опасного нарушения режима работы
двигателей. Ряд требований Норм летной годности конкретизирует
212
Ряс. 13.2. Зависимость коэффициентов подъемной силы и момента тангажа
модели самолета от угла атаки
значения запасов по углам атаки и скоростям, при которых должны
возникать предупреждающие признаки.
Для снижения неблагоприятною влияния суперсрыва на поведе-
ние самолета при приближении к режиму сваливания приняты сле-
дующие меры. Вследствие отрицательной геометрической крутки
угол атаки концевых сечений крыла па 4е меньше углов атаки его
корневых сечений, что приводит к более позднему появлению срыва
потока па концевых сечениях крыла. Кроме того, установлены две
пары аэродинамических перегородок, предотвращающих перетека-
ние потока от корневых сечений вдоль крыла, провоцирующего ран-
ний срыв концевых сечениях. Эти мероприятия совместно с установ-
кой горизонтального оперения увеличенной площади и размаха по-
зволили избежать возникновения кабрирующего момента вплоть
до момента достижения угла атаки, соответствующего максималь-
ному коэффициенту подъемной силы, при всех конфигурациях само-
лета.
Зависимости коэффициента подъемной силы и продольного мо-
мента при нулевом положении руля высоты и при руле высоты, пол-
ное гыо отклоненном на пикирование для центровки самолета хт ==
= 25% САХ, и убранных закрылках (рнс. 13.2), полученные при ис-
пытании модели самолета в аэродинамической трубе, показывают,
что эффективности руля высоты достаточно для вывода самолета, да-
же если он в режиме суперсрыва попал на углы атаки более 37°.
Возможность вывода самолета из сваливания подтверждена в реаль-
ных полетах.
213
Верхнее расположение центрального воздухозаборника благо
приятно сказалось на работе двигателя при больших углах атаки.
Даже при очень больших углах атаки поток на входе в центральный
воздухозаборник оказывается стабилизированным вследствие плав-
ного обтекания фюзеляжа. В испытательных полетах средний двига-
тель работал устойчиво до момента достижения углов атаки 50—60°,
обеспечивая работу генераторов и гидросистем самолета и сохраняя
его управляемость.
13.2. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
В процессе эксплуатации самолет не должен попадать в режим
сваливания ввиду значительного ухудшения его аэродинамических
характеристик. Учитывая особую опасность и повышенную степень
риска, исследование характеристик самолета на больших углах ата-
ки проводили на специально оборудованном самолете с противошто-
порным парашютом и индивидуальными средствами спасения эки-
пажа. Режимы приближения к сваливанию выполнялись экипажем
на высотах не менее 6 км с постепенным от полета к полету увеличе-
нием углов атаки. Шкала указателя углов атаки была расширена
до 25°'.
В качестве критерия оценки момента возникновения сваливания
принимается любой из следующих признаков:
самопроизвольное опускание носа при постоянном положении
штурвала;
тенденция к увеличению угла тангажа при постоянном положении
штурвала;
резкое крененне самолета с угловой скоростью более 0,1 рад/с
при нейтральном положении элеронов;
сильная тряска конструкции или органов управления, затруд-
няющая пилотирование или угрожающая прочности самолета;
опасное или необратимое нарушение работы двигателей;
появление каких-либо других признаков, исключающих возмож-
ность дальнейшего увеличения углов атаки.
Для вывода самолета на большие углы атаки выполняли тормо-
жения в горизонтальном полете с единичной перегрузкой и создава-
ли перегрузки при постоянной скорости полета. Эти маневры осу-
ществляли прн различной центровке для всех возможных положе-
ний закрылков. При торможении самолета на режиме малого газа с
убранными закрылками при достижении углов атаки 14° возникает
хорошо заметная тряска самолета. С уменьшением высоты полета ин-
тенсивность тряски уменьшается, однако она остается достаточно
заметной. При дальнейшем увеличении угла атаки (начиная с 14—
16°) появляются умеренные колебания по крену с угловыми скоро-
стями до 0,07 рад/с. Самолет сохраняет устойчивость н управляе-
мость по всем каналам.
214
При центровке 17—27% САХ и полном отклонении штурвала на
себя самолет достигал углов атаки 16—17°. В дальнейшем нз-за
значительного роста вертикальной скорости снижения уменьшался
угол тангажа и самолет опускал нос. При задней центровке хт =
== 34% САХ на углах атаки 17—17,5° возникает продольная неустой-
чивость, проявляющаяся в том, что самолет продолжает увеличивать
угол атаки при постоянном положении штурвала. При отдаче штур-
вала от себя до положения руля высоты 4-4° угол атаки увеличи-
вался па 2° и только потом начинал уменьшаться.
В полетной конфигурация самолет массой 81 т в торможении дос-
тигал скорости 225—230 км/ч. Перегрузка в этот момент составля-
ла 0,9. Таким образом, поведение самолета с убранной механиза-
цией было обследовано на углах атаки по указателю 20—23°, что
соответствует коэффициенту подъемной силы 1,4—1,5. Двигатели
работали устойчиво до углов атаки а = 20°. В качестве максималь-
ного коэффициента подъемной силы при полетной конфигурации при-
нято значение Су = 1,3, при котором полностью сохраняется устой-
чивость и управляемость самолета, а двигатели работают устой-
чиво. Возникающая тряска самолета своевременно предупреждает
пилота о приближении к режиму сваливания.
При торможении самолета с отклоненными предкрылками и вы-
пущенными иа 28° закрылками при углах атаки около 16° возникает
тряска самолета, но в этом случае она слабая и не может служить
четким предупреждающим признаком о приближении к сваливанию.
Примерно на этих же углах атаки появляются колебания самолета
по крену, аналогичные колебаниям с убранными закрылками.
Угол атаки, достигнутый при полном взятии штурвала па себя
с передними центровками = 17 ...22% САХ, составляет 19°. При
задних центровках самолет достигал углов атаки 22—25°. Устойчи-
вость самолета и нормальная работа двигателей сохранялась до уг-
лов атаки по указателю 20°.
При полетной массе самолета 65 т при торможении была достиг-
нута скорость 175—180 км/ч с перегрузкой пу ~ 0,9. Максимальный
коэффициент подъемной силы при 28° соответствовал углу атаки 17,5°
и был равен 1,92. После возвращения штурвала в нейтральное поло-
жение, при котором отклонение руля высоты составляло 4-4°, са-
молет практически без запаздывания уменьшал угол атаки.
Поведение самолета в посадочной конфигурации (63 == 45°) прн
торможении такое же, как и при закрылках, отклоненных на 28°.
Устойчивость сохраняется до углов атаки 19—19,5°. Режим работы
боковых двигателей нарушается при углах атаки более 20°. Макси-
мальный коэффициент подъемной силы 2,15 соответствует углу ата-
ки 16,5° по указателю. Интенсивность возникающей тряски мала и по
оценке пилотов-испытателей недостаточна для предупреждения о
близости режима сваливания.
В летных испытаниях были выполнены торможения ври некото-
рых промежуточных положениях закрылков и получена зависимость
215
Pirc. 13.3. Зависимость скорости сва-
ливания от полетной массы для раз-
личных конфигураций самолета
ной 205 км/ч. При б3 = 28° и этой
максимального коэффициента
подъемной силы от угла откло-
нения закрылков (см. рис. 2.8),
иа основании которой рассчита-
ны скорости сваливания для раз-
личных полетных масс самолета
на взлете и посадке (рис. 13.3).
Индикаторная скорость свалива-
ния самолета при максимальной
взлетной массе 98 т и 63 — 281'
составляет 244 км/ч, а при б3 ~
—15° увеличивается до 260 км/ч.
При максимальной посадочной
массе 78 т скорость сваливания
при закрылках 45° принята рав-
же посадочной массе скорость
сваливания составляет 217 км/ч. Для максимальных взлетной и по-
садочной масс скорость сваливания прн убранных закрылках и
предкрылках составит соответственно 294 и 263 км/ч.
При смещении центровки самолета вперед скорость сваливания
несколько увеличивается, так как для обеспечения балансировки
самолета увеличиваются отклонения руля высоты пли стабилизато-
ра на горизонтальном оперении и отрицательная подъемная сила. В
результате при одинаковых угле атаки крыла и подъемной силе на
крыле коэффициент подъемной силы самолета будет меньше. Одна-
ко изменение максимального коэффициента подъемной силы при из-
менении центровки от предельно задней до предельно передней
составит для закрылков 45° всего 0,1, а скорости сваливания будут
отличаться на 5 км7ч. Поэтому влиянием центровки на скорости сва-
ливания для простоты расчетов в эксплуатации можно пренебречь.
Другим маневром, связанным с увеличением угла атаки самолета
и способным вывести его на режимы сваливания, является создание
перегрузки. В летных испытаниях перегрузки создают с помощью
ступенчатого отклонения («дачи») руля высоты при полете на задан-
ной скорости или заданном числе М. Чтобы скорость самолета в про-
цессе выхода на перегрузки менялась в узких пределах, перед «да-
чей» руля высоты выполняют «противодачи» с созданием отрицатель-
ного приращения перегрузки и некоторым увеличением скорости.
В крейсерской конфигурации самолета выполняли «дачи» рулями
высоты на высотах 12—6 км в диапазоне чисел М 0,4 —0,9. Харак-
терный признак при выполнении «дач» — появление срывной тряс-
ки самолета, интенсивность которой с увеличением углов атаки уве-
личивается. С уменьшением числа М полета интенсивность тряски
также увеличивается.
При углах атаки, превышающих углы начала тряски на 3—4°,
самолет кренится с незначительной угловой скоростью (не более
0,065 рад/с). При этом вплоть до максимально достигнутых углов ата-
ки прн наличии интенсивной тряски сохранялась прямая и достаточ-
216
ная эффективность элеронов. Одновременно с началом кренения, на-
чиная с углов атаки по указателю 15,5—9,5° при числахМ = 0,6...
0,9, на боковых двигателях начинались «хлопки», которые прекра-
щались при уменьшении углов атаки без вмешательства в управле-
ние двигателями.
Полный срыв и помпаж боковых двигателей происходит на уг-
лах атаки 18—13° и числах М ~ 0,6...0,9. Средний двигатель рабо-
тает устойчиво вплоть до максимально достигнутых углов атаки и
перегрузок: от а — 23° и = 1,7 при М 0,6 до а 13° и
*fyinax = 2,7 при М = 0,9. В диапазоне чисел М от 0,9 до 0,95 «дачи»
выполняли только до начала тряски самолета, которая при М =0,94
возникает при а — 6° и пу 1,7 (рис. 13.4). Во всем обследованном
диапазоне углов атаки, чисел М и центровок самолет устойчив по
перегрузке. Поведение самолета при «дачах» рулем высоты во взлет-
ной и посадочной конфигурациях проверено с задней центровкой
Таблица 7
Показатели М
0.4 0.6 0.7 0,75 0,6 0,85 0.9
ас.ук 11,5 11,5 8,8 7,8 7,3 6.8
сУа сиг» 0,95 0,95 0,785 0.74 0,7 0.6b
адси1.ук 15 15 12,5 11 10,5 9,6 9 5
s За доп 1,14 1.14 0,98 0,91 0,87 0,84 0,83
ашах 22,5 18,5 18 17,4 14,6 15,2
сУа гоах 1.47 1,2 1,13 1,06 0,97 ! ,04
217
хт — 33%. При достижении коэффициентов =* 1.74 (6, 28е)
и cVa — 2,0 (б3 *=* 453), что соответствует примерно 0,9 Гу1пах> ника-
ких особенностей в поведении самолета не отмечено.
Проанализировав поведение самолета и работу двигателей на
больших углах атаки, установили значения допустимых углов ата-
ки и коэффициентов подъемной силы, а также значения ас.ун и
при которых должна срабатывать дополнительная сигнализация.
За момент срабатывания дополнительной сигнализации принят
момент возникновения предупреждающей тряски самолета. Допус-
тимые режимы полета noq н сс приняты по началу неустойчивой ра-
боты боковых двигателей. Прн выпущенных закрылках сигнали-
зация должна срабатывать при следующих значениях углов атаки
и коэффициентов подъемной силы:
бэ, °...........................
аук> ... ........
СКа° ' ’ ’ ..............
15 28 45
12,5 11,5 11,5
1,36 1,52 1,7
Помимо торможений самолета при работе всех двигателей на ре-
жиме малого газа и взлетном в испытаниях выполняли торможения
при выключенном крайнем двигателе. Остальные двигатели работа-
ли при этом на номинальном режиме. При различных 63 достига-
ли практически коэффициента гпах. Максимальное отклонение ру-
ля направления для балансировки составило 10е на скорости 188 км/ч
при массе самолета 74 т и — 45°. Так как боковые двигатели рас-
положены вблизи оси самолета и плечо тяги несимметрично работаю-
щего двигателя мало, то за минимально эволютнвные скорости при-
няты скорости сваливания.
13.3. ОГРАНИЧЕНИЕ ПРЕДЕЛЬНОЙ ВЫСОТЫ
И МИНИМАЛЬНЫХ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Причина ограничения предельной высоты и минимальной скоро-
сти полета — необходимость обеспечения достаточных запасов по
углу атаки (от аг д до ас). Значения запасов устанавливаются Нор-
мами летиой годности на основании анализа статистки попадания
самолета в условия сильных атмосферных возмущений и возможных
ошибок пилотирования. Кроме того, при выборе этих запасов должны
быть учтены особенности поведения самолета при возникновении раз-
личных отказов его систем и вероятность их появления.
На основании опыта, накопленного отечественной н мировой ави-
ацией, принято, что воздействие на самолет вертикального эффектив-
ного индикаторного порыва со скоростью 10 м/с не должно выводить
самолет на углы атаки, превышающие ацоп. Сваливания самолета
или необратимого нарушения режима работы его двигателей и сис-
тем не должно возникать при вертикальном эффективном нндикатор-
218
йом порыве йу(--,ф = 18 м/с. Минимальные скорости помета на взлете
и посадке должны превышать соответствующие скорости свалива-
ния.
При встрече самолета с вертикальным потоком резко изменяется
угол атаки самолета и возникает нормальная перегрузка. Прирост уг-
ла атаки будет зависеть от скорости порыва и скоросги полета само-
лета: Ла — (Wt/Vt) 57,3. Так как воздух обладает вязкостью, то
вертикальный порыв не бывает четко ограничен, а всегда нарастает
от нуля до максимального значения па определенном, иногда весьма
малом расстоянии. В этой связи вводят понятие эффективного поры-
ва, несколько отличного по значению от расчетного мгновенного:
Поправочный коэффициент К зависит в основном от высоты по-
лета и для самолета Ту-154Б может быть принят равным 0,9—0,95
для высот 5 12 км. Тогда прирост угла атаки при воздействии рас-
четного порыва от угла атаки горизонтального полета
Да = (^8ф57,ЗК)/Гь
где Vi — индикаторная скорость полета.
Пользуясь зависимостью коэффициента подъемной силы сУа от
угла атаки а, а также значением допустимого угла атаки и угла ата-
ки, принятого в качестве угла атаки сваливания, можно рассчитать
максимальный угол атаки и коэффициент су , который допустим для
горизонтального полета на заданном эшелоне для всего диапазона
скоростей полета. Для этого коэффициента рассчитывают макси-
мально допустимую для данного эшелона и скорости полетную мас-
су самолета.
Пример. Рассчитаем максимально допустимую массу самолета на эше-
лоне 12 км для числа М = 0,8.
Сначала определяем индикаторную скорость Vj = /ИаД/Д = 0,8-295 X
X 0,505= 119 м/с. Прирост угла атаки прн воздействии вертикального
порыва 1Ггэф = 10 м/с:
Ла10 = (10-57,3-0,95)/119=4,6о.
При воздействии порыва и'йяф= 18 м/с
Ла18 = (18 • 57,3 • 0,95)/119 = 8,2°.
Исходя из допустимых значений доп = 0,87, угла атаки ИдОпист = П,8°
и порыва 1^8ф = 10 м/с. допустимый угол атаки для горизонтального по-
лета
адоп—Л«м = 11,8°—4,6° = 7,2°.
Для максимально достигнутого значения сУа = 1,06, угла атаки, принято-
го за ист, и вертикального эффективного индикаторного порыва ~
= 18 м'с
аг п= «св — Д«18= 17,4°—8,2° = 9,2°.
219
Угол атаки, допустимый для горизонтального ПоЛеТа, выбирают наимень-
ший из определенных, т. е. 7,2°. По кривой CyQ = f (o'-ист) углу атаки аг.п —
= 7,2°соответствует су п г п= 0,55. Для рассмотренных условий максимально
допустимая масса самолета
т .ctJ S^-i- = 0,55-180-886 = 87,7 т.
Jo. 2
На основании полученных в летных испытаниях значений адоп и
асв для самолета Ту-154Б на эшелоне 12,1 км полетная масса ограни-
чена значением 86 т для всех скоростей полета. На эшелонах
11,6,5 км и ниже она неограничена даже при взлете с максимальной
взлетной массой 98 т.
В качестве ограничения минимально допустимой скорости поле-
та в крейсерской конфигурации приняты приборные скорости, име-
ющие запас 35% от скорости сваливания на высотах более 5 км и
25% от скорости сваливания на высотах менее 5 км. При выполне-
нии полета на эшелоне не рекомендуется выдерживать скорости ни-
же соответствующих режиму максимальной дальности, так как по-
лет на меньших скоростях приводит к необоснованному увеличению
расхода топлива и уменьшению запасов по углу атаки.
13.4. РАБОТА СИСТЕМЫ АУАСП
При увеличении углов атаки самолета с убранными закрылками
своевременно возникает характерная тряска, интенсивность кото-
рой возрастает при дальнейшем приближении к сваливанию, как при
создании перегрузки, так и при торможении. Тряска хорошо распоз-
нается пилотом п сигнализирует ему о необходимости принятия мер
для уменьшения углов атаки.
Прн выпущенной механизации крыла предсрывная тряска мала
или вообще отсутствует. Поэтому на самолете установлен автомат уг-
лов атаки с сигнализацией перегрузки (АУАСП) — система, кото-
рая при достижении заданных углов атаки или перегрузки выдает
дополнительный сигнал (загорается красная лампа и включается
сирена). Кроме того, система АУАСП информирует пилота о текущем
угле атаки и перегрузке и запасах до критических значений.
Указатель системы АУАСП имеет две шкалы со стрелками теку-
щих значений углов атаки и перегрузок, а также подвижный сек-
тор критического угла атаки.
Датчик угла атаки устроен по принципу флюгера, установлен сбо-
ку носовой части фюзеляжа н измеряет значение амест, т. е. направ-
ление местного потока при обтекании носовой части фюзеляжа. При
проведении испытаний па больших углах атаки была определена за-
висимость изменения истинного угла атаки фюзеляжа от местного
угла потока следующим образом: для каждого значения местного
угла атаки рассчитывали коэффициент подъемной силы, затем по
кривой Суа — / (а), полученной при испытаниях модели самолета в
220
аэродинамической трубе, определяли угол атаки модели, соответ-
ствующий этому значению су . Полученная зависимость вводилась
в вычислитель системы АУАСП и на указателе индицировалось ис-
тинное значение угла атаки, названное аук. Погрешность в опреде-
лении зависимости ау|С от амссг, точность ее введения в вычисли-
тель, влияние на нее условий полета приводят к тому, что показа-
ние текущего угла атаки на указателе отличается от угла атаки мо-
дели самолета в аэродинамической трубе при том же значении коэф-
фициента Суа, принятого за «истинный» (<хист). Зависимость амсст от
aVI! можно записать в виде аук = 0,5 ссмест + 3,42°.
Указатель текущего угла атаки не является точным прибором оп-
ределения истинного угла атаки самолета, но он дает пилоту доста-
точно точную информацию об имеющихся запасах по углу атаки и
своевременно предупреждает его о достижении критического положе-
ния. Положение подвижного сектора критического угла атаки изме-
няется в зависимости от числа М полета (63 = 0) и положения за-
крылков:
М ........ 0,4 0,6 0,7 0,8 0,85 0,9
, . . . 12 12 8,8 7,8 7,2 6,6
ба, ° . . 15 28 45
«KpVK. ............. 13 12 12
При приближении стрелки текущего угла атаки к сектору крити-
ческого угла с запасом 0,5° включаются световая и звуковая сигнали-
зации АУАСП. Сигнализация включается также при приближении
текущей перегрузки, замеряемой датчиком, к критическому значе-
нию пу = 2,3.
Система АУАСП недублирована и предназначена только для вы-
дачи дополнительной сигнализации и информации о располагаемых
запасах по углу атаки и текущих перегрузках, поэтому она не может
быть использована в качестве основного пилотажного прибора для
выдерживания заданного режима полета. Режимы полета должны
определяться только по указателям скорости, высоты вертикальной
скорости полета с дополнительным контролем по указателю АУАСП.
Глава 14
ПОЛЕТЫ В СЛОЖНЫХ МЕТЕОУСЛОВИЯХ
14.1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МЕТЕОМИНИМУМА ДЛЯ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
Метеоминимум — минимально допустимые значения дальности
видимости на ВПП и высоты нижней границы облаков.
Для выполнения полетов, обеспечения безопасности и регул я р-
ности при взлете и посадке установлены метеоминимумы воздушного
судна (ВС), командира воздушного судна, аэродрома и минимальные
22]
безопасные высоты пролета препятствий. Метеомипимумы ВС оп-
ределяют по специальной методике ГосН И И ГА па основании резуль-
татов государственных и специальных испытаний ВС и его оборудо-
вания, используемого для взлета (посадки), а также опыта эксплуа-
тации ВС и рассчитывают для каждого курса взлета (посадки).
Метеоминимум ВС для взлета зависит только от видимости (даль-
ности видимости) на ВПП и характеристик ВС, обзора нз кабины
экипажа, характеристик движения ВС при разбеге, в том числе при
отказе критического двигателя.
Аэродромы для взлета используются с учетом: минимума ВС
для взлета, состава и характеристик оборудования взлетной полосы
данного направления взлета, характеристик ВПП и препятствий на
приаэродромной территории в зоне взлета. В соответствии с «Мето-
дикой определения минимумов для взлета и посадки воздушных су-
дов гражданской авиации» метеоминимум аэродрома для взлета
ВС, в руководствах по летной эксплуатации которых содержатся ре-
комендации по учету- препятствий в секторе набора высоты, устанав-
ливают только по дальности видимости на ВПП. Для самолета
Ту-154Б при наличии огней осевой липни ВПП минимум для взлета
днем и ночью составляет 200 м, если время полета от аэродрома
вылета до запасного1 не превышает 3 ч, без огней осевой линии
(с маркировкой осевой линии) — днем 500, ночью 700 м.
Метеоминимум аэродрома для посадки — минимально допусти-
мые дальность видимости на ВПП н высота ннжней границы облаков
(вертикальной видимости), равная высоте принятия решения.
Для аэродромов, допущенных к эксплуатации по метеоминиму-
мам I—III категорий, метеоминимум для посадки устанавливается
по высоте принятия решения и дальности видимости на ВПП.
Для аэродромов, оборудованных комплексом средств для автома-
тического захода воздушных судов на посадку, установлены три ка-
тегории метеоминимумов:
I — высота принятия решения 60 м, дальность видимости на
ВПП 800 м;
II — высота принятия решения 60—30 м, дальность видимости
на ВПП—400 м;
III — высота принятия решения менее 30 м, дальность видимос-
ти на ВПП менее 400 м.
Высота принятия решения определяется необходимостью обес-
печения заданной вероятности выхода ВС на высоту принятия реше-
ния и безопасного ухода на второй круг при невозможности выпол-
нить безопасную посадку или при отсутствии необходимого визуаль-
ного контакта с наземными ориентирами.
Высоту принятия решения рассчитывают на основании комплекс-
ного анализа факторов, определяющих точность захода на посадку
при боковом и продольном движении, диапазона допустимых боко-
1 Запасным считается аэродром, на котором фактические и прогнози-
руемые метеоусловия не ниже минимума командира ВС для посадки на пем
222
вых отклонений от продолжения оси ВПП и отклонений по высоте
от расчетной глиссады. Большое влияние на точность захода оказы-
вают бортовые средства управления заходом на посадку, а также на-
земное радиотехническое оборудование аэродромов.
Для повышения безопасности полета и облегчения труда пилота
система управления самолетом автоматизирована н он освобожден
от необходимости выполнять такие операции, с которыми лучше
справляется автомат. Автоматическая бортовая система управления
самолета Ту-154Б обеспечивает как штурвальное, так и автоматичес-
кое управление на всех режимах полета. Она улучшает характерис-
тики устойчивости и управляемости при штурвальном управлении,
стабилизирует барометрическую высоту полета, угол тангажа и кур-
са, позволяет управлять углом тангажа н крена с пульта, осуществ-
лять автоматический и директорный заход на посадку в условиях ме-
теоминимума I и II категорий ИКАО.
Бортовая система управления обеспечивает безопасный заход на
посадку в условиях метеоминимума II категории, так как автомати-
зирует как процесс захода на посадку, так и управления уходом на
второй круг. Заход на посадку в этих условиях имеет ряд особенно-
стей: уменьшаются время и запас высоты для устранения возмож-
ных отклонений от посадочной траектории на высоте принятия реше-
ния, запас высоты над препятствиями при уходе на второй круг, вре-
мя, запас высоты и скорость для парирования крайне маловероят-
ных, но все же возможных отказов системы. Это усложняет и без
того трудные задачи экипажа при заходе на посадку, особенно на
малых высотах, когда принимается решение о посадке нли уходе на
второй круг.
Поэтому для обеспечения высокой безопасности полетов
стремятся повысить точность заходов на посадку, чем облегчает-
ся работа экипажа.
При уходе на второй круг «просадка» самолета (потеря высоты с
начала ухода на второй круг до момента, когда дальнейшее сниже-
ние прекращается) зависят, в частности, от отклонения руля высо-
ты: чем больше отклонен руль высоты, тем больше значение Anff и
тем меньше «просадка». Для уменьшения «просадки» желательно
перегрузки увеличить. Однако для обеспечения допустимого запа-
са по перегрузке значение Ан у при отклонении руля высоты должно
быть 0,2—0,3. Зависимость «просадки» от перегрузки имеет нелиней-
ный характер и при перегрузке более 0,3 «просадка» уменьшается
несущественно. V самолета Ту-154Б на режимах ручного и автома-
тического ухода па второй круг перегрузка равна 0,15—0,23, а сред-
ние «просадки» (по материалам летиых испытаний) составляют
1—12 м.
В режиме автоматического ухода разброс значений «просадки»
и перегрузки в 1,5—2 раза меньше. Кроме того, напряженность
пилотов при автоматических уходах на второй круг заметно мень-
ше, чем при обычном пилотировании.
223
14.2. ЗАХОД НА ПОСАДКУ ПО МЕТЕОМИНИМУМАМ
1 И II КАТЕГОРИИ ИКАО
При заходе на посадку по минимуму I категории перед выполне-
нием четвертого разворота (после определенных маневров в районе
аэродрома) или перед входом в глиссаду при заходе с «прямой» вклю-
чается бортовая система управления АБСУ-154, которая автомати-
чески выводит самолет по курсу и глиссаде в условное «окно» на вы-
соте 60 м в районе БПРМ, после чего пилот отключает автоматичес-
кое управление и управляет самолетом сам. Таким образом, за-
ход складывается из двух этапов: полет в облаках по приборам на
предпосадочной прямой до высоты принятия решения и визуальный
полет с высоты принятия решения до посадки.
Характеристики точности захода на посадку и стабилизации са-
молета на траектории, задаваемой курсо-глиссадными радиомаяка-
ми на участке полета, непосредственно примыкающем к высоте при-
нятия решения, следующие: средние квадратические отклонения са-
молета от равносигнальной зоны курса 3—5 м, а от равносигнальной
зоны глиссады 1—1,5 м. На высоте принятия решения 60 м должен
быть начат маневр ухода па второй круг, если до этого не установлен
надежный контакт с огнями аэродрома или другими ориентирами по
курсу посадки, а также если положение самолета относительно ВПП
не обеспечивает успешной посадки.
Заход на посадку по метеоминимуму II категории отличается от
рассмотренного меньшими высотой принятия решения (30 м) и раз-
мерами условного «окна». Первоначально высота принятия решения
составляла 45 м. Уменьшение высоты, на которой пилот должен при-
нять решение, затрудняет выдерживание заданных параметров дви-
жения самолета, особенно вертикальной скорости на предпосадоч-
ном снижении. Заход на посадку по метеоминимуму II категории мо-
жет осуществляться как в автоматическом, так и в директорном
режиме.
Принятие решения на меньшей высоте (по сравнению с I катего-
рией), когда резерв времени уменьшен почти вдвое, предъявляет осо-
бые требования к экипажу, который работает в условиях дефицита
времени. Внимание его раздваивается между поиском и наблюде-
нием наземных ориентиров и контролем полета по приборам. Это
вызывается тем, что приборная информация, которой в настоящее
время располагают пилоты, не позволяет определить фактическое
пространственное положение самолета относительно посадочной
траектории с точностью и надежностью, необходимой для принятия
решения о посадке. Визуальное же наблюдение наземных ориенти-
ров не дает точного представления о скорости, высоте и вертикаль-
ной скорости снижения самолета, а в ряде случаев — о его поло-
жении относительно заданной глиссады снижения.
Процесс перехода от наблюдения внекабннного пространства к
наблюдению приборов и обратно сложен и требует немалого времени
(поданным исследований в ГосНИИ ГА). Каждый такой переход пред-
224
ставляет собой совокупность решений и действий, выполняемых в
строго определенной последовательности: принятия решения перей-
ти от визуального наблюдения к контролю за приборами, перевод
взгляда, аккомодация глаз для наблюдения за приборами, чтение
показаний, обратный перевод взгляда и т. д. Исследования показа-
ли, что время для принятия решения «посмотреть» на приборы
составляет 0,2 с, перевод взгляда ~ 0,05 с, время аккомодации
~ 0,5 с; длительность фиксации взгляда на приборе ~ 0,3—0,9 с.
Для определения положения и параметров движения самолета
относительно посадочной траектории пилоту необходимо видеть ори-
ентиры по курсу посадки. Следует еще до достижения ВПР опре-
делить, достаточна ли видимость для выполнения посадки, а для это-
го необходимо видеть начало ВПП. Поэтому при заходе на посадку
в сложных метеоусловиях пилот для принятия решения должен
иметь достаточно времени для наблюдения наземных ориентиров н
определения положения самолета в пространстве. На высоте, пре-
вышающей на 30—40 м высоту принятия решения, он обязан полно-
стью переключиться на наблюдение внекабинного пространства и
не обращаться к приборам.
Таким образом, начиная с высоты 80—60 м, он устанавливает ви-
зуальный контакт с наземными ориентирами, оценивает положение
самолета относительно ВПП и принимает решение о посадке или ухо-
де на второй круг. Управление самолетом по показаниям приборов
до перехода на визуальный полет должен осуществлять второй пи-
лот, который не должен «искать землю» глазами. Такое распределе-
ние обязанностей в экипаже позволяет рационально решить проб-
лему «раздвоения внимания», исключив потери времени при полу-
чении необходимой информации.
Чтобы исключить вероятность несвоевременного принятия реше-
ния об уходе на второй круг и нарушения установленного метеоми-
нимума для посадки, первый пилот освобождается от необходимости
обязательного принятия решения об уходе на второй круг. Если он
не объявил о посадке, то по достижении высоты принятия решения
второй пилот должен самостоятельно начать выполнение маневра
ухода на второй круг.
При таком распределении обязанностей первый пилот имеет воз-
можность сосредоточиться на принятии правильного решения о по-
садке. Если до достижения высоты принятия решения он установит
надежный визуальный контакт с наземными ориентирами и опреде-
лит, что положение самолета обеспечивает надежную посадку в за-
данном месте ВПП, он объявляет о посадке и берет управление на
себя. Если же командир видит, что положение самолета не обеспечи-
вает надежной посадки, он дает команду об уходе на второй круг.
В том случае, когда самолет не вышел из облаков и командир не дал
команды о посадке, второй пилот по достижении высоты принятия
решения самостоятельно начинает уход на второй круг и доклады-
вает об этом командиру.
225
Светосигнальное оборудование ВПП (рис. 14.1) помогаег экипа-
жу самолета принять правильное решение, так как оно снабжает его
визуальной информацией о пространственном положении самолета,
а также о расстоянии до точки приземления. Светосигнальное обо-
рудование, отвечающее стандартам ИКАО I и II категорий, устанав-
ливают в аэропортах в комплексе с радионавигационными система-
ми посадки соответствующих категорий
Визуальный контакт считается надежно установленным, если пи-
лот видит земные ориентиры иа расстоянии не менее 150 м. Система
Рис. 14.1. Схемы светосигнального оборудования аэродрома (а) и устране-
ния бокового уклонения при посадке на аэродром I и И категорий (б)
226
посадки I категории обеспечивает такой контакт па высоте
90 м, когда заметна внешняя часть огней приближения. По мере сни-
жения по глиссаде видимый участок огней увеличивается и к момен-
ту касания достигает максимального размера 800 м. При скорости за-
хода 260—270 км/ч визуальный контакт длится 10—12 с. За это вре-
мя пилоту необходимо оценить пространственное положение само-
лета и принять решение о посадке или уходе на второй круг.
При горизонтальной видимости 400 м (П категория) время ви-
зуального контакта составляет 5—6 с и ориентирование существен-
но усложняется. Поэтому система посадки II категории имеет ряд
дополнительных огней: красные огни на концевой полосе безопас-
ности, обозначающие зону длиной 300 м перед торцом (порогом)
ВПП, белые углубленные в поверхность огни на первых 900 м ВПП,
так называемый «световой ковер», и осевые огни белого цвета. Яр-
кость входных зеленых огней усилена, они служат одним из главных
ориентиров при посадке.
14.3. АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ ОБОСНОВАНИЕ ПОЛЕТОВ
ПО МЕТЕОМИНИМУМУ II КАТЕГОРИИ. ХАРАКТЕРИСТИКИ
УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА
Эксплуатация в сложных условиях предъявляет повышенные тре-
бования как к летным характеристикам самолета на участке пред-
посадочного снижения (полет по глиссаде) в посадочной конфигура-
ции, так и к ряду факторов, связанных главным образом с опре-
делением минимальной безопасной высоты ухода на второй круг (вы-
соты принятия решения). Основную сложность здесь представляет
удовлетворение нормам летной годности для обеспечения безопас-
ного ухода на второй круг при заходе на посадку с одним неработа-
ющим двигателем, особенно при максимально допустимой посадоч-
ной массе, с высоты принятия решения для II категории 30 м. При
этом необходимо обеспечить требуемые запасы высоты над линией
ограничения препятствий и значения градиентов (угла) набора вы-
соты. В секторах захода на посадку и ухода на второй круг могут
быть естественные и искусственные препятствия, поэтому в условиях
ограниченной видимости самолет должен иметь запас высоты полета
над препятствием.
При уходе и а второй круг тяговооруженность самолета в посадоч-
ной конфигурации может оказаться недостаточной, особенно при
высокой температуре наружного воздуха. Так, при закрылках, от-
клоненных на 45° в условиях высокой температуры и высокогор-
ного аэродрома при отказе одного двигателя, тяги двух работающих
двигателей даже иа взлетном режиме для ухода на второй круг мо-
жет оказаться недостаточно. В то же время Нормы летной годности
многих стран (СССР, Великобритании, США) требуют, чтобы при ухо-
де на второй круг с одним неработающим двигателем градиент набо-
ра высоты был не менее 2,4% (для самолетов с тремя двигателями).
227
Кроме того, скорость самолета с момента начала изменения его кон-
фигурации должна превышать соответствующую скорость свалива-
ния в измененной конфигурации не менее чем на 15%. Потеря высо-
ты, отсчитанной с момента начала ухода доточен на траектории, где
достигается Уу = 0 при допустимом приращении вертикальной
перегрузки Дпу — 0,2...0,25, должна быть ие более 15 м.
Расчеты и многочисленные летные исследования самолета
Ту-154Б показали, что уход в тяжелых условиях па второй круг воз-
можен, если в процессе увеличения тяги работающих двигателей и
исправления траектории полета уменьшить угол отклонения закрыл-
ков до 28°, в результате чего аэродинамическое качество возрастает
с 5,5 до 7,26. Так, если при посадочной массе 75 т уход иа второй
круг при 63 = 45° с выдерживанием нормируемого градиента 2,4%
(вертикальная скорость 1,7—1,8 м/с) возможен при /7аэр 530 м
и f +30°С, то вследствие увеличения аэродинамического качест-
ва самолета и уменьшения угла отклонения закрылков до 28° это
уже возможно при t — 45 °C и 7/аар= 970 м. Таким образом, в ус-
ловиях эксплуатации, близких к стандартным, практически нет ог-
раничения по посадочной массе. При этом выдерживание скорости
захода 260 км/ч прн перестановке закрылков обеспечивает нормиру-
емый запас по скорости 15% от скорости сваливания для 6В=28°
(при су = 1.92; Ус = 212 км/ч; VyI = 243 км/ч), т. е. запасы ско-
рости ухода против нормируемой повышены.
Рассмотрим аэродинамические характеристики самолета иа глист
саде при средней посадочной массе 75 т и 68 = 45°. Вертикальная
скорость снижения самолета при полете по глиссаде зависит от ее
угла наклона. Так, при стандартном угле наклона 0=2°4О' верти-
кальная скорость составляет —3—6 м/с на скорости предпосадоч-
ного снижения 260 км/ч. При повышении температуры наружного
воздуха и посадке на высокогорных аэродромах возрастают истин-
ная скорость и незначительно вертикальная скорость снижения.
Скорости 260 км/ч соответствуют z 1,27, К = 5,5. Потребная
для полета тяга составляет 101 кН, и ее значение получается при час-
тоте вращения двигателей ивр=82%.
При вертикальных скоростях снижения 3,5—4,5 м/с обеспечи-
вается выравнивание самолета в случае принятия решения о посад-
ке, а также уход иа второй круг с минимальной просадкой, не прех
вышающей 10—15 м при63 = 45° и работе всех двигателей и при дву-
работающих двигателях с подбором закрылков до 28°. Просадки са-
молета зависят от начальной вертикальной скорости снижения в мо-
мент ухода на второй круг (по результатам летных исследований в
ГосНИИ ГА). Увеличение вертикальной скорости снижения в момент
ухода на второй круг приводит к резкому увеличению просадки само-
лета. Если при Уу = — 3,5 м/с просадка составляет 12 м, то при
Уу — — 7,5 м/с она возрастает до 42 м. Следовательно, выдержива-
ние заданных параметров движения самолета к моменту достижения
высоты принятия решения особенно важно.
228
ную скорость снижения (с) и зависимость времени потери высоты Л// от ре-
жима работы двигателей (б), ГПр—260 км/ч, посадочная конфигурация
Влияние изменения режима работы двигателей (дросселирование)
иа вертикальную скорость снижения и время потери высоты относи-
тельно глиссады (рис. 14.2) показывает, что уменьшение режима
работы против потребного для полета по глиссаде на 10% (с пв.д =
= 82 до 72%) приводит к увеличению вертикальной скорости сниже-
ния с 3,6 до 8,2 м/с. При этом время потери высоты (например, 50 м)
изменяется с 14,3 до 6,1 с. При еще большем уменьшении режима
(до яв.д = 62%) время потери высоты А/7 ~ 50 м уменьшается до
4,8 с при выдерживании прежней скорости снижения и возможна по-
садка до ВПП, так как самолет очень чутко реагирует иа измене-
ние режима работы двигателей. Уменьшать режим работы двигателя
следует только после пролета торца ВПП. Время уменьшения скоро-
сти самолета иа 20 км/ч (по материалам летных исследований) при
Длв.д = — 20% составляет —8 с.
При заходе на посадку в автоматическом или директорном режи-
мах в момент перехода на визуальный полет самолет может иметь
как линейные, так и угловые отклонения от заданной траектории
движения. Он может двигаться параллельно осевой линии ВПП спра-
ва или слева от нее, находиться на осевой линии, если направление
движения не совпадает с курсом посадки. Возможны также одновре-
менно линейное и угловое отклонения. Наиболее сложным является
случай, когда самолет находится сбоку от осевой линии ВПП и дви-
жется в сторону от иее.
Выбор оптимальной методики пилотирования, обеспечивающей
устранение максимальных боковых отклонений самолета и наиболь-
шую простоту техники пилотирования в различных условиях эксп-
луатации, проводился по результатам летных испытаний. Оценива-
ли следующие способы пилотирования: S-образиый маневр с креном
при вводе в разворот 10—15° и окончанием маневра с выходом иа
ось ВПП без крена до пролета торца ВПП; S -образный маневр с
229
Рис. 14.3. Зависимость бокового сме-
Рис. 14.4. Зависимость времени вы-
полнения маневра при изменении
угла крена самолета па 60° от хода
штурвала (отклонения элеронов)
креном при вводе в разворот
6—10° и окончанием маневра
после пролета торца ВПП в про-
цессе выравнивания; доворот са-
молета в сторону оси ВПП с при-
землением под углом к ней.
Для оценки характеристик
управляемости самолета на ВПП
выполняли посадки под углом
между осью ВПП и вектором пу-
тевой скорости самолета 3—8° с
устранением этого угла после
касания в процессе пробега.
Через 2—3 с после приземления
на ось ВПП до опускания пе-
редней стойки энергичным откло-
нением руля направления траек-
тория движения самолета уста-
навливалась параллельно оси
ВПП. Боковое смещение самоле-
та от точки приземления состав-
ляло 10—20 м при посадке с уг-
лом 3—4°. При посадке с углом
6—8° боковое смещение от точки
посадки составляло 40—50 м.
Зависимость бокового смещения
самолета Аг от углового отклоне-
ния относительно оси ВПП Аф
в момент касания приведена на
рис. 14.3. Результаты испытаний
показали, что угол Аф = 4° в
момент приземления между осью
ВПП и вектором скорости —
предельный для устранения бо-
кового отклонения.
Эффективность поперечного
управления в посадочной конфи-
гурации определялась в соответ-
ствии с требованиями Норм лет-
ной годности путем перевода са-
молета из установившегося раз-
ворота с креном 30° в крен 30°
противоположного направления
только элеронами. При отклоне-
нии штурвала на угол 90°
(6Э — 14°) время изменения угла
крена на 60° составляет 4,5 с
при нормируемом значении 6 с
23о
(рис. 14.4). Характеристики по-
перечного управления практиче-
ски одинаковы при всех работаю-
щих двигателях и при выклю-
ченном боковом двигателе.
Были также определены ди-
станции маневрирования, по-
требные для устранения задан-
ных боковых уклонений с раз-
личными углами крена в начале
маневра днем и ночью в простых
условиях, при боковом ветре
6—8 м/с, несимметричной тяге, в
условиях реальных метеомини-
мумов и со шторкой. Испытания
показали, что дистанции манев-
рирования в различных усло-
виях практически не отличаются
от значений, полученных в усло-
виях хорошей видимости.
Предельные боковые отклоне-
ния, которые могут быть устра-
нены на различных дистанциях
от начала ВПП при углах кре-
на 8—15° с помощью S-образно-
го маневра, составляют 75—
140 м (рис. 14.5). На основании
статической обработки большого
количества заходов на посадку
с устранением боковых отклоне-
ний были получены углы крена
в начале маневра и во второй
половине маневра у2, а также
рекомендованы углы отклонения
лета в S-образный разворот.
Рис. 14.5. Зависимость устраняемых
(предельных) боковых отклонений
самолета Дг от дистанции маневра
при различных первоначальных уг-
лах крена S-образного маневра
Рис. 14.6. Зависимость рекомендуе-
мых углов крена при устранении бо-
ковых отклонений от высоты начала
маневра
штурвала элеронов при вводе само-
На рис. 14.6 приведены рекомендованные углы крена и у2
при выполнении разворота в зависимости от высоты начала манев-
ра ^н.м« Таким образом, маневренные возможности самолета поз-
воляют выполнять заход на посадку при метеоминимуме категории
ПА (высота принятия решения 45 м, дальность видимости 600 м)
с устранением бокового отклонения. Поэтому S-образный маневр
здесь неприемлем, а используют простой одноразовый доворот само-
лета в сторону оси ВПП на угол 2—3° с креном до 5° (см. рис. 14.1,
б). Расчетное место приземления находится на расстоянии 500—600 м
от начала ВПП, приземление самолета должно производиться под
углом 2—3° к оси ВПП со стороны доворота, т. е. примерно на чет-
верть ширины ВПП (без перелета осн ВПП). После касания пилот
соответствующим отклонением руля направления устанавливает
231
продольную ось самолета (колеса основных стоек) параллельно оси
ВПП, затем опускает переднюю стойку шасси и тормозит самолет.
«Световой ковер» длиной 900 м служит здесь хорошим ориентиром.
Посадка после доворота на ось ВПП или за ее границы повышает
опасность выкатывания самолета за пределы ВПП.
Значение максимально возможных боковых (линейных) откло-
нений, которые можно устранить методом доворота под углом 2—3°,
следующее:
Расстояние до торца ВПП, м . , . 400 600 1000
z, м . . . . ............... 30 42 60
Однако в качестве допустимого бокового отклонения самолета
от оси ВПП при заходе на посадку на высоте 30—45 м принимают
отклонение, равное половине ширины ВПП, т. е. не далее боковой
кромки ВПП, которое не должно превышать 30 м.
Таким образом, маневренные характеристики самолета Ту-154Б
позволяют устранить те предельные боковые отклонения от оси ВПП
(до 30 м), с которыми точностные характеристики системы АБСУ-
154 обеспечивают выход самолета на высоту принятия решения, при-
чем эти отклонения в основном не превышают половины ширины
ВПП. Хорошим ориентиром для оценки бокового отклонения слу-
жат боковые огни ВПП и «световой ковер».
При высоте принятия решения 60 м целесообразно устранять бо-
ковые и угловые отклонения с помощью S-образного корректирую-
щего маневра, при высотах меиее 60 м — одноразовым доворотом
в сторону оси ВПП на угол 2—3° с креном до 5°. Максимальные от-
клонения самолета по высоте, которые можно не исправлять, состав-
ляют ± (5... 10) м, так как такие ошибки приводят к изменению
воздушного участка всего иа 100—200 м.
14.4. ЭКСПЛУАТАЦИЯ САМОЛЕТА ПО МЕТЕОМИНИМУМУ
КАТЕГОРИИ IIIA
При эксплуатации по категории IIIА посадка выполняется, когда
высота принятия решения менее 30 м с соответствующим ограничени-
ем горизонтальной видимости на ВПП. Комплекс бортовой аппара-
туры самолета Ту-154Б, предназначенный для обеспечения автома-
тических посадок по категории ША с высотой принятия решения
15 м при дальности видимости на ВПП 200 м, позволяет выполнять:
автоматический заход иа посадку до касания ВПП с автомати-
ческим выравниванием с высоты 15 м по сигналам радиовысотомера
(выравнивание по экспоненте «приводит» самолет на середину свето-
вого ковра);
автоматическую стабилизацию приборной скорости полета с ав-
томатической уборкой секторов газа в положение «Малый газ»
на выравнивании;
автоматический уход иа второй круг с высоты не менее 1,5 м.
232
При этом продольное смещение самолета от торца ВПП при угле
залегания глиссады 6 = 2,7° находится в пределах 250—750 м,
когда обеспечивается надежный визуальный контакт со световым
ковром ВПП по всей траектории выравнивания (время 7—8 с при
средней вертикальной скорости — 0,6 м/с). Вертикальная скорость
самолета в момент касания ВПП достигает 1,5 м/с. Боковое смещение
самолета в момент приземления при пробеге в первые 10 с не долж-
но приводить к смещению внешних колес шасси за пределы ВПП да-
же при ширине (стандартной) ВПП 45 м.
Траектория автоматического выравнивания близка к траектории
ручной посадки, выполняемой в соответствии с РЛЭ самолета, т. е.
сохраняется близость методик выполнения автоматических и ручных
посадок.
При автоматическом уходе на второй круг самолет не касается
ВПП, параметры движения самолета остаются неизменными, а при-
ращение перегрузки при перегибе траектории ограничено значе-
нием 0,3. Приборная скорость самолета сохраняется в пределах не
ниже 1,2 Vc, угол наклона траектории положительный, вертикаль-
ная скорость 10—12 м/с, градиент выдерживается 3,2 % прн работе
всех двигателей и не менее 2,4% при отказе одного двигателя. Про-
садка самолета при уходе на второй круг с высоты начала выравнива-
ния 3—5 м.
Управление скоростью полета на выравнивании сводится к авто-
матическому перемещению РУД на высоте 10 м (автомат тяги выклю-
чается) в положение «Малый газ» со скоростью 107с С и уменьшению
скорости захода на 15—20 км/ч за время не более 7 с, что соответст-
вует высоте «сброса газа» 10 м при высоте начала выравнивания 15 м,
когда включается режим автоматического выравнивания. После при-
земления пилот выпускает интерцепторы, опускает переднюю стой-
ку н тормознт самолет.
Глава 15
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ В ПОЛЕТЕ
15.1. ЭКСТРЕННОЕ СНИЖЕНИЕ
Уменьшение давления и плотности воздуха при увеличении высо-
ты приводит к снижению поступления кислорода в организм чело-
века. Нормальная жизнедеятельность может сохраняться только до
высоты 4,5 км, выше наступает кислородное голодание. Эта высота
является физиологическим пределом для полета в негерметичной ка-
бине без кислородных приборов. На высотах более 6 км нарушение
психической деятельности и функций организма уже опасно для
жизни, человек теряет сознание. Поэтому необходимо либо немед-
ленное снижение, либо обеспечение его дыхания кислородом. На вы-
8 Зек. 2ос 233
сотах более 8 км через 5—6 мии после разгерметизации кабины, ес-
ли самолет ие снизился, человек погибает.
Время от начала действия кислородного голодания до наступле-
ния смерти является тем резервом, который используют для экст-
ренного снижения самолета. В случае внезапной разгерметизации
кабины на крейсерских высотах пилот должен немедленно перевес-
ти самолет в снижение и уменьшить высоту до 4 км за время не бо-
лее 3,5 мин. Помимо разгерметизации кабины, причиной немедлен-
ного снижения может служить возникновение пожара на самолете.
Для быстрейшего запуска вспомогательной силовой установки при
отказе всех трех генераторов снижение до высоты 3 км также должно
быть произведено за минимальное время. Экстренное снижение вы-
полняют с максимальной вертикальной скоростью. Увеличение вер-
тикальной скорости достигается увеличением скорости полета и уг-
ла наклона траектории, так как Vy — V sin0. Одиако скорость
полета ограничена максимально допустимыми значениями М =
= 0,88 и Упр — 575... 600 км/ч. Максимальный угол наклона тра-
ектории при снижении может быть определен из уравнения равнове-
сия сил Р-[ G sin 0 — XG = 0, откуда 6 = arc sin Г(Х„ — Р) /G].
Таким образом, траекторный угол тем больше, чем больше лобовое
сопротивление Ха и меньше тяга двигателей Р.
Увеличить лобовое сопротивление самолета на крейсерской высо-
те можно только выпуском средних интерцепторов на полный угол
45° и шасси. При постоянном коэффициенте подъемной силы су
коэффициент аэродинамического сопротивления cX(j возрастает на
AcX{j = 0,0245 при выпуске интерцепторов. Выпуск шасси увеличи-
вает коэффициент лобового сопротивления на АС^ = 0,046 при М=
= 0,88 и на АсХ1п = 0,03 при М = 0,8.
Минимально возможная тяга двигателей соответствует режиму
малого газа и составляет и а высоте 10 км около 23 100 Н. На высоте
6 км суммарная тяга трех двигателей, работающих на режиме малого
газа, равна 15 600 Н. Можно было бы выключить один двигатель, что
привело бы к увеличению аэродинамического сопротивления вслед-
ствие авторотации, но в этом нет необходимости.
Таким образом, при экстренном снижении самолета с полетной
массой 80 т па высоте 10 км при скорости Vnp = 575 км/ч установив-
шийся угол снижения
. n сх qS—Р 0,0936.14500.180—23 100 n
Sin 0 = — -------= -------------------— = — 0,266,
G 800 000
откуда 0 = - 15,4°.
Вертикальная скорость при этом Vv = — 68,6 м/с. На высоте 6 км
максимальный траекторный угол снижения 0 = — 15,5°, а верти-
кальная скорость Vy = — 49,2 м/с.
Приняв решение об экстренном снижении, пилот немедленно пере-
водит рычаги управления двигателями в положение «Малый газ»
234
Рис. 15.1. Изменение параметров движения самолета при экстренном сни-
жении
и выпускает средние интерцепторы. Затем выпускает шасси. Само-
лет переводят в снижение с перегрузкой пу ж 0,5 и увеличением
скорости до максимально допустимой. Основные стойки выпускают-
ся через 11 с. Большой скоростной напор не позволит передней стой-
ке встать на замок, поэтому снижение выполняют с не полностью
выпущенной передней стойкой. Вертикальная скорость при вводе в
экстренное снижение составляет 60—70 м/с до тех пор, пока скорость
не увеличится до скорости, соответствующей М=0,88, или Vnp =
= 575 км/ч. В дальнейшем для сохранения максимально допусти-
мой скорости вертикальную скорость необходимо уменьшать. Вре-
мя экстренного снижения с высоты 11 км составляет не более 3 мин
(рис. 15.1).
При достижении безопасной высоты с перегрузкой пу = 1,2...
...1,3 (с контролем по АУАСП) самолет переводят в горизонтальный
полет. Потеря высоты при выводе самолета из снижения составляет
300—400 м. После вывода из снижения в горизонтальный полет сред-
ние интерцепторы н шасси можно убрать, а режим двигателей уве-
личить до потребного.
8*
235
15.2. ОТКАЗ ДВУХ ДВИГАТЕЛЕЙ В ПОЛЕТЕ
При отказе одного двигателя в полете обеспечивается не только
безопасность пассажиров, но и возможность продолжения полета до
аэродрома назначения. Вероятность отказа второго двигателя в од*
ном полете исключительно мала, но даже в этом случае сохраняется
возможность закончить полет и совершить безопасную посадку.
Мощность гидроусилителей рулей и элеронов позволяет сба-
лансировать самолет в продольном и боковом каналах в процессе сни-
жения, при совершении маневра захода на посадку и посадке. После
включения электронасосиой станции второй гидросистемы (при отка-
зе двигателей №1 и 2 или №2 и 3) или электронасосной станции
третьей гидросистемы (при отказе двигателей № 1 и 3) управляемость
самолета восстановливается полностью.
Естественно, сохранить исходный режим полета невозможно пос-
ле потерн 2/s располагаемой тяги. Самолет начнет терять высоту, по-
ка не достигнет практического потолка при одном работающем
двигателе (рис. 15.2). При номинальном режиме работающего дви-
гателя возможность продолжения горизонтального полета на высо-
те 400—500 м сохраняется у самолета при полетной массе менее 88 т.
Для того чтобы замедлить процесс снижения, необходимо увели-
чить режим работающего двигателя до номинального. Скорость по-
лета следует уменьшить до 365 км/ч. При этом вертикальная ско-
рость будет минимальной. Полет необходимо производить в сторону
ближайшего запасного аэродрома. В этом случае дальность полета
при одном работающем двигателе при снижении с высоты 9 км и по-
летной массе 90 т составит 850—900 км. Если к моменту достижения
высоты 500—1000 м вертикальная скорость еще велика, а масса пре-
вышает 88 т, то необходимо увеличить режим двигателя для выдер-
живания горизонтального полета. Дальнейший полет до запасного
аэродрома выполняется на минимальной безопасной высоте при ско-
рости 365 км/ч.
В зоне аэродрома посадки необходимо включить электронасос-
ную станцию второй или третьей гидросистем в зависимости от того,
какой из двигателей работает. —
1редпосадочное маневрирование
вплоть до выхода из разворота
на посадочный курс производит-
ся с убранными шасси и меха-
низацией. Развороты выполняют
на скорости 350—360 км/ч. Перед
разворотом на посадочный курс
с помощью ручного управления
выпускаются предкрылки. После
выхода из разворота выпускают
шасси. Для поддержания гори-
зонтального полета режим рабо-
ты двигателя должен быть еще
увеличен, при необходимости
Рис. 15.2. Зависимость потолка са-
молета от его массы при одном ра-
ботающем двигателе:
1 — номинальный режим; 2 — взлстпый
режим
23G
вплоть До взлетного. Перед входом в глиссаду закрылки отклоняют
t только на 15°. В процессе выпуска закрылков скорость полета
снижают до 320—330 км/ч, а затем постепенно до рекомендуе-
мой, которая при 6S = 15° соответствует сУа = 1,04 и имеет запас от
скорости сваливания 30%. При полетной массе 80 т скорость захода
должна быть 305 км/ч.
( В процессе выпуска шасси и закрылков при отказавших двигате-
лях № 2 и 3 необходимо учитывать, что время выпуска увеличива-
ется вдвое, так как работает только одна гидросистема. При отка-
завших двигателях № 1 и 3 шасси может быть выпущено только ава-
рийным управлением после включения электронасосной станции вто-
рой гидросистемы.
Заход на посадку выполняют’ по нормальной глиссаде. Для вы-
держивания скорости и угла снижения следует подобрать режим дви-
гателя. При необходимости может быть использован взлетный ре-
жим. Выравнивание и посадку выполняют по обычной методике. На
пробеге должны быть применены средства торможения. Реверс тя-
ги работающего двигателя используется вплоть до остановки само-
лета. Заход на посадку и полет по глиссаде необходимо выполнять
особенно тщательно, избегая резких движений рулями и РУД, так
как уход на второй круг при одном работающем двигателе невозмо-
жен.
15.3. ПОЛЕТ ПРИ ТРЕХ НЕРАБОТАЮЩИХ ДВИГАТЕЛЯХ
। Выключение всех двигателей в полете по причине их неисправнос-
ти практически исключено. Наиболее вероятной причиной этого мо-
жет быть грубая ошибка эксплуатации топливной системы или пол-
ная выработка топлива.
При выключении двигателей значительно снижается мощность
гидронасосов, обеспечивающих систему управления самолетом, и вы-
ключаются все электрогенераторы. Поэтому на всех этапах полета
при трех авторотирующих двигателях до запуска вспомогательной
силовой установки ВСУ, включения генератора и гидронасосной
станции необходимо избегать энергичных отклонений органов уп-
равления, так как это может привести к чрезмерному падению дав-
ления в гидросистеме н как следствие к значительному снижению
управляемости.
Наибольшая дальность планирования самолета с авторотирую-
щими двигателями может быть получена при полете со скоростью
400 км/ч, соответствующей максимальному аэродинамическому ка-
честву самолета К = 13... 14. Дальность полета можно рассчитать
как L = НК^ где Н — высота, иа которой находится самолет, —
аэродинамическое качество. Так, при снижении с высоты 9 км даль-
ность составит ~120 км, а с высоты 6 км — около 80 км. Если есть
возможность восстановить нормальную работу хотя бы одного дви-
гателя, то па высотах более 8 км скорость полета должна выдержи-
237
Ваться близкой к 525 км/ч и число М не более 0,85. На высотах ме-
нее 8 км скорость уменьшается до 450—500 км/ч. Если двигатель за-
пустить ие удается, то исходя из конкретных условий местности сле-
дует подобрать наиболее подходящее место посадки.
При отсутствии аэродрома в зоне располагаемой дальности на-
иболее предпочтительное место посадки — вспаханное поле. Если
выбранное место посадки находится на расстоянии меньшем, чем
располагаемая дальность, то планируют по спиральной траектории.
Уточнение расчета может быть произведено только изменением ра-
диуса этой траектории.
Для облегчения запуска ВСУ при подходе к высоте 3 км целесо-
образно увеличить скорость до 525 км/ч. Это позволит несколько
уменьшить вертикальную скорость снижения во время запуска
ВСУ путем плавного торможения до скорости 400 км/ч. После запу-
ска ВСУ, включения генераторов и электронасосной станции необ-
ходимо повторить попытку запуска двигателя.
Если он не запустился, то дальнейшее снижение выполняют па
скорости 360—380 км/ч. При этой скорости авторотирующие двига-
тели еще обеспечивают необходимое для управляемости давление в
гидросистемах.
На высоте 1,5 км следует стравить избыточное давление в каби-
не самолета. На высоте не менее 1,2 км приступают к выпуску шас-
си. При работающей ВСУ шасси выпускается аварийно от второй
гидросистемы.
Если ВСУ не работает, шасси должно выпускаться с помощью
основного управления.
Заход на посадку и посадку выполняют с убранными закрылками.
Установившаяся вертикальная скорость снижения при полете без вы-
пуска механизации крыла составляет 8—10 м/с. Выпуск закрылков
привел бы к значительному увеличению вертикальной скорости из-
за уменьшения аэродинамического качества, а это затруднило бы
расчет захода на посадку н выравнивание самолета.
Траектория посадки может быть скорректирована кратковремен-
ным выпуском средних интерцепторов с последующей их уборкой
при сохранении скорости планирования. При достижении высоты
50—40 м начинают уменьшать вертикальную скорость и тормозить
самолет так, чтобы к высоте 10—15 м скорость уменьшилась пример-
но на 30 км/ч. Затем производится энергичное выравнивание само-
лета.
Время выдерживания выбирают' в зависимости от состояния по-
верхности, иа которую производится посадка. Если на поверхности
имеются препятствия или ее состояние неизвестно, то время выдер-
живания целесообразно увеличить и приземление выполнять с ми-
нимально возможной скоростью. На пробеге используют средства
торможения, включая выпуск средних и внутренних интерцепто-
ров (кнопкой на рукоятке управления средними интерцепторами) и
торможение от аварийной системы.
238
1Б.4. ПОСАДКА САМОЛЕТА В АВАРИЙНЫХ УСЛОВИЯХ
К аварийным относятся посадки, при которых возможно пов-
реждение самолета. Это вынужденные посадки вне аэродрома на сушу
и воду, с убранным или не полностью выпущенным шасси. Однако
эти повреждения можно свести к минимуму, если грамотно исполь-
зовать возможности самолета. Аварийные посадки, связанные с не-
достатком или отсутствием тяги двигателей, были рассмотрены в пре-
дыдущих разделах. Общие рекомендации для аварийной посадки
следующие: выработка топлива, создание предельно возможной зад-
ней центровки, приземление с минимально возможной скоростью, а
также использование аварийно-спасательного оборудования.
Снижение массы самолета за счет выработки топлива позволяет
произвести посадку с меньшей скоростью. Опасность возникновения
пожара при этом также снижается.
За исключением случаев посадки, вызванной выключением двух
или трех двигателей, аварийные посадки выполняют с закрылками,
отклоненными на максимальный посадочный угол 45°. Скорость на
снижении до начала выравнивания должна выдерживаться такой же,
как при обычной посадке. При выравнивании вертикальная ско-
рость снижения должна быть полностью погашена. Время выдер-
живания увеличивают, чтобы приземление произошло на минимально
возможной скорости. При посадочной массе 80 т минимальная ско-
рость касания равна 230 км/ч при угле атаки 10,5—11°. При непол-
ной загрузке самолета пассажиры и свободные члены экипажа зани-
мают свободные задние ряды кресел. Смещение назад центра масс
увеличивает запас отклонения руля высоты для балансировки са-
молета на возможно меньшей скорости и позволяет дольше удержи-
вать самолет от опускания носа.
Посадка вне аэродрома при работающих двигателях производит-
ся с полностью выпущенными закрылками, предкрылками и шассн.
Шасси должно быть выпущено независимо от рельефа местности и
наличия препятствий в месте приземления, так как оио позволит
погасить вертикальную скорость. Даже если при встрече с препятст-
вием шассн будет разрушено, то на это также будет затрачена часть
кинетической энергии самолета и дальнейшие повреждения могут
быть меньше.
Перед приземлением центральный двигатель должен быть вык-
лючен, а для обеспечения работы второй гидросистемы перед посад-
кой включают ее электронасосиую станцию. В момент касания земли
включают реверс боковых двигателей и выпускают интерцепторы.
Применяют все средства торможения. Пока рули высоты эффектив-
ны, самолет удерживается от опускания переднего колеса. Перед
остановкой или встречей с препятствием необходимо остановить дви-
гатели, перекрыть топливные краны и обесточить самолет. После
остановки принимают все меры для скорейшей эвакуации пассажи-
ров и отвода их на безопасное расстояние.
239
Посадка на фюзеляж выполняется на грунтовую полосу только
в случае полного невыпуска шасси. При расчете посадки необходи-
мо учитывать уменьшение лобового сопротивления самолета за счет
убранного шасси. При выборе момента выравнивания и оценке мо-
мента приземления также необходимо учесть, чго шасси убрано.
После выравнивания на выдерживании все двигатели останавлива-
ют и выключают их топливные крайне Самолет должен быть обесто-
чен в момент касания.
Вынужденная посадка на воду также производится с убранным
шасси. Особенность посадки в данном случае — затруднено визу-
альное определение высоты. При отсутствии видимости посадку вы-
полняют по приборам. Вертикальная скорость снижения вплоть до
приводнения во избежание удара о воду, выдерживается равной
0,5—1 м/с.
При этом выравнивание и выдерживание не производится, так
как можно потерять скорость на значительной высоте. Удар само-
лета о воду будет меньше при посадке в направлении, пер-
пендикулярном направлению движения волны.
Если при заходе на посадку не выпустилась или не встала на за-
мок одна из стоек шасси (передняя или основная), то посадку выпол-
няют на выпущенные стойки.
Посадку с невыпущенной передней стойкой производят и а грун-
товую ВПП по обычной методике. В момент касания основными стой-
ками включают реверс тяги боковых двигателей, выпускают интер-
цепторы и выключают средний двигатель. Пока хватает хода колон-
ки штурвала, нос самолета удерживают от опускания. Перед тем, как
этот запас будет полностью исчерпан, необходимо выключить ре-
верс двигателей и плавно опустить носовую часть фюзеляжа. Тормо-
за колес используют только для выдерживания направления движе-
ния после опускания иоса самолета.
Для предотвращения пожара перекрывают топливные краны и
самолет обесточивают.
Посадку самолета с невыпущенной основной стойкой шасси про-
изводят только на бетонную ВПП между ее осью и обочиной, в сто-
рону выпущенной стойки. При касании необходимо создать крен
2—3° в сторону выпущенной стойки. Вертикальная скорость в мо-
мент касания ВПП должна быть минимальной. Удерживая элеро-
нами самолет от опускания на крыло, опускают нос фюзеляжа на
переднее колесо. В процессе пробега тормоза не используют. Перед
опусканием самолета на крыло останавливают двигатель, в момент
опускания крыла тормозят колеса выпущенной сгойки аварийным
тормозом.
Приняв решение о совершении аварийной посадки, экипаж дол-
жен сообщить службе движения причину и предполагаемое место
посадки для того, чтобы наземные аварийные службы моглп оказать
срочную помощь.
840
15.5. ПОСАДКА САМОЛЕТА С ЗАКРЫЛКАМИ, ОТКЛОНЕННЫМИ
НА 15° И С УБРАННЫМИ ЗАКРЫЛКАМИ
Посадка с убранными или выпущенными только на 15° закрыл-
ками производится при отказах в системах управления закрылками
или стабилизатора. Общими особенностями для посадок с закрыл-
ками в положении 0 и 15° являются высокое аэродинамическое ка-
чество, увеличенный угол атаки и тангажа, повышенная скорость
полега, управляемость самолета. Особенности аварийных посадок с
этим положением закрылков при двух и трех выключенных двигате-
лях были описаны выше.
Скорость самолета при снижении по глиссаде с закрылками, уста-
новленными в положение 15°, и выпущенными предкрылками выдер-
живают, как и при любой посадке, с запасом 30% от скорости сва-
ливания. При с,, = 1,76 коэффициент подъемной силы при за-
мшах
ходе на посадку с этим положением закрылков равен 1,04. Этому ко-
эффициенту подъемной силы соответствуют угол атаки сс = 9,7°
и аэродинамическое качество с выпущенным шасси 8,7. Скорость
снижения по глиссаде составляет 295—302 км/ч для посадочных масс
самолета 75—78 т.
При посадке с убранными закрылками коэффициент подъемной
силы на глиссаде су^ = 0,82, угол атаки а = 11,1, а аэродинамичес
кое качество увеличивается до 11,5. Скорость захода на посадку для
посадочных масс 75—78 т составляет 310—315 км/ч. Для повышения
запаса скорости от сваливания при посадке с убранными закрылка-
ми предкрылки должны быть выпущены.
Отказы в системах выпуска или управления стабилизатором мо-
гут быть обнаружены только после выпуска шасси при изменении
конфигурации перед последним разворотом. При решении выполнять
посадку без выпуска закрылков в режиме ручного управления вы-
пускают предкрылки, а для отключения полетных загружателей ру-
лей направления и высоты их переключатель устанавливают в поло-
жение «Взлет—Посадка».
Скорость на четвертом развороте составляет 320—330 км/ч при
SB = 15° и 350—360 км/ч при б8 = 0. Для выдерживания заданной
скорости на глиссаде режим работы двигателей будет меньше, чем
при нормальной посадке, вследствие повышенного аэродинамичес-
кого качества.
Установившийся режим снижения выдерживают до начала вы-
равнивания, как при обычной посадке. На высоте начала выравнива-
ния двигатели переводятся на малый газ. При отсутствии значитель-
ных углов упреждения и сноса перед касанием целесообразно вклю-
чить реверс тяги двигателей.
После приземления и опускания передней стойки должно быть
выполнено энергичное торможение. Колеса после остановки само-
лета охлаждают водой.
241
15.6. ОТКАЗ В СИСТЕМЕ УПРАВЛЕНИЯ СТАБИЛИЗАТОРОМ
Установка стабилизатора в необходимое положение осуществля-
ется автоматически в зависимости от положения закрылков и рас-
четной центровки самолета. Эффективность стабилизатора велика,
так как площадь его составляет ^22% площади крыла. При измене-
нии положения стабилизатора на самолет действует дополнитель-
ный продольный момент
ДТИ2 = rriz &4>qSbat
где — коэффициент эффективности стабилизатора; Д<р — изменение по-
ложения стабилизатора; Ьа — С\Х крыла.
Для того чтобы уравновесить этот момент прн неизменной скоро-
сти и положении закрылков, необходимо дополнительно отклонить
руль высоты и создать момент ДМг = т6гв A8aqSba. Из равенства
этих моментов эффективность стабилизатора может быть выражена
через эффективность руля высоты: Д6в/Д(р = тг/гп^. По результа-
там летных испытаний самолета отношение Дбв/Д(р при углах откло-
нения — 15—18° равно ~ 3. При больших углах отклонения из-за
падения эффективности руля высоты это отношение увеличивается,
достигая значения ~6. Таким образом, эффективность стабилиза-
тора более чем в 3 раза превышает эффективность руля высоты, и
поэтому отказы в системе управления стабилизатором могут ока-
заться весьма опасными.
Отказы в системе управления стабилизатором можно разделить
на активные («увод» стабилизатора) и пассивные (невозможность
перестановки).
Наибольшую опасность представляет самопроизвольная переста-
новка стабилизатора на всех режимах полета. Поэтому при проекти-
ровании и доработках системы приняты особые меры, исключающие
активные отказы конструкции переключателя управления, а введе-
ние совмещенной системы управления закрылками, предкрылками и
стабилизатором исключает возможность случайного ее включения
или ощибочного использования. Тщательный анализ надежности си-
стемы и летные испытания подтвердили невозможность активных от-
казов.
Пассивные отказы в управлении стабилизатором могут быть об-
наружены по поведению самолета и указателю положения стабили-
затора только в процессе нли после изменения конфигурации само-
лета. Чем раньше такой отказ обнаружен, тем легче исправить его
последствия. Поэтому руководство по летной эксплуатации предпи-
сывает обязательный контроль положения стабилизатора и доклад
командиру ВС при выпуске и уборке закрылков.
Рассмотрим поведение самолета и необходимые действия пилота
при невозможности перестановки стабилизатора на различных эта-
пах полета. При центровках самолета в диапазоне 35 -40% САХ и
242
нахождении задатчика в положении «3» стабилизатор иа всех режи-
мах полета должен оставаться в нулевом положении. Если после
взлета и уборки закрылков стабилизатор остался во взлетном положе-
нии, то для балансировки руль высоты должен быть дополнитель-
но отклонен вниз на угол — 10°, если задатчик в положении «П»
(центровка менее о САХ) и иа угол 4—5°, если задатчик в поло-
жении «С» (центровка 28—35% САХ).
Для дальнейшего увеличения скорости полета штурвал отклоня-
ют вперед до упора. Дальнейшее увеличение скорости будет невоз-
можно, даже если есть избыток тяги. Самолет будет набирать высоту
с постоянной скоростью, значение которой зависит от центровки са-
молета. При передних центровках (18—28% САХ) максимальная
скорость может достигать соответственно 430—550 км/ч, при цент-
ровках 28—35% она составит более 575 км/ч.
Во избежание самопроизвольной перестановки в нулевое поло-
жение (например, в случае восстановления нарушенного контакта)
необходимо управление стабилизатором отключить от совмещенной
системы, открыв колпачок переключателя. Делать попытки перело-
жить стабилизатор в полетное положение многократными включе-
ниями переключателя в ручном режиме нельзя, так как посадку при-
дется совершать с полетным углом установки стабилизатора. Про-
должать полет до аэродрома назначения нецелесообразно, так как
полет с малым запасом хода штурвала от себя небезопасен. Обнару-
жив отказ, необходимо выпустить закрылки на 28°, соблюдая огра-
ничения по скорости, выработать топливо и совершить посадку с
6Й = 15° при центровках менее 28% САХ и с ба = 28° при цент-
ровках 28—35% САХ. Такое же положение закрылков должно быть
принято, если перестановки стабилизатора не произошло при довы-
пуске закрылков из положения 28° в положение 45° перед входом в
глиссаду.
Если стабилизатор при заходе иа посадку не переставляется из
полетного положения, то необходимо сделать попытку переставить
его в посадочное положение в ручном режиме. Убедившись, что ста-
билизатор в посадочное положение не переставляется, необходимс
выполнить посадку с 63=0 при центровке менее 21% САХ, с6в=15°
при центровках 21—28% САХ и б3= 28° при центровках 28—35%
САХ. Колпачок переключателя управления стабилизатором при
этом должен быть открыт.
Скорость полета на глиссаде выбирают в зависимости от поло-
жения закрылков.
Если невозможность перестановки стабилизатора обнаружена в
процессе ухода на второй круг при уборке закрылков из положения
45° в положение 28°, то дальнейший полет должен производиться при
бв = 28°.
Убедившись, что стабилизатор находится в посадочном положе-
нии, после' четвертого разворота закрылки довыпускают в поло-
жение 45е и производят нормальную посадку.
243
15.7. ПОЛЕТ ПРИ ОТКАЗАХ МЕХАНИЗМОВ ЗАГРУЖАТЕЛЕЙ
РУЛЕЙ И ЭЛЕРОНОВ
Управление рулем высоты, рулем направления и элеронами са-
молета Ту-154Б осуществляется необратимыми бустерными система-
ми, работающими от трех независимых гидросистем, поэтому аэро-
динамические шарнирные моменты рулей и элеронов полностью вос-
принимаются гидроусилителями. Усилия для перемещения золот-
ников, управляющих гидроусилителями, незначительны и не зави-
сят от развиваемого бустером усилия. Аэродинамических триммеров
и сервокомпенсаторов на рулях и элеронах самолета нет.
Для имитации усилий на органах управления и обеспечения за-
данных характеристик управляемости в систему управления введе-
ны загрузочные электромеханические устройства. При изменении
балансировочного положения рулей и элеронов усилия на органах
управления, создаваемые загрузочными пружинами, снимаются ме-
ханизмами триммерного эффекта. Отказы в системах загружателей
и триммирования могут привести к изменению усилий на органах
управления самолетом и усложнить пилотирование.
В системе управления рулем высоты возможны следующие отказы:
увод триммирующего механизма в одно из крайних положений, неот-
ключение полетного загружателя при выпуске закрылков и непод-
ключение полетного загружателя при уборке закрылков. При уво-
де механизма триммерного эффекта нарушается балансировка само-
лета по усилиям, приводящая к изменению траектории полета и к не-
обходимости пилотировать самолет с постоянно действующими уси-
лиями на органах управления при продолжении и завершении по-
лета.
Наибольшая разбалансировка по усилиям на колонке штурвала
возникает при уводе механизма триммерного эффекта руля высоты
полностью «от себя» при передних центровках самолета и полностью
«иа себя» при задних центровках. Увод руля высоты, вызванный
уводом А1ЭТ «от себя», приводит к переходу самолета в пикирование
и требует приложения тянущих усилий для восстановления и выдер-
живания исходного режима полета. При включенном полетном за-
гружателе через 10—12 с усилия на колонке управления могут до-
стигать 500—550 Н. При отключенном полетном загружателе усилия
не превышают 350—400 Н. Отключение системы улучшения управ-
ляемости способствует дальнейшему снижению "усилий на'колоике
еще на 100 Н. Снизив скорость полета до 400—425 км/ч при перед-
них центровках, усилия на колонке можно уменьшить, переставив
стабилизатор в режиме ручного управления.
В летных испытаниях была проверена возможность продолжения
полета и посадки с рассматриваемым отказом при предельно перед-
ней центровке самолета. При заходе па посадку тянущие усилия
составили 250- -300 Н, а в процессе выравнивания и приземления
усилия возрастали до 400 Н.
244
Самопроизвольный уход триммирующего механизма полностью
«на себя» или на кабрирование при полете с задними центровками
требует приложения давящи? усилий для выдерживания режима
полета, однако эти усилия сс тавляют ие более 100—-150 Н.
При включенной системе улучшения управляемости вследствие
несоответствия положения триммирующего механизма режиму по-
лета чувствительность управления становится излишне высокой,
так как отклонение штурвала на единицу перегрузки уменьшается
втрое. Поэтому целесообразно отключить переключатель «Управляе-
мость», хотя давящие усилия при этом возрастут (200—250 Н). От-
ключение системы улучшения управляемости может сопровождать-
ся кратковременным толчком колонки штурвала с приращением
перегрузки на 0,2—0,3. При уменьшении скорости полета потреб-
ные для балансировки усилия уменьшаются.
При полете со средними центровками влияние отказов МЭТ при-
водит к созданию меньших усилий, а при уводе МЭТ на кабрирова-
ние при передних центровках и иа пикирование при задних цент-
ровках практически не создают дополнительных усилий.
Стремление самолета к пикированию или кабрированию, плав-
ный рост усилий на колонке управления при выдерживании исход-
ного режима полета и невозможность снятия этих усилий при нажа-
тии на кнопку МЭТ достаточно четко указывают на характер отказа.
При обнаружении увода механизма триммирования руля высоты
необходимо поставить переключатель «Полетный загружатель» в по-
ложение «Взлет—Посадка» и перейти на аварийное управление трим-
мирующим механизмом. При невозможности снять усилия аварий-
ным управлением необходимо отключить тумблер «Продольная уп-
равляемость» и в зависимости от возникших усилий и условий поле-
та принять решение о продолжении или прекращении полета. При
необходимости управление самолетом осуществляется пилотами по-
переменно, а с высоты 100 м при заходе на посадку самолетом должен
управлять командир воздушного суди а.
Посадка выполняется по обычной методике. При наличии тяну-
щих усилий целесообразно скорость при заходе на посадку и посад-
ке увеличить на 10 км/ч по сравнению с расчетной. Уменьшение ре-
жима двигателей перед посадкой производится более плавно.
Самопроизвольный увод механизма триммирования элеронов или
руля направления может быть определен по плавному перемеще-
нию штурвала или педалей, появлению крена и усилий на органах
управления при выдерживании прямолинейного полета. При уводе
механизма триммирования элеронов в крайнее положение и осво-
божденном управлении угол крена увеличивается медленно и через
5 с после начала увода не превышает 5°. Усилия иа штурвале после
вывода самолета в прямолинейный полет без креиа составляют 100—
120 Н. При развороте с креном до 25° в сторону, противоположную
уводу МЭТ, усилия па штурвале не превышают 250 Н. Для снятия
усилий со штурвала прн продолжении полета необходимо создать
скольжение, отклонив руль направления и сняв усилия с педалей
245
работающим механизмом триммирования руля направления. Созда-
нием скольжения можно сбалансировать самолет без усилий на
штурвале на всех прямолинейных участках полета вплоть до
посадки.
При уводе механизма триммирования руля направления в край-
нее положение и освобожденных педалях через 5 с после начала уво-
да крен самолета достигает всего 5°. После вывода самолета в прямо-
линейный полет усилие на педалях составляет —250 Н. Это усилие
в прямолинейном полете также может быть полностью снято созда-
нием скольжения. Для этого элероны отклоняют в противополож-
ную сторону и усилия на штурвале снимают механизмом триммиро-
вания элеронов. Заход на посадку и посадка при уводах механизмов
триммерного эффекта руля направления или элеронов в крайнее по-
ложение производится при нормальных для данной полетной массы
самолета скоростях и, по оценке летчиков-испытателей, сложности
не представляет.
Неотключение полетного загружателя руля высоты или руля
направления при выпуске закрылков может быть определено только
по незагоранию или мигаиию табло «Взлет-Посадка РВ» или «Взлет-
Посадка PH». При обнаружении подобного отказа необходимо пере-
ключатель «Полетный загружательРВ и PH» поставить в положение
«Взлет-Посадка» для принудительного отключения полетных пру-
жин. Если полетный загружатель руля высоты ие отключился, то
необходимо продолжать полет, постоянно триммируя усилия на ко-
лонке штурвала. Усилия с колонки должны сниматься как в прямо-
линейном полете, так и при разворотах и довыпуске закрылков.
Заход на посадку и посадка совершаются по обычной методике.
Режим работы двигателей при выравнивании уменьшается более
плавно, а подвод самолета к началу выравнивания выполняют без
усилий. При этом даже при предельно передней центровке в момент
приземления усилия иа колонке не будут превышать допустимых
значений.
Руль направления при неотключеином полетном загружателе
может быть практически отклонен на угол ± 7,5° до упора в полет-
ную пружину, что позволяет выполнить обычный заход на посадку
и посадку. На пробеге направление выдерживают как рулем направ-
ления, так и раздельным торможением колес основных стоек шасси.
Посадка с неотключенным полетным загружателем руля направле-
ния допускается только при боковой составляющей ветра до 7 м/с.
Если после уборки механизации не произошло подключение по-
летного загружателя руля высоты или руля направления, то можно
продолжать выполнение задания, так как в нормальном полете от-
клонять органы управления до подключения полетных пружин нет
необходимости. Однако в этом случае должно*быть усилено'внима-
ние пилотами управлению самолетом в условиях повышенной турбу-
лентности атмосферы во избежание больших отклонений рулей вы-
соты и направления.
246
15.8. ВЛИЯНИЕ ОБЛЕДЕНЕНИЯ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА
Присутствие воды в атмосфере приводит к тому, что при сочета-
нии ряда условий возможно обледенение частей самолета. При об-
текании профиля крыла, опереиия и других выступающих деталей
самолета капли воды в силу повышенной инерционности не успева-
ют изменить направление движения вместе с линиями тока воздуха
и оседают на носке профиля. Состояние атмосферы определяется тем-
пературой воздуха, водностью или удельной влажностью и разме-
ром капель. Наибольшая вероятность возникновения обледенения
возможна при температурах воздуха 0...— 30°С, влажности 80—
100% и водности около 1 г/кг и более, когда капли воды находятся в
переохлажденном состоянии. На высоте более 7—8 км обледенение
мало вероятно.
Условия полета влияют на формы льдообразования. В среде, со-
держащей крупные капли переохлажденной воды при температурах
0...—5°, возможно образование прозрачного плотного льда трапе-
циевидной или корытообразной формы (рис. 15.3, а и б). При более
низкой температуре (—50°...—10°) лед, как правило, матовый. При
работе противообледенительных систем самолета возможно образо-
вание барьерного льда (рис. 15.3, в), когда капли воды сползают с
обогреваемой части профиля и замерзают за ее пределами. При бо-
лее низких температурах лед отлагается в виде инея или изморози и
имеет неровную форму (рис. 15.3, а).
Обледенение принято оценивать по его интенсивности и степени.
Интенсивность характеризуется скоростью увеличения толщины
слоя льда. При слабой интенсивности скорость отложения льда до
2 мм/мин, при средней — от 2 до 4 мм/мин, при большой — более
4 мм/мин. Степень обледенения в летных испытаниях оценивают по
толщине льда, образующегося на контрольном профиле. При толщи-
не льда до 15 мм степень обледенения слабая, при толщине 15 —
30 мм средняя. Обледенение считается сильным при толщине льда
на контрольном профиле более 30 мм. На различных частях самолета
в одних и тех же условиях может образовываться лед различной фор-
мы и размеров, так как большую роль в льдообразовании играет
форма обтекаемого профиля.
Наибольшую опасность пред-
ставляет обледенение передних
кромок крыла, горизонтального
и вертикального оперения, при-
емников полного давления, вход-
ных кромок воздухозаборников,
лопаток вентилятора передней
ступени компрессора и направ-
ляющего аппарата двигателей.
Отложение льда на этих элемен-
тах изменяет их формы, аэро-
Рис. 15.3. Формы обледенения
247
Рис. 15.4. Зависимость коэффициен-
та подъемной силы от угла атаки
без льда (/; и при наличии льда на
передней кромке предкрылка (2)
динамические характеристики И
режим работы. Попадание отко-
ловшихся кусков льда в двига-
тель может привести к его по-
вреждению. Для снижения влия-
ния обледенения на аэродинами-
ческие характеристики самолет
Ту-154Б оборудован противооб-
леденительными системами, обо-
гревающими передние кромки
предкрылков, стабилизатора и
вертикального оперения. Двига-
тели и их воздухозаборники
также защищены противообледе-
нительными системами.
Изучению влияния обледене-
ния на аэродинамические харак-
теристики самолета прн его
проектировании и эксплуатации
было уделено большое внимание.
Были проведены продувки моде-
лей самолета с имитаторами льда
различной формы в аэродинами-
ческих трубах, выполнены рас-
четы форм и размеров льда на
элементах самолета. Формы и
размеры льда определяли и н
летных исследованиях на спе-
в районах СССР, где возник-
циально оборудованном самолете
новение обледенения наиболее вероятно. Определены характеристи-
ки продольной и боковой устойчивости и управляемости обледенев-
шего самолета в условиях обледенения сильной степени. С ими-
таторами льда на крыле и стабилизаторе определены аэродинамичес-
кие характеристики самолета на больших углах атаки, всесторон-
не исследована работа противообледенительных систем (ПОС).
Исследования показали, что противообледенительные системы
в основном обеспечивают защиту поверхности от образования льда.
Оставшийся барьерный лед и наличие льда не незащищенных эле-
ментах самолета на аэродинамические характеристики практически
не влияют. При выключенной противообледенительной системе пред-
крылков лед, образующийся на передней кромке крыла, изменяет не-
сущие свойства крыла вследствие повышенной турбулизации потока
и более раннего срыва потока на его верхней поверхности.
Критический угол атаки с имитатором обледенения трапецие-
видной формы толщиной 40 мм вдоль всей передней кромки предкрыл-
ка при всех положениях закрылка уменьшается на 2°—3°, а значе-
ние максимального коэффициента подъемной силы уменьшает-
ся на 10—12% (рис. 15. 4). Характеристики продольной устойчиво-
248
сти на углах атаки более 12° несколько у .удшаются. Появление бо-
лее раннего срыва потока при наличии льда на крыле и уменьшение
х приводят к уменьшению запасов скорости самолета от скоро-
сти сваливания на режимах захода на посадку. Для сохранения нор-
мируемых запасов от скорости сваливания и характеристик устой-
чивости скорость самолета на этих режимах достаточно увеличить
при сильной степени обледенения на 10—15 км/ч.
Изменение характеристик боковой устойчивости и потери эф-
фективности элеронов в испытаниях с имитаторами и в условиях
сильного естественного обледенения при выключенной ПОС не от-
мечено.
Наличие льда на передней кромке стабилизатора наибольшую
опасность может представлять на режимах полета, когда угол атаки
горизонтального оперения относительно местного потока наиболь-
ший. В этом случае ранний срыв потока на горизонтальном опере-
нии вызывает большой пикирующий момент. На самолетах с безбус-
терным управлением рулем высоты резкому пикированию способ-
ствует изменение знака шарнирного момента руля высоты и появле-
нием значительных сил, тянущих колонку штурвала вперед.
С учетом скоса потока за крылом в = 5° при угле отклонения ста-
билизатора <рст = — 10° наибольший угол атаки горизонтального
оперения.
аг.о= ак₽+Фст—^=6,2—10—5= —8,8°.
Испытания в условиях естественного обледенения и с имитатора-
ми льда толщиной 10 и 20 мм на стабилизаторе показали,что на всех
режимах полета срыва потока на нем не происходит. Эффективность
руля высоты сохраняется вплоть до полного его отклонения от себя.
Некоторое уменьшение шарнирного момента руля высоты при значи-
тельном отклонении руля высоты вниз (штурвал от себя) для само-
лета, оборудованного необратимым бустерным управлением, ника-
кой роли не играет.
Характеристики путевой устойчивости и управляемости опре-
делены при наличии естественного льда на передней кромке верти-
кального оперения в условиях максимальных интенсивности и сте-
пени обледенения в специальных полетах. Эти характеристики прак-
тически не отличаются от характеристик самолета, определенных
при отсутствии льда на вертикальном оперении. Таким образом,
использование на самолете тонких профилей большой стреловидно-
сти всех несущих поверхностей, даже при отказах противообледе-
нительных систем, позволяет обеспечить приемлемые аэродинами-
ческие характеристики самолета в условиях сильного обледенения.
На основании проведенных исследований с учетом возмож-
ных отказов ПОС и вероятности возникновения очень сильного
обледенения в руководство по летной эксплуатации введены тре-
бования увеличения скорости полета на режимах захода на по-
садку. При выпуске закрылков на 28° до выхода на курс посад-
ки скорость должна быть увеличена иа 20- 30 км/ч, на глисса-
де скорость следует выдерживать на 10—15 км/ч выше расчетной.
249
Глава 16
МЕТОДЫ ЭКОНОМИИ ТОПЛИВА В ЛЕТНОЙ
ЭКСПЛУАТАЦИИ
16.1. ПОВЫШЕНИЕ ТОПЛИВНОМ ЭФФЕКТИВНОСТИ
В ЭКСПЛУАТАЦИИ
Задача экономии авиационного топлива в связи с ограничен-
ными мировыми запасами нефтяного сырья стала во всем мире
наряду с задачей обеспечения высокого уровня безопасности
эксплуатации важнейшей на воздушном транспорте.
Полет — основной производственный процесс в гражданской
авиации, поэтому качественное выполнение всех его этапов
и предполетной подготовки является залогом успешной работы
в области экономии авиационного топлива в целом по отрасли.
Так как на самолетах Ту-154Б в настоящее время осуществля-
ется перевозка около 40% всех пассажиров, то очевидна особая
важность применения методов экономии топлива всеми экипа-
жами, осуществляющими полет на самолетах данного типа.
Методы экономии топлива можно разделить на три группы:
используемые в предполетной подготовке, непосредственно в по-
лете и на земле при работающих двигателях. Необходимо отме-
тить, что важно не просто экономить топливо ради экономии,
а добиваться наименьшего его расхода на единицу транспортной
продукции (тонно-километр или пассажиро-километр), в про-
тивном случае наиболее эффективно в смысле экономии топли-
ва было бы летать с наименьшей коммерческой загрузкой, при
которой обеспечиваются наименьшие часовые расходы топлива.
Поэтому эффективность использования топлива оценивают по его
удельному расходу:
9уд ~ При
где — масса топлива, расходуемого на один полет; L — дальность по-
лета; /Лд-н — масса перевозимой коммерческой нагрузки; Nn — число
пассажиров.
Из формулы видно, что, чем выше коммерческая нагрузка, тем
меньше удельный расход топлива. Повышение в эксплуатации фак-
тической коммерческой нагрузки самолета на 1 т уменьшает показа-
тель на 5—5,5%, а это означает, что для перевозки заданного коли-
чества пассажиров и грузов можно сделать на пять рейсов меньше
Па каждые 100 рейсов.
Удельный расход топлива существенно зависит от протяженности
маршрута (рис. 16.1). Наименьшие значения удельных расходов
топлива обеспечиваются при полетах в диапазоне дальностей 1500—
3000 км. При меньших дальностях возрастает доля затраты топлива
на этапах посадки, руления, взлета, ожидания в общем балансе рас-
ходов топлива на полет, поэтому удельные расходы топлива значи-
250
тельно возрастают (например,
прн дальности полета 500—
600 км удельные расходы топли-
ва на 30—35% больше, чем прн
полете на дальность 2000—
3000 км). Если дальность больше
3000 км, то коммерческая нагруз-
ка снижается из-за необходимо-
сти увеличивать запас топлива
при ограничении взлетной массы
98 т. Следствие этого—значитель-
ный рост удельных расходов
топлива. Например, при полете
на дальность 3500—4000 км
удельный расход топлива возрас-
тает на 30—55%. Эксплуата-
ционный диапазон дальностей, в
котором удельные расходы топ-
лива отличаются от минималь-
ных не более чем на 10%, состав-
ляет 900—3000 км. Поэтому
очень важно для обеспечения
максимальной топливной эффек-
тивности, чтобы планирование
маршрутов самолета приходи-
лось на данный диапазон даль-
ностей. Необходимо, однако,
учитывать, что наибольшая даль-
ность в этом диапазоне зависит
также от статистических значе-
ний скоростей ветра на конкрет-
ном маршруте и аэронавигацион-
ных запасов топлива, которые
определяются прежде всего уда-
лением запасных аэродромов,
т. е. верхний диапазон дально-
стей может быть меньше.
Среднее значение удельных
расходов топлива по управлению
гражданской авиации зависит от
распределения полетов по даль-
ности. Приближенная оценка
этого показателя
9сР 2 <7^2 М,
1 Г= 1
где qi — относительный удельный
расход топлива, принимаемый по
Рис. 16.1. Зависимость относительно-
го удельного расхода топлива от
дальности полета
Рис. 16.2. Характерные зависимости
распределения числа полетов от
дальности для трех управлений
гражданской авиации
251
зависимости рис. 16.1 для соответствующего значения дальности;
Ni — относительное количество полетов на i-м диапазоне дальнос-
тей маршрутов данного управления, %. При расчете значений qvv> по
гистограмме распределения относительного количества полетов оп-
ределяют, что для первого управления qcr составляет 109,6
(рис. 16.2, а), для второго — 103,5 (рис. 16.2, б), а для третьего —
101,5 (рис. 16.2, 2, в). В третьем управлении значение qcp на
2 — 7,6% меньше вследствие того, что основное распределение
маршрутов происходит в оптимальном диапазоне дальностей, в пер-
вом же управлении распределение маршрутов самое неблагоприят-
ное, многие маршруты выходят из диапазона 900 —3000 км.
На снижение средних удельных расходов топлива влияет опти-
мальное использование вариантов самолетов Ту-154Б. В настоящее
время на внутрисоюзных линиях используются самолеты с варианта-
ми компоновок на 160, 164 и 180 мест. Если сравнить удельные рас-
ходы топлива на 1 пасс-км, то нетрудно увидеть, что у самолета на
164 места на 2,5%, а у самолета на 180 мест на 12% меньшие удель-
ные расходы топлива. Поэтому выгодно использовать самолет в ком-
поновке на 180 мест в диапазоне дальностей 2500—3000 км в зависи-
мости от условий на конкретных маршрутах (удаление запасных аэ-
родромов, ветровой и температурный режим). Однако для больших
дальностей выгоднее использовать самолет с меньшим числом пасса-
жирских кресел, так как он имеет меньшую массу.
Начиная с сентября 1982 г. введена новая система премирования
летного состава экипажей воздушных судов из фонда материального
поощрения, в которой основным показателем является удельный рас-
ход топлива. Премия начисляется в процентах к должностному ок-
ладу экипажам ВС за снижение удельных расходов авиационного
топлива против утвержденных норм. Прн этом максимальный раз-
мер премии может доходить до 35%. Плановые удельные расходы
определяют делением планируемого расхода авиационного топлива в
зависимости от продолжительности полета на соответствующий пла-
новый объем работы в тонно-километрах. В условиях такой системы
стимулирования экипажи заинтересованы в обеспечении наиболь-
ших значений удельных расходов топлива в каждом полете.
В первом диапазоне дальность до 3000 км возможности снижения
удельных расходов топлива зависят в основном от применяемых ме-
тодов экономии топлива на различных этапах полета. Наибольшая
коммерческая загрузка для данной компоновки зависит только от
работы службы организации перевозок и спроса на воздушные пере-
возки. Во втором диапазоне дальностей (больших экономической)
экипажу принадлежит определяющая роль в снижении удельных
расходов топлива, так как от расчета коммерческой нагрузки зави-
сят максимально допустимые взлетная и посадочная массы, АНЗ, по-
требная масса топлива. Поэтому от качества предполетного анализа,
тщательной предполетной подготовки, определения минимально до-
пустимой коммерческой нагрузки экипажами во многих случаях за-
висят фактическая коммерческая загрузка самолета и возможности
снижения удельных расходов топлива.
252
16.2. ПОВЫШЕНИЕ ТОПЛИВНОЙ ЭФФЕКТИВНОСТИ
НА ЭТАПЕ ПРЕДПОЛЕТНОи „ОДГОТОВКИ
Экономия топлива, а точнее снижение удельных расходов топ-
лива на единицу транспортной продукции на этапе предполетной
подготовки, определяется выбором оптимальных трассы и высот
эшелона и АНЗ топлива, расчетом максимально допустимых взлет-
ной и посадочной масс для аэродрома взлета и посадки, потребной
массы заправляемого топлива и коммерческой загрузки, вариантом
загрузки для обеспечения оптимальной центровки.
Оптимальную трассу в общем случае определяют расчетом време-
ни полета и потребной массы топлива для прогнозируемых ветра и
температур и трассовых ограничений на высоты полета. За наивыгод-
нейшую принимается трасса, на которой расход топлива наимень-
ший и, как правило, наименьшее время полета. Обычно это условие
соответствует трассе наименьшей протяженности, хотя в ряде случа-
ев ветровой режим на трассе может изменить его. Прн подготовке
к полету для облегчения выбора трассы используют бланки АСШР—
автоматизированной системы штурманских расчетов, в которых ука-
зываются время нарастающее и топливо убывающее. Полеты в вы-
ходные и праздничные дни выполняют по спрямленным маршру-
там. При сокращении маршрута полета на каждые 50 км можно в
среднем сэкономить до 300 кг топлива.
В процессе подготовки к полету важно определить оптимальную
высоту полета, на которой обеспечивается наименьший расход топ-
лива. Так, для дальности полета 1200 км в условиях температур на-
ружного воздуха, близких к стандартным илн ниже, оптимальными
высотами эшелона являются 11,6 км в одном направлении и 12,1 км—
в другом. Однако при выборе высоты эщелона необходимо учиты-
вать и ветровые характеристики: при значительной разнице в ско-
рости ветра на двух попутных эшелонах необходимо рассчитать рас
ход топлива и время полета для каждого из этих эшелонов и выб
рать эшелон, на котором расход топлива на полет наименьший.
В расчетах системы АСШР рекомендуемую высоту эшелона выбира-
ют с учетом прогнозируемого ветра и температур по трассе полета.
Планироваиие полета на высотах ниже оптимальных приводит
к значительному перерасходу топлива, например при полете на вы-
соте 10,6 км расход топлива в крейсерском полете возрастает на
2,5%, на высоте 9 км — на 9,4%. В данном случае он становится
на 1,2 т больше, чем при полете на оптимальной высоте.
В тех случаях, когда ветер на попутных эшелонах отличается
и отсутствует расчет АСШР с рекомендациями по оптимальной высо-
те крейсерского полета, можно воспользоваться приближенной оцен-
кой целесообразности полета на той или иной высоте. Для этого сле-
дует рассмотреть на двух или трех попутных эшелонах условия
~ К1СТ/ГП, гДе тт принимается по зависимости, приведенной на
рис. 16.3, а Рист и уп — значения истинной и путевой скорости по-
253
Рис. 16.3. Зависимость абсолютного
и относительного расхода топлива
m-i и йгт от высоты полета
Рис. 16.4. Зависимость массы рейсо-
вого топлива от посадочной массы
самолета для двух дальностей
лета на каждом из рассматривае-
мых эшелонов. Наименьшее зна-
чение этой величины свидетель-
ствует о большей экономично-
сти полета на заданной высоте.
Например, при полете на эшело-
не 11,6 км, Vn = 900 км/ч, на
эшелоне 10,6 км 17п=950км/ч,
при истинной скорости 860 км/ч.
На высоте 11,6 км соотношение
штУйст/Кп = 100,3-860/900 =
=96,2, на высоте 10,6 км—т.г =
=V„CI/Va= 103-^=93,1, т. е.
полет на этой высоте оказывает-
ся экономичнее по расходу топли-
ва. Такая оценка является приб-
лиженной, и для окончательного
решения о выборе высоты полета,
особенно при небольшом от-
личии, в значении величин
тт Уист/Уп, следует рассчитать
расход топлива с учетом участ-
ков набора высоты и снижения.
Планируемый остаток топли-
ва должен соответствовать АНЗ1,
определенному в соответствии с
НПП ГА по таблицам РЛЭ в за-
висимости от удаления запасно-
го аэродрома и других факторов.
Точный расчет потребного коли-
чества топлива обеспечивает наи-
более благоприятные условия
для экономии топлива в полете,
так как полет осуществляется с
наименьшей массой. Наоборот,
при планировании полета с мас-
сой топлива, превышающей рас-
четную, приходится затрачивать
дополнительное топливо для перевозки его излишков. При этом
посадочная масса существенно влияет на расход топлива, на
больших дальностях это влияние проявляется сильнее (рис. 16.4).
Так, если вместо расчетной посадочной масссы 70 т будет 77 т за счет
планирования большего остатка топлива, то расход топлива на по-
1 При полетах на международных воздушных линиях, когда стоимость
топлива в аэропорту посадки больше, чем в аэропорту вылета, остаток топ-
лива может значительно превышать АНЗ.
254
Рис. 16.5. Зависимость прироста относительного расхода топлива и отклоне-
ния руля высоты от центровки самолета
лет окажется на 1 т больше. Провоз лишней тонны топлива приводит
к перерасходу топлива в каждый час полета на 40—50 кг.
[При полетах на дальность больше экономической точный рас-
чет и заправка топлива без превышения потребной на полет с учетом
АНЗ обеспечивает возможность перевозки наибольшей коммерчес-
кой нагрузки /Ик.н, так как в этом случае
^к.н=“ ^взлшах "^сн '^АНЗГ
где ягВзлП1ЙХ— максимальная взлетная масса; /псн— масса снаряженного
самолета; — масса аэронавигационного запаса топлива; тт —
масса топлива, потребного для полета на дальность L.
Так как удельный расход топлива q — L)t то очевид-
но, что уменьшение потребной для полета массы топлива приводит к
снижению q не только за счет числителя, но и увеличения знаменате-
ля — (тк.и).
Для перевозки наибольшей коммерческой нагрузки в случаях,
когда взлетная или посадочная масса ограничена условиями взлета
или посадки, например по градиенту набора высоты или ухода на
второй круг, необходимо рассмотреть возможность взлета или захо-
да и а посадку на планируемом аэродроме с уменьшенными углами от-
клонения закрылков и выбрать вариант, обеспечивающий наиболь-
шую коммерческую загрузку.
Если летная полоса достаточна по длине, а давление и темпе-
ратура обеспечивают возможность взлета с требуемым градиентом
набора высоты, целесообразно планировать взлет на номинальном
режиме работы двигателей. ВЪтом случае возможен взлет без пред-
варительного прогрева двигателей в течение 8 мин на режиме малого
газа, т. е. экономится топливо, что особенно важно при использова-
нии буксировки до предварительного старта, а также ресурс двига-
телей, так как изнашиваемость двигателей иа номинальном режиме
работы значительно меньше, чем^на взлетном.
При подготовке к полету важно также определить вариант за-
грузки, обеспечивающий наиболее близкую к рекомендуемым цент-
ровку (27—28% САХ). Расчеты и летные испытания показывают, что
255
С увеличением центровки уменьшается отношение прироста киломеТ-1
рового расхода топлива к полетной массе Ас/ (рис. 16.5). Причем из-
менение центровки с 21 до 28% САХ позволяет снизить километро-
вый расход топлива на 1% вследствие уменьшения угла отклоне-
ния руля высоты для балансировки с — 2 до —0,5°. При этом угол
атаки самолета несколько уменьшается, снижается и индуктивное
сопротивление. Оптимальный вариант загрузки можно подобрать
как с помощью центровочного графика, так и при использовании
ЭВМ по специальной программе. В любом случае целесообразно с
точки зрения снижения расходов топлива добиваться более задних
центровок в пределах рекомендованных (до 28% САХ).
16.3. МЕТОДЫ ЭКОНОМИИ ТОПЛИВА В ПОЛЕТЕ И НА ЗЕМЛЕ
В полете экипаж располагает значительным арсеналом методов,
обеспечивающих экономию авиатоплива: использование наивыгод-
нейших высот и ступенчатых профилей, программ скоростей крейсерс-
кого полета, самолетных систем (кондиционирования, противообледе-
нительной); снижение потерь аэродинамического качества на ба-
лансировку в полете; взлет на уменьшенном режиме работы двигате-
лей и с меньшими углами отклонения механизации; маневр после
взлета на уменьшенных скоростях; бесступенчатый набор высоты на
оптимальном режиме по кратчайшему маршруту; точный расчет точ-
ки начала снижения; бесступенчатое снижение на оптимальном ре-
жиме; использование оптимальных режимов ожидания; заход на по-
садку с прямой; более поздний выпуск щасси и закрылков; ограни-
чение использования реверса тяги.
Общая экономия топлива в процессе полета складывается из
экономии на каждом этапе. Ежегодно самолеты Ту-15415 осуществля-
ют сотни тысяч полетов, поэтому экономия десятков килограммов
топлива в каждом полете позволяет экономить тысячи тонн топлива
в год по всему Аэрофлоту. Это свидетельствует о том, что нельзя пре-
небрегать даже небольшими потерями топлива в летной эксплуата-
ции.
Наибольшая экономия топлива достигается на крейсерском эта-
пе полета. Неиспользование наивыгоднейших эшелонов приводит
(см. рис. 16.3) к значительному перерасходу топлива. Одним из ме-
тодов экономии топлива в крейсерском полете — применение сту-
пенчатых профилей: например, при полете на высоте 11,1 км при до-
стижении полетной массы 84 т целесообразно переходить иа высоту
12,1 км (при обязательном учете температур и ветрового режима),
если до конца маршрута остается не меиее 400 км. При полете на
высоте 12,1 км километровый расход топлива примерно на 2,5 %
меньше, чем на высоте 11,1 км, поэтому при протяженности крейсер-
ского участка, например 1000 км, можно сэкономить около 100 кг
топлива. При ограничении высот полета со стороны службы УВД
целесообразно по договоренности с диспетчером УВД переходить на
256
Рис. 16.6. Зависимость относительно-
го и абсолютного расходов топлива
от числа М. полета
более высокий эшелон при от-
сутствии неблагоприятного вет-
рового режима на больших вы-
сотах.
Другой метод экономии топ-
лива — снижение крейсерских
скоростей в соответствии с про-
граммами изменения чисел М, в
зависимости от высоты, полетной
массы, направления и скорости
ветра, рекомендованными в РЛЭ.
Как видно из рис. 16.6, умень-
шение крейсерского числа М от
0,87 до 0,83 позволяет сократить
расход топлива на 6—7%, т. е. на
1,2 т. При этом время полета уве-
личивается примерно на 5 мин.
Дальнейшее снижение скорости (М = 0,8) позволяет обеспечить до-
полнительную экономию топлива, расходуемого в крейсерском по-
лете, однако при этом значительно возрастает время полета (в на-
шем примере более чем на 10 мин), что приводит к заметному уве-
личению эксплуатационных расходов.
В процессе полета целесообразно каждые 30 мин корректировать
числа М в соответствии с рекомендациями РЛЭ в зависимости от по-
летной массы (с учетом выработки топлива), высоты эшелона и вет-
рового режима: при встречном ветре к наивыгоднейшим числамМ,
определенным по номограмме их зависимости от полетной массы, до-
бавляется поправка на ветер, равная ДМ = 0,01 (Кист — Уп)/150.
В процессе полета важно следить за точностью выдерживания чи-
сел М. Увеличение скорости полета по сравнению с рекомендован-
ными на 10 км/ч приводит к росту расхода топлива на 60—100 кг/ч.
Необходимо тщательно устанавливать заданную скорость, периоди-
чески корректируя режим работы двигателей так часто, как это не-
обходимо.
В процессе полета нужно следить за тем, чтобы количество воз-
духа, отбираемого от двигателей, строго соответствовало требова-
ниям системы кондиционирования. При максимальном отборе возду-
ха для системы кондиционирования расход топлива возрастает на
1—2% и более. Необходимо также следить за своевременным вклю-
чением и выключением противообледенительных систем, работа ко-
торых также заметно влияет на расход топлива.
В полете следует обеспечивать правильную балансировку рулем
направления и элеронами. Так, из-за несимметричной тяги правого
и левого двигателей может возникнуть необходимость отклонения
руля направления и, следовательно, элеронов. Неверная баланси-
ровка может привести к перерасходу топлива до 1%.
К другим методам экономии топлива относится взлет на умень-
шенных режимах работы двигателей при достаточной длине летной
257
Рис. 16.7. Зависимость прироста рас-
хода топлива и времени разворота
после взлета от приборной скорости
Рис. 16.8. Зависимость расхода топ-
лива от времени руления:
1, 2 к 3 — соответственно при всех, двух
и одном работающих двигателях
полосы и выдерживании требова-
ний к градиенту набора высоты
после взлета. При взлете на но-
минальном режиме не требуется
прогрев двигателей перед взле-
том, если время их работы на
малом газе менее 8 мин. При
взлете на номинальном режиме
топлива экономится ресурс дви-
гателей. Взлет целесообразно
осуществлять без остановки на
исполнительном старте, что так-
же снижает расход топлива на
40—80 кг на полет.
В ряде случаев для экономии
топлива может быть использован
полет с уменьшенными углами
отклонения механизации. Лет-
ные испытания показали, что
при взлете с углами отклонения
закрылков 15° вместо 25 при до-
статочной длине летной полосы
экономится примерно 20 кг топ-
лива. При развороте после взле-
та на угол 90° и более целесооб-
разно выполнять разворот без
разгона, так как прн этом сокра-
щаются радиус разворота и
пройденное расстояние. Например, разворот на 180° на скорости
V ~ 550 км/ч занимает на 40 с больше, чем при V = 400 км/ч, а
расход топлива больше на 90 кг (рис. 16.7).
Набор высоты необходимо выполнять по кратчайшему маршруту
по возможности без ступенек, так как горизонтальный полет на мень-
ших высотах требует в 1,5 раза больше топлива на километр пути по
сравнению с крейсерским полетом. При этом в целях экономии топ-
лива целесообразно набирать высоту на режиме, близком к режи-
му минимального расхода.
Очень важно для экономии топлива точно рассчитать точку нача"
ла снижения. Раннее снижение приводит к необходимости выпол-
нять горизонтальный полет на малой высоте и перерасходу топлива;
задержка начала снижения также приводит к отклонению режима
снижения от оптимального и перерасходу топлива. Поэтому сниже-
ние целесообразно осуществлять на режиме, близком к минимально-
му расходу топлива при неотклонениых интерцепторах по возмож-
ности без горизонтальных площадок.
Ожидание над основным или запасным аэродромами посадки не-
обходимо осуществлять на скоростях, близких к (1...1,05)
258
в зависимости от высоты и полетной массы, при которых обеспечива-
ются наименьшие часовые расходы топлиг
Для экономии топлива очень эффективна посадка с прямой, ко-
торая в настоящее время широко используется в практике полетов
гражданской авиации.
Летные испытания показали, что более поздний выпуск шасси и
механизации также является эффективным методом экономии топ-
лива (до 100 кг и более на полет) вследствие существенного снижения
лобового сопротивления самолета и потребных режимов работы дви-
гателей.
При посадке на сухую летную полосу большой длины во многих
случаях целесообразно не использовать реверс тяги. Летные испы-
тания показывают, что при этом посадочная дистанция, замеренная
с высоты 5 м, при массе 78 т составляет ~1,8 км, а при использова-
нии реверса она сокращается (1,4—1,5 км). Однако при посадке на
летную полосу длиной 3 км и более, т. е. в случае достаточной длины
располагаемой полосы, пробег можно завершить и без использова-
ния реверса; при этом экономия топлива может составить 20 кг
и более.
К методам экономии топлива на земле при работающих двигате-
лях (ВСУ) относятся: ограничение работы ВСУ, уменьшение вре-
мени запуска, руление по кратчайшим маршрутам, применение бук-
сировки, руление с одним или двумя выключенными двигателями до
взлета и после посадки.
Применение самолетной ВСУ в эксплуатации должно быть све-
дено к минимуму. С этой целью необходимо использовать наземные
кондиционеры, наземные источники подогрева кабины и электропи-
тания. Прежде чем запустить двигатели, нужно убедиться в полной
готовности самолета, экипажа, наземных служб к запуску и вырули-
ванию. С самого начала действия экипажа должны быть четкими и
организованными, чтобы максимально сократить затраты топлива
на этом этапе. Руление должно производиться по кратчайшим марш-
рутам.
Необходимо максимально использовать буксировку вплоть до
предварительного старта. При отсутствии буксировщиков или зна-
чительной частоте движения самолетов до старта следует рулить с
частью выключенных двигателей. После посадки руление, как пра-
вило, целесообразно выполнять при двух (одном) работающих дви-
гателях. На рулении с тремя работающими двигателями самолет
Ту-154Б расходует 50 кг топлива в минуту, с двумя—35 кг/мин,
с одним — только 20 кг/мин (рис. 16.8).
Руление в течение 5 мин на одном двигателе позволяет сэконо-
мить более 120 кг топлива по сравнению с рулением прн всех рабо-
тающих двигателях.
В зависимости от обстановки целесообразно использовать непре-
рывный взлет, т. е. взлет без остановки на исполнительном старте
259
со всеми работающими двигателями, что уменьшает занятость ВПП
и экономит до 40 кг топлива на один полет.
После посадки необходимо строго учитывать остаток топлива по-
сле полета.
Объективность учета и четкость записи в бортовом журнале и
задании на полет остатка топлива в баках исключают возмож-
ность появления неучтсииого топлива и перегрузки самолета.
После полета необходимо записать в бортовой журнал замечания
о погрешностях в показаниях пнлотажно-навигациоиных приборов
н контроля двигателей, так как они приводят к снижению уровня
безопасности и дополнительному расходу топлива.
Использование перечисленных методов является основой дости-
жения экипажами и летиыми подразделениями высоких резльтатов
в экономии авиационного топлива.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Глава 1. Общая характеристика самолета
1.1. Краткие сведения................ ... 3
1.2. Выбор потребного числа двигателей . ... 7
1.3. Основные технические характеристики самолета 9
1.4. Методы повышения аэродинамической эффективно-
сти на крейсерских (дозвуковых) режимах полета . 13
Глава 2. Аэродинамические характеристики самолета
2.1. Аэродинамические особенности крыла и его меха-
низации ..........................................19
2.2. Компоновка самолета- Система управления . . . 25
2.3. Зависимость коэффициента аэродинамической
подъемной силы от угла атаки......................33
2.4. Влияние числа М на аэродинамические характери-
стики самолета....................................36
2.5. Влияние шасси, закрылков (предкрылков) и ин-
терцепторов на поляру самолета....................39
2.6. Поляры самолета на больших числах М . . 40
2.7. Поправки к показаниям указателя скорости 42
Глава 3. Силовая установка
3.1. Принцип работы двигателя НК-8-2У . 46
3.2. Режимы работы..................... 48
3.3. Реверсирующее устройство двигателя . . 56
Глава 4. Взлет
4.1. Этапы взлета.................................57
4.2. Влияние эксплуатационных факторов на взлетные
характеристики самолета...........................62
4.3. Основные требования к взлетным характеристикам 65
4.4. Анализ отказа двигателя на взлете............70
4.5. Определение взлетных характеристик...........73
4.6. Максимально допустимая взлетная масса самолета 78
4.7. Чистая траектория набора высоты при одном не-
работающем двигателе..............................84
4.8. Выполнение взлета............................86
4.9. Уменьшение шума на местности при взлете и по-
садке .................. . • 88
Глава 5. Набор высоты
5.1. Силы, действующие на самолет при наборе высоты 92
5.2. Режимы набора высоты.........................94
5.3. Влияние эксплуатационных факторов на характе-
ристики набора высоты ........................... 97
5.4. Набор высоты при отказавшем двигателе .... 98
261
Глава 6. Крейсерский полет
6.1. Ограничения режимов полета по маршруту ... 100
6.2. Силы, действующие на самолет в горизонтальном
полете. Диаграмма тяг..............................102
6.3. Режимы крейсерского полета....................106
6.4. Диаграмма «масса коммерческой нагрузки—даль-
ность» ............................................112
6.5. Масса заправляемого топлива.............116
6.6. Влияние отказа двигателя на характеристики
крейсерского полета .............................. 117
Глава 7. Снижение
7.1. Силы, действующие на самолет при снижении . . 119
7.2. Эксплуатационные требования к режимам сниже-
ния ...............................................121
7.3. Режимы и характеристики нормального снижения 124
7.4. Снижение на маршруте в особых случаях полета 127
Глава 8. Ожидание посадки
8.1. Общие требования . ... 129
8.2. Вираж........................................ 131
8.3. Характеристики ожидания посадки ... 133
Глава 9 Посадка
9.1. Требования к посадочным характеристикам . 136
9.2. Заход на посадку ... . ... 138
9.3. Полет по глиссаде . 139
9.4. Приземление................................. 141
9.5. Пробег.......................................145
9.6. Особенности посадки на ВПП, покрытую осадками 149
9.7. Посадка с боковым ветром.....................152
9.8. Предотвращение выкатывания самолета за боко-
вую кромку ВПП....................................154
9.9. Уход на второй круг......................... 163
9.10. Максимально допустимая посадочная масса са-
молета ........................................ 166
Глава 10. Устойчивость и управляемость
10.1. Возмущенное движение самолета............. 168
10.2. Продольное и боковое движение самолета ... 169
10.3. Устойчивость движения и управляемость само-
лета 171
10.4. Два типа возмущенного движения..............172
10.5. Основные требования норм летной годности к ха-
рактеристикам устойчивости и управляемости самолета 173
Глава 11. Характеристики продольного движения самолета
11.1. Аэродинамические характеристики . ... 176
11.2. Продольная балансировка ................... 179
11.3. Продольная статическая устойчивость самолета 182
11.4. Обеспечение заданных характеристик продоль-
ной устойчивости и управляемости с помощью АБСУ 185
11.5. Использование перестановки стабилизатора для
балансировки самолета на взлете и посадке.........193
11.6. Особенности пилотирования самолета прн цент-
ровках, близких к предельно передним..............196
262
Глава 12. Характеристики бокового движения самолета
12.1. Аэродинамические характеристики . . . 198
12.2. Путевая и поперечная устойчивость ... . 202
12.3. Характеристики бокот. ” управляемости .... 203
12.4. Реакция по крену на отклонение руля направле-
ния ... 207
12.5. Балансировка самолета при неработающем бо-
ковом двигателе..................................208
Глава 13. Характеристики самолета на больших углах атаки
13.1. Изменение сил и моментов при увеличении углов
атаки............................................211
13.2. Поведение самолета на больших углах атаки 214
13.3. Ограничение предельной высоты и минимальных
скоростей полета............................... 218
13.4. Работа системы АУАСП. . ... 220
Глава 14. Полеты в сложных метеоусловиях
14.1. Определение метеоминимума для взлета и по-
садки ...........................................221
14.2. Заход на посадку по метеоминимумам I и II кате-
горий ИКАО.......................................224
14.3. Аэродинамическое обоснование полетов по метео-
минимуму II категории. Характеристики управляе-
мости самолета...................................226
14.4. Эксплуатация самолета по метеоминимуму кате-
гории ША . . . . . .................232
Глава 15. Особые случаи в полете
15.1. Экстренное снижение....................... 233
15.2. Отказ двух двигателей в полете............ 236
15.3. Полет при трех неработающих двигателях . . . 237
15-4. Посадка самолета в аварийных условиях . . . 239
15.5. Посадка самолета с закрылками, отклоненными
на 15°, и с убранными закрылками..................241
15.6. Отказ в системе управления стабилизатором . . 242
15.7. Полет при отказах механизмов загружателей
рулей и элеронов..................................244
15.8. Влияние обледенения на аэродинамические ха-
рактеристики самолета ..... . 247
Глава 16. Методы экономии топлива в летной эксплуатации
16.1. Повышение топливной эффективности в эксплу-
атации ...........................................250
16.2. Повышение топливной эффективности на этапе
предполетной подготовки...........................253
16.3. Методы экономии топлива в полете и на земле 256
1
Тевель Иосифович Лигум
Станислав Юрьевич Скрипниченко
Анатолий Васильевич Шишмарев
АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Ту-154Б
Переплет художника В. К. Бисенгалиева
Технический редактор Т. А. Захарова
Корректор-вычитчик С. Н. Пафомова
Корректор С. М. Лобова
ИВ № 2364
Сдано в набор 30.03.84. Подписано в печать 14.01.85 Т-23453
Г Формат СОХ90’/|б. Бум. тип. № 2. Гарнитура литературная. Высокая печать.
Усл. печ. л. 16,5, Усл. кр.-огт. 16.69, Уч.-изд. л. 19,34. Тираж 9000 экз. Заказ 206
Цена 1 р. 20 к Изд. № 1—3- 1/17 К? 1364
Ордена «Знак Почета* издательство «ТРАНСПОРТ»,
103064, Москва, Басманный туп.. 6а
Московская типография № 4 Союзполиграфпрома
при Государственном комитете СССР
по делам издательств, полиграфии н книжной торговли
129041. Москва. Б. Переяславская, 46
26
С2^0 3^01 0600 9^6/