Text
И.М.ВАРУХА
Й.Д. БЫЧКОВ
Е.Л.СМОЛЕНСКИЙ
ПРАКТИЧЕСКАЯ
АЭРОДИНАМИКА
САМОЛЕТА
ВАРУХА И. М.,
БЫЧКОВ В. Д.,
СМОЛЕНСКИЙ Е. Л.
ПРАКТИЧЕСКАЯ
АЭРОДИНАМИКА
САМОЛЕТА Ан-12
ИЗДАТЕЛЬСТВО «ТРАНСПОРТ»
Москва 1971
УДК 629.7.015.004.2(022)
Практическая аэродинамика самолета Ан-12. В а р у-
х а И. М., Бычков В. Д., Смоленский Е. Л., Изд-во
«Транспорт», 1971 г. стр. 1—180.
В книге изложены конструктивно-аэродинамические осо-
бенности транспортного турбовинтового самолета Ан-12, вопро-
сы техники пилотирования его и безопасности полета. Показа-
но влияние турбовинтовой силовой установки на устойчивость,
управляемость самолета и на основные аэродинамические
характеристики. Даны обоснования ряда конструктивных ре-
шений.
Книга предназначена для летнего и инженерно-технического
состава гражданской авиации. Она может быть использована
курсантами летных училищ и слушателями учебно-трениро-
вочных отрядов. Рис. 136, табл. 19, библ. 10.
Гл. I, III, IV написаны Варухой И. М. совместно со Смо-
ленским Е. Л.; гл. V—VIII — Варухой И. М.; гл. II — Бычко-
вым В. Д.
3-18-6
81—71
ГЛАВА 1
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Самолет Ан-12 (рис. 1) представляет собой свободнонесущий
моноплан с высокорасположенным прямым крылом большого уд-
линения (2.= 11,85), однокилевым вертикальным оперением, уби-
рающимся в полете трехколесным шасси и имеет четыре турбовин-
товых двигателя АИ-20. Самолет может перевозить крупногабарит-
ные грузы, технику с сопровождающим персоналом общим весом до
20 Т со средней крейсерской скоростью 550—600 км/ч на дальность
от 500 до 6000 км в зависимости от величины груза и варианта са-
молета.
Высокая энерговооруженность самолета, выдвижные двухщеле-
вые закрылки, шасси высокой проходимости и возможность торможе-
ния винтами при пробеге обеспечивают ему хорошие взлетно-по-
садочные характеристики. Это позволяет эксплуатировать самолет
на аэродромах ограниченных размеров, в том числе и на грун-
товых. Самолет может безопасно прекращать или продолжать
взлет при отказе одного двигателя при разбеге, а также продол-
жать длительный горизонтальный полет при отказе любых двух
двигателей и благополучно совершить посадку.
Высокое расположение крыла улучшает характеристики про-
дольной устойчивости самолета при больших углах атаки и позво-
ляет получить высокое аэродинамическое качество. Высокопланная
схема дает возможность расположить грузовой пол самолета на
уровне платформ автотранспорта, что упрощает погрузку и разгруз-
ку техники и грузов. На самолете имеется необходимое оборудо-
вание для загрузки и швартовки техники и грузов.
Управление передними колесами при помощи педалей обеспе-
чивает выдерживание направления при разбеге и пробеге при бо-
ковом ветре до 15 м'[сек или ассиметричной тяге силовых уста-
новок.
Эффективность рулевых поверхностей достаточна для обеспече-
ния самолету управляемости в широком эксплуатационном диапа-
воне центровок при скоростях от минимальной до максимальной
на всех высотах полета.
3
Рис. 1. Самолет Ан-12
Управление самолетом — ручное. Усилия на рычагах управления
при пилотировании (даже в особых случаях полета) —приемлемые
для пилота, а триммерные устройства позволяют снимать усилия
с рычагов управления самолетом на всех режимах полета, включая
полет с двумя отказавшими с одной стороны крыла двигателями.
В то же время силы, возникающие на штурвале и педалях в случае
самопроизвольного ухода триммеров элеронов и руля направления
в крайнее положение при неисправности электросистемы, таковы,
что пилот может удерживать самолет в режиме прямолинейного
горизонтального полета.
Для повышения безопасности взлета и крейсерского полета на
самолете установлена система автоматического флюгирования вин-
тов, которая обеспечивает автоматический ввод лопастей винта во
флюгерное положение при отказе двигателя, работающего на ре-
жиме выше 0,7 номинального. Имеется также система автомати-
ческого флюгирования по отрицательной тяге, которая срабатывает
при возникновении отрицательной тяги на валу винта более
1200 15о°кГ. Для избежания случайных срабатываний при заходе
на посадку система флюгирования винтов по отрицательной тяге
автоматически отключается при работе двигателей ниже 40±2°
по УПРТ.
Кроме названных автоматических систем флюгирования, на са-
молете имеются две системы ручного принудительного флюгирова-
ния винтов: электрическая и аварийная гидравлическая.
Самолет Ан-12 имеет несколько модификаций, отличающихся
друг от друга внутренней компоновкой.
Аэронавигационное оборудование самолета позволяет выпол-
нять полеты в сложных метеорологических условиях днем и ночью.
Самолет оборудован противообледенительной системой крыла, опе-
рения, входов в двигатели и винтов, следовательно, возможны по-
леты в условиях естественного обледенения.
4
Кабины экипажа и персонала, сопровождающего грузы, герме-
тичны, имеют установки кондиционирования воздуха, что позво-
ляет выполнять полеты на высотах до 10 000 м.
Самолет успешно выдержал всесторонние летные и эксплуата-
ционные испытания в разных климатических условиях: в тропиках,
Арктике и Антарктиде, включая полеты в особо сложных условиях,
связанных с исследованием поведения самолета при внезапном от-
казе силовых установок и в условиях обледенения.
2. ОСНОВНЫЕ ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
Геометрические данные
Площадь крыла, м2 .................. 121,7
Размах крыла, м .................................... 38
Длина самолета, м.................................. 33.1
Высота » » .......................... 10 53
Фюзеляж
Диаметр цилиндрической части между шпангоутами
№ 17—33, м . . . ............................ 4,1
Площадь миделя, м2............................... 13,2
» боковой проекции, м2............ 99
Удлинение..................................... 8,1
Крыло
Геометрическое удлинение , 11,85
Сужение....................................... 2,8
Средняя аэродинамическая хорда, .и.......... 3,452
Угол установки по отношению к строительной горизон-
тали . ....................... . . . , . 4°
Стреловидность по линии ‘/4 хорд......... 6°50'
Угол поперечного V:
между плоскостями хорд центроплана и средней
частью крыла.......... .............. 1°
между плоскостями хорд средней части крыла
и отъемной частью крыла................ —3°
Тип закрылка .................. двухщелевой,
выдвижной
Площадь закрылков, м2....................... 27
Размах одной половины закрылка, м . . . 10,96
Отклонение закрылков:
на взлете................ . . . 15_25°
при посадке..................................... 350
Площадь элеронов, м2 . . 7,84
Размах одного элерона, м............. 5’,8
Средняя аэродинамическая хорда элерона, м . о'б9
Предельные углы отклонения элерона;
вверх ......................................... 25±1°
вниз ............. 15ip
Коэффициент передачи от элеронов к штурвалу . 0,8
Максимальный угол поворота штурвала при потном от-
клонении элеронов ... ................ 135°
В
Максимальное отклонение сервокомпенсатора элерона:
вниз............................................ 16+1°
вверх...................................... 9,5+1°
Максимальное отклонение триммера элерона . . . 6+ 1°
Максимальный выход интерцепторов, м . . . . . 0,15
Размах интерцепторов (на одном полукрыле), м . 1,16
Начало выхода интерцепторов........................ при откло-
нении элерона
на 3°
Горизонтальное оперение
Площадь с подфюзеляжной частью, л2.................. 26,95
Размах, м .................... . 12,2
Геометрическое удлинение . . ........... 5,5
Сужение........................................ 2,82
Расстояние от 25% САХ крыла до 25% САХ оперения,
м................................................... 16,03
Коэффициент статического момента площади............ 1,032
Угол установки стабилизатора относительно хорд крыла —4°
Площадь руля высоты, я?........................ 7,11
Средняя аэродинамическая хорда, я.............. 0,76
Максимальное отклонение руля высоты:
вверх . . . . . - • . 28+1°
вниз............................................ 15+1°
Передаточное число от руля высоты к штурвалу ... 1,53
Площадь двух триммеров руля высоты, я2......... 0,78
Максимальное отклонение триммера ........ 12 + 1°
Вертикальное оперение
Площадь без форкнля, я2............................ 21,53
Размах, я............................................... 5,835
Геометрическое удлинение.................. . . 1,58
Сужение....................................... • • 2,82
Расстояние от 25% САХ крыла до 25% САХ оперения,
м....................................................... 14,85
Коэффициент статического момента площади (без фор-
киля)................................................. 0,0692
Площадь руля направления, я2.................... 6,53
Средняя аэродинамическая хорда руля направления, я 1,63
Максимальное отклонение руля направления................ ±25+1°
Передаточное число от руля направления к педалям . 4,22
Площадь сервокомпенсатора, я2............................ 0,446
Максимальное отклонение сервокомпенсатора ... ±13,5°
Тип сервокомпенсацин................................. пружинная
Передаточное число от сервокомпенсатора к педалям . —9,38
Площадь триммера, я2.......................... $21 или 0,383’
Максимальное отклонение триммера .... 15 или 18,5°*
Шасси
Колея (по осям амортизационных стоек), я. . . 4,92
База, я ................... . 9,576
Угол поворота колес передней стойки: о
при рулении................................ ±35
» взлете и посадке ................... ±6—±10°
Для разных модификаций самолета.
Углы атаки самолета:
на стоянке ......................................... 5°30'
при касании фюзеляжем земли:
а) при полном обжатии амортизации шасси . . 12°40'
б) при необжатой амортизации шасси ..... 18°20'
Силовая установка
Площадь миделя мотогондолы, м2...................... 1,13
Угол установки двигателей по отношению к крылу . . —4°
Расстояние от плоскости вращения винта до центра тя-
жести самолета при хт=0,25 САХ:
внутреннего двигателя, м............................ 3,92
внешнего двигателя, м .............. 3,15
Плечо тяги винта по вертикали (</т = —0,3), м....... 0,35
То же, в горизонтальной плоскости:
внутреннего двигателя, м ......................... 4,715
внешнего » » ........... 9,533
Относительная площадь крыла, обдуваемая винтами 0,53
Зазор между винтом и фюзеляжем, м.................... 0,66
Весовые и инерционные данные
Служебная нагрузка составляет около 800 кГ, в том числе:
экипаж (5 чел.)........................................ 400 кГ
масло в баках силовых установок.................. 328 кГ
запас кислорода .............................. 32 кГ
Осевые моменты инерции Свзл=56 Т\ GT=5,5 Т;
Grp=14,3 Т:
/х=2,2-105 кг-мсек2
/в=3,7-105 кг-мсек2
7г= 1,73-105 кг-мсек2
Эксплуатационные ограничения
Максимальный вес коммерческой нагрузки, Т........ 20
Взлетный вес самолета:
максимальный, кГ.................................. 61000
нормальный, кГ ............................... 54 000
Посадочный вес самолета *:
максимальный, кГ.................................. 58 000
нормальный, кГ ............................... 50 000
Предельно передняя эксплуатационная центровка:
при взлетном весе менее 54 Т, % САХ................ 16
то же, более 54 Т, % САХ...................... 18
для всех посадочных весов, % САХ.............. 16
Предельно задняя эксплуатационная центровка, % САХ 32
Расчетная предельная индикаторная скорость, км/ч . . 610
Предельно допустимая индикаторная скорость, км/ч . . 560
Наибольшая индикаторная скорость для длительных ре-
жимов полета, км/ч............................... 460
Максимальный скоростной напор, кГ/м2.............. 1 800
Максимальная скорость полета при выпуске и уборке
шасси, км/ч...................................... 350
Максимальная скорость, км/ч, полета с закрылками от-
клоненными:
на 35° ..................... 300
» 25 . . .................. 340
В отдельных случаях допускаются посадки с весом до 61 Г с последующим
осмотром шасси.
7
Максимально допустимая перегрузка для полетного
веса, Т:
60 . . . . 2,23
50 ....................................... 2,54
40....................................... . 2,89
Максимально допустимый боковой ветер при взлете и
посадке, м/сек.......................................... 15
Минимально допустимая скорость полета при убранных
закрылках на высотах ниже 6000 м:
при взлетном весе до 54 Т, км/ч . 280
то же, 61 Т, км/ч ................. 310
Минимально допустимая скорость полета при убранных
закрылках на высотах больше 6000 м:
при взлетном весе до 54 Т, км/ч . 300
то же, 61 Т, км/ч 330
Максимальные углы крена на разворотах и виражах 30°
3. ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИЧЕСКОЙ КОМПОНОВКИ
САМОЛЕТА
Крыло самолета — трапециевидное в плане, состоит из центро-
плана, двух отъемных и двух средних частей. Крыло от оси сим-
метрии до 14 нервюры имеет положительное поперечное V, а кон-
соли имеют отрицательное поперечное V.
При таком изменении поперечного V по размаху крыла получе-
но оптимальное соотношение поперечной и путевой устойчивости,
которое проявляется в благоприятном поведении самолета при по-
лете в болтанку (не утомляет пилота даже в длительном полете)
и в относительно малой скорости кренения при внезапном отказе
двигателей.
Крыло составлено из следующего набора профилей: ЦАГИ
С-5-18 (по оси симметрии самолета); С-3-16 (по оси нервюры
№ 14); С-3-14 (в концевой части крыла).
Расположение профилей ЦАГИ С-3-14 на концах крыла обеспе-
чивает постепенное распространение срыва с корня в направлении
консолей и, следовательно, благоприятные характеристики самоле-
та в полете при случайном выходе на критические углы атаки, т. е.
по мере приближения к большим углам атаки самолет кренится
неинтенсивно и опускает нос, увеличивая скорость полета.
Выбранные параметры крыла — удлинение 11,85 и сужение 2,8
обеспечивают высокое аэродинамическое качество самолета, доста-
точную эффективность элеронов, а также высокую эффективность
закрылков на взлетно-посадочных режимах.
Двухщелевые выдвижные закрылки предназначены для увели-
чения коэффициента подъемной силы крыла на режимах взлета и
посадки. Увеличение су крыла происходит в результате действия
следующих факторов:
отклонение и выдвижение закрылков увеличивает кривизну про-
филя крыла и его площадь;
8
воздушный поток, проходя через специально профилированные
щели закрылков, предотвращает срыв потока на верхней поверх-
ности крыла.
Все это значительно увеличивает несущую способность крыла.
На консолях крыла расположены элероны с триммерами-серво-
компенсаторами, а на средней части —интерцепторы и мотогондо-
лы. Элероны состоят из двух секций; управление элеронами руч-
ное. Для уменьшения шарнирных моментов и, следовательно,
усилий на штурвале, элероны имеют кинематические сервокомпен-
саторы, установленные в корневой секции каждого элерона. По-
верхности сервокомпенсаторов используются и в качестве тримме-
ров. Как сервокомпенсатор поверхность кинематически связана
с элеронами и, отклоняясь автоматически в противоположную
отклонению элерона сторону, уменьшает шарнирный момент эле-
рона и усилия на штурвале.
Элероны имеют дифференциальное отклонение вверх 25°, вниз
15°, вследствие чего значительно уменьшаются нежелательный пу-
тевой момент при отклонении элеронов на большой угол и обес-
печивается высокая эффективность поперечного управления на всех
режимах полета вплоть до сваливания.
Для улучшения поперечной управляемости на малых скоростях
полета на самолете применены в дополнение к элеронам пластин-
чатые интерцепторы, выдвигающиеся над верхней поверхностью
крыла, где элерон отклонен вверх.
Оперение. Вертикальное оперение — свободнонесущее, одноки-
левое, трапециевидное с форкилем. Назначение форкиля — оття-
нуть начало срыва потока и тем самым сохранить эффективность
вертикального оперения до больших углов скольжения.
Горизонтальное оперение — трапециевидное в плане без попе-
речного V. Угол установки —4° по отношению к плоскости хорд
крыла подобран из условия получения нулевого отклонения руля
высоты при балансировке в крейсерском полете.
Управление рулями высоты и направления — ручное. Для
уменьшения шарнирных моментов рули высоты и направления
имеют осевую компенсацию. На руле направления и на обеих час-
тях руля высоты установлены триммеры, которые обеспечивают
полное снятие усилий с рычагов управления на всех эксплуата-
ционных режимах полета.
Для создания приемлемых усилий на педалях руль направле-
ния имеет пружинный сервокомпенсатор.
На горизонтальном оперении применен симметричный профиль
NACA 0012М. На вертикальном оперении в корневом сечении при-
менен также симметричный профиль NACA 0012М, а в концевом се-
чении— NACA ООЮМ. По размаху оперения относительная толщи-
на изменяется от 12 до 10% по линейному закону.
Фюзеляж самолета до шпангоута № 43 имеет круглое сечение.
Для удобства загрузки и выгрузки хвостовая часть фюзеляжа име-
ет приподнятый нижний контур и отличные от круга сечения.
9
В хвостовой части имеется грузовой люк, (закрывающийся тре-
мя створками. Такой фюзеляж по сравнению с круглыми осесим-
метричными фюзеляжами имеет несколько большее сопротивление,
но это оправдано целевым назначением самолета.
Шасси самолета — трехстоечное, с передними управляемыми ко-
лесами. В полете шасси убирается в фюзеляж. Основные стойки
шасси имеют тормозные колеса. Давление воздуха в пневматиках
колес — низкое (5,5—6,5 кГ/см2), специально подобранное для экс-
плуатации самолета на грунтовых аэродромах.
Схема шасси с передней стойкой имеет ряд преимуществ и в
настоящее время в основном применяется на самолетах. При такой
схеме исключено капотирование самолета. Расположение центра
тяжести самолета впереди основных колес, на которые происходит
приземление, практически исключает повторное отделение самоле-
та после первого касания.
При поднятой на разбеге и пробеге передней стойке силы, воз-
никающие на основных колесах при случайном появлении сколь-
жения, создают момент относительно центра тяжести, который
устраняет появившееся скольжение, что упрощает пилотирование.
Силовая установка состоит из четырех турбовинтовых двигате-
лей АИ-20, установленных под крылом. Угол установки двигателей
по отношению к крылу —4°, что обеспечивает направление тяги в
горизонтальном полете примерно по скорости полета и малые углы
косой обдувки лопастей винтов на других основных режимах поле-
та. Правильным выбором установочного угла и плавным сопряже-
нием гондолы с крылом удалось избежать потери подъемной силы
крыла.
Преимуществом самолетов с турбовинтовыми двигателями яв-
ляется наличие благоприятного эффекта от обдувки крыла винта-
ми. На самолете Ан-12 обдувается 53% площади крыла. Благодаря
этому на малых скоростях полета повышается подъемная сила
крыла, что позволяет уменьшить скорость отрыва самолета от ВПП
и длину разбега до 25%, повысить скороподъемность на малых
скоростях полета с убранными закрылками, а также улучшить про-
ходимость самолета по грунту.
4. ПОЛЯРЫ, КОЭФФИЦИЕНТ ПОДЪЕМНОЙ СИЛЫ
И АЭРОДИНАМИЧЕСКОЕ КАЧЕСТВО
В полете на самолет действуют следующие силы: подъемная
сила У, сила сопротивления Q и боковая сила Z. В общем виде эти
силы определяются по следующим формулам:
Y=cyqS\ Q=cxqS; Z=c2qS,
где cu, cz, сх — коэффициенты подъемной силы, силы сопротивления и боковой
силы соответственно;
pt?2
7 = —------ скоростной напор набегающего потока;
S — площадь крыла.
10
Для анализа аэродинамических характеристик самолета удобно
рассматривать не сами силы, а их коэффициенты, которые равны:
Y Q Z
У qS х qS Z qS
На рис. 2 представлены зависимости значений коэффициента
подъемной силы самолета от угла атаки крыла — кривая су(а) —и
коэффициента подъемной силы от коэффициента сопротивления са-
молета (поляра) — Су (ся)—вдали от экрана при работе двигате-
лей на режиме полетного малого газа.
Шасси как колесное, так и лыжное на коэффициент подъемной
силы самолета практически не влияет. Коэффициент сопротивле-
ния выпущенного шасси в зависимости от угла атаки равен 0,011 —
0,018, что составляет 35—55% минимального коэффициента сопро-
тивления самолета с убранным шасси.
Величина коэффициента боковой силы с2 и его зависимость от
угла скольжения и других величин приводится в гл. VI.
Максимальное значение коэффициентов подъемной силы и кри-
тические углы атаки самолета при числах М=С0,2 для разных по-
ложений закрылков приведены в табл. 1.
Из таблицы видно, что механизация крыла самолета Ан-12 име-
ет высокую эффективность
Рис. 2. Поляра и коэф-
фициент подъемной си-
лы самолета (М=0,2,
шасси убрано)
П
Таблица 1 Отклонение закрылков дает
63 С У max: “кр практически эквидистантный лсг/тах сдвиг кривой су(а) в сторону уве- личения коэффициента сч, а по-
0 15 25 35 45 линейн 1,9 2,18 2,45 2,75 з,о ая завгк 21 19 18 17 16,5 ?имость тому уже при нулевом угле атаки о крыла при отклонении закрылков 0,28 достигается большое значение ко- 0’8| эффнциента подъемной силы. 1 ’1 Коэффициент су сохраняет ли- нейную зависимость до очень больших значений угла атаки, не- начинается с момента появления местного
срыва потока на верхней поверхности крыла. Кривая су(а) в линей-
ной области имеет значительный наклон (Су=0,10—-0,11), что сви-
детельствует о большой величине эффективного удлинения крыла.
Повышенный наклон кривой су(а) обеспечивает достаточно боль-
шое значение коэффициента подъемной силы на небольших взлет-
ных и посадочных углах атаки, которые сравнительно просто
конструктивно достигаются при невысоком шасси.
Коэффициент сопротивления сх на досрывных режимах состоит
из следующих частей:
С Jf вр min АСд-“h ,
где cxi — коэффициент индуктивного сопротивления;
Слвр min '— X
1 cxS.
ri Xi ’
------------коэффициент минимального вредного сопротивления
•3 всего самолета;
cxj и Sj — коэффициент силы сопротивления и площадь отдель-
ных частей соответственно;
п — количество основных частей самолета, для которых
определяется cXjSj
х — коэффициент, учитывающий сопротивление мелких
деталей (антенн, обтекателей, воздухозаборников
и др.); для самолета Ан-12 х=1,06;
Дсх — изменение коэффициента вредного сопротивления са-
молета при изменении угла атаки.
Коэффициент сопротивления крыла необходимо брать с учетом
интерференции его с фюзеляжем. Вредная интерференция на само-
лете сведена до минимума установкой специальных зализов.
Сумма сопротивлений схкрт1п+Асж называется профильным соп-
ротивлением, или сопротивлением формы.
Минимальное лобовое сопротивление частей самолета в полетной
конфигурации (шасси и закрылки убраны, рули не отклонены) при
малых числах М приведено в табл. 2.
1.06 V с
j i 1 1,06(1,193 + 0,283 + 0,205+ 1,79 + 0,225)
ВР min — — ——~ —
= 0,0322.
12
Таблица 2
Части самолета Площадь или модель, м2 cS: X] J
Крыло Горизонтальное оперение Вертикальное оперение Фюзеляж Гондолы двигателей 121,73 26,95 21,53 13,2 4X1,13 0,0098 0,0105 0,00945 0,135 0,0497 1,193 0,283 0,205 1,79 0,225
По величине минимального вредного сопротивления видно, что
самолет Ан-12 спроектирован аэродинамически на высоком уровне.
Уменьшение профильного сопротивления достигнуто выбором
профилей крыла и оперения с малым изменением давления вдоль по-
тока, при котором обеспечивается ламинарное обтекание. Умень-
шение сопротивления самолета достигается также уборкой шасси в
обтекатели.
Высокое расположение крыла самолета Ан-12 создает благопри-
ятную интерференцию, поэтому самолет имеет большее аэродина-
мическое качество, чем самолет с низким расположением крыла.
Кроме этого, максимальный коэффициент подъемной силы и крити-
ческий угол атаки у высокоплана несколько больше, чем у низко-
плана.
Уменьшение вредного сопротивления достигнуто также и пра-
вильным выбором угла установки крыла относительно фюзеляжа.
Изменение коэффициента сопротивления фюзеляжа по углу атаки
(аф = акр—4°) приведено на рис. 3. Коэффициент сопротивления фю-
зеляжа отнесен к площади миделя фюзеляжа. Из рисунка видно,
что минимум сопротивления фюзеляжа соответствует углу атаки
около 4°. Для придания фюзеляжу такого угла атаки в крейсерском
полете угол установки крыла относительно фюзеляжа выбран рав-
ным —4°.
Коэффициент индуктивного сопротивления определяется по
формуле
где б — учитывает дополнительное сопротивление крыла, если вид
его в плане отличается от глиптической формы, для крыла
самолета Ан-12 6=0,02;
} ___ л
ЛэФ--------~-----эффективное удлинение крыла;
Sj— площадь подфюзеляжной части крыла и частей крыла, заня-
тых мотогондолами;
---геометрическое удлинение крыла
13
Рис. 3. Коэффициент сопротив-
ления изолированного фюзеля-
жа
Рис. 5 Качество самолета вда-
ли от земли на режиме малого
газа (шасси убрано, М-0,2)
Рис. 4. Треугольник скоростей и сил
для крыла конечного размаха
Рис. 6. Изменение качества самолета
при выпуске шасси
Таким образом, фюзеляж и гондолы двигателей увеличивают
индуктивное сопротивление самолета на величину, эквивалентную
уменьшению удлинения крыла.
Индуктивное сопротивление, как видно по вышеприведенной
формуле, связано с возникновением подъемной силы у крыла ко-
нечного размаха. Оно прямо пропорционально су2 и обратно про-
порционально эффективному удлинению.
Природа возникновения индуктивного сопротивления связана с
изменением направления потока воздуха (скоса потока) при созда-
нии подъемной силы крылом конечного размаха. Подъемная сила
создается при отбрасывании воздуха крылом вниз и, следователь-
но, поток за крылом имеет составляющую, направленную вниз. Ве-
личина скоса потока тем больше, чем больше коэффициент подъ-
емной силы и меньше удлинение крыла: е=—
лХ9ф •
Подъемная сила перпендикулярна истинному направлению ско-
рости потока в районе крыла и имеет составляющую, направлен-
ную в сторону, противоположную движению самолета (рис. 4). Эта
составляющая подъемной силы и есть индуктивное сопротивление
самолета. Чем больше скос потока, тем больше индуктивное сопро-
тивление.
14
При создании подъемной силы крылом на верхней его поверх-
ности давление воздуха меньше, чем на нижней, в результате чего
по концам крыла происходит интенсивное перетекание воздуха
снизу вверх. Перетекающий воздух сворачивается в два мощных
вихревых жгута, которые следуют за самолетом, постепенно рас-
сеиваясь. Необходимо отметить, что вихри довольно устойчивые.
Их можно обнаружить за пролетевшим тяжелым самолетом через
2—2,5 мин.
Полет самолета в этих вихреобразованиях, особенно если он
попал в них через небольшой промежуток времени, аналогичен по-
лету в турбулентной атмосфере.
О степени совершенства самолета в аэродинамическом отноше-
нии обычно судят по величине аэродинамического каче-
ства /<=-£*, значение которого в зависимости от угла атаки
крыла при разных положениях закрылков показано на рис. 5.
Угол атаки крыла, при котором достигается максимальное ка-
чество самолета, называется наивыгоднейшим. При полете на этом
угле атаки требуется наименьшая тяга двигателей, а при пла-
нировании достигается Максимальная горизонтальная дальность
полета.
Максимальное качество, наивыгоднейший угол атаки и коэффи-
циент подъемной силы при максимальном качестве в зависимости
от положения закрылков приведены в табл. 3.
Качество самолета с отклоненными закрылками значительно
ухудшается, что свидетельствует о том, что в этом случае сопро-
тивление самолета растет значительно быстрее, чем подъемная
сила. Изменение качества самолета при выпуске шасси показано
на рис. 6.
Тем не менее отклонение закрылков на взлетно-посадочных ре-
жимах всегда целесообразно, так как здесь важно получить как
можно большие коэффициенты сУстр и сЬпсс и, следовательно, дос-
тичь как можно меньших скоростей отрыва, захода на посадку и
посадки, благодаря чему значительно сокращаются длины разбега
и посадочной дистанции.
Таблица 3
о Положение шасси ^шах "наив СУ
0 Убрано 15,3 8 0,75-0,85
15 Выпущено 11,3 7 1,0—1,1
25 > 10,3 6-7 1,3—1,4
35 » 8,8 6-7 1,6-1,7
45 > 7,7 6-7 1,9—2
15
Рис. 7. Влияние числа М на коэффи- Рис. 8. Зависимость коэффициента
циент подъемной силы сопротивления самолета от числа М
(заштрихованная область — значения
cv и М в горизонтальном полете)
Учитывая, что приемлемая взлетная дистанция достигается
только при относительно высоком аэродинамическом качестве са-
молета, взлетный угол отклонения закрылков обычно значительно
меньше посадочного. Повышение сопротивления при заходе на по-
садку позволяет увеличить крутизну траектории на предпосадоч-
ном планировании и сократить длину пробега и посадочной дис-
танции.
Поэтому у самолета Ан-12 рекомендуется на взлете закрылки
отклонять на 15—25° в зависимости от состояния ВПП, а при по-
садке— на 35 и 45°. В соответствии с этим поляры и кривые cw(a)
при б3= 15—25° иногда называют взлетными, при б3=35 и 45° —
посадочными, поляры су(сх) при убранном шасси и с «гладким»
крылом (б3=0)—полетными (крейсерскими).
По взлетным и посадочным полярам рассчитывают взлетно-по-
садочные характеристики самолета, а по полетной поляре опреде-
ляют основные летные характеристики.
Для расчета основных летных характеристик в полетной конфи-
гурации самолета необходимо иметь семейство поляр су(сх) при
различных числах М, так как известно, что число Д'! оказывает
влияние на величины аэродинамических коэффициентов и на ха-
рактер кривых Су(сх) и Су (а).
В этом можно убедиться при рассмотрении рис. 7 и 8, где при-
ведены данные испытаний модели самолета Ан-12 в аэродинами-
ческой трубе, скорректированные по материалам летных испыта-
ний. Число М, являющееся критерием сжимаемости воздуха, опре-
деляется как отношение скорости полета к скорости звука в
данных условиях: М=—.
16
Рис. 9. Зависимость с„ , с и
мах доп
Сев» Одоп» Су И Go
от числа М
Рис. 10. Изменение коэффи-
циентов подъемной силы,
сопротивления и максималь-
ного качества самолета при
отклонении органов управ
ления
Существенное увеличение коэффициента сопротивления самоле-
та происходит при числе М полета, превосходящем 0,62. В эксплуа-
тационном же диапазоне скоростей и высот полета самолета Ан-12
сжимаемость воздуха почти не оказывает никакого влияния на
коэффициент сопротивления самолета Развитие волнового кризиса
на крыле при М=0,62 сопровождается уменьшением несущей спо-
собности крыла (величина Су при этом начинает резко умень-
шаться). При увеличении числа М полета значительно уменьшает-
ся максимальное значение коэффициента подъемной силы сутах,
уменьшается также и критический угол атаки, т. е. срывные харак-
теристики крыла в целом на больших скоростях полета ухуд-
шаются.
Во избежание сваливания самолета рекомендуется не допус-
кать скорости, а также маневренных и «болтаночных» перегрузок,
при которых значение су и а полета будет превышать указанные
на рис. 9 значения су лоп и адоп.
Влияние отклонения органов управления на коэффициенты соп-
ротивления, подъемной силы и качество самолета показано на
рис. 10. Из рисунка видно, что максимальное качество самолета
достигается только при неотклоненных органах управления. Поэ-
17
Рис. 11. Влияние экрана на
коэффициенты подъемной
силы и сопротивления (б3=
=0—45°)
тому очень важно, особенно при асимметричной тяге или боковом
ветре, выполнять полет с минимальными отклонениями органов уп-
равления.
На качество самолета большое влияние оказывает близость
земли (экрана). При движении крыла у экрана скос потока,
вызванный крылом, значительно уменьшается. Следовательно, ин-
дуктивное сопротивление, которое пропорционально величине ско-
са, также уменьшается.
Так как скос потока увеличивается при увеличении су и умень-
шается с ростом удлинения, то уменьшение скоса потока у земли
аналогично увеличению эффективного удлинения крыла вблизи
земли.
По материалам испытаний модели в аэродинамической трубе
вблизи экрана эффективное удлинение крыла увеличивается в 2,5—
4 раза. Меняется также и распределение давления по крылу: на
верхней части крыла оно уменьшается, на нижней — незначительно
повышается.
В результате подъемная сила увеличивается, а критический угол
атаки уменьшается на 1—2° (рис. 11).
В то же время уменьшение скоса потока у земли требует уве-
личения отклонения руля высоты вверх для продольной баланси-
ровки, что, естественно, приводит к некоторому уменьшению коэф-
фициента су(а) и увеличению коэффициента сопротивления.
Качество самолета с учетом влияния близости земли при отно-
сительном расстоянии конца хорды крыла до земли 7г=,1,6 САХ
(что соответствует расстоянию колес до земли 0,9 м) приведено на
рис. 12. По приведенным материалам видно, что близость земли
увеличивает качество самолета на 3—4 единицы. Естественно, с
удалением земли влияние ее на аэродинамические коэффициенты
уменьшается и на расстоянии 3—4 САХ крыла практически совсем
исчезает.
На аэродинамические коэффициенты су и сх самолета большое
влияние оказывает работа воздушного винта. Создавая положи-
тельную или отрицательную тягу, работающий винт увеличивает
или уменьшает скорость потока за винтом; непосредственно соз-
дает составляющую подъемной силы того или иного знака при ко-
сой обдувке.
18
Рис. 12. Влияние близо-
сти земли на качество
самолета (шасси выпу-
щено, 6в=0)__________
—-----вблизи земли (h=L6);
----— вдали от земли (Л=
“ °°)
Рис. 13. Нагрузка на сметаемую
винтом площадь:
/ — взлетный режим; 2 — номинальный;
3 — 0,85 номинального режима
Обдуваемая часть крыла обтекается со скоростью, отличающей-
ся от скорости набегающего потока, по которой вычисляется ско-
ростной напор при определении аэродинамических коэффициентов.
Поэтому при работе силовых установок сопротивление и подъем-
ная сила крыла при неизменном угле атаки крыла больше, чем у
крыла без обдувки.
Разница в скоростях потока за винтом и невозмущенного пото-
ка достигает особенно больших значений на малых скоростях по-
лета при высоких режимах работы двигателя, т. е. при взлете и ухо-
де на второй круг.
Интенсивность обдувки В характеризуется нагрузкой на сме-
таемую винтом площадь — величиной, равной
где Р,, — тяга винта;
Р___nD'i
1 —~ площадь, ометаемая винтом;
D — диаметр винта.
Число В характеризует относительное увеличение скоростного
напора потока за винтом, и его можно представить в виде
B = q-^±- ,
я
где q— скоростной напор невозмущенного потока воздуха;
<72 — скоростной напор потока воздуха за винтом.
Изменение величины В по скорости полета на различных режи-
мах работы двигателя представлено на рис. 13. На рис. 14 приво-
19
Рис. 14. Изменение коэффициентов подъемной силы н сопро-
тивления самолета в зависимости от числа В при четырех ра-
ботающих двигателях:
а — б3=15°; б — 63=25°
дится изменение коэффициентов подъемной силы и сопротивления
самолета в зависимости от числа В при различных углах атаки
(данные получены при испытании модели с работающими винтами
в аэродинамической трубе).
Из рисунка видно, что влияние четырех работающих силовых
установок очень большое. Так, например, при В=0,8—1 (такие
числа В достигаются на отрыве при взлете) и закрылках, отклонен-
ных на 25°, прирост су на углах атаки отрыва (а=8—10°) состав-
ляет Ас!/=0,5—0,6.
При отрицательных значениях В (например, при торможении
винтами на пробеге) уменьшение коэффициента подъемной силы
более значительное, чем увеличение его при таком же положитель-
ном числе В.
Это обстоятельство позволяет во время торможения винтами
на пробеге эффективнее использовать тормоза колес.
Такое значительное изменение коэффициента подъемной силы
приводит к появлению большого кренящего момента при асиммет-
ричной тяге или отказе какого-либо двигателя. Поэтому появление
асимметричной тяги на самолете Ан-12 всегда сопровождается раз-
воротом и креном в сторону крыла с меньшей суммарной тягой,
20
Рис. 15. Поляра и коэффи-
циент подъемной силы са-
молета при М=0,2 с учетом
влияния работающих двига-
телей вдали от земли (шас-
си и закрылки убраны)
особенно на малых скоростях и повышенном режиме работы дви-
гателей.
На рис. 15—17 приведены поляра и коэффициент подъемной
силы самолета с учетом влияния работающих двигателей. Из ри-
сунков следует, что величина коэффициента подъемной силы при
неизменном угле атаки значительно возрастает при увеличении
числа В.
Следовательно, полет на постоянной скорости при работающих
двигателях на разных режимах происходит при неодинаковых уг-
лах атаки.
Критический угол атаки при работающих двигателях незначи-
тельно меньше, чем при неработающих двигателях.
На рис. 18 приведено качество самолета с учетом обдувки крыла
винтами.
На гладком крыле при повышенных су качество самолета с об-
дувкой несколько больше, чем без обдувки. При отклоненных за-
крылках практически при всех величинах су качество самолета не-
сколько меньше с обдувкой, чем без нее.
На рис. 19 и 20 показаны поляра и качество самолета при трех
работающих на взлетном режиме двигателях. Поляра получена
путем обработки материалов летных испытаний. Здесь учтено соп-
ротивление отклоненных для балансировки рулей, сопротивление
21
Рис. 16. Поляра и коэф-
фициент подъемной си-
лы самолета при М=0,2
с учетом влияния рабо-
тающих двигателей вда-
ли от земли (6з = 15°,
шасси убрано)
зафлюгированного винта (Асхв =0,002) и сопротивление от обдув-
ки крыла винтами. Из рисунков видно, что эта поляра значительно
отличается от поляры, построенной без учета влияния работающих
винтов.
Если винт не зафлюгирован, а авторотирует, то при этом соз-
дается значительное сопротивление.
Величина коэффициента сопротивления винта приведена в
табл. 4.
Как видим, сопротивление одного снятого с упора винта равно
примерно минимальному вредному сопротивлению всего самолета,
а сопротивление винта, автороти- рующего на упоре, еще больше. Поэтому при отказе двигателя Таблица 4
Иист- км1“ С хв
винт необходимо немедленно 0 <700 0,032
флюгировать (за исключением 12 <420-440 0,055
случая отказа двигателя на высо- >12 450 0,025
те менее 30 м при посадке). >12 >12 500 540 0,015 0,013
22
Рис. 17. Поляра и коэффициент подъемной силы са-
молета при М=0,2 с учетом влияния работающих
двигателей вдали от земли (63=25°, шасси убрано)
Рис. 19. Поляра самолета
при отказе одного двига-
теля на взлете и при на-
боре высоты (винт отка-
завшего двигателя за-
флюгирован):
------шасси убрано;
------шасси выпущено
Рис. 18. Влияние работающих двигате-
лей на качество самолета (шасси убра-
но, М=0,2)
Рис. 20. Качество самолета
при полете на режиме взле-
та при трех работающих
двигателях (шасси убрано)
23
ГЛАВА II
СИЛОВАЯ УСТАНОВКА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
В силовую установку самолета Ан-12 входят четыре турбовинто-
вых двигателя (ТВД) АИ-20, каждый из которых работает с воз-
душным винтом АВ-68И серии 03 и системы, обслуживающие сило-
вую установку
Силовая установка современного транспортного самолета
должна обладать большой мощностью при малом весе и габаритах
двигателя.
Силовые установки с поршневыми двигателями (ПД) не удов-
летворяют этим требованиям, поэтому в настоящее время они вы-
тесняются силовыми установками с ТВД.
Основные преимущества ТВД перед ПД заключаются в сле-
дующем.
1. При одном и том же весе ТВД развивает в 4—5 раз большую
мощность, чем ПД, что позволяет получить большую весовую отда-
чу самолета, увеличить общую емкость топливных баков, размес-
тить на самолете сложное оборудование и т. д.
2. ТВД более экономичны в условиях крейсерского полета.
3. Благодаря большей удельной лобовой мощности (отношение
мощности, развиваемой двигателем, к его лобовой площади) сило-
вая установка с ТВД более компактна и создает незначительное
лобовое сопротивление.
4. Топливо, применяемое на ТВД, более дешевое. В сочетании
с высокой экономичностью это снижает себестоимость тонно-кило-
метра перевозок и повышает рентабельность использования само-
лета.
На скоростях полета до 800—900 км/ч самолеты с ТВД значи-
(рр11*) экономичнее самолетов с турбореактивными двигателями
При одном и том же расходе воздуха через двигатель и
одинаковых параметрах рабочего процесса ТВД развивает на
старте вдвое —втрое большую тягу, чем ТРД. Кроме того, при
взлете образуется дополнительная подъемная сила за счет мощной
обдувки крыла винтами.
Благодаря этому взлетные характеристики у турбовинтовых са-
молетов значительно лучше, чем у самолетов с ТРД. Указанные
свойства ТВД обеспечили ему широкое применение на самолетах
транспортной авиации.
1 Системы, входящие в конструкцию силовой установки, подробно описаны
в специальной литературе и поэтому в данной главе не рассматриваются.
24
2. КОНСТРУКТИВНАЯ СХЕМА И РАБОЧИЙ ПРОЦЕСС
ДВИГАТЕЛЯ АИ-20
На рис. 21 показана конструктивная схема силовой установки.
Газовоздушный тракт турбовинтового двигателя АИ-20 состоит из
входного устройства, компрессора, камеры сгорания, турбины и
выходного устройства.
В основу конструкции двигателя АИ-20 положена схема одно-
вального ТВД, в которой механическая работа турбины передает-
ся сидящим на одном валу компрессору и воздушному винту.
Двигатель АИ-20 состоит из следующих основных элементов:
планетарного редуктора воздушного винта с передаточным от-
ношением 1=0,08732, снабженного механизмом измерителя крутя-
щего момента (ИКМ);
лобового картера;
осевого десятиступенчатого компрессора;
кольцевой камеры сгорания;
трехступенчатой осевой реактивной турбины;
нерегулируемого реактивного сопла;
выпускной трубы, отводящей отработавшие газы под углом 20“
к продольной оси самолета;
агрегатов, обслуживающих работу двигателя, винта и само-
лета.
Воздух в количестве 20 кг/сек поступает в двигатель через само-
летный воздухозаборник, проходит тракт лобового картера и за-
сасывается компрессором. В компрессоре под действием осевых сил
воздух последовательно сжимается в десяти ступенях до давления
Р2 = 7,5 кГ/cm2, при этом температура его повышается до 250° С.
Сжатие воздуха необходимо для преобразования в полезную рабо-
ту тепла, подводимого к воздуху в камере сгорания. Коэффициент
полезного действия компрессора т]к=0,84.
Рис. 21. Конструктивная схема силовой установки:
/_ самолетный воздухозаборник; 2 — воздушный винт; 3— редуктор воздушного винта; 4—
лобовой картер; 5 — компрессор; 6 — камера сгорания; 7 — турбина; 8 — выпускная труба;
9 — топливная форсунка
25
Мощность, поглощаемая компрессором Мк, пропорциональна
кубу числа оборотов п и первой степени весового расхода воздуха
Ов, проходящего через компрессор.
Весовой расход воздуха пропорционален плотности р, поэтому
можно записать
7VKSM3P-
При 'постоянных оборотах мощность, поглощаемая компрессо-
ром, является функцией только плотности воздуха р, поэтому вся-
кое изменение р оказывает влияние на NK. Так, при понижении тем-
пературы tn или увеличении давления ри атмосферного воздуха
плотность его растет, поэтому растет и NK. Наоборот, при повыше-
нии Тп или уменьшении рн плотность падает, поэтому NK умень-
шается.
Из компрессора воздух попадает в камеру сгорания, где делится
на два потока: первичный и вторичный. Первичный поток, состав-
ляющий 20—25% всего расхода воздуха, поступает во внутреннюю
полость камеры сгорания, куда через форсунки непрерывно впрыс-
кивается топливо. Первоначальное приготовление смеси и ее вос-
пламенение осуществляется при помощи воспламенительных бло-
ков, состоящих из запальной свечи и пусковой форсунки. В даль-
нейшем факел пламени поддерживается непрерывно благодаря
непрерывной подаче топлива в камеру сгорания.
Вторичный поток, составляющий 80—75%, омывает камеру сго-
рания снаружи и, охлаждая ее, проходит через отверстия во внут-
реннюю полость камеры, где равномерно перемешивается с продук-
тами сгорания и понижает температуру всего потока газа до задан-
ной величины. На максимальном режиме температура газа перед
турбиной составляет 780° С. Из камеры сгорания газовый поток,
обладая значительной потенциальной энергией, приобретенной за
счет динамического напора во входном устройстве, сжатия воздуха
в компрессоре и подвода тепла в камере сгорания, поступает в тур-
бину.
В турбине основная часть потенциальной энергии газа преобра-
зуется в механическую работу. На максимальном режиме турбина
развивает мощность в 11 000 л. с. Значительная часть этой мощнос-
ти — 7250 л. с., т. е. около двух третей идет на привод компрес-
сора, порядка 100 л. с. — на привод агрегатов, остальная, избыточ-
ная мощность турбины — 3650 л. с., передается через редуктор к
носку вала винта; к. п. д. турбины т]т=0,92.
Мощность турбины NT при n=const зависит от расхода газа
Gr и его температуры Тг
7VT = kGrTT.
Мощность турбины быстро меняется с изменением расхода топ-
лива GT, a NK почти не меняется. При GT=0,3 GTmax /VT и Л’в ста-
новятся равными, NB, получаемая как разность между Мт и Мк,
26
обращается в нуль, а при дальнейшем уменьшении Gt становится
отрицательной. Это означает, что при дросселировании двигателя
до расходов топлива 420—440 кг!ч и ниже мощности турбины
может не хватать для привода компрессора с заданным числом
оборотов (12 300 в минуту) и число оборотов будет уменьшаться.
Восстановить заданное число оборотов можно двумя способами:
увеличением подачи топлива или подводом к двигателю дополни-
тельной мощности извне от какого-либо постороннего источника.
В первом случае двигатель будет получать мощность от турбины
и 7VB>0, во втором случае турбина будет получать недостающую
ей мощность от внешнего источника и 7Ув<0. Следует отметить,
что в полете таким источником может служить встречный поток
воздуха, обладающий большим запасом кинетической энергии и
способный вращать винт с большим числом оборотов.
Самой большой величины отрицательная мощность на валу
двигателя достигает при полностью выключенной подаче топлива.
Эта так называемая мощность холодной прокрутки у одноваль-
ных ТВД в 4—5 раз больше, чем у ПД, что составляет важ-
ную особенность этих двигателей. Так, при прокрутке с числом
оборотов 12 300 в минуту турбина двигателя АИ-20 развивает мощ-
ность 4650 л. с., а компрессор поглощает 7250 л. с., следовательно,
мощность холодной прокрутки Ах.п=А'т—Ак=4650—7250 =
= —2600 л. с.
Из турбины газовый поток поступает в выпускную трубу, где
оставшаяся после турбины энергия газа преобразуется в кинети-
ческую энергию. Истекая из выхлопной трубы со скоростью около
180 м!сек, поток газа создает дополнительную реактивную тягу,
равную 385 кГ (Н=0, V=0), которая вместе с тягой воздушного
винта образует суммарную тягу силовой установки.
3. МОЩНОСТЬ И ТЯГА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ. УДЕЛЬНЫЕ
ПАРАМЕТРЫ ТВД
Винтовая мощность (мощность на валу). Избыточная мощность
турбины, которая передается па воздушный винт, называется вин-
товой мощностью. Если известны мощности турбины и компрессо-
ра, то винтовая мощность
JVB=(7VT-7VJV
где т],, — механический к. п. д. редуктора воздушного винта.
Винтовую мощность можно определить по показаниям измери-
теля крутящего момента (ИКМ)
А7В = 46/?икм,
где рин„ —величина давления масла в канале ИКМ, кГ)смг.
27
Реактивная тяга. Равнодействующая всех сил, действующих на
внутренние и наружные поверхности двигателя, называется реак-
тивной тягой. По величине она равна изменению количества движе-
ния газовоздушной массы между сечением на выходе из двигателя
и сечением на входе в двигатель
о G г G G . г , .
/? — — рС5------U = — (рСЕ — V ),
g g g
где G — секундный весовой расход воздуха через двигатель, кг!сек..
ц= 1,014—1,016 — коэффициент, численно равный отношению секундного рас
хода газа к секундному расходу воздуха через двигатель;
С5 — скорость истечения, м)сек\
V — скорость полета, м!сек\
g — ускорение силы тяжести.
Чем больше GB и С5, тем больше сила тяги. Направлена реак-
тивная тяга в сторону, противоположную выходу струи газа, а так
как на самолете Ан-12 выпускная труба отводит струю газа под
углом ф = 20° к горизонтальной оси самолета, то реактивная тяга
используется частично, т. е.
/?=—(р.С5 cos — I/).
g
Реактивная мощность. Мощность от реакции струи газа, приве-
денная к валу винта, называется реактивной мощностью, величи-
на ее
NR=^,
R 75i)„
где т)в —к. п. д. воздушного винта.
Эквивалентная (суммарная) мощность. Полная мощность ТВД
оценивается эквивалентной мощностью, под которой понимается
мощность такого (эквивалентного) двигателя, который имеет тягу
воздушного винта, равную суммарной тяге ТВД. Иными словами,
эквивалентная мощность ТВД является суммой винтовой и реак-
тивной мощностей
N3=N^Nr = N^ rv
74/,в
При работе двигателя на месте (К=0)
7V3 = 7VB + 0,91/?.
Коэффициент 0,91 имеет размерность л. cd кг.
Тяговая мощность. Образуя тягу, воздушный винт совершает
полезную работу, которая затрачивается на продвижение самоле-
та в воздухе со скоростью V. Величина секундной работы силы тя-
ги, совершаемой винтом при перемещении, называется тяговой
мощностью
N =
гяг 75
28
Рис. 22. Зависимость к. п. д.
винта от скорости полета:
- /7=8 км, режим 0,85 но-
минального; --------/7=0.
режим взлетный
Коэффициент полезного действия воздушного винта. Не вся под-
водимая к винту мощность преобразуется им в полезную работу. Не-
которая ее часть уходит на преодоление вредного сопротивления
самого винта при его перемещении в воздухе, на создание различно-
го рода внхреобразований и т. п. Совершенство винта как движи-
теля оценивается коэффициентом полезного действия, который оп-
ределяется как отношение тяговой мощности к винтовой
7 =----.
‘В Nb
Винт АВ-68 характеризуется высоким значением к. п. д.; на
скорости отрыва т]в=0,65, в условиях крейсерского полета т]в =
='0,90—092. Зависимость к. п. д. винта от скорости полета приве-
дена на графике рис. 22. Как следует из протекания к. п. д. винта
скорости полета, вначале с ростом скорости к. п. д. винта увеличи-
вается, достигая максимума, а затем уменьшается. Увеличение
к. п. д. объясняется тем, что с ростом скорости увеличивается тяго-
вая мощность PV. Однако при больших скоростях движения начи-
нает сказываться сжимаемость воздуха. Винт имеет наибольшую
скорость на концах лопастей, где вращательная скорость склады-
вается со скоростью полета. С появлением на лопастях зон сверх-
звуковых скоростей и скачков уплотнения к. п. д. винта начинает
уменьшаться. Околозвуковая и звуковая скорости могут появиться
уже на крейсерских скоростях полета. Так, для винта АВ-68И при
скорости полета 630 км/ч на высоте 8 км результирующая скорость
на концах лопастей равна 308 м/сек, что соответствует числу М=1.
Появление волнового кризиса, т. е. местных сверхзвуковых зон,
возможно не только на концах лопастей, но и в комлевой части ло-
пасти, где скорости движения небольшие, но толщина лопасти ве-
лика (25—30% и более). По указанным причинам на больших ско-
ростях полета наблюдается уменьшение к. п. д. винта.
Тяга винта. Основным движителем турбовинтового самолета яв-
ляется воздушный винт. На долю винта приходится более 90%
полной тяги, создаваемой силовой установкой. Тяга винта опреде-
ляется по формуле
Р= -5^в или Р=ар/г.?£)4,
где а — коэффициент тяги винта;
р — массовая плотность воздуха, кг-се№/л;
н» — число оборотов винта в секунду;
D — диаметр винта, м.
29
При работе винта на месте (V=0)
P=₽WB,
где Р'=1,1—коэффициент, отнесенный к мощности, подводимой к винту при ра-
боте на месте, кг!л. с.
Полная тяга силовой установки. Полная тяга силовой установки
складывается из тяги воздушного винта и реактивной тяги
= /> + R = (ИС6 cos Ф-V).
При работе силовой установки на месте (V=0)
Ps=₽WB-f--^-tiC5cos<p.
Удельная работа турбины —это работа турбины в килограм-
мометрах, отнесенная к 1 кг воздуха, проходящего через дви-
гатель
75Дгт
z 2^2
1 Л
Удельная мощность — отношение эквивалентной мощности к се-
кундному 'весовому расходу воздуха через двигатель
Удельная мощность двигателя АИ-20 при 77—'0 и У=0 равна
200^-^- .
кг!сек
Удельный вес двигателя — отношение веса двигателя к эквива-
лентной мощности (77=0, У=0)
Ьв N3
Удельный вес двигателя АИ-20 равен 0,27 кг!л. с.
Удельный расход топлива ТВД определяется как отношение ча-
сового расхода топлива к эквивалентной мощности
Величина удельного расхода является основным показателем
экономичности работы двигателя: чем меньше Сэ, тем больше даль-
ность и продолжительность полета и тем ниже стоимость тонно-
километра перевозок.
Эффективный к. п. д. ТВД характеризует тепловую экономич-
ность двигателя и определяется как отношение тепла, преобразо-
ванного на валу винта в механическую работу, к теплу, введенно-
му в двигатель в виде химической энергии топлива
30
6322VB
^=-777- ’
И ifJT
где /7и=9 900—10 500 ккал!кГ — теплотворность топлива, т. е. количество тепла,
выделяемое при полном сгорании 1 кг топлива;
(632 — тепловой эквивалент 1 л. с.
Подставляя в формулу AfB = 3650 л. с. и GT =;1030 кг/ч, получим
для двигателя АИ-20 т)е=22,4%.
Полный к. и. д. силовой установки — отношение тепла, преобра-
зованного в тяговую работу, к теплу, внесенному в двигатель топ-
ливом. Полный к. п. д. можно выразить через тяговый и эффектив-
ный к. п. д.
В крейсерском полете (/7=8 км, V=630 км/ч) т)П=19—20%-
4. ПРИНЦИП РЕГУЛИРОВАНИЯ ДВИГАТЕЛЯ АИ-20
Основные показатели силовой установки — тяга и экономич-
ность — изменяются в зависимости от режима работы двигателя и
внешних условий (скорость, высота, давление и температура окру-
жающей среды).
Режим работы ТВД при прочих равных условиях задается дву-
мя параметрами: числом оборотов п и температурой газа перед
турбиной ТГ. От сочетания величин этих параметров и внешних ус-
ловий зависят мощность двигателя, удельный расход топлива, тяга
воздушного винта и другие параметры силовой установки.
Параметры п и Тг являются регулируемыми, а факторы, при по-
мощи которых поддерживаются необходимые значения регулируе-
мых параметров, называются регулирующими факторами. Такими
факторами для двигателя АИ-20 являются угол установки лопас-
тей воздушного винта <р и часовой расход топлива GT. Связь между
регулирующими факторами и регулируемыми параметрами сле-
дующая:
<?—
GT^7r.
Число оборотов ротора двигателя поддерживается постоянным,
равным 12 300 об/мин, что соответствует оборотам винта 1075 в ми-
нуту на всех режимах работы двигателя на земле и в полете. Ис-
ключение составляет режим земного малого газа при работе двига-
теля на месте с числом оборотов 10400 в минуту. Функцию под-
держания постоянного числа оборотов выполняет регулятор
постоянных оборотов винта Р68, который непосредственно замеря-
ет регулируемый параметр и при отклонении его от числа оборотов
настройки (1075 в минуту) выдает сигнал на изменение шага вин-
та. Большему шагу винта соответствует при прочих равных усло-
виях большая потребляемая им мощность и наоборот.
31
Регулирование мощности на валу при постоянных оборотах ро-
тора осуществляется командно-топливным агрегатом КТА-5Ф пу-
тем изменения подачи топлива, а следовательно, температуры газа
перед турбиной Тг. Для регулирования Тг использован принцип
косвенного регулирования без непосредственного замера температу-
ры Тг. При этом замеряются такие параметры двигателя, которые не-
посредственно влияют на Тг, как, например, изменение весового рас-
хода воздухачерез двигатель. Измерив величину GB или параметры
полета, определяющие GB (статическое рп, полное рп* давление и
1емпературу Та* заторможенного потока на входе в двигатель),
можно менятыпо принятым законам мощность двигателя, регулируя
определенным образом подачу топлива.
Чувствительными элементами, реагирующими на внешние усло-
вия, являются датчики механизма высотно-скоростной коррекции
агрегата КТА-5Ф: анероидные коробки, измеряющие рн и рн*, и
жидкостный термопатрон, измеряющий Тн*.
Температура газа перед турбиной меняется по высоте и скорости
полета по определенным законам, которые приняты на основании
следующих соображений.
На высотах крейсерского полета для получения наилучшей эко-
номичности величина Тт на каждом режиме поддерживается макси-
мальной.
На малых высотах из-за большой плотности окружающей сре-
ды, секундный весовой расход воздуха через двигатель значитель-
но возрастает, поэтому мощность, передаваемая на винт, может
стать недопустимо большой. Для ограничения мощности, начиная с
некоторой высоты, называемой высотой ограничения Ногр, меха-
низм высотно-скоростной коррекции уменьшает подачу топлива в
двигатель с таким расчетом, чтобы мощность двигателя на каж-
дом режиме оставалась приблизительно постоянной. Турбовинто-
вые двигатели, у которых с поднятием до определенной высоты мощ-
ность не меняется, называются высотными ТВД. Высотность дви-
гателя АИ-20 в зависимости от скорости полета достигает 5 км.
Таким образом, характеристика мощности двигателя АИ-20 име-
ет по высоте две зоны регулирования: золу, где ограничивается Тг
(большие высоты), и зону, где ограничивается мощность (малые
высоты). Границей этих зон по высоте является точка перегиба*
характеристики мощности (рис. 23).
В зоне ограничения мощности (Н<Н(,гр) агрегат КТА-5Ф обес-
печивает постоянную мощность двигателя подачей топлива по за-
кону
* В действительности границей двух зон по высоте будет некоторая линия,
характеризующая собой переходную зону, в которой происходит переключение
ограничителей Тг и NB. Но ввиду того, что область этой зоны по высоте невелика,
она во внимание не принимается.
32
Рис. 23. Закон изменения
мощности двигателя по
высоте и скорости полета
(V1>V2)
Рис. 24. Изменение коэффи
цпента режима по углу
установки РУД
где GT 1Пах — максимальный расход топлива;
Е — величина, зависящая от высоты и скорости полета;
AGT — уменьшение подачи топлива термокорректором при температуре
воздуха на входе в двигатель 25° С и выше;
__ GT
ь —д — коэффициент режима, зависящий от положения РУД по УПРТ-2
ni ах
- (рис. 24).
После высоты ограничения (H>Horv) КТА-5Ф поддерживает
Тг постоянной для данного режима работы двигателя, изменяя по-
дачу топлива по закону
От=Кр*АС,
где К — постоянный коэффициент;
pi* — полное давление на входе в двигатель;
А — температурная поправка;
С — коэффициент режима.
Ограничение Тг производится и на малых высотах (Н^Н(,гр)
при высокой температуре воздуха на входе в двигатель. Объясняет-
ся это тем, что с повышением температуры окружающей среды
плотность, а следовательно, количество воздуха, проходящего через
двигатель, уменьшается. При постоянной подаче топлива это при-
водит к росту Тт, и если ее не ограничить, то она может стать недо-
пустимо высокой. Поэтому при высоких температурах окружающей
среды в диапазоне высот ограничения мощности вступает в работу
термокорректор КТА-5Ф, который начинает уменьшать расход то-
плива при температуре торможения на входе в двигатель t*=
=25°С(#=0). Такая регулировка термокорректора произведена
по максимальному режиму, где температура газа перед турбиной
при 25° С (Н=0) достигает верхнего предела. Термокорректор
уменьшает расход топлива независимо от того, в каком положении
по УПРТ-2 находится РУД. Количество уменьшаемого термокор-
2—2896
33
ректором топлива AGT зависит от температуры торможения на вхо-
де в двигатель и режима работы двигателя следующим образом:
Д(?т = [6,29 (4-25)] С,
где ti*—температура торможения на входе в двигатель, °C.
Отсюда видно, что с повышением температуры наружного воздуха
мощность двигателя уменьшается ввиду увеличения количества
топлива, сливаемого термокорректором.
Высота ограничения не является постоянной, она зависит от
скорости полета и температуры окружающей среды Объясняется
это тем, что при увеличении (уменьшении) скорости полета вслед-
ствие роста (уменьшения) динамического напора на входе в двига-
тель растут (падают) общая степень повышения давления и расход
воздуха через двигатель. При неизменной подаче топлива это при-
водит к тому, что предельная величина Тт будет достигнута на
большей (меньшей) высоте, поэтому, чем больше скорость полета,
тем больше Н()Гр и наоборот (см. рис. 23).
Точность, с которой поддерживаются статические характерис-
тики двигателя, зависит от статической точности системы автомати-
ческого регулирования. Для всех эксплуатационных режимов рабо-
ты двигателя ее характеризуют следующие величины: точность
поддержания числа оборотов ротора двигателя регулятором Р68
составляет ±90 об/мин, точность дозировки расхода топлива агре-
гатом КТА-5Ф в соответствии с законами коррекции— ±25 кг/ч.
5. ЭКСПЛУАТАЦИОННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВИГАТЕЛЯ
Эксплуатационными характеристиками ТВД называются зави-
симости эквивалентной (или винтовой) мощности, реактивной тяги
и удельного расхода топлива от числа оборотов, скорости и высоты
полета.
По виду эксплуатационные характеристики подразделяются на
дроссельную, высотную и скоростную.
Дроссельная характеристика — зависимость эквивалентной
(винтовой) мощности, реактивной тяги и удельного расхода топли-
ва от степени дросселирования подачи топлива.
Дросселирование подачи топлива обычно связано с изменением
числа оборотов ротора двигателя. Особенностью дроссельной ха-
рактеристики двигателя АИ-20 является то, что основные режимы
работы двигателя характеризуются постоянным числом оборотов
ротора—12 300 в минуту; только на режиме земного малого газа
при V=0 число оборотов 10 400 в минуту. Изменение подачи топли-
ва при постоянных оборотах ротора двигателя вызывает пропорцио-
нальное изменение мощности на валу и реактивной тяги.
Высотная характеристика — зависимость эквивалентной (винто-
вой) мощности, реактивной тяги и удельного расхода топлива от
высоты при постоянной скорости полета. Выше указывалось, что
34
высотная характеристика двигателя АИ-20
имеет зону ограничения мощности и зону
ограничения температуры газа перед турби-
ной с разными законами изменения мощно-
сти в этих зонах. Первая зона охватывает
высоты до 5 км, вторая — более 5 км.
В зоне высот до 5 км эквивалентная п
винтовая мощности двигателя поддержива-
ются постоянными. На высотах более 5 км,
эквивалентная и винтовая мощности, а так-
же реактивная тяга уменьшаются. Умень-
шение эквивалентной и винтовой мощности
с поднятием на высоту объясняется умень-
шением весового расхода воздуха, проходя-
щего через двигатель. Мощность двигателя
при этом падает медленнее, чем атмосфер-
ное давление Рп, так как удельная работа
турбины, передаваемая на винт, с высотой
увеличивается вследствие увеличения об-
щей степени повышения давления и отно-
Т’г
сительного подогрева ~z~ . Удельный рас-
/ н
Рис. 25. Уменьшение
винтовой мощности
двигателя при отборе
воздуха
/ — номинальный режим,
V=150 м!сек\ 2 — крей-
серские режимы. У=
= 175 м!сек
ход топлива с ростом высоты уменьшается ввиду роста удельной
работы турбины, причем на высотах ниже Н,,1р он уменьшается бо-
лее интенсивно.
Такое изменение параметров двигателя происходит до высоты
11 км. На высотах более 11 км уменьшение мощности и реактивной
тяги усиливается, так как температура окружающей среды остает-
ся постоянной, вследствие чего дальнейший рост удельной работы,
передаваемой на винт, прекращается. Эквивалентная и винтовая
мощности двигателя на этих высотах уменьшаются пропорциональ-
но давлению окружающей среды, а удельный расход топлива оста-
ется постоянным.
Скоростная характеристика — зависимость эквивалентной (вин-
товой) мощности, реактивной тяги и удельного расхода топлива от
скорости при постоянной высоте полета.
В зоне малых высот (до 5 км) с изменением скорости мощность
двигателя практически не меняется (действует ограничение). На
больших высотах, где ограничение снимается, мощность двигателя
с ростом скорости возрастает, так как увеличивается общая степень
повышения давления и секундный расход воздуха через двигатель.
Реактивная тяга, определяемая формулой (pC5 — V),
g
при увеличении скорости уменьшается. Это объясняется небольшим
изменением скорости газа С$ за турбиной при одновременном уве-
личении скорости полета, в результате чего разность цС5—V умень-
шается гораздо быстрее, чем растут GB и С5.
2*
35
Удельный расход топлива с ростом скорости уменьшается вслед-
ствие роста удельной работы, передаваемой «а винт.
На рис. 25 приведена зависимость уменьшения винтовой мощ-
ности от количества отбираемого воздуха. Мощность двигателя с
учетом отбора воздуха определяется по формуле
Х,=лгв-длгот6.
6. РЕЖИМЫ РАБОТЫ ДВИГАТЕЛЯ
В эксплуатации ТВД могут работать как на установившихся,
так и неустановнвшихся режимах.
Установившиеся режимы работы — это такие режимы, на кото-
рых число оборотов ротора, температура газа перед турбиной, мощ-
ность и другие параметры не изменяются во времени. На установив-
шихся режимах двигатели работают при наборе высоты в крейсер-
ском полете, на планировании и др. На неустановившихся режимах
перечисленные параметры изменяются во времени. К этим режимам
относятся запуск, разгон двигателя (приемистость) и дросселиро-
вание.
Установившиеся режимы. Управление работой двигателя осу-
ществляется единым рычагом (РУД). Поворот РУД вызывает про-
порциональное изменение расхода топлива, а так как на основных
эксплуатационных режимах двигатель АИ-20 работает при посто-
янном числе оборотов, то величина расхода топлива характеризует-
ся углом поворота РУД, отсчитанным в градусах указателя УПРТ.
Взлетный режим соответствует максимально возможной
суммарной мощности двигателя. В эксплуатации им пользуются
при взлете.
Детали турбины и редуктора винта на взлетном режиме подвер-
жены наибольшим нагрузкам, поэтому для обеспечения высокого
ресурса двигателя время непрерывной работы на взлетном режиме
ограничивается 15 мин.
Номинальный режим — это режим работы двигателя с
наибольшей мощностью без ограничения времени непрерывной ра-
боты. В эксплуатации он используется при наборе высоты, а также
для получения максимальной крейсерской скорости полета.
Крейсерские режимы. Суммарная мощность двигателя на
крейсерских режимах лежит в пределах 0,4—0,85 номинальной. На
этих режимах гарантируется надежная работа двигателя в течение
всего ресурса. В эксплуатации крейсерские режимы используются
для выполнения полетов по маршруту.
Полетный малый газ (ПМГ). Этот режим используется
при планировании. В зависимости от температуры наружного воз-
духа положение РУД на режиме ПМГ может меняться от 16 до 28°
по УПРТ.
Земной малый газ (ЗМГ). На этом режиме число оборотов
двигателя в отличие от рабочих режимов выбрано меньшим —10 400
36
в минуту, чтобы получить небольшую тягу воздушного винта. Ло-
пасти винта на этом режиме прижаты к упору минимального шага
(ф=0°), винт оказывает наименьшее сопротивление вращению.
Режим используется при рулении и для выполнения аварийного
снижения. В последнем случае число оборотов поддерживается
12 300 в минуту регулятором Р68, а лопасти находятся на углах
установки <р>0.
Неустановившиеся режимы. Рассмотрим отдельно запуск двига-
теля на земле и в полете.
Запуск двигателя на земле можно разделить на три этапа. На
первом (п = 0—20%) осуществляется раскрутка ротора двигателя
стартерами-генераторами СТГ-12ТМО-ЮОО без подачи топлива в
камеру сгорания.
Увеличение скорости вращения ротора двигателя на этом этапе
происходит за счет разницы в мощностях стартер-генераторов и
двигателя с винтом.
На втором этапе (и=20—45%) в камеру сгорания начинает по-
даваться топливо. Раскрутка производится совместно стартерами-
генераторами и турбиной, которая с ростом числа оборотов быстро
увеличивает свою мощность.
На третьем этапе (п=45—82%) стартеры-генераторы отключа-
ются и происходит самостоятельная раскрутка ротора двигателя
только за счет избыточной мощности турбины и выход на обороты
малого газа.
Запуск двигателя в полете существенно отличается от запуска
его на земле. В полете мощным аккумулятором энергии является
встречный поток воздуха, стартером служит воздушный винт, кото-
рый вращается от воздушного потока и может раскручивать ротор
двигателя до большого числа оборотов.
Перед запуском в полете РУД устанавливают в положение ПМГ,
затем включают пусковые блоки — запальные свечи и пусковые
форсунки и производят расфлюгирование винта (перед запуском
в воздухе винт должен находиться во флюгерном положении). Пе-
реходя на малый шаг, винт раскручивается и быстро увеличивает
скорость вращения ротора. При числе оборотов 15—20% расфлюги-
рование прекращают, так как в дальнейшем винт самостоятельно
переходит на малый шаг под действием центробежных сил лопастей
и появившегося давления масла в канале малого шага. После роз-
жига камеры сгорания двигатель выходит на режим ПМГ за счет
работы турбины и частично за счет энергии, воспринимаемой вин-
том от потока.
Разгон или приемистость двигателя — способность
двигателя быстро и плавно выходить на максимальную мощность
при увеличении подачи топлива.
Основной характеристикой приемистости является время прие-
мистости. Различают полную приемистость и частичную. Полной
приемистостью называется переход двигателя от режима земного
малого газа к режиму максимальной мощности, частичной—пере-
Рис. 26. Изменение параметров дви-
гателя в процессе полной приемисто-
сти
Рис. 27. Приемистость двигателя при пе-
ремещении РУД до 100° УПРТ
------------Г=0;-------V=455 кж/ ч
ход двигателя от одного из промежуточных режимов на режим
максимальной мощности.
При полной приемистости 'необходима перенастройка как регу-
лятора числа оборотов, так и регулятора подачи топлива. На рис.
26 показан процесс перехода двигателя от режима Л^в„г, соответст-
вующего мощности земного малого газа (точка 1), к мощности
Л’в тах , соответствующей максимальному режиму (точка 2). Если
бы регулятор подачи топлива КТА-5Ф перенастраивался медленно,
в каждый момент времени располагаемая мощность двигателя
равнялась бы потребной мощности винта и процесс перехода шел
по линии 1—2'—2. На самом же деле регулятор подачи топлива
перенастраивается быстро. При перенастройке регулятора от GTf
до Gt2 располагаемая мощность двигателя растет практически так
же быстро, как GT. В результате образуется избыточная мощность
двигателя, появление которой вызывает раскрутку ротора двигате-
ля. Число оборотов сначала растет при постоянном угле установки
винта (<р=0), а затем, когда оно увеличивается до 12 300 в минуту,
регулятор Р68 начинает затяжелять винт. Процесс идет в направ-
лении точек 3' и 3. В точке 3 при увеличении числа оборотов до
12 900 в минуту вступает в работу ограничитель максимального чис-
ла оборотов. Он уменьшает подачу топлива, уменьшая тем самым
избыточную мощность двигателя. В точке 4 потребная и располага-
емая мощности равны, но число оборотов больше заданного (12 300)
и процесс затяжеления винта продолжается. В точке 5 число обо-
ротов двигателя соответствует заданному, но мощность винта боль-
38
uje мощности двигателя, поэтому теперь число оборотов уменьша-
ется, приближаясь к заданному. Процесс заканчивается в точке 2,
имея вид свертывающейся спирали (1—3'—3—4—-5—2).
При частичной приемистости настройка регулятора числа обо-
ротов остается неизменной — 12 300 об/мин. В этом случае разгон
двигателя идет только при перенастройке регулятора подачи топ-
лива КТА-5Ф (линия 3'—3—4—5—2) и определяется он главным
образом скоростью перестановки лопастей винта регулятором Р68,
которая при максимальном отклонении числа оборотов от заданно-
го может достигать 10—12 град/сек. Поскольку в полете двигатель
АИ-20 на всех режимах работает при постоянном числе оборотов,
любая приемистость в полете рассматривается как частичная. На
рис. 27 процесс приемистости показан во времени.
Дросселирование — процесс, сопровождающийся перена-
стройкой регулятора подачи топлива на уменьшение GT. Переход-
ный процесс сопровождается уменьшением шага винта, т. е. проте-
кает в направлении, обратном показанному на рис. 26. Быстрое
уменьшение подачи топлива (за 1—2 сек) может вызвать значи-
тельное обеднение смеси и привести к срыву пламени в камере сго-
рания. Для обеспечения нормальных условий горения агрегат
КТА-5Ф медленно уменьшает подачу топлива с помощью гидравли-
ческой передачи (замедлителя), которая обеспечивает отставание
(замедление) 8—10 сек.
Особенностью дросселирования ТВД в полете является то, что
при глубоком дросселировании винт облегчается и возникает боль-
шая отрицательная тяга.
Для уменьшения ее величины в системе управления двигателя-
ми имеется проходная защелка РУД, а в винте — промежуточный
гидравлический упор лопастей (<р=12°), который также препятст-
вует переходу винта на <ртщ-
7. ВОЗДУШНЫЙ ВИНТ АВ-68 И ЕГО ХАРАКТЕРИСТИКИ
Принцип работы. Воздушный винт служит для преобразования
в тягу избыточного момента турбины, который передается через
редуктор на вал винта. Воздушный винт АВ-68 состоит из следую-
щих основных частей:
лопастей, образующих при вращении тягу;
втулки, к которой крепятся лопасти;
механизма поворота лопастей, размещающегося во втулке;
агрегатов управления;
защитных устройств.
Принцип действия винта состоит в том, что он при своем враще-
нии захватывает лопастями большие массы воздуха и отбрасывает
их назад с некоторой силой. По известному из механики принципу
равенства действия и противодействия на винт действует в обрат-
ном направлении такая же по величине сила, которая представляет
собой реакцию отброшенной винтом массы воздуха. Эта сила на-
39
Рис. 29. Аэродинамические силы, действующие
на сечение лопасти винта
Рис. 28. Скорости потока
в сечениях лопастей винта
зывается силой тяги, или просто тягой винта. По величине она опре-
деляется как равнодействующая сил давления, просуммированных
по всем лопастям винта.
Шаг винта изменяется по принципу обратной схемы: поворот
лопастей на большой шаг осуществляется под действием давления
масла, поступающего из регулятора числа оборотов в полость боль-
шого шага цилиндра винта, а на малый шаг — под действием мо-
мента центробежных сил самих лопастей и дополнительного давле-
ния масла из магистрали двигателя.
При повороте лопастей на малый шаг они могут автоматически
устанавливаться на угол промежуточного упора <р= 12° и принуди-
тельно сниматься с этого упора.
Аэродинамические силы, тяга и мощность винта. Каждое сече-
ние лопасти представляет собой крылообразный профиль и движет-
ся вращательно-поступательно. Поступательная скорость у всех се-
чений лопасти одинакова и равна скорости полета самолета. Вра-
щательная скорость переменная, она зависит от радиуса, на котором
расположено сечение и определяется по формуле
U= —
30
где п — число оборотов винта в минуту;
г — радиус, на котором расположено сечение, м.
Закон распределения вращательной скорости по радиусу пока-
зан на рис. 28. Результирующая скорость W (рис. 29), т. е. скорость,
с которой поток воздуха набегает на лопасть, является векторной
суммой скорости полета V, индуктивной скорости V,, вызванной са-
мим винтом, и вращательной скорости U
w^v^v^u.
Угол <р между хордой сечения лопасти и вращательной скоро-
стью называется углом установки данного сечения лопасти, а угол 0,
образованный скоростями U и W, называется углом притекания.
40
Рис. 30. Геометрические ха-
рактеристики винта
и как
к нему
полной
Рис. 31. Геометрические ха-
рактеристики сечения лопа-
сти винта
Угол атаки сечения равен разности
между углами установки и притекания,
т. е. а = ср — 0.
Выделим на лопасти (см. рис. 28)
двумя сечениями с радиусами г и r+j
+ Ar элемент лопасти и будем считать,
что он по своему действию эквивален-
тен целому винту. Такой элемент ло-
пасти можно рассматривать
небольшое крыло и применить
формулу аэродинамики для
аэродинамической силы
ДЯа=Са-фд$,
где Са—коэффициент полной аэродинамиче-
ской силы, зависящий от угла атаки;
р — массовая плотность воздуха;
AS — площадь элемента лопасти в плане.
Разложим силу АДО на две: по на-
правлению оси вращения винта и в
плоскости вращения.
Сила АР называется тягой элемен-
та лопасти, а сила АГ— окружным
усилием. Для нахождения тяги винта
нужно элементарные силы АР всех
элементов лопасти сложить и полученную сумму умножить на чис-
ло лопастей. Произведение окружной элементарной силы на ради-
ус ее приложения к лопасти дает момент сопротивления вращению
АТг .Просуммировав элементарные моменты, получим момент со-
противления винта вращению
/Ив==ЕДРг.
На преодоление этого момента затрачивается избыточный мо-
мент, развиваемый турбиной на валу двигателя.
Мощность, поглощаемая винтом, определяется по формуле
Л г МпП
NB =——, л. с.,
в 716,2
где п число оборотов винта в минуту.
Геометрические характеристики. К ним относятся диаметр вин-
та, ширина и толщина лопасти, форма лопасти в плане, характер-
ные углы установки лопастей, крутка лопасти и др.
Диаметром винта D называется диаметр окружности, которую
описывают при вращении концы лопастей (рис. 30). Диаметр вин-
та АВ-68 равен 4,5 м, радиус винта г0= ~ • Радиус, равный 0,75
41
радиуса винта, называется «аэродинамическим радиусом»: г0 75=
= 0,75 г0.
Радиус Г1,б=1,6 м называется эксплуатационным радиусом.
Число лопастей k = 4.
Шириной лопасти b называется размер хорды сечения лопасти
(рис. 31). Ширина лопасти вдоль радиуса меняется. Закон измене-
ния ширины определяет форму лопасти в плане. У винта АВ-68
она эллиптическая, максимальная ее ширина равна 405 мм.
Вместо абсолютной ширины лопасти пользуются относительной
шириной, которая представляет собой отношение абсолютной ши-
рины b к диаметру винта D (%)
Ь= — 100.
D
Толщиной лопасти с на каком-либо радиусе называется наи-
большая толщина сечения профиля. Толщина лопасти с винта
АВ-68И уменьшается от центра винта к концу. Относительная тол-
щина лопасти есть отношение абсолютной толщины с к ширине
Ь (%)
— с
с =-------------------------------.
b
Полный диапазон углов установки лопастей винта АВ-68 состав-
ляет 83°. Винт имеет следующие характерные углы установки ло-
пастей, замеренные на эксплуатационном радиусе (г16= 1,6 м):
< Pmin = 0 — нулевой угол (угол запуска);
< р= 12° — угол промежуточного упора;
< р = 83°— угол флюгерного положения.
Круткой лопасти называется изменение по радиусу углов между
хордой сечения на данном радиусе и хордой сечения на аэродинами-
ческом радиусе
= 7-70,75-
Крутка лопасти между сечениями, расположенными на радиусе
И,6 и радиусе г0,75, составляет 1,6°, т. е.
Д'Р = 'Р1,6-?0,75=1’бС-
Кинематические параметры. К ним относятся шаг винта, по-
ступь и скольжение.
Шаг винта Н произвольного сечения лопасти есть расстоя-
ние, которое проходит это сечение вдоль оси винта за один оборот,
если предположить, что винт ввинчивается в воздух, как в твердую
гайку. Шаг винта определяется формулой
Н = 2ттг tg <f>,
где г —радиус выбранного сечения лопасти.
42
Относительный шаг винта есть отношение шага винта к диа-
метру
h=— = тсг tgcp,
D
где г — относительный радиус, равный — •
Поступь винта, или динамический шаг, — величи-
на, равная отношению скорости полета к числу оборотов винта в
секунду
Эта величина характеризует путь, который проходит винт за
время одного оборота вокруг оси.
Отношение поступи винта к диаметру называется относительной
поступью винта
V
1=—^-=----- .
D nsD
Скольжение винта'—разность между шагом винта и по-
ступью
S = H-Hg.
От (носитель ное скольжение — это отношение скольже-
ния к диаметру винта
Аэродинамические характеристики винта это зависимости коэф-
фициентов тяги а, мощности р и коэффициента полезного дейст-
вия т]в от относительной поступи X при заданном значении угла ус-
тановки лопастей <р.
Аэродинамические характеристики строятся по результатам ис-
пытаний в аэродинамических трубах винтов или геометрически по-
добных им моделей. Коэффициенты аир находятся по следующим
формулам:
Р .
:----»
РЛ4О5
где Р п NB — соответственно тяга (кГ) и мощность (л. с.) винта (модели);
р — массовая плотность воздуха, кг-сек2/м\
ns — число оборотов винта (модели) в секунду;
D — диаметр винта (модели), л.
Коэффициенты аир являются основными коэффициентами в за-
конах подобия для работы воздушных винтов.
43
Рис. 32. Зависимость коэффициен-
тов а, р и т] в от относительной
поступи винта
Формулы для тяги и мощности,
поглощаемой винтом, и к. п. д. сле-
дующие:
На рис. 32 в общем виде показа-
на аэродинамическая характеристи-
ка винта для одного фиксированно-
го значения угла установки лопас-
тей. Как следует из рисунка, линия
мощности р пересекает ось абсцисс, т. е. обращается в нуль позже,
чем пересекает ее линия тяги а. Объясняется это тем, что даже
тогда, когда тяга винта обращается в нуль, на винт все-таки пере-
дается некоторая мощность, которая затрачивается на преодоле-
ние трения лопастей о воздух и на создание различных вихреобра-
зований в струе винта.
К- п. д. винта обращается в нуль дважды: .в одном случае при
значении Х=0, а в другом при значении Х=Ха„» когда винт движет-
ся без скольжения (S = h—Х=0). В дальнейшем при увеличении
относительной поступи скольжение становится отрицательным,
коэффициенты а и р также меняют знак.
На рис. 33 и 34 приведены аэродинамические характеристики
винта АВ-68. По оси абсцисс отложен угол установки лопастей вин-
та, отсчитанный в сечении на аэродинамическом радиусе. В каче-
стве параметра принята относительная поступь X, поэтому на гра-
фиках количество линий мощности и тяги соответствует количеству
принятых значений Л.
Пример. Определить тягу и к. п. д. винта при взлете в момент отрыва само-
лета, если известно, что мощность двигателя (винтовая) 7^=3720 л. с., скорость
отрыва Уотр=215 км/ч, число оборотов винта в минуту— 1075. Аэродром рас-
положен на уровне моря, атмосферные условия стандартные (Ро=76О мм. рт. ст.,
/„ = 15° С).
Решение. 1. Определяем относительную поступь винта
V 215
1075
3,6-----4,5
60
= 0,742.
X
п5£>
2. Плотность воздуха
А, 101 1,033-101
Р = ------' =--------------
= 0,125 кг-секЧ
gRT„ 9,81-29,4-288
44
Рис. 33. Коэффициент мощности винта
Рис. 34. Коэффициент тяги винта
3. Коэффициент мощности
В= 75N" =--------75 3720-----=0,2108.
on3D5 /1075\з
0,125 I-- -4,55
\ 60 /
4. По диаграмме рис. 33 по известным 1 и р определяем угол установки
лопастей винта:
<Ро,75=Ж ₽) = 28,4°.
5. По диаграмме рис. 34 по известным сро.тв и X находим коэффициент тяги:
« = Ж,75’ *) = 0,18б.
6. Определяем тягу винта и к. п. д.:
Р=арп^=0,186-0,125 4,5* = 3070 кГ-,
7iB= — X = .0,742=0,655.
1 ₽ 0,2108
Аналогично определяется сопротивление (отрицательная тяга)
винта, по известной величине отрицательной мощности на валу дви-
гателя. Коэффциенты а и ₽ в этом случае берутся со знаком минус.
8. РЕЖИМЫ РАБОТЫ ВОЗДУШНОГО ВИНТА
Режим воздушного винта характеризуется числом его оборотов,
углом установки лопастей и .внешними условиями. При постоянном
числе оборотов и постоянных внешних условиях угол установки
45
винта будет зависеть только от величины подводимой мощности.
Сочетание различных по величине углов, мощностей и внешних
условий приводит к получению различных режимов работы винта.
Различают следующие режимы работы воздушного винта.
Геликоптерный режим характеризуется тем, что скорость пото-
ка, набегающего вдоль оси .винта, равна нулю (винт работает «на
месте»). Винт дает положительную тягу и получает мощность от
двигателя. Углы атаки лопасти имеют максимальное значение, по-
этому тяга винта и поглощаемая им мощность также максимальны.
К- п. д. винта вследствие равенства нулю скорости полета равен
нулю. Тяга направлена «по полету», момент сопротивления — про-
тив направления вращения (рис. 35, а).
Пропеллерный режим — основной рабочий режим винта, при ко-
тором лопасть обтекается потоком с .положительными углами ата-
ки, создается положительная тяга, мощность на вращение винта
передается от двигателя (рис. 35, б). К- и. д. винта на пропеллер-
ном режиме имеет максимальное значение. Тяга направлена по
полету, момент сопротивления— против вращения.
Режим нулевой тяги характеризуется тем, что равнодействую-
щая всех аэродинамических сил винта находится в плоскости вра-
щения (рис. 35, в). Тяга винта равна нулю, хотя на вращение винта
затрачивается небольшая мощность двигателя. К- п. д. винта вслед-
ствие равенства нулю тяги равен нулю, лопасти работают с неболь-
шим отрицательным углом атаки а=—2ч—4° *.
Режим торможения. На этом режиме равнодействующая аэроди-
намических сил винта направлена так, что тяга действует в сторону,
противоположную полету самолета, хотя мощность на вращение
Здесь п далее величины углов атаки указаны ориентировочно.
46
винта передается от двигателя (рис. 35, г). Углы атаки лопасти
отрицательные (а=—4------6°), отрицательная тяга небольшая.
Режим авторотации характеризуется тем, что равнодействую-
щая всех аэродинамических сил направлена по оси вращения винта
в сторону, противоположную полету. Окружной силы Л7 в этом
случае нет. Это значит, что винт не потребляет мощности и сам ее
не передает (рис. 35, д), т. е. винт и двигатель работают «сами на
себя»: винт вращается за счет энергии набегающего потока, мощ-
ность турбины расходуется только на вращение компрессора. Ло-
пасти работают с отрицательным углом атаки (а=—6----------8°),
отрицательная тяга небольшая.
Необходимо отметить, что на практике часто понятие авторота-
ции винта относят к режимам, характеризующимся большой отри-
цательной тягой силовой установки (например, в случае отказа
двигателя), имея в виду авторотацию не самого винта, а силовой
установки, т. е. винта с двигателем. Между тем эти понятия прин-
ципиально разные. Как будет показано ниже, в случае авторотации
силовой установки винт работает в режиме ветряка.
Режим ветряка. При больших отрицательных углах атаки
(а>—8°) винт развивает’значительную отрицательную тягу и вра-
щается за счет энергии набегающего потока (рис. 35, е). Момент
окружной силы лопасти совпадает с направлением вращения винта,
т. е. передается двигателю. При такой работе винт уподобляется
ветряному двигателю—ветряку, отчего и получил свое название
режим.
По величине отрицательная тяга на режиме ветряка может быть
не только соизмеримой с максимальной положительной тягой си-
ловой установки, но и превосходить ее. Это свойство силовых уста-
новок с ТВД, обусловленное большим тормозным моментом ТВД
и способностью винта преодолевать этот момент, вращаясь от пото-
ка, является важной особенностью этих установок. Отрицательная
тяга силовых установок с ПД и ТРД значительно меньше.
Режим флюгера. При неисправной работе двигателя или винта,
когда появляется опасность возникновения отрицательной тяги, или
в случаях, когда она уже появилась, лопасти винта автоматически
или вручную переводятся во флюгерное положение, а двигатель ав-
томатически выключается. Будучи развернутыми по полету
(рис. 35, ж), они создают незначительное сопротивление: на высоте
/7=8 км не более 100 кГ, у земли — 200—250 кГ.
9. РАБОТА ВИНТА С РЕГУЛЯТОРОМ
Воздушный винт АВ-68 работает совместно с регулятором Р68.
Центробежный механизм регулятора настроен на поддержание по-
стоянного числа оборотов винта— 1075 в минуту, что соответствует
оборотам двигателя — 12 300 в минуту.
Действие регулятора основано на том, что он, сохраняя постоян-
ными обороты, изменяет шаг винта и обеспечивает равенство рас-
47
Рис. 36. Работа винта с регулятором
Р-68:
а — режимы положительной мощно-
сти; б — режимы отрицательной мощ-
ности
полагаемых и потребных моментов на валу двигателя
Л1т=< + ЛТв.
При нарушении указанного равенства число оборотов винта от-
клоняется от заданного настройкой, и тогда регулятор увеличивает
или уменьшает шаг винта, приводя потребляемую винтом мощность
в соответствие с мощностью на валу двигателя. С увеличением уг-
ла установки растут угол атаки, мощность, потребляемая для при-
вода винта и тяга; с уменьшением угла установки мощность и тяга
винта уменьшаются. С ростом скорости угол атаки уменьшается, а
с уменьшением скорости растет. Таким образом, с ростом скорости
винт окажется «легким», а при уменьшении скорости — «тяжелым».
Рассмотрим на примере элементарного сечения лопасти работу
винта с регулятором при изменении внешних условий — скорости и
высоты полета (рис. 36).
На установившемся режиме на преодоление момента сопротив-
ления винта затрачивается крутящий момент двигателя: Л1В=Л4ДП.
При увеличении скорости полета от V] до Уг угол атаки сечения
лопасти уменьшится (а1<аг) и винт окажется «легким», так как
окружная сила AQ двигателя станет больше окружной силы ДТ/
винта (величина силы ДРа, а следовательно, силы ДР и ДТ зависят
от угла атаки а: чем больше этот угол, тем больше силы ДР, ДТ и
наоборот), поэтому число оборотов винта будет расти.
Сохраняя число оборотов винта постоянным, регулятор должен
восстановить прежний момент сопротивления за счет сохранения
постоянной величины силы ДТЬ т. е. он повернет лопасти на боль-
ший угол ровно настолько, чтобы в новом положении сила ДТ2 ста-
ла равной силе ДТi (см. рис. 36, а).
Наоборот, при уменьшении скорости угол атаки сечения лопас-
ти увеличится («2>ai), момент сопротивления винта превысит кру-
48
тящий момент двигателя и число оборотов винта уменьшится. Тогда
регулятор повернет лопасти на меньший установочный угол, при
котором момент сопротивления винта уменьшится до величины кру-
тящего момента двигателя и число оборотов восстановится.
С поднятием па высоту плотность атмосферного воздуха падает,
а так как сила ДТ зависит от плотности, то с подъемом на высоту
момент сопротивления винта Л1В будет уменьшаться пропорцио-
нально плотности.
Поскольку мощность двигателя до высоты ограничения остает-
ся постоянной, то с поднятием на высоту для сохранения равенства
между крутящими моментами двигателя и винта регулятор будет
поворачивать лопасти на большие установочные углы, увеличивая
тем самым силу ДТь
На высотах ограничения температуры газа мощность двигателя
падает медленнее, чем плотность окружающего воздуха, поэтому
угол установки будет продолжать расти.
На высотах выше 11 км угол установки лопастей винта при по-
стоянных внешних условиях будет оставаться постоянным, так как
мощности винта и двигателя .на этих высотах изменяются пропор-
ционально плотности окружающего воздуха.
При работе двигателя с отрицательной мощностью равенство
движущего и потребных моментов на валу ротора выглядит так:
Л1Г—7ИК=—/Ив
или
М7 -ф М в = Мк.
Из последнего равенства следует, что Л1Т<Л1К и винт не полу-
чает мощности от турбины. В этом случае источником мощности
будет винт, который работает в режиме ветряка и подводит к тур-
бине недостающую мощность. При п=const мощность винта как
ветряка зависит от скорости полета и отрицательного угла атаки
лопастей. Как это следует из аэродинамической характеристики
впита коэффициент мощности р, который в этом случае отрица-
тельный, растет с увеличением X и уменьшением <р. Следовательно,
чем больше отрицательная мощность на валу двигателя, тем боль-
шая дополнительная мощность требуется от винта и тем больше
должны быть уменьшены углы установки лопастей. По мере умень-
шения установочного угла, сопровождающегося увеличением отри-
цательных углов атаки лопастей, отрицательная тяга винта будет
твеличиваться, так как при этом увеличивается отрицательная ве-
личина коэффициента тяги. Винт и регулятор работают в этом слу-
чае следующим образом.
Как только мощность турбины станет меньше потребной мощ-
ности компрессора, число оборотов двигателя, а следовательно, и
винта будет падать. Регулятор начнет уменьшать установочный
угол лопастей до тех пор, пока не образуется такой отрицательный
угол атаки, при котором момент, извлекаемый винтом из набегаю-
щего потока, уравновесит тормозной момент двигателя и число
49
оборотов будет восстановлено1. При уменьшении скорости
(рис. 36, б) отрицательный угол атаки уменьшится, поэтому сила
&Ra, а следовательно, и сила А? также уменьшатся. Момент вин-
та 2АГг станет меньше потребного момента двигателя Л1ДВ, в ре-
зультате чего число оборотов начнет падать. Регулятор облегчит
винт, т. е. увеличит отрицательный угол атаки до величины, при
которой моменты винта и двигателя уравняются. При увеличении
скорости регулятор поддерживает постоянство крутящих моментов,
увеличением угла установки лопастей винта.
10. СОВМЕСТНАЯ РАБОТА ВИНТА И ТУРБОВИНТОВОГО
ДВИГАТЕЛЯ
Характеристики работы «на месте». Взаимосвязь винта и дви-
гателя осуществляется посредством изменения числа оборотов и
угла установки лопастей винта
При работе на месте (V=V>) на режиме земного малого газа
регулятор оборотов Р68 выключен из работы, число оборотов
10 400 в минуту поддерживается регулятором оборотов малого га-
за, который включен в командно-топливный агрегат КТА-5Ф. Регу-
лятор малого газа воздействует на подачу топлива, а лопасти стоят
на упоре <pmin (угол запуска).
При увеличении подачи топлива мощность двигателя сначала
растет за счет увеличения числа оборотов при постоянном угле
установки лопастей <рпип- На режиме 20—22° УПРТ, что соответст-
вует расходу топлива 500—550 кг/ч, число оборотов увеличивается
до 12 300 в минуту, затем включается в работу регулятор оборотов
Р68, с помощью которого лопасти снимаются с упора (prrun и перево-
дятся на большие углы. При дальнейшем увеличении расхода топ-
лива мощность двигателя продолжает расти, но уже при постоян-
ном числе оборотов (12 300) и увеличивающемся угле установки
лопастей. На взлетном режиме установочный угол вин4а приблизи-
тельно равен 24—26°.
Тяга винта при работе на месте максимальна, характер ее из-
менения в зависимости от режима работы двигателя (положение
РУД по УПРТ) показан на рис. 37.
При уменьшении расхода топлива углы установки и тяга винта
уменьшаются, при 20—22° УПРТ лопасти подойдут к промежуточ-
ному упору. Для дальнейшего уменьшения режима необходимо
промежуточный упор выключить, так как в противном случае ло-
пасти останутся на этом упоре, а регулятор малого газа будет
поддерживать число оборотов малого газа при затяжеленном вин-
те, что приведет к увеличению подачи топлива, росту температуры
газа выше нормы и помпажу двигателя.
1 Ниже будет показано, что число оборотов 12 300 в минуту может быть по-
лучено только при определенных скоростях полета.
50
Рис. 37. Тяга винта при работе
«на месте»
Характеристики винта при руле-
нии. Как следует из рис. 37 при рабо-
те двигателя на режимах 0—20—22°
по УПРТ, когда лопасти находятся на
минимальном шаге (фтт=0), тяга
винта практически не меняется с уве-
личением числа оборотов вплоть до
выхода на обороты настройки регуля-
тора Р68. Однако в момент загрузки
винта, когда лопасти переходят на
большие углы, тяга резко увеличивает-
ся до 1300 кГ. При допусках на расход
топлива (±25 кг/ч) загрузка левых и
правых винтов даже при одновремен-
ной даче РУД будет происходить не
одновременно, т. е. появится значи-
тельная асимметрия тяги. Этим можно
объяснить наблюдаемое рыскание са-
молета при рулении в момент увели-
чения мощности двигателей.
Следует указать, что в процессе ру-
ления при переводе РУД на 0° УПРТ лопасти винта проходят угол
промежуточного упора и если промежуточный упор не выключить,
то, во-первых, тяга не уменьшится, а во-вторых, увеличится темпе-
ратура газа и возможен помпаж двигателя.
По этой причине лопасти винтов на рулении необходимо сни-
мать с промежуточных упоров.
Характеристика винта в полете. Тяга, развиваемая винтом в
полете, зависит от подводимой к нему мощности и внешних условий.
На графиках рис. 38 показаны зависимости полной тяги одного дви-
гателя от скорости полета для разных режимов работы двигателя
на высотах Д=0, 4 и 8 км. Как следует из графиков, при работе
двигателя с большими расходами топлива (GT>500 кг]ч) при неиз-
менной установке РУД по УПРТ тяга с уменьшением скорости по-
лета растет, достигая наибольшего значения при V=0. Напротив,
при малой подаче топлива с уменьшением скорости наблюдается
уменьшение тяги и переход ее в отрицательную область. Уменьше-
ние тяги на малых скоростях идет настолько круто, что даже не-
большое изменение скорости может вызвать очень резкое увеличе-
ние отрицательной тяги.
Выясним причины такого изменения тяги винта на малых режи-
мах работы двигателя.
На рис. 39 показана зависимость мощности винта на режиме
ветряка от скорости полета для разных углов установки лопастей
(«=<1075 об/мин). Линия 1—1 на этом графике соответствует мощ-
ности холодной прокрутки двигателя (GT=0) при числе оборотов
12 300 в минуту. Согласно рисунку, получение числа оборотов са-
мовращения 12 300 в минуту в случае выключенного двигателя воз-
51
можно при скоростях полета 440 км/ч или более, при меньших ско-
ростях энергии воздушного потока недостаточно при любом угле
установки лопастей винта.
Если скорость полета уменьшается, то регулятор оборотов
уменьшает угол установки лопастей. При скорости 440 км/ч он бу-
дет равен приблизительно 14°, 5 и, как видно из рис. 39, только на
этой скорости и только при данном значении угла установки винт
способен выдавать мощность, необходимую для получения оборотов
самовращения 12 300 об/мин.
На режимах с малой подачей топлива от винта потребуется
меньшая мощность, так как в этом случае отрицательная мощность
52
Рис. 38. Тяговые харак-
теристики силовой уста-
новки:
а — Н=0, <са; б — Н=
— 4 км, /сл; в — Н—
=8 км, /са‘. г — макси-
мальный режим; д — но-
минальный режим
/~'ca-io° : 2 —*СА,
s~ 'са+20° СА+го°:
Н=3000м Н-7П00М Н=1000м н=о
53
Рис. 39. Мощность винта
на режиме ветряка, Н=0,
(ел, пв = 1075 об)мин
двигателя меньше, чем при GT=0. Поэтому
энергии воздушного потока будет достаточ-
но для получения оборотов 12 300 в минуту
при меньших скоростях полета.
Возвращаясь к рис. 39, можно заметить,
что при скорости менее 440 км/ч распола-
гаемая мощность винта становится меньше,
чем это требуется двигателю, и число обо-
ротов падает. Реагируя на уменьшение обо-
ротов, регулятор облегчит винт, т. е. умень-
шит угол установки, но это приведет к
дальнейшему падению располагаемой мощ-
ности винта, а следовательно, числа оборо-
тов и т. д.
Описанный процесс уменьшения уста-
новочного угла будет происходить до тех
пор, пока лопасти не встанут на промежу-
точный упор <р=12°, а если он выключен,
то на упор <pmin=0 (оба угла указаны на радиусе 1,6 м). При этом
угол установки лопастей винта и тяга уменьшаются очень быстро
(скорость перестановки лопастей на малый шаг составляет в этом
случае 13,5 град!сек), так что лопасти практически на одной и той
же скорости V=440 км/ч подойдут к упорам (<р= 12° или 0°).
Аналогичный процесс уменьшения шага наблюдается и на рабо-
тающем двигателе с малыми расходами топлива (0—16° УПРТ),
только начинается он при меньших скоростях и соответственно при
меньших углах установки лопастей винта.
Для исключения возможности появления в полете большой от-
рицательной тяги двигатель и винт оборудованы рядом защитных
устройств. Одним из них является проходная защелка РУД. Поло-
жение ее обеспечивает такую величину минимального расхода топ-
лива, при которой исключается возможность перехода винта на
малый шаг на любой эксплуатационной высоте и скорости полета.
Другим защитным устройством является гидравлический промежу-
точный упор винта, который препятствует переходу лопастей на уг-
лы меньше 12°.
Регулирование угла установки лопастей винта. Неустойчивость,
вызванная переходом винта на малый шаг в зоне малых режимов
работы двигателя, связана с особенностью регулирования угла
установки лопастей винта регулятором Р68. Устойчивость регулиро-
вания определяется способностью регулятора возвращать винт к
равновесному режиму после какого-либо нарушения режима по
углу установки. При этом весьма существенным является характер
статических характеристик изменения потребного момента винта
и располагаемого момента двигателя в зависимости от угла уста-
новки лопастей винта, показанных на рис. 40.
Пз рисунка видно, что в положительной области потребная на
прокрутку винта мощность при неизменной скорости полета с уве-
54
л имением угла установки все время
растет, в отрицательной области —
сначала растет, а затем падает, прохо-
дя через максимум. Линия I на рисун-
ке соответствует положительной, а ли-
ния II—отрицательной мощности дви-
гателя («=12 300 об/мин). Равновес-
ным режимам работы соответствуют
точки пересечения этих линий с ли-
ниями мощностей винта. В положи-
тельной области каждая характеристи-
ка семейства мощностей винта пересе-
кается с характеристикой мощности
двигателя в одной точке, а в отрица-
тельной области — в двух. Легко пока-
зать, что регулирование угла установ-
ки лопастей в положительной области
всегда устойчивое. Действительно, ес-
Рис. 40. Зависимость распола-
гаемых и потребных моментов
ли на установившемся режиме, напри- двигателя от угла установки
мер в точке 1, произойдет небольшое •попастей винта (Vs> IT >-
увеличение установочного угла <pi/><pi,
то располагаемый момент двигателя
станет меньше потребного момента винта и в результате образо-
вавшегося избыточного крутящего момента (ДЛ1=Л1дв —Л4в<0)
число оборотов двигателя будет падать. Регулятор уменьшит уста-
новочный угол до прежней величины и равенство моментов вос-
становится. Напротив, при уменьшении установочного угла
(<p"<<Pi) появляется избыточный момент ДЛ1=Л1дв —Л1в>0 и обо-
роты двигателя будут расти. В этом случае регулятор затяжелит
винт, т. е. опять восстановит прежний угол ерь
Аналогичные рассуждения можно повторить и для точки 2, при-
надлежащей отрицательной ветви характеристики. Здесь, как и в
положительной области, при отклонении угла ф от первоначального
значения, например в направлении точек 2' и 2", регулятор будет
всякий раз восстанавливать прежний угол установки лопастей
винта.
Вблизи режима ф3 регулирование неустойчивое. В самом деле,
при малейшем увеличении установочного угла (фз">фз) возникает
избыточный момент AAI=\Allt— Л1дв>0 и число оборотов двигателя
будет расти. Восстанавливая число оборотов, регулятор начинает
поворачивать лопасти на больший угол. Однако обороты не вос-
станавливаются, а продолжают расти, так как с увеличением угла
увеличивается момент, развиваемый винтом. Поэтому регулятор
будет и дальше увеличивать установочный угол. Таким образом,
винт все больше и больше будет уходить от исходного режима.
С уменьшением установочного угла (фз/7<фз) под действием из-
быточного момента АЛ1=Л1В — Л1дв<0 обороты падают. Регулятор
уменьшит установочный угол, но и в этом случае обороты не вос-
55
станавлпваются, поскольку с уменьшением установочного угла рас-
полагаемый момент винта уменьшается. В результате лопасти будут
облегчаться до тех пор, пока не зафиксируются на промежуточном
упоре, а если промежуточный упор снят, то на (ртт=0.
Следовательно, на характеристике винта можно выделить зону
устойчивого, или прямого, и зону неустойчивого, или обратного,
регулирования угла установки лопастей винта. В зону прямого
регулирования входит вся положительная ветвь и правая часть от-
рицательной ветви характеристики, в зону обратного регулирования
входит левая часть отрицательной ветви характеристики.
Из описанных неустойчивых режимов по углу установки прак-
тическое значение имеет неустойчивый режим, сопровождающийся
уменьшением установочного угла. В полете он может возникнуть
на задросселированном двигателе при постепенном уменьшении
скорости полета. Так, при заходе на посадку, если установить РУД
за проходную защелку, то неустойчивый режим появится при ско-
рости по прибору 280—290 км/ч, в результате чего установочный
угол уменьшится до 12°, отрицательная тяга будет 2100 кГ.
При выключенном промежуточном упоре отрицательная тяга
будет 3200 кГ.
Из приведенных данных видно, что при работе двигателя с
положительной мощностью, начиная с режима полетного малого
газа, неустойчивой работы винта не может быть практически во
всем диапазоне эксплуатационных скоростей полета.
Таким образом, отрицательная тяга в результате выхода вин-
та на неустойчивый режим возникает в следующих случаях:
на режиме полетного малого газа— 150 км/ч\
на режиме 0° УПРТ в полете — 280—290 км/ч\
при выключенной подаче топлива (GT=0)—420—440 км/ч.
Экстренное снижение. При экстренном снижении для получения
максимальной вертикальной скорости снижения самолета РУД всех
двигателей устанавливают в положение 0° УПРТ (положение
ЗМГ). Встречный поток воздуха заставит винт вращаться со ско-
ростью 1075 об/мин, поэтому при переводе РУД на 0° УПРТ винт
останется под контролем регулятора Р68. При этом образуется
отрицательная тяга, величину которой можно определить по гра-
фикам рис. 38.
Предпосадочное планирование. Важным фактором, определяю-
щим длину посадочной дистанции, является величина тяги винтов
на режиме полетного малого газа.
Для сокращения посадочной дистанции самолета Ан-12 после
выравнивания рычаги управления двигателей устанавливают на
проходную защелку, в результате тяга винтов уменьшается до
140 кГ. В дальнейшем при уменьшении скорости тяга винтов будет
изменяться так, как это показано на рис. 41.
Мощность и тяга винта ТВД при неизменном положении РУД
не остаются постоянными с изменением температуры наружного
воздуха.
56
Согласно рис. 42, где показа-
на зависимость тяги винта от ско-
рости на режиме «стандартного»
ПМГ (16° УПРТ), при уменьше-
нии температуры наружного воз-
духа с 15° до — 60° С тяга винта
сначала уменьшается, а затем
становится отрицательной (в мо-
мент установки винта на проме-
жуточный упор при tB—60° С от-
рицательная тяга достигает вели-
чины 2600 кГ).
Уменьшение тяги и переход ее
в отрицательную область при низ-
ких температурах наружного воз-
духа происходит по следующим
причинам. С понижением темпе-
ратуры наружного воздуха плот-
ность его увеличивается, поэтому
увеличивается и мощность, необ-
ходимая для вращения компрес-
сора. Мощность турбины с пони-
жением tB растет в меньшей сте-
пени, чем мощность компрессора
ввиду снижения Тт. А так как
мощность турбины расходуется
Рис. 41. Изменение тяги
винта при посадке:
1—2 — изменение тяги при а =»
-=16° УПРТ; 2—3 — установка
РУД на 0 УПРТ; 4—5— снятие
винтов с упора
Рис. 42. Изменение тяги винта по ско-
рости на режиме 16° УПРТ (//=0):
1 — установка винта на промежуточный,
упор
на вращение компрессора и воз-
душного винта, то с понижением
tB часть мощности турбины, пере-
даваемой на воздушный винт, бу-
дет уменьшаться и может стать
отрицательной. В последнем случае винт работает в режиме вет-
ряка, и возникает отрицательная тяга, которая увеличивается с
понижением tB.
При высокой температуре (/П>25°С) мощность двигателя на
малых режимах также может стать отрицательной, только в этом
случае за счет уменьшения расхода топлива термокорректором.
Таким образом, с понижением и увеличением температура на-
ружного воздуха режим ПМГ нуждается в коррекции, причем как
при низких, так и при высоких температурах необходимо увеличи-
вать потребный расход топлива.
Положение РУД по УПРТ, соответствующее режиму ПМГ в
зависимости от температуры атмосферного воздуха на аэродроме-
посадки, приведено в табл. 5.
Если сравнить тягу, создаваемую винтом при положении РУД
16° УПРТ с тягой при 0 УПРТ, то видно, что при установке РУД на
О УПРТ создается торможение 1000—1250 кГ каждым винтом.
57
Таблица 5
Температура на-
ружного воздуха,
Ниже- -50 —31
50 -11 : -30
15--10 20-25
30 35 40
Положение РУД
по УПРТ, град .
28—32 24—28
18-22
16 18—20 21—22 23 24
Послепосадочный пробег. По мере снижения скорости на пробе-
ге углы установки лопастей винта уменьшаются, пока лопасти не
встанут на промежуточный упор, и с этого момента при дальней-
шем снижении скорости винт работает как винт фиксированного
шага. Таким образом, после того как лопасти встанут на промежу-
точный упор, углы атаки лопастей при уменьшении скорости будут
расти, поэтому тяга начнет увеличиваться. Регулятор оборотов не
может поддерживать число оборотов двигателя в этом случае по-
стоянным потому, что углы установки лопастей ограничены проме-
жуточным упором и дальше уменьшаться не могут. Угол промежу-
точного упора выбран таким, что лопасти достигают этого упора
после приземления самолета.
В начале пробега РУД крайних двигателей устанавливают за
проходную защелку в положение 0 УПРТ, после чего снимают с
упора сначала винты внутренних, а затем и внешних двигателей,
при этом происходит интенсивное торможение самолета благодаря
образованию отрицательной тяги 1500—1600 кГ каждым двигате-
лем. Отрицательная тяга во время пробега возникает в силу того,
что регулятор резко перекладывает лопасти, которые находились
перед этим на промежуточном упоре до минимального угла уста-
новки, в результате чего образуются отрицательные углы атаки
лопастей. По мере снижения скорости пробега уменьшаются отрица-
тельные углы атаки лопастей, поэтому уменьшается и отрицатель-
ная тяга. При У=/130—150 км/ч углы атаки лопастей станут поло-
жительными, обороты к этому времени установятся равными обо-
ротам земного малого газа (10 400 об)мин) и тяга будет небольшой
положительной.
Следует указать, что выключать промежуточные упоры можно
только после приземления, когда самолет устойчиво катится по
ВПП на колесах. Если снять винты с упора после выравнивания,
то появится отрицательная тяга 2700 кГ при ^н=|15°С и 5000 кГ
при tH——60° С, что может привести к ненормальной посадке. По-
этому снимать винты с промежуточных упоров на посадке вплоть
до приземления запрещается.
11. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА ПРИ ПРЕРВАННОМ ВЗЛЕТЕ
Винты используют в качестве тормоза и при прерванном взлете.
Для этого РУД симметрично работающих двигателей переводят в
58
режим торможения (0° УПРТ), а затем снимают промежуточные
упоры. Чем меньше интервал времени между этими операциями,
тем больше отрицательная тяга, а следовательно, короче дистанция
прерванного взлета. Важно отметить, что если на прерванном взле-
те после снятия винтов с упора выключить двигатели, т. е. умень-
шить расход топлива до нуля, то в первый момент отрицательная
тяга достигнет немного большей величины, чем при работе двига-
теля на режиме 0° по УПРТ. Однако обороты выключенного дви-
гателя резко падают и через 3—4 сек они будут меньше, чем оборо-
ты работающего двигателя. В результате отрицательная тяга так-
же резко уменьшится по сравнению с отрицательной тягой рабо-
тающего двигателя и общий эффект торможения будет значительно
слабее, а поэтому выигрыша в длине дистанции прерванного взлета
не будет.
12. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА ПРИ ОТКАЗАХ
СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ
Причиной отказа силовой установки могут быть механические
неисправности, неисправновти в системе подачи топлива, в системах
управления двигателем, винтом и т. п. Рассмотрим лишь те неис-
правности силовой установки, которые приводят к появлению отри-
цательной тяги. К числу таких неисправностей относится падение
мощности двигателя, частичный или полный отказ в подаче топли-
ва, самопроизвольное облегчение винта на работающем двигателе,
сложные (двойные, тройные) неисправности в системе управления
винтом и т. д. Но и при перечисленных неисправностях отрицатель-
ная тяга возникает не всегда, поскольку двигатель и винт обору-
дованы надежными системами защиты от отрицательной тяги.
Если двигатель работает на режиме 0,7 номинальной мощности
и выше (62±2° УПРТ), то при отказах, сопровождающихся паде-
нием мощности ниже 0,1 номинальной, лопасти винта автоматиче-
ски переводятся во флюгерное положение системой флюгирования
по крутящему моменту на валу винта. На режимах 40° УПРТ и
более подключена система флюгирования по отрицательной тяге,
которая автоматически срабатывает при уменьшении тяги до
— 12'00 кГ.
Наконец, если двигатель работает на режимах ав<40° УПРТ, то
при отказе двигателя лопасти винта могут быть переведены во
флюгерное положение пилотом вручную.
Неисправности в подаче топлива. При прекращении подачи топ-
лива в камеру сгорания мощность двигателя почти мгновенно (0,2—
0,5 сек) уменьшается до мощности холодной прокрутки. Винт, ло-
пасти которого находятся на рабочем угле, становится тяжелым, и
обороты его падают. Регулятор оборотов, стремясь поддержать
число оборотов винта постоянным, начнет перекладывать лопасти
на малый шаг.
Рабочие углы установки лопастей винта в полете находятся в
пределах 25—45°, поэтому весь процесс перекладки до промежу-
59
Рис. 43. Изменение тяги, числа оборотов, угла
установки лопастей винта после отказа двига-
теля (ав=20° УПРТ, У=270 км/ч, Н=0, /са);
----------промежуточный упор включен;
----------промежуточный упор выключен
точного упора протекает за 1—1,5 сел.
После отказа двигателя обороты плав-
но уменьшаются, если У<420—
440 км/ч, или остаются неизменными,
если V>420—440 км)ч. Поворачиваясь
быстро достигают отрицательных углов
Рис. 44. Изменение числа
оборотов самовращения
и отрицательной тяги в
зависимости от угла ус-
тановки лопастей винта
(Н=0)
на облегчение, лопасти
атаки, поэтому после от-
каза тяга винта резко падает и становится отрицательной.
На рис. 43 показано изменение тяги и других параметров дви-
гателя во времени после отказа в подаче топлива. Приблизительно
через 1—1,5 сек после отказа образуется максимум отрицательной
тяги, затем она несколько уменьшается. Объясняется это тем, что
лопасти становятся на промежуточный упор раньше, чем устанав-
ливаются обороты, поэтому винт развивает несколько большую от-
рицательную тягу.
Если промежуточный упор в момент отказа будет выключен (см.
на рис. 43 пунктирные линии), то лопасти будут повернуты регуля-
тором оборотов до минимального упора <pmin=0. В этом случае от-
рицательная тяга в первоначальный момент, пока число оборотов
двигателя не уменьшится до числа оборотов самовращения, будет
значительно больше, чем отрицательная тяга винта, за-фиксирован-
60
него на промежуточном упоре. В
зависимости от скорости число обо-
ротов самовращения устанавлива-
ется в течение 10—15 сек.
Установившиеся обороты само-
вращения и отрицательная тяга за-
висят от скорости полета и угла
установки лопастей винта.
Из рис. 44 видно, что для каж-
дой скорости полета существует
один и тот же угол установки лопа-
стей ~20°, при котором обороты
самовращения максимальны. Мак-
симальному значению тяги на каж-
дой скорости также соответствует
один и тот же угол установки, рав-
ный ~ 12°. Если набегающий поток
воздуха обеспечивает получение
оборотов самовращения двигателя
12 300 об1мил\, то винт будет нахо-
диться под контролем регулятора
оборотов. В этом случае лопасти
останутся на некотором угле, кото-
рый больше угла промежуточного
упора, но меньше рабочего угла.
Если набегающий поток не обес-
печивает получения оборотов
12 300 в минуту, то винт выходит
Рис. 45. Зависимость статической
тяги, угла установки лопастей внн-
та и числа оборотов самовраще-
ния от скорости и высоты
из-под контроля регулятора оборо-
тов и лопасти встанут на угол промежуточного упора <р=12°. Наи-
меньшая истинная скорость, при которой достигаются обороты
самовращения, равные оборотам настройки регулятора Р68, для
винта АВ-68И равна 420—440 км/ч. Как и положительная, отрица-
тельная тяга определяется по формуле
Р = арп2В\
где а — коэффициент сопротивления винта;
ns — обороты самовращения.
На рис. 45 дана зависимость установившихся оборотов самовра-
щения, статической (установившейся) тяги и угла установки ло-
пастей от скорости полета в результате прекращения подачи топли-
ва. Приведенную зависимость можно разбить на две зоны: зону
малых скоростей (420—440 км/ч) и зону больших скоростей (свы-
ше 440 км/ч).
В зоне малых скоростей лопасти винта при отказе двигателя
уходят на промежуточный упор и винт работает подобно винту фик-
сированного шага. С ростом (уменьшением) скорости в этой зоне
61
обороты увеличиваются (уменьшаются) при одновременном росте
(уменьшении) отрицательной тяги.
В зоне больших скоростей при отказе двигателя винт будет оста-
ваться под контролем регулятора на углах ф>12°. В этой зоне с
ростом (уменьшением) скорости угол установки увеличивается
(уменьшается), вектор силы ДР поворачивается в сторону плоско-
сти вращения винта — отрицательная тяга уменьшается. Макси-
мальная отрицательная тяга будет на границе зон при скорости
У=440 км)ч, когда при оборотах самовращения 1075 в минуту ло-
пасти встанут на промежуточный упор и образуется наибольший
отрицательный угол атаки.
У земли величина отрицательной тяги в этом случае в 1,5 раза
превышает значение тяги винта при работе двигателя со взлетной
мощностью.
С поднятием на высоту отрицательная тяга уменьшается ввиду
падения плотности воздуха. В зоне малых скоростей она умень-
шается пропорционально плотности, а в зоне больших скоростей —
по более сложной закономерности
Следует указать на одну особенность изменения статической тя-
ги винта при снятом (фо=О) и неснятом (ф=12°) промежуточном
упоре: статическая отрицательная тяга при снятом упоре в зоне
малых скоростей значительно меньше, чем при неснятом упоре.
Чтобы понять это, рассмотрим изменение коэффициента тяги
а и оборотов самоврйщения ns по скорости полета. 14з аэродинами-
ческой характеристики винта (см. рис. 33 и 34) следует, что при
прочих равных условиях отрицательная величина коэффициента а
растет с уменьшением угла установки лопастей винта. При ф = 0
отрицательный коэффициент больше, чем при ф= 12°. Однако обо-
роты самовращения, которые входят в формулу тяги во второй сте-
пени, на той же скорости будут больше при ф=12°, в результате
чего произведение «щ2 получается большим при ф=12°, т. е. когда
винт с упора не снят. Этим и объясняется, что в зоне малых ско-
ростей при ф=Л2° статическая отрицательная тяга на 500—2000 кГ
больше, чем при фо= 0 (Н=0).
Неисправности в системе управления винтом. Из анализа воз-
можных неисправностей в системе управления винтом следует, что
появление значительной отрицательной тяги возможно, как прави-
ло, лишь при двух или более одновременных неисправностях меха-
низмов винта. Но даже и в этом случае отрицательная тяга появ-
ляется не всегда, так как в винте предусмотрено дублирование
одних защитных устройств другими (см. описание конструкции
винта).
В табл. 6 перечислены возможные неисправности в системе уп-
равления винтом, которые могут привести к отрицательной тяге,
и действия защитных устройств винта АВ-68 серии 03.
Отказы по пунктам 1 и 4—9 непосредственно к возникновению
отрицательной тяги не приводят, поскольку в этом случае срабаты-
вают фиксаторы шага (МФШ и ЦФШ) и надежно фиксируют шаг
62
Продолжение табл.
64
Рис. 46. Изменение парамет-
ров силовой установки при
отказе регулятора оборотов
Р68ДТ (Я=0, /Н=27°С, V»
=318 км/ч)
при зависании золотника
винта на рабочем углу. После этого
винт может быть переведен во флюгер-
ное положение.
Отказы по пунктам 2 и 3 следует
рассмотреть более подробно, так как
они могут вызвать отрицательную тя-
гу. Рассмотрим отказ, связанный с за-
висанием золотника центробежного
механизма регулятора Р68 в положе-
нии, приводящем к облегчению винта
(зависание золотника в нижнем поло-
жении). Зависание золотника может
произойти при уменьшении числа обо-
ротов, например после дросселирова-
ния двигателя или от порыва ветра.
Скорость поворота лопастей на малый
шаг будет зависеть от разности между
числом оборотов настройки регулято-
ра (1075 об/мин) и числом оборотов в
момент их уменьшения, т. е. от величи-
ны отверстия во втулке, образовавшегося
в нижнем положении. При полностью открытом отверстии макси-
мальная скорость перестановки лопастей на малый шаг составляет
13,5 град/сек, если отверстие открыто несколько меньше, скорость
будет меньшей. На рис. 46 приведена осциллограмма имитации по-
добного отказа. Число оборотов двигателя после отказа увеличи-
вается, и, когда оно достигает 12 650—12 850 об/мин, в работу всту-
пает центробежный фиксатор шага (ЦФШ), который останавливает
дальнейшее уменьшение угла установки лопастей. Однако и после
этого число оборотов будет увеличиваться, потому что угол, на ко-
тором зафиксировались лопасти, в данном случае не соответствует
установленной подаче топлива. При возрастании числа оборотов
до 13 100 в минуту срабатывает ограничитель предельных оборо-
тов командно-топливного агрегата КТА-5Ф. Он уменьшает подачу
топлива до величины минимального расхода топлива в двигатель.
Происходит так называемая «срезка» подачи топлива. Число обо-
ротов ротора двигателя начинает уменьшаться до оборотов на-
стройки ограничителя (13 100 об/мин) и через 2—2,5 сек число
оборотов устанавливается на этом значении, что будет соответство-
вать новому равновесному состоянию. Силовая установка работает
при этом отказе устойчиво, однако развивает сравнительно боль-
шую отрицательную тягу. Признаком отказа может служить уве-
личение числа оборотов 13 100 в минуту (101,5%), уменьшение
давления топлива перед форсунками, падение давления масла в
измерителе крутящего момента до 2- 3 кГ/см?.
Следует указать, что система флюгирования при таком отказе
срабатывает нормально. Поэтому если двигатель работает на ре-
жиме 0,7 номинальной мощности или выше, то при отказе винт ав-
3—2896 65
тематически зафлюгируется системой взлетного автофлюгера, так
как при уменьшении расхода топлива мощность двигателя падает
ниже 0,1 номинальной. При работе двигателя на режимах 40<ав<
<60° по УПРТ винт также будет автоматически введен во флюгер-
ное положение от датчика системы автоматического флюгирования
по отрицательной тяге (— 1200 кГ). Наконец, если отказ происходит
на режимах ниже 40° по УПРТ, то необходимо перевести винт во
флюгерное положение вручную.
13. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА ПРИ ЗАПУСКЕ ДВИГАТЕЛЯ
В ПОЛЕТЕ
Кроме описанных выше случаев, отрицательная тяга в полете
возникает при запуске двигателя в воздухе во время вывода винта
из флюгерного положения. Вывод винта из флюгерного положения
производится с целью раскрутки ротора до оборотов начала вос-
пламенения смеси в камере сгорания (п=15—20%). В процессе
расфлюгирования лопасти проходят весь диапазон изменения углов
установки, причем на малых углах образуются большие отрица-
тельные углы атаки на лопастях и возникает отрицательная тяга.
Величина ее будет зависеть от фактической скорости и высоты по-
лета. С увеличением скорости и уменьшением высоты отрицатель-
ная тяга увеличивается. Наибольшей величины она достигает в
конце запуска, т. е. в момент, предшествующий выходу двигателя
на исходный режим, когда обороты двигателя растут в результате
появления мощности турбины, а лопасти еще продолжают оставать-
ся на упоре промежуточного угла (рис. 47).
На величину отрицательной тяги может существенно влиять ме-
тодика выполнения запуска. Пунктирными линиями на рисунке по-
казан запуск, при котором в отличие от запуска, показанного
сплошными линиями, расфлюгирование винта было более продол-
жительным — до 80% • В этом случае лопасти винта достигают про-
межуточного упора быстрее и так как время, в течение которого они
остаются на упоре, возрастает, то растет и отрицательная тяга, вы-
зывающая повышенное кренение и разворот самолета в сторону
запускаемого двигателя.
Поэтому для облегчения условий запуска двигателя в полете
необходимо своевременно прекращать расфлюгирование винта
(п=:15—20%), а затем производить подфлюгирование лопастей,
не допуская резкого нарастания числа оборотов. В этом случае
величину отрицательной тяги винта можно существенно уменьшить.
14. ХАРАКТЕРИСТИКИ ВИНТА ПРИ ФЛЮГИРОВАНИИ
Отрицательная тяга, если она возникает случайно, является не-
желательным и вредным явлением, поскольку создает значитель-
ные трудности в управлении самолетом. Поэтому двигатель и винт
66
Рис. 48. Характеристики сило-
вой установки при автоматиче-
ском флюгировании винта по
крутящему моменту (ав = 100°
УПРТ; Я=0; V=318 юи/ч)
Рис. 47. Изменение параметров сило-
вой установки при запуске двигателя
в полете:
а — 61 — нормальный вывод из флю-
гера; а — бг — затянувшийся вывод
из флюгера; б, — в,—выход двигате-
ля на заданный режим при устано-
вившемся горении в камере сгорания
оборудованы надежными системами защиты от отрицательной тя-
ги— автоматическими системами флюгирования винта.
На рис. 48 показано изменение основных параметров двигателя
при срабатывании автоматической системы флюгирования по кру-
тящему моменту (взлетный автофлюгер). Как видно из рисунка,
при срабатывании автоматической системы флюгирования отрица-
тельная тяга даже не успевает возникнуть, так как при падении
мощности до 0,1 номинальной включается автомат флюгирования
и лопасти со скоростью примерно 10—12 град)сек переходят во
флюгерное положение. Более того, в процессе флюгирования крат-
ковременно создается даже некоторая положительная тяга благо-
даря тому, что винт, используя энергию выбега ротора, вращается
некоторое время с большим числом оборотов при затяжеленных
лопастях. В дальнейшем по мере увеличения установочного угла
число оборотов винта уменьшается почти до нуля и винт создает
3*
67
Рис. 49. Характеристики силовой уста-
новки при автоматическом флюгирова-
нии винта системой по отрицательной
тяге (ап=42° УПРТ; Н--=0, V=320 км/ч)
незначительное сопротивление.
Время флюгирования винта
зависит в основном от исход-
ного угла установки лопастей
и в среднем не превышает 4—
6 сек.
Как видно, флюгирование
винта отказавшего двигателя
является во всех случаях не-
обходимым средством борьбы
с отрицательной тягой.
На рис. 49 показано изме-
нение параметров двигателя
при флюгировании лопастей
винта системой автоматическо-
го флюгирования по отрица-
тельной тяге (—1200 кГ). В
этом случае вначале кратко-
временно образуется отрица-
тельная тяга, однако она не
вызывает каких-либо затруд-
нений в пилотировании само-
летом.
15. ЗАЩИТНЫЕ УСТРОЙСТВА ВИНТА И ДВИГАТЕЛЯ
С целью защиты самолета от воздействия большой отрицатель
ной тяги винта, возникающей на некоторых режимах полета как
при исправной силовой установке, так и при отказах двигателя или
винта, в системы управления винтом и двигателем введен ряд за-
щитных устройств.
Системы флюгирования. Эти системы предназначены для авто-
матического или ручного ввода лопастей винта во флюгерное по-
ложение при различных неисправностях двигателя, винта и систем
управления.
Автоматическая система флюгирования по крутящему моменту
обеспечивает автоматический ввод лопастей винта во флюгерное
положение по команде от датчика в системе измерителя крутящего
момента на валу винта. Система включена на режимах от 0,7 но-
минальной мощности и выше и срабатывает при падении мощности
двигателя ниже 0,1 номинальной. Система обеспечивает автомати-
ческий ввод лопастей винта во флюгерное положение, если возни-
кает отрицательная тяга на валу винта больше— 1200 кГ.
Кроме перечисленных систем автоматического флюгирования
на двигателе имеются также системы принудительного ручного
флюгирования, которые срабатывают при нажатии пилотом кноп-
ки флюгирования или при открытии аварийных кранов гидрофлю-
гирования.
68
Промежуточный съемный упор. Это устройство винта препят-
ствует переходу лопастей на углы установки менее 12°, на которых
винт может создавать значительное сопротивление.
При выборе величины угла промежуточного упора исходят из
того, чтобы он не был слишком большим, хотя чем больше этот
угол, тем меньше отрицательная тяга. Но с другой стороны, на
режиме ПМГ при большом угле лопасти будут фиксироваться на
нем при большой скорости и по мере ее снижения число оборотов
двигателя будет уменьшаться. Но это нежелательно, так как в
случае ухода на второй круг для получения быстрого разгона дви-
гателя и максимальной тяги силовой установки число оборотов дви-
гателя нужно сохранить неизменным.
Промежуточный упор ограничивает увеличение (заброс) отри-
цательной тяги винта при отказе двигателя и при переходе его на
неустойчивый режим. Упор выполнен таким образом, что при уве-
личении шага лопасти не фиксируются на этом упоре, а при умень-
шении шага они автоматически фиксируются на промежуточном
углу. По желанию пилота лопасти могут принудительно сниматься
с промежуточного упора.
Проходная защелка выполнена на РУД и делает невозможным
случайное перемещение РУД в полете до положения 0° по УПРТ,
когда возникает большая отрицательная тяга. Положение проход-
ной защелки переменное, благодаря чему при посадке устанавли-
вается режим ПМГ в соответствии с атмосферными условиями на
аэродроме посадки.
Фиксаторы шага. Эти устройства служат для фиксации лопас-
тей на рабочем углу установки при возникновении неисправностей
в системе управления винтом (см. табл. 6).
Гидравлический фиксатор шага (ФШ) и механический фиксатор
шага (МФШ), работая совместно, автоматически фиксируют шаг
винта при падении давления масла в канале фиксатора шага или
при нарушении подачи масла от насоса регулятора к винту.
Центробежный фиксатор шага (ЦФШ) фиксирует шаг винта
при увеличении числа оборотов винта по какой-либо причине свы-
ше 1105 в минуту.
При срабатывании ФШ или МФШ винт становится винтом фик-
сированного шага, изменение числа оборотов и других параметров
винта будет подчиняться закономерностям работы винта фиксиро-
ванного шага: с увеличением скорости, высоты или мощности дви-
гателя число оборотов винта будет увеличиваться, а при уменьше-
нии скорости, высоты или мощности двигателя — уменьшаться.
Ограничитель предельных оборотов. Это устройство находится
в командно-топливном агрегате КТА-5Ф. Если обороты двигателя
по какой-либо причине возрастут выше 13 100 в минуту (101,5%),
то ограничитель автоматическим поворотом дроссельного крана
уменьшает подачу топлива (вплоть до величины минимального
расхода топлива в двигатель), предупреждая недопустимый рост
числа оборотов ротора двигателя.
69
ГЛАВА III
ВЗЛЕТ И ПОСАДКА
1. ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ
НА ХАРАКТЕРИСТИКИ ВЗЛЕТА
Под взлетом обычно принято понимать процесс движения са-
молета со старта до момента пересечения границы аэродрома.
Взлетная дистанция состоит из наземного участка — разбега и
воздушного участка до высоты 15-=-25 м при нормальном взлете
или дистанции продолженного взлета до высоты 10 м при отказе
одного двигателя.
При разбеге на самолет действуют следующие силы (рис. 50):
тяга двигателей Р, лобовое сопротивление Q, трение качения пнев-
матиков колес F, вес G, подъемная сила У, реакция колес N. Раз-
бег самолета является неустановившимся движением и происходит
под действием ускоряющей силы R=P— Q — F — избытка тяги си-
ловых установок. Величиной избытка тяги и определяется величина
ускорения самолета при разбеге. При взлете с бетонированной ВПП
максимальное ускорение достигается в начале разбега, а на грун-
товой полосе, где сила трения в начале разбега может быть доволь-
но значительной, максимальное ускорение достигается несколько
позднее. Основные взлетные характеристики можно с достаточной
для практики точностью определить по следующим приближенным
формулам.
Длина разбега
, _ (К>тр ± W7)2
Lv= 77Г
Скорость отрыва
—±6
вЗЛ
70
ре
Длина воздушного участка при одновременном разгоне и набо-
высоты А//
^"ВОЗД
^вЗЛ
Рср-- Qcp
У2наб-УоТр
2^
1-Д/7 ±ГС7ВОЗД.
Длина взлетной дистанции
Время разбега
^-В.Л---- ^-р Д'
возя*
V0Tp ± W
Р ср
^взл
g
Время полета от скорости отрыва до набора стандартной высо-
ты и разгона до скорости набора
4. _ 7-вОЗЛ
гВ03д--
• г ср
В приведенных формулах приняты следующие обозначения:
W — составляющая скорости ветра в направлении взлета, м/сек, берется
со знаком плюс при попутном ветре, и со знаком минус — при
встречном ветре;
РСр — среднее значение тяги силовых установок на разбеге, кГ, берется
при скорости 0,7 Готр, а на участке разгона — при средней ско-
рости;
= "7?'(т-----Ь/1— приведенный (с учетом силы сопротивления) коэффи-
\ Дер /
циент трення,
бвзл — взлетный вес, «Г;
0 — уклон наклона ВПП; берется со знаком плюс при разбеге под
уклон и со знаком минус при разбеге на уклон;
р — плотность воздуха, кг • сек^м*;
сиотр— коэффициент подъемной силы на отрыве при взлетной конфигура-
ции; берется с учетом обдувки крыла винтами, влияния земли и от-
клонения руля высоты вверх для балансировки;
S — площадь крыла, л2;
Qcp—среднее значение силы лобового сопротивления самолета на участке
разгона, кГ;
АН — изменение высоты полета при разгоне с набором, ж;
/р — время разбега, сек.
Анализируя приведенные формулы, можно проследить за влия-
нием различных факторов на взлетные характеристики самолета.
Основным средством уменьшения длины разбега является уве-
Р ср
личение энерговооруженности ------ и уменьшение скорости от-
^вЗл
рыва, причем последнее является очень существенным, поскольку
длина разбега прямо пропорциональна квадрату скорости отрыва.
В свою очередь скорость отрыва уменьшается при увеличении плот-
ности воздуха.
71
Влияние состояния взлетной полосы на длину разбега сказы-
вается через коэффициент трения f, причем сила трения при изве-
стном коэффициенте трения определяется зависимостью F=
=f(G — У). Длина разбега будет минимальной при взлете с поло-
сы, имеющей сухое бетонное (искусственное) покрытие с коэффи-
циентом трения f=0,02—0,04 (приведенный коэффициент трения
f/ = 0,06—0,08) при разбеге под уклон. На любых других видах по-
лос (грунтовых, заснеженных и т. in.) длина разбега больше. При
наличии уклона 0 ВПП имеется составляющая силы веса самолета,
которая ускоряет движение и сокращает длину разбега под уклон
или замедляет движение и удлиняет длину разбега на уклон.
Значительное влияние на длину разбега и взлетную дистанцию
оказывает наличие встречной или попутной составляющей скорости
ветра при взлете. При встречном ветре длина разбега и взлетная
дистанция существенно сокращаются, а при взлете с попутным вет-
ром увеличиваются. Поэтому взлет с попутным или попутным боко-
вым ветром производится только в исключительных случаях, когда
невозможен взлет в противоположном направлении. Влияние по-
путного ветра на взлетные данные самолета обычно для гарантии
увеличивают на 50%, а встречного — уменьшают на 50%.
Существенным образом изменяются взлетные характеристики
самолета с турбовинтовыми двигателями в зависимости от атмо-
сферных условий на аэродроме вылета. Связано это не только с
изменением подъемной силы крыла и скорости отрыва, но и с осо-
бенностями изменения располагаемой мощности и тяги силовых
установок. При повышенных температурах и пониженных давлениях
мощность турбовинтовых двигателей резко уменьшается (особенно
после температуры срезки топлива), что приводит к уменьшению
Рср
тяговооруженности самолета ------- и к заметному увеличению
Свзл
длины разбега и взлетной дистанции. И наоборот, при низких тем-
пературах наружного воздуха длины разбега и взлетная дистанция
уменьшаются.
В связи с этим принято взлетные характеристики всех самоле-
тов оценивать в определенных атмосферных условиях, которые при-
нимают за расчетные. К этим атмосферным условиям обычно при-
водят опытные данные по взлетным характеристикам. За расчетные
атмосферные условия принимается стандартное давление по СА и
средняя температура самого жаркого месяца в году, измеренная в
13 ч, увеличенная на 6°. Так, например, для центральных районов
европейской части СССР расчетными условиями для определения
взлетных характеристик являются давление 746 мм. рт. ст. и тем-
пература 27°С. За стандартные зимние условия принимаются дав-
ление 760 мм. рт. ст. и температура воздуха —5°С.
Некоторое влияние на длину разбега оказывает и регулировка
расхода топлива двигателей в пределах установленных допусков.
Отрегулированные по нижнему пределу расходы топлива двигате-
72
лей дают, естественно, пониженную тягу, что сказывается на длине
разбега, особенно при повышенных взлетных весах.
Для оценки степени пригодности самолетов к эксплуатации на
грунтовых аэродромах служат показатели проходимости самолета
по грунтам: минимальная условная прочность грунта amln стр, при
которой возможно страгивание самолета на взлетной тяге двига-
телей (условная прочность грунта, при которой глубина колеи,
оставляемая пневматиками колес при рулении, находится в нор-
мальных пределах).
Характеристики проходимости самолета зависят главным обра-
зом от энерговооруженности самолета, от нагрузки на опору (ко-
лесо) и от размеров пневматиков колес и давления в них. Очевид-
но, чем ниже прочность грунта, при которой оставляемая колея
охраняет нормированную глубину, тем выше показатели проходи-
мости самолета и тем короче нелетный период времени года.
2. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ НОРМАЛЬНОГО ВЗЛЕТА
Изменение направления .движения при рулении самолета до
старта обеспечивается тормозами основных колес и управляемой
передней стойкой, которая может поворачиваться от специального
штурвала на угол ±35°, обеспечивая радиус разворота 15 м. Руле-
ние при попутно-боковом ветре выше 15 м!сек рекомендуется вы-
полнять с застопоренным рулем направления во избежание полом-
ки тяги управления. При рулении по размокшему грунту, где
управляемая передняя стойка менее эффективна, для разворота
самолета целесообразно создавать асимметричную тягу двигателей.
На предварительном старте закрылки отклоняются на 25° при
взлете с грунтовой ВПП и на 15° (или иногда на 25°) при взлете
с ВПП с искусственным покрытием. Взлет, как правило, произво-
дится на взлетном режиме двигателей. При малых взлетных весах
(до 48 Т) допускается при взлете номинальный режим двигателей,
при этом взлетные характеристики будут примерно такими же, как
при взлете с нормальным взлетным весом 54 Т на взлетном режиме
двигателей.
Характерной особенностью самолета Ан-12 является то, что
конструкция шасси и фюзеляжа (приподнятая хвостовая часть)
позволяет полностью использовать несущие способности крыла с
отклоненными закрылками. Критический угол атаки крыла с за-
крылками, отклоненными на 15 и 25°, вблизи земли составляет
окр=17—18°, столько же, сколько составляет угол между плос-
костью земли при необжатой амортизации и хордой крыла. Это оз-
начает, что по условиям срыва потока и геометрии шасси безопас-
ный угол атаки крыла (с запасом 4—5°) при отрыве мог бы дости-
гать значений 12—13°. Однако для нормальной эксплуатации пре-
дусмотрены скорости отрыва, соответствующие углам атаки крыла
8—10° и значениям cVOTp=l,7—2,0 определенным из условия балан-
сировки самолета в случае отказа критического двигателя. Это
73
Рис. 51. Взлетная траекто-
рия самолета при взлетном
весе 54 Т
Рис. 52. Длина разбега, скорость
отрыва и взлетная дистанция при
взлете самолета в стандартных
атмосферных условиях на уровне
моря с бетонированной ВПП:
------ в3—25°;-----------Сз=15°
обстоятельство следует учитывать при эксплуатации самолета и не
уменьшать рекомендованные скорости отрыва.
После отрыва самолет, обладая большой энерговооруженно-
стью, переходит в набор высоты с одновременным разгоном скоро-
сти. Типичная траектория взлета и изменение скорости в процессе
взлета показаны на рис. 51.
Взлетные характеристики самолета с бетонированных ВПП в
стандартных условиях на уровне моря для разных взлетных весов
показаны на рис. 52. Увеличение взлетного веса на тонну увеличи-
вает длину разбега на 40—55 м. При установке двигателей АИ-20М
со взлетной мощностью 4250 э. л. с. длина разбега сокращается
примерно на 100 м по сравнению с приведенными на рисунке.
Взлет с убранными закрылками производить не рекомендуется,
гак как даже при предельно безопасном по геометрии шасси угле
атаки крыла (12°) величина коэффициента подъемной силы мала
(1,2), что приводит к увеличению скорости отрыва при взлетном
весе 61 Г до 290 км/ч по прибору и увеличению длины разбега до
1800 м, не говоря уже о чрезмерных нагрузках на колеса.
На рис. 53 приведена номограмма для определения длины раз-
бега при взлете с бетонированной ВПП с отклоненными закрылка-
ми на 25° при различных атмосферных условиях с корректировкой
на влияние ветра и уклон ВПП.
Порядок пользования этой номограммой покажем на следующем
примере. Определить длину разбега, если взлетный вес самолета—
58 Т, температура наружного воздуха — плюс 27°, высота аэродро-
ма— 500 м, наклон аэродрома — минус 1°, встречный ветер —
5 м/сек.
74
Рис. 53. Номограмма для определения длины разбега самолета по бето-
нированной ВПП (б3=25°; а0Тр=8°)
По номограмме находим, что длина разбега равна 1180 м. Если
на взлете закрылки отклонены на 15°, то полученные из номограм-
мы длины разбега следует увеличить на 10%.
Приборная скорость отрыва при закрылках, отклоненных на 15
или 25°, практически не зависит от атмосферных условий, так как
эффективность обдувки крыла меняется мало при изменении тем-
пературы и давления, встречающихся в практике эксплуатации са-
молета.
Необходимо подчеркнуть, что самолет Ан-12 предназначен для
базирования главным образом на грунтовых аэродромах, взлет с
которых имеет некоторые особенности. Из-за неровностей на грун-
товой ВПП во избежание тряски, продольной раскачки, зарывания
в грунт носовых колес и повышенных нагрузок на силовые узлы
необходимо разгрузку передней ноги шасси на разбеге производить
при скорости 120—180 км!ч в зависимости от состояния ВПП, что,
кроме того, способствует некоторому уменьшению длины разбега.
На рис. 54 показано, как покрытие ВПП влияет на длину разбега.
Нормированные характеристики проходимости самолета по
грунтовым ВПП при взлетных весах 54—61 Т достигаются на ВПП
с условной прочностью грунта не менее 8—9 кГ/см2, при этом глу-
бина оставляемой колесами колеи не превышает 7—8 см. При ус-
ловной прочности грунта 5—6 кГ1см2 или глубоком снеге (более
15 см) коэффициент трения настолько возрастает, что тяги двига-
телей уже недостаточно для получения приемлемой длины разбега
75
Рис. 54. Влияние покрытия ВПП
на длину разбега (63=25°);
1 — бетонированная ВПП; 2 — грунтовая
ВПП, 010 кг!см2, h колеи =0—2 см; 3 —
грунтовая ВПП, грунт супесчаный мало-
прочный; 4 — грунтовая ВПП, 0=7—
=9 кг!см2, супесь; 5 — грунтовая ВПП,
0=9 кг! см2, супесь; 6 — грунтовая ВПП,
сг= 10—12 кг!см2, суглинок; 7 — заснеженная
ВПП, толщина снега 5—15 см
и взлет с большими весами ста-
новится практически невозмож-
ным. На таких грунтах взлетный
вес должен быть уменьшен до
48—50 Т.
Некоторый эффект по улучше-
нию характеристик проходимости
по грунтам низкой прочности да-
ет снижение давления в пневма-
тиках колес до 4 ат. При таком
уровне давления обеспечивается
возможность взлета с полным
взлетным весом с грунтовых
ВПП, имеющих условную проч-
ность 6—7 кГ/см2, но при этом
увеличивается износ шин. Для
принятия решения о возможности
взлета с тем или иным весом при
данном состоянии грунтовой ВПП
следует предварительно прору-
лить и оценить оставленный коле-
сами след.
Эксплуатация самолетов Ан-12 на колесах с заснеженных ВПП
возможна, если глубина покрова не превышает 10 см, при этом,
естественно, длина разбега будет несколько больше, чем при взлете
с бетонированной ВПП в аналогичных атмосферных условиях.
На самолете предусмотрена возможность установки неубирае-
мого в полете лыжного шасси, что позволяет расширить географию
базирования самолета. При эксплуатации самолета с лыжным шас-
си характеристики взлета сильно зависят от глубины снега, его
плотности и температуры наружного воздуха. Для уменьшения
влияния последнего на длину разбега и обеспечения страгивания
самолета лыЖи подогреваются горячим воздухом, отбираемым от
двигателей.
Длина разбега по свежевыпавшему снегу толщиной 300—600 мм
при температуре 3—6° С с взлетным весом 61 Т составляет 1425 м
при скорости отрыва 240 км/ч по прибору.
3. ПОТРЕБНЫЕ ДЛИНЫ ВПП
Выше было отмечено, что потребная для взлета длина аэродро-
ма определяется взлетной дистанцией до достижения высоты 15-е-
-4-25 м при нормальном взлете и 10 м при продолженном взлете с
одним отказавшим двигателем. Длина разбега сама по себе не яв-
ляется определяющей при назначении потребной длины летной по-
лосы. К длине летной полосы предъявляется еще дополнительное
требование: возможность прекращения или продолжения взлета в
случае отказа двигателя в критической точке.
76
При рассмотрении взлета с отказом двигателя применяется сле-
дующая терминология.
Располагаемая длина летной полосы — сумма
длин взлетно-посадочной полосы и концевой полосы безопасности
(КПБ), в направлении которой производится взлет или посадка,
за вычетом -—100 м.
Дистанция прерванного взлета Дцмил— расстояние, пройденное
самолетом от начала разбега до полной остановки при прекраще-
нии взлета в случае отказа критического двигателя. При прекраще-
нии взлета используется концевая полоса безопасности.
Критический двигатель — это двигатель, отказ которого
вызывает наиболее неблагоприятные изменения в поведении само-
лета, управляемости и избытке тяги. У самолета Ан-12 критическим
двигателем является крайний правый.
Минимальная эволютивная скорость взлета
Уэв— минимальная установившаяся скорость взлета, на которой
самолет после отказа критического двигателя на взлете удержи-
вается отклонениями рулей с креном до 5°, при этом уход с курса
допускается не более чем на 20° без уменьшения тяги работающих
двигателей.
Безопасная скорость взлета Убез — это наименьшая
скорость полета, при которой допускается выполнение начального
набора высоты в случае продолжения взлета с отказавшим крити-
ческим двигателем. Безопасная скорость взлета должна превышать
Vmin во взлетной конфигурации на режиме малого газа (холостого
хода) или нулевой тяги силовых установок не менее чем на 15%
(для самолетов с четырьмя двигателями) и минимально-эволютив-
ную скорость не менее чем на 10%.
Безопасная скорость взлета должна быть достигнута либо на
земле, либо в непосредственной близости от земли (в пределах
высоты до 10 м) на расстоянии не далее конца КПБ.
Для самолета Ан-12 безопасная скорость определяется мини-
мальной эволютивной скоростью для малых взлетных весов, а для
больших взлетных весов — скоростью сваливания и равна 230—
260 км/ч по прибору.
Дистанция продолженного взлета Аюл— дистан-
ция, проходимая самолетом от начала разбега до набора высоты
10 м над уровнем ВПП с одновременным разгоном до безопасной
скорости взлета при отказавшем критическом двигателе.
Подъем передней стойки шасси Ук необходимо
производить при скорости не менее минимально-эволютивной. После
подъема передней стойки взлет при отказе двигателя необходимо
только продолжить. Уменьшать угол тангажа при взлете не реко-
мендуется. Подъем передней стойки необходимо начинать примерно
за 2 сек до отрыва с таким расчетом, чтобы после подъема произо-
шел отрыв самолета.
Критической скоростью взлета УКр называется
наибольшая скорость, при которой в случае отказа критического
77
Рис. 55. Дистанции прерван-
ного и продолженного взле-
тов в зависимости от скоро-
сти отказа Двигателя (63=
= 15):
1 — дистанция прерванного взле-
та; 2 — дистанция продолжен-
ного взлета до высоты 10 м;
-----°ВЗЛ=61 Т--------------
°взл=54 Т
двигателя возможно как безопасное прек-
ращение взлета в пределах располага-
емой длины летной полосы, так и
продолжение взлета в пределах рас-
полагаемой дистанции для продолженно-
го взлета.
Критическая скорость взлета больше
минимально-эволютивной и должна до-
стигаться при движении самолета по
земле.
Из определения критической скорости
взлета следует, что при отказе двигателя
при скорости, меньшей или равной кри-
тической, взлет необходимо прекратить, а
при отказе двигателя на скорости, боль-
шей критической, взлет необходимо, как
правило, продолжать. Если позволяет
длина полосы, то во всех случаях при от-
казе двигателя до отрыва взлет необхо-
димо прекратить. В каждом конкретном
случае пилот должен сам принять пра-
вильное решение в пределах ограничений. Для самолета Ан-12 кри-
тическая скорость равна 180 км/ч.
Решение о прекращении или продолжении взлета должно быть
принято быстро, не позднее, чем через три секунды после отказа
двигателя. Эту скорость иногда называют скоростью принятия
решения. При продолжении взлета отрыв самолета должен про-
изойти не менее чем за 50 м до конца ВПП.
Скорость отрыва — это скорость, при которой самолет от-
деляется от ВПП в конце разбега. Она должна быть не менее чем
на 10% больше скорости сваливания на режиме малого газа. Набор
высоты после отрыва следует производить с таким расчетом, чтобы
на высоте 10 м достигнуть скорости не менее безопасной.
Уборка шасси на малой скорости при взлете не рекомендуется
как с точки зрения безопасности взлета, так и уменьшения качест-
ва самолета при открытых створках шасси.
На рис. 55 приведены дистанции прерванного и продолженного
взлета в зависимости от скорости отказа двигателя. Как видно из
рисунка, с увеличением скорости отказа двигателя длина прерван-
ного взлета увеличивается, а длина продолженного взлета умень-
шается. При отказе двигателя на скорости отрыва 230 км!ч длина
прерванного взлета самолета с весом 61 Т составляет 2840 м, а
длина продолженного взлета до высоты 10 м — 2350 м.
Если дистанция прерванного взлета равна дистанции продол-
женного взлета до высоты 10 м, то получается так называемая сба-
лансированная взлетная дистанция. В этом случае прерванный и
продолженный взлеты совершаются в пределах летной полосы. Как
видно из рисунка, сбалансированные дистанции получаются при
78
отказе одного двигателя на скорости 193 км/ч для самолета со
взлетным весом 54 Т и на скорости примерно 210 км/ч со
взлетным весом 61 Т.
Специальными летными испытаниями доказана возможность
продолжения и прекращения взлета на сухой бетонированной ВПП
с прижатой передней стойкой при отказе критического четвертого
двигателя на скорости больше 140 км/ч по прибору с выдерживани-
ем направления движения в пределах стандартной ширины ВПП.
Потребные длины прерванного и продолженного взлета зави-
сят от взлетного веса самолета, скорости отказа двигателя, тем-
пературы и давления на аэродроме вылета. И наоборот, известным
располагаемым длинам летной полосы и дистанций продолженного
взлета в определенных атмосферных условиях соответствует один
определенный максимальный взлетный вес и критическая скорость
взлета, при которых обеспечивается безопасность взлета с учетом
возможного отказа одного двигателя.
Иными словами, взлетный вес самолета должен быть ограничен
аэродромными условиями с учетом всего комплекса факторов, свя-
занных с располагаемыми длинами для прерванного и продолжен-
ного взлета, величиной и направлением ветра, уклонами полосы,
температурой и давлением воздуха. Такие номограммы для опре-
деления взлетного веса приведены на рис. 56 и 57. Эти номограммы
позволяют решать обе поставленные задачи: прямую и обратную,
т. е. по данному взлетному весу, известным атмосферным условиям
и скорости принятия решения Vi определять потребные длины
разбега, прерванного и продолженного взлета и тем самым опреде-
лять потребную длину летной полосы и, наоборот, по располагае-
мым длинам разбега, прерванного и продолженного взлета при из-
вестных атмосферных условиях определять максимальный взлет-
ный вес и скорость принятия решения.
Возьмем для примера следующие условия: располагаемая дис-
танция прерванного взлета — 2400 м, располагаемая длина разбе-
га—1800 м, высота ВПП над уровнем моря — 660 м, уклон
ВПП — минус 1°, ветер встречный — 5 м/сек, температура наруж-
ного воздуха — плюс 22° С. По номограмме находим, что 0ВЗлтах=
= 59 Т, Vi = 218 км.
Следует напомнить, что в качестве допустимого взлетного веса
в заданных аэродромных условиях следует принимать наименьший
вес из определенных по дистанциям «7?» и «£>». Если аэродром име-
ет открытые подходы, то допустимый взлетный вес определяется
только расчетом по дистанции «Я».
Во всех случаях полученный взлетный вес должен быть сопос-
тавлен с взлетным весом, ограниченным по требованиям к скоро-
подъемности на начальном участке набора высоты (см. рис. 69),
после чего в качестве окончательного максимального допустимого
взлетного веса принимается наименьшее их значение.
Приведем определение некоторых величин, встречающихся на
рис. 56 и 57.
79
Рис. 56. Предельно допустимый взлетный вес самолета и скорость принятия
кого взлета (63= 15°, сухой
а—^номограмма для определения числа «£)»; б — номограмма для опреде-
Высота аэродрома, выраженное в метрах атмосферное
давление в соответствии с СА. Уклон ВПП, выраженный в про-
центах тангенс угла наклона ВПП-
Для справки на рис. 58 приведены аэродинамические поправки
приемника воздушного давления, полученные из взлетов и посадок.
4. ЗАХОД НА ПОСАДКУ
Как правило, полет по кругу совершается на высоте 400—500 м
над ВПП при скорости по прибору 350 км/ч. Шасси выпускается на
прямой между вторым и третьим разворотами.
После третьего разворота при скорости по прибору 320—
330 км/ч (в зависимости от посадочного веса) закрылки отклоняют-
ся на 15°, затем после четвертого разворота, выполняемого при ско-
рости 300—310 км/ч, до входа в глиссаду предпосадочного планиро-
вания на высоте не менее 200 м и скорости 280—290 км/ч закрылки
отклоняются полностью в посадочное положение. Подъем самолета
80
решения в зависимости от располагаемых взлетной дистанции и прерван-
бетон, двигатели АИ-20):
ления Свзл мах й i
при отклонении закрылков парируется соразмерным отклонением
штурвала от ёебя. В дальнейшем полете по глиссаде вплоть до са-
мой остановки самолета в конце пробега конфигурация самолета не
должна изменяться.
Корректировка движения самолета по глиссаде должна произво-
диться исключительно изменением мощности двигателей. Такой по-
этапный выпуск закрылков, завершаемый до входа в глиссаду, и
неизменная конфигурация самолета на глиссаде планирования поз-
воляют избежать вблизи земли резких и больших движений штур-
вала. Это обеспечивает более точное выдерживание самой глиссады,
чем значительно повышается безопасность полета при заходе на
посадку.
Выпуск закрылков на высоте не менее 200 м до входа в глисса-
ду обеспечивает безопасность полета в случае, если пилот не заме-
тит обледенения оперения. У него будет достаточно высоты для ис-
правления «клевка» путем уборки закрылков.
81
Рис. 57. Предельно допустимый взлетный вес самолета и скорость принятия
взлета (6з= 15°, сухой бетон,
а — номограмма для определения числа «7?»; б — номограмма для опреде
Существенным фактором безопасности полета является правиль-
ный выбор скорости установившегося планирования на глиссаде в
зависимости от посадочного веса, посадочного положения закрыл-
ков, атмосферных и аэродромных условий.
Скорости предпосадочного планирования должны удовлетворять
следующим критериям безопасности:
превышать не менее чем на 30% скорости сваливания, соответст-
вующие посадочной конфигурации и нулевой тяге силовых установок;
быть значительно меньше скоростей, при которых угол атаки на
оперении близок к критическому;
быть больше минимально эволютивной скорости по условиям
управляемости в посадочной конфигурации, равной для самолетов
без всережимного автофлюгера 220—230 км/ч по прибору.
Следовательно, скорости предпосадочного планирования должны
быть выбраны таким образом, чтобы они одновременно далеко от-
82
6)
решения в зависимости от располагаемых длины разбега и прерванного
двигатели АИ-20):
ления G взлмах и И
стояли от скоростей срыва потока на крыле в соответствующей по-
садочной конфигурации и оперении и обеспечивали возможность
посадки в случае отказа одного двигателя. Скорости предпосадоч-
ного планирования, удовлетворяющие поставленным условиям, при-
водятся в табл. 7.
Для малых посадочных весов определяющим при назначении
скорости планирования является минимально эволютивная скорость
по боковой управляемости. Поэтому ясно, что при использовании
всережимного автофлюгера можно будет одновременно несколько
уменьшить скорости планирования.
Вертикальные скорости снижения самолета в установившемся
предпосадочном планировании в зависимости от скорости по траек-
тории, конфигурации самолета и режима работы двигателей приве-
дены на рис. 59. Из графика видно, что на рекомендованных скоро-
стях планирования самолет может иметь вертикальные скорости
83
Рис. 58. Аэродинамиче-
ские поправки
Рис. 59. Вертикаль-
ные скорости сниже-
ния на режиме пред-
посадочного планиро-
вания (Gnoc=52 Т,
шасси выпушено,
ССвветп = 16 ):
/ —вг=45°.
б3=35”,
вз=45°,
вз=35”,
=45”, а
=45’;'
а= внут =
а пнут = Б0°’
“внут =50°-
“внут =16°!
внут -=30°; 4~
" “внут =160
74”;
2 —
3 —
вз=
вз-
снижения на полетном малом газе до 7—8 м/сек, а поэтому при за-
ходе на посадку по стандартной глиссаде с наклоном траектории
0—2,5—3° необходимо работающим двигателям (чаще внутренним)
устанавливать довольно большие значения УПРТ, достигающие в
некоторых случаях ав = 30—40°. Вертикальная скорость снижения
по таким глиссадам составляет 2,5—3 м/сек.
Потребная тяга силовых установок при полете по заданной глис-
саде может быть рассчитана по формуле
Р
* потр
Посадочный угол закрылков выбирается из условий одновремен-
ного обеспечения безопасных характеристик устойчивости и управ-
ляемости и приемлемой скоро-
подъемности в случае вынужден-
ного ухода на второй круг. С уче-
том этих факторов можно реко-
мендовать:
посадочное положение
крылков 35° для нормальной по-
садки;
посадочное положение
крылков 45° для посадки на аэро-
дромах с близким расположени-
ем препятствий или с ВПП огра-
ниченных размеров;
посадочное положение за-
крылков 25° для посадки с обле-
деневшим стабилизатором, если
нет уверенности в отсутствии
льда на стабилизаторе, а также для посадки с двумя отказавшими
двигателями и зафлюгированными винтами или с одной автороти-
рующей силовой установкой.
Таблица 7
гз °пес- т Иприб’ км/ч
<45 250
35 45-50 260
50-56 270
56-58 280
<45 260
25 45-50 270
>50 280
<45 280
0 45-50 300
>50 320
за-
за-
84
Посадочное положение 0° может быть применено только в ис-
ключительном случае, когда невозможно осуществить выпуск за-
крылков.
При применении закрылков, отклоненных на 45°, скорости плани-
рования должны быть уменьшены в среднем на 15 км/ч по сравне-
нию со скоростями, когда закрылки отклонены на 35°.
Горизонтальное расстояние, пролетаемое самолетом при заходе
на посадку на оборудованные радиотехническими средствами аэро-
дромы, не зависит от летных качеств самолета, а определяется це-
ликом принятой на данном аэродроме схемой захода на посадку и
наземным расположением радиоприводов. При посадке на необору-
дованные площадки могут быть использованы летные качества са-
молета и значительно сокращены дистанции захода на посадку.
При заходе на посадку на высокогорном аэродроме к началу вы-
равнивания необходимо уменьшить скорость планирования до сле-
дующих величин:
Gnoc, Т . 45—50 50-58
Упл, км/ч 230—240 250
Снижение скорости планирования упрощает посадку и значи-
тельно сокращает посадочную дистанцию, так как эффективность
торможения винтами на высокогорном аэродроме значительно
уменьшается.
5. ПОСАДКА
Под посадкой понимают процесс полета самолета в пределах
аэродрома с момента пересечения границы аэродрома до момента
полной остановки. Принимается, что на границе аэродрома само-
лет должен иметь высоту порядка 15 м над уровнем аэродрома.
Дистанция, проходимая самолетом при посадке от точки траек-
тории на высоте 15 м над уровнем ВПП до полной его остановки,
называется посадочной дистанцией. Очевидно, что потребная длина
аэродрома для благополучной посадки самолета определяется (с по-
ложенным запасом) величиной его посадочной дистанции.
Посадочная дистанция состоит из участков планирования, вы-
равнивания, выдерживания, составляющих вместе воздушный уча-
сток посадочной дистанции, и пробега — наземного участка поса-
дочной дистанции.
Длина пробега является расстоянием, пройденным самолетом от
точки касания ВПП до полной остановки.
Аналитически длина участков планирования, выравнивания
и выдерживания определяется приближенными формулами, кото-
рыми можно пользоваться при практических расчетах.
Длина участка планирования с углом 0п.ч от высоты Н до высо-
ты начала выравнивания /гВЫр
Г Н А,ыр
^-ПЛ д •
"пл
85
Длина участка выравнивания
^плбпл
^выр
g&ly
Длина участка выдерживания
V2 — V2
г ПЛ ПОС /-}
Ьвыд — —- - СГпоо
2g (Qcp + Рср)
где Упл — скорость установившегося планирования, м/сек-,
&пу — приращение перегрузки при выравнивании, обычно равно 0,10—
0,15;
Рср и QCp — средние значения силы тяги и сопротивления на участке выдер-
живания, кГ;
Gnoc — посадочный вес, кГ;
g — ускорение силы тяжести, м/сек-',
Упос — посадочная скорость, м/сек.
Посадочная скорость (скорость относительно воздуха в момент
приземления) определяется по формуле, аналогичной формуле для
определения скорости отрыва
Vnoc = l/
У Р'ЬС^ПОС
Значения коэффициента подъемной силы при посадке берутся
для посадочной конфигурации самолета на посадочном угле атаки
крыла с учетом влияния земли и отклоненного вверх для баланси-
ровки руля высоты.
Длину пробега можно определять по формуле, аналогичной по
своей структуре формуле для определения длины разбега
, _ (Упос ± wr____________
где 1У — составляющая ветра в направлении ВПП, м/сек,
6 — уклон ВПП, рад',
Рср — средняя тяга при пробеге (плюс в случае торможения, минус при нали-
чии тяги).
Влияние отдельных факторов (посадочной скорости, скорости
ветра, уклона аэродрома и пр.) на посадочные характеристики
самолета аналогично ранее рассмотренному их влиянию на взлет-
ные характеристики, поэтому здесь на них подробно останавливать-
ся не будем. Подчеркнем лишь, что решающее влияние на длину
пробега и посадочной дистанции оказывают значения скоростей
планирования и приземления и величина располагаемых средств
торможения. Влияние посадочного веса и угла отклонения закрыл-
ков сказывается в основном через посадочную скорость.
При одинаковых посадочных скоростях длина пробега незначи-
тельно зависит от положения закрылков в пределах 25—45°. Это
86
объясняется тем, что отклонение закрылков с одной стороны увели-
чивает лобовое сопротивление, что сокращает длину пробега, а с
другой стороны, вследствие более медленного падения подъемной
силы с уменьшением скорости, эффективность торможения колеса-
ми уменьшается. Действие этих факторов компенсирует друг друга.
Увеличение угла отклонения закрылков целесообразно только в
том случае, если оно сопровождается уменьшением скоростей пла-
нирования и посадки, что приводит к уменьшению посадочной ди-
станции.
Самолет Ан-12 требует сравнительно малых посадочных дистан-
ций, достигается это благодаря малым посадочным скоростям и ин-
тенсивным торможением воздушными винтами и тормозами колес.
Рекомендуемые посадочные скорости для самолета Ли-12 опреде-
ляются условиями срыва потока с крыла при отклоненных закрыл-
ках и с необходимым запасом соответствуют значениям угла атаки
крыла аПос=10—11°. При этом коэффициент подъемной силы
сг/пос = 1,85—2 при закрылках, отклоненных на 35°, и cVnoC =2—2,15
при закрылках, отклоненных на 45°.
Отклонением закрылков .на 45° можно получить более крутую
глиссаду планирования, примерно на 1°, и достичь угла планирова-
ния 0=—6°. Посадочная дистанция с закрылками, отклоненными
на 45°, меньше на 125 м, чем посадочная дистанция с закрылками,
отклоненными на 35°, при одинаковых скоростях планирования. При
уменьшении скоростей планирования на 20 км/ч посадочная дистан-
ция уменьшится примерно на 350 м.
Особенностью самолета Ан-12 при посадке является применяе-
мое в настоящее время на участке выдерживания торможение воз-
душными винтами внутренних двигателей для более быстрого гаше-
ния скорости от значения Упл до значения УПос и сокращения таким
образом длины участка выдерживания. Это несколько усложняет
технику пилотирования на посадке. Вызвана эта необходимость
большой разницей в скоростях планирования и посадки, особенно
значительной (свыше 50 юи/ч) при малых посадочных весах. Без
перевода режима внутренних двигателей на ав = 0 длина участка
выдерживания увеличивается на 300—500 м. При посадке с весом
более 50 т скорость полета к началу выравнивания устанавливается
260 км/ч и, следовательно, разница в скоростях планирования и
посадки незначительна и надобность в торможении винтами отпа-
дает.
После внедрения в эксплуатацию всережимного автофлюгера
скорости планирования будут приближены к посадочным и тогда
вообще отпадет надобность в торможении винтами на воздушном
участке посадочной дистанции.
Устанавливать РУД двигателей за проходную защелку на пла-
нировании с целью исправления перелета из-за большой «просад-
ки» опасно (см. гл. V).
Интенсивное торможение винтами с переводом РУД всех двига-
телей за проходную защелку и со снятием винтов с промежуточных
87
Рис. 60. Посадочная траекто- Рис. 61. Длина пробега, посадочная ско-
рия самолета при посадочном рость и посадочная дистанция в зависи-
весе 49 Т мости от посадочного веса
упоров применяется на пробеге сразу же после приземления, когда
оно особенно эффективно (средняя тормозящая тяга винтов Рср =
= 3,5—4 Т).
Другой особенностью самолета, связанной со спецификой тур-
бовинтовых двигателей, является необходимость установки РУД в
процессе планирования перед началом выравнивания в положение
полетного малого газа по специальной таблице в зависимости от
температуры и давления воздуха на аэродроме посадки. При таком
положении РУД силовые установки имеют близкую к нулю тягу,
одинаковую для всех атмосферных условий. В дальнейшем после
внедрения в эксплуатацию (одновременно с всережимным автофлю-
гером) автоматического регулятора полетного малого газа
(РПМГ), проходная защелка будет иметь постоянный упор, а тяга
в зависимости от атмосферных условий будет автоматически под-
держиваться близкой к нулю. Следует отметить, что уменьшение
полетного малого газа в стандартных условиях с ав=20° до ав=16°
привело к сокращению посадочной дистанции при закрылках, от-
клоненных на 35°, почти на 250 м.
Типовая траектория полета самолета Ан-12 при посадке показа-
на па рис. 60.
Наличие на самолете автомата торможения позволяет при необ-
ходимости эффективно использовать тормоза основных колес.
На рис. 61 и 62 показаны посадочные характеристики самолета
(длины пробега, посадочные скорости и посадочные дистанции) в
зависимости от его посадочного веса при разных положениях за-
88
крылков и разных атмосферных условиях при среднем торможении
пневматиками колес (/=.0,15—0,2). Из рис. 61 видно, что посадоч-
ные дистанции в среднем равны двум длинам пробега и что при по-
садке с убранными закрылками посадочные характеристики само-
лета сильно ухудшаются, так как даже при аПос= 12° и су п0С = 1,15
посадочная скорость увеличивается до 280 км/ч при весе 52 Т, а
длина пробега — до 1600 м, а потому такая посадка может выпол-
няться лишь в исключительных случаях.
Покажем пример пользования номограммой рис. 62 при следующих условиях:
бпос=58 Т, высота расположения аэродрома 500 м, /=25° С, уклон аэродрома
0= +1°, ветер встречный 5 м!сек. Как видно по номограмме, Lap= 1090 м.
Длины пробега на грунтовых аэродромах обычно несколько
больше, чем на бетонированных, в основном за счет менее интенсив-
ного торможения (для сохранения травяного покрова).
При посадке с одним и двумя отказавшими двигателями (с за-
флюгированными винтами) пробег самолета также несколько воз-
растает как за счет некоторого увеличения посадочной скорости, так
и за счет уменьшения эффективности торможения винтами. Поса-
дочная скорость в этих случаях определяется боковой управляе-
мостью и независимо от веса (<58 Т) равна 220—230 км/ч, а длина
пробега при отклоненных закрылках на 35° достигает значений
1400 м при одной зафлюгированной или авторотирующей силовой
установке и 1500—1600 м при двух зафлюгированных силовых ус-
тановках.
При посадке самолета на лыжах длина пробега сильно зависит
от состояния снежного покрова и при посадке на снег толщиной до
600 мм при весе 59 Т составляет всего 640 м.
89
ГЛАВА IV
НАБОР ВЫСОТЫ, ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ
И СНИЖЕНИЕ
1. УСЛОВИЯ УСТАНОВИВШЕГОСЯ НАБОРА ВЫСОТЫ
Схема сил, действующих на самолет при установившемся прямо-
линейном наборе высоты без крена и скольжения, приведена на
рис. 63.
Уравнения движения записываются в следующем виде:
P=Q4-Gsin6; (1)
K = Gcos0. (2)
Первое уравнение выражает условие постоянства скорости поле-
та по траектории, второе — условие прямолинейности полета. Учи-
тывая, что наклон траектории полета самолета Ан-12 при наборе
высоты небольшой (6 10е), можно с достаточной для практики
точностью определять скорость набора высоты из последнего урав-
нения, предположив, что Cos 0=1. Тогда
^наб-]/ (3)
Из формулы видно, что скорость набора высоты существенно за-
висит от полетного веса, угла атаки крыла (через величину су) йот
температуры и давления воздуха на высоте полета (через величи-
ну р).
Угол наклона траектории полета к горизонту в установившемся
наборе высоты определяется из уравнения
sin 8 = Р~~^ . (4)
Рис. 63. Схема сил, действующих на самолет при установившемся наборе
высоты
90
Умножив выражение (4) на скорость полета V по траектории,
получим формулу для определения вертикальной скорости набора
у G
PV Л7 QV лт
Учитывая, что —=7Vp и —==7Vn, получаем
(5)
где 7VP— располагаемая мощность силовых установок;
Nu — потребная мощность для горизонтального полета.
При наличии положительного избытка тяги (мощности) самолет
будет набирать высоту, при отрицательном избытке мощности само-
лет будет снижаться. Очевидно, что максимальная вертикальная
скорость Vj/max набора высоты достигается при максимальном из-
бытке мощности А.Утах> а максимальный угол набора высоты
©max—при максимальном избытке тяги. Уравнение (4) может быть
преобразовано с учетом уравнения (2) и принятого допущения
(Cos 0=1) в выражение
. 0 Р 1
sin0=------— ,
с к
где К — аэродинамическое качество самолета на режиме набора высоты.
Следовательно, угол наклона траектории полета самолета 0 при
установившемся наборе высоты зависит от располагаемой тяги си-
ловых установок, полетного веса и аэродинамического качества са-
молета, причем чем выше аэродинамическое качество самолета, тем
круче будет траектория набора высоты и положе траектория сни-
жения.
Вертикальные скорости Vy, угол наклона траектории полета к
горизонту являются основными характеристиками скороподъемно-
сти самолета. Из анализа формул (4) и (5) видно, что вертикаль-
ные скорости набора и углы наклона траектории должны сущест-
венно изменяться по высотам полета и зависеть от климатических
условий.
Барометрическая высота, на которой вертикальная скорость на-
бора высоты становится равной 0,5 м)сек, называется практическим
потолком самолета. Барометрическая высота, на которой верти-
кальная скорость набора высоты равна нулю, называется теорети-
ческим потолком самолета.
Значительный практический интерес, кроме названных характе-
ристик набора высоты, представляют так называемые барограммы
набора высоты — зависимости времени набора от высоты ГНаб =
=f(/7), которые получаются путем соответствующей обработки кри-
вых Vy=f(H). По кривым 7'Наб=^(//) определяют продолжитель-
ность достижения той или иной высоты при непрерывном ее наборе.
91
Рис, 64. Скороподъемность, время и скорость набора при четырех
работающих на номинальном режиме двигателях (?са; шасси и за-
крылки убраны)
2. ХАРАКТЕРИСТИКИ НОРМАЛЬНОГО НАБОРА ВЫСОТЫ
Основные характеристики установившегося набора высоты само-
лета Ан-12 в стандартных атмосферных условиях на номинальном
режиме работы двигателей для разных полетных весов приведены
на рис. 64. Здесь показаны характеристики набора высоты на режи-
ме максимальной скороподъемности, соответствующем, например,
скорости набора по траектории полета 370 км/ч для полетного веса
61 Г с уменьшением этой скорости после высоты 6000 м на 10 км/ч
на каждые 1000 м\ время набора высоты практического потолка
9000 м составляет 45 мин.
Однако из соображений безопасности полета в турбулентной
атмосфере для повышения запасов до сваливания в рейсовых поле-
тах рекомендуется набор высоты производить не строго на скоро-
сти, соответствующей максимальной скороподъемности, а на 20—
40 км/ч превосходящей ее без уменьшения после набора высоты
6000 м.
Так как максимум кривой Vv=f(Vna6) очень пологий (рис. 65),
то такое увеличение скорости набора приведет к незначительному
уменьшению вертикальных скоростей набора высоты и некоторому
уменьшению практического потолка. Но вследствие увеличения го
ризонтальной дальности при наборе высоты эшелона общая продол-
жительность полета может даже несколько уменьшиться, что яв-
ляется выгодным с точки зрения расхода топлива и себестоимости
тонно-километра. Набор высоты на режимах максимальной скоро-
92
Рис. 65. Изменение ско-
рости набора или сниже-
ния в зависимости от ско-
рости полета (шасси и
закрылки убраны; Я=0;
^сл)
подьемности обычно производят только в тех случаях, когда тре-
буется достигнуть наибольшей высоты за самое короткое время.
На характеристики скороподъемности самолета существенное
влияние оказывает давление и температура наружного воздуха, так
как изменяются характеристики мощности турбовинтового двигате-
ля, характеристики тяги винта и потребные для горизонтального
полета мощности. На рис. 66 приведены характеристики скороподъ-
емности для разных температурных условий. Из рисунка следует,
что при очень высоких температурах наружного воздуха (/са+30°)
вертикальные скорости уменьшаются вдвое при средних полетных
весах, а при весе 617 — почти втрое.
3. ХАРАКТЕРИСТИКИ СКОРОПОДЪЕМНОСТИ
С ОТКАЗАВШИМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
При отказе одного или двух двигателей в полете характеристики
скороподъемности самолета, естественно, ухудшаются. Ухудшение
происходит как за счет уменьшения располагаемой мощности сило-
вых установок (главным образом), так и за счет одновременного
уменьшения аэродинамического качества самолета вследствие от-
клонения рулей для балансировки самолета, сопротивления отка-
завших силовых установок и изменения обдувки крыла.
Рассмотрим характеристики набора высоты при отказе одного
и двух двигателей. Очевидно, что отказ одного двигателя наиболь-
шую опасность представляет на взлете.
Изменение характеристик скороподъемности при отказе одного
двигателя на взлете с закрылками, отклоненными на 25 или 15°, на
уровне моря в стандартных условиях показано на рис. 67 и 68. На-
иболее интенсивное уменьшение скороподъемности при отказе одно-
го двигателя наблюдается в нестандартных атмосферных условиях.
В связи с этим возникает необходимость в ограничении взлетно-
го веса по атмосферным условиям на аэродроме вылета (рис. 69).
При взятых с графика взлетных весах обеспечивается нормиро-
ванный угол наклона траектории полета на начальном участке на-
93
Рис. 66. Скороподъемность самолета и наивыгоднейшая
скорость набора в зависимости от высоты полета при раз-
личных температурах наружного воздуха
94
Рис. 67. Скороподъемность самолета
при трех работающих на взлетном
режиме двигателях. Винт неработаю-
щего двигателя зафлюгирован (63=
=25°; Я=0; /=15°):
-----шасси убрано;------------шас-
си выпущено-------------------*
Уц, м/сек
Рис. 68. Скороподъемность самолета
на режиме взлета при отказе одного
двигателя. Винт неработающего дви-
гателя зафлюгирован (63=15°, Я=0;
/=15° С):
------ шасси убрано;----------шас-
си выпущено
бора высоты (градиент набора), равный 3% (tg 0=0,03). Таким
образом, взлетный вес следует определять как наименьший из ве-
сов, удовлетворяющих располагаемой длине летной полосы и норми-
рованному наклону траектории полета в случае отказа одного дви-
гателя (т. е. по атмосферным условиям).
Уменьшение взлетного положения закрылков с 25 до 15° увели-
чивает скороподъемность самолета примерно на 1 м]сек и допусти-
мый взлетный вес в среднем почти на 5 Т. Естественно, что при этом
увеличивается длина потребной полосы.
Характеристики скороподъемности в крейсерской конфигурации
самолета на номинальном режиме работы двигателей и с зафлюги-
рованным винтом отказавшего двигателя в стандартных условиях
для разных полетных весов приведены на рис. 70 и 71, а в нестан-
дартных условиях (для условий проведения испытаний) — на
рис. 72. Из анализа этих графиков следует, что скорости, соответст-
вующие режиму максимальной скороподъемности, смещаются в
область меньших скоростей полета (320—350 kjh/ч) для полетных
весов 50—61 Т с уменьшением после высоты 5000 м на 10 км/ч на
каждые 1000 м.
Однако по вышеизложенным соображениям при необходимости
набора высоты на трех работающих двигателях рекомендуется вы-
держивать несколько большую скорость 340—360 км/ч, не уменьшая
ее после набора 5000 м. Следует отметить, что увеличение мощности
при наборе высоты до взлетной увеличивает скороподъемность са-
молета в среднем на 2 м1сек.
Самолет Ан-12 располагает достаточным запасом мощности си-
ловых установок, устойчивости и управляемости, чтобы обеспечить
95
Рис. 69. Ограничение взлетного веса в зависимости от температуры и давле-
ния воздуха на аэродроме вылета:
а, б — самолет с двигателями АИ-20; в, г — самолет с двигателями AII-20M
благополучное завершение полета в крайне редко встречающемся и
маловероятном неблагоприятном случае, когда одновременно с от-
казом одного двигателя происходит отказ автоматических и прину-
дительных средств флюгирования винта, вследствие чего силовая
установка будет продолжать авторотировать.
Характеристики скороподъемности самолета (рис. 73) таковы,
что экипаж располагает достаточным временем для принятия реше-
ния, выбора места посадки и благополучного завершения полета.
Из этих рисунков видно, что максимальная скороподъемность (ми-
нимальные скорости снижения) в полете с авторотирующим винтом
достигается при значительно меньших скоростях полета по траек-
тории, чем при стандартном наборе высоты на четырех работающих
двигателях. Снятие винта с упора значительно увеличивает скоро-
подъемность самолета.
При одновременном или последовательном отказе двух двигате-
лей наихудшие характеристики скороподъемности будут в случае,
когда отказавшие двигатели находятся на одной стороне полу-
крыла
96
Рис. 70. Скороподъем-
ность, время и скорость
набора при трех рабо-
тающих на номинальном
режиме двигателях. Винт
отказавшего двигателя
зафлюгирован; /са
Цтпх,^/^
Практические потолки самолета (при Vy=0,5 м/сек) для различ-
ных полетных весов и атмосферных условий на номинальном и
взлетном режиме работающих двигателей при зафлюгированных
винтах отказавших двигателей приведены па рис. 74, а характери-
стики скороподъемности — на рис. 75. Из графиков видно, что при
отказе двух двигателей располагаемого избытка мощности на номи-
нальном режиме достаточно для набора высоты при полетном весе
не выше 59 Т, а на взлетном режиме — при всех полетных весах,
включая 61 Т (увеличение мощности двигателей до взлетной увели-
чивает скороподъемность на 0,7—0,8 м/сек). Наивыгоднейшая ско-
рость набора высоты 320 км/ч.
В случае отказа двух двигателей на высоте порядка 8000 м са-
молет при полетном весе 61 Т на номинальном режиме работающих
двигателей, не ограниченном по продолжительности непрерывной
работы, совершая вынужденное снижение при скорости полета
320 км/ч, снизится на 3000—3500 м в течение часа, после чего воз-
можен полет без снижения на высоте теоретического потолка. При
дальнейшем облегчении самолета за счет выгоревшего топлива воз-
можен длительный горизонтальный полет на высоте практического
потолка. При необходимости может быть применен и взлетный ре-
жим в течение дозволенного времени непрерывной работы. Таким
образом, на самолете надежно обеспечено благополучное заверше-
ние полета в случае отказа двух двигателей в полете при всех взлет-
ных весах.
В заключение для удобства сравнения и быстрой оценки уровня
безопасности полета при определенном полетном весе на рис. 76,
приведен совмещенный график практических потолков полета на
номинальном режиме работы четырех, трех и двух двигателей в
стандартных атмосферных условиях.
4—2896
97
Рис. 71. Скороподъемность са-
молета у земли при трех рабо-
тающих на номинальном режи-
ме двигателях. Винт нерабо-
тающего двигателя зафлюги-
рован
Рис. 72. Скороподъемность и
скорость набора при трех рабо-
тающих на номинальном режи-
ме двигателях в нестандарт-
ных атмосферных условиях.
Винт неработающего двигателя
зафлюгирован; температура
у земли 37° С, по высотам —
выше стандартной на 19—
20° С
Рис. 73. Вертикальные скорости при трех работающих на номинальном режиме
двигателях (77=0 м; <са):
й — винт неработающего двигателя не зафлюгирован; б — винт неработающего
двигателя снят с упора
98
Рис. 74. Практические потолки
при полете с двумя отказавшими
двигателями:
-----------номинальный режим;
---------— максимальный режим
Рис. 75. Скороподъем-
ность самолета у земли
при двух работающих на
номинальном и взлетном
режимах двигателей
(винты неработающих
двигателей зафлюгирова-
ны)
Рис. 76. Практический по-
толок самолета в зависи-
мости от полетного веса
самолета. Режим работаю-
щих двигателей — номи-
нальный (винты отказавших
двигателей зафлюгирова-
ны):
1 — при двух работающих дви-
гателях; 2 — при трех работаю-
щих двигателях; 3 — при четы-
рех работающих двигателях
4. УСЛОВИЯ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ПОЛЕТА
Условие равновесия сил в установившемся прямолинейном гори-
зонтальном полете записывается в виде следующих равенств:
P=Q;
O=Y.
Следовательно, потребная для горизонтального полета тяга за-
висит от полетного веса самолета
Р =—
" К
где К — аэродинамическое качество самолета в крейсерском полете.
Скорость, потребная для горизонтального полета,
4*
99
Из формулы следует, что с увеличением полетного веса самоле-
та потребная скорость горизонтального полета при прочих равных
условиях увеличивается пропорционально корню квадратному из
веса самолета.
Зная потребную скорость горизонтального полета Vo на уровне
моря в стандартных условиях (р=0,125 касек/л?), можно опреде-
лить потребную истинную скорость горизонтального полета на лю-
бой высоте по формуле
Vn=-^, (6)
Уд
Д _ Рн
где — — — относительная плотность воздуха;
Ро
Рн И ро—плотность воздуха на высоте И и на уровне моря соответ-
ственно.
Скорость, которая в стандартных атмосферных условиях на
уровне моря создает одинаковый скоростной напор с заданной ис-
тинной скоростью, при полете в действительных атмосферных усло-
виях называется индикаторной скоростью. Очевидно, что в равен-
стве (6) скорость Vq является индикаторной для истинной скоро-
сти Vn.
Изменением коэффициента су (или соответствующего ему угла
атаки) можно получить весь диапазон скоростей горизонтального
полета.
При достижении сутах и критического угла атаки самолет до-
стигает минимальной скорости полета — скорости сваливания.
Расчет основных режимов (скоростей) горизонтального полета
обычно производится методом мощностей или тяг. Метод мощностей
основан на сравнении располагаемой мощности силовых установок
с потребными для горизонтального полета мощностями, рассчитан-
ными по формуле
7Vn=-^-.
п К-75
В качестве примера на рис. 77 и 78 приведены кривые распола-
гаемых и потребных мощностей горизонтального полета самолета
Ан-12 для полетных весов 40, 49 и 61 Т в условиях СА на высотах
0 и 8000 м на разных режимах работы всех двигателей от взлетного
(ав=<100°) до ПМГ (ав=16°) и ЗМГ (ав=0), а на рис. 79 приведе-
ны аналогичные кривые на взлетном режиме при взлетной конфи-
гурации самолета на уровне моря (77 = 0) в условиях С А.
5. ХАРАКТЕРНЫЕ ТОЧКИ КРИВЫХ ПОТРЕБНЫХ МОЩНОСТЕЙ
Кривые потребных мощностей имеют ряд характерных точек.
Скорость полета, соответствующая минимальной потребной мощно-
сти, называется экономической V3K (см. рис. 77). На этом режиме
достигается максимальная продолжительность полета. При убран-
100
Рис. 77. Располагае-
мые и потребные
мощности при четы-
рех работающих дви-
гателях (шасси и за-
крылки убраны; Н=
О м; /сл)
Рис. 78. Распола-
гаемые и потреб-
ные мощности при
четырех работаю-
щих двигателях
(шасси и закрылки
убраны; Н=
= 8000 м; /са)
гаемые мощности при четырех
работающих на взлетиом режи-
ме двигателях (б3=25°; Н=0м;
f=15°C):
-----шасси убрано; — —------
шасси выпущено
ных закрылках индикаторная экономическая скорость самолета
Ан-12 равна 280—330 км/ч в зависимости от полетного веса. Эти
скорости одновременно являются и минимально допустимыми, так
как они разделяют первый и второй режимы полета по потребной
мощности. Следует еще отметить, что на окончательный выбор ми-
нимально допустимой скорости горизонтального полета, как будет
показано в гл. V, решающее влияние оказывают условия управляе-
мости и запасы скорости до сваливания при полете в турбулентной
атмосфере (так называемые запасы по допустимым вертикальным
порывам ветра и по допустимым перегрузкам). С учетом всех этих
факторов не рекомендуется уменьшать скорость ниже экономиче-
ской.
Скорость Гцаив, соответствующая точке касания луча, проведен-
ного из начала координат, с кривой потребных мощностей, назы-
вается наивыгоднейшей. Полет на этой скорости происходит при
максимальном аэродинамическом качестве, следовательно, в этом
режиме должна достигаться наибольшая дальность. Однако в дей-
ствительности, вследствие влияния силовой установки (к. п. д. вин-
101
та и расход топлива в зависимости от скорости полета), макси-
мальная дальность полета достигается на несколько большей
скорости.
В точке пересечения кривой потребных мощностей с кривой рас-
полагаемой мощности на определенном режиме силовой установки
(Nd=Nv) получаем максимальную скорость полета. Скорости, соот-
ветствующие крейсерским режимам двигателя, разрешенным к при-
менению без ограничения по продолжительности непрерывной рабо-
ты и в составе общего ресурса, называются крейсерскими скоростя-
ми (они соответствуют режимам двигателя 0,6—0,85 номинального).
При скоростях, когда располагаемая мощность больше потреб-
ной мощности горизонтального полета, самолет обладает избытком
мощности ДМ>0, который может быть использован для набора
высоты. И наоборот, при скоростях, когда располагаемая мощность
меньше потребной для горизонтального полета, будет происходить
снижение самолета. Избыток мощности может быть использован не
только для набора высоты, но также и для разгона самолета в го-
ризонтальной плоскости, при выполнении виражей и т. д.
6. ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Диапазон скоростей горизонтального полета самолета Ан-12 со
средним полетным весом 49 Т при четырех, трех и двух работающих
двигателях (винты отказавших двигателей зафлюгированы) в усло-
виях СА показан на рис. 80. Там же нанесены существующие проч-
ностные ограничения по Vi max=660 км/ч и VT-n =610 км/ч и числу
М=0,7, а также кривая минимально допустимой скорости полета,
определенной по допустимому значению cv:cn. Из графиков следу-
ет, что располагаемый диапазон скоростей горизонтального полета
зависит от высоты полета и значительно сужается по мере прибли-
жения к практическому потолку.
В случае отказа одного и особенно двух двигателей располагае-
мый диапазон скоростей горизонтального полета значительно сокра-
щается за счет уменьшения максимальной скорости полета.
До высоты 5000—6000 м полетный вес самолета оказывает не-
значительное влияние на максимальную скорость полета при четы-
рех работающих двигателях. Однако при дальнейшем увеличении
высоты влияние полетного веса на максимальную скорость увели-
чивается, особенно в полете с одним отказавшим двигателем. Мак-
симальная скорость полета (650—670 км/ч) достигается на высотах
6000—8000 м На рис. 81 приведены аэродинамические поправки
и поправки на сжимаемость приемника воздушного давления са-
молета.
7. СНИЖЕНИЕ
Как было показано выше, во всех случаях полета, когда распо-
лагаемая тяга (или мощность) меньше потребной для горизонталь-
ного полета, будет иметь место снижение самолета или уменьшение
скорости.
102
Рис. 80. Диапазон скоростей самолета с весом 49 Г в горизонтальном поле-
те. Наивыгоднейшие скорости набора (винты отказавших двигателей за-
флюгированы) :
1—'минимально допустимая скорость; 2— скорость при отказе двух двигателей; 3
скорость при отказе одного двигателя; 4 — скорость при четырех работающих дви-
гателях
Различают несколько видов снижения
самолета Ан-12:
1) планирование при полетном малом
газе (ав=16°) на наивыгоднейшем режи-
ме снижения, соответствующем наимень-
шей вертикальной скорости снижения;
2) скоростное снижение (при скорос-
ти полета по траектории Рпр^590 км/ч)-,
3) экстренное снижение (ав=0,
^610 км/ч, М^0,7);
4) вынужденное снижение при отказе
одного или двух двигателей.
Применяются эти виды снижения в
зависимости от обстановки и поставлен-
ной цели.
Рис. 81. Аэродинамические
поправки и поправки на
сжимаемость приемника
воздушного давления
103
Режим снижения с минимальной вертикальной скоростью реко-
мендуется применять и при вынужденном снижении в случае отка-
за одного или двух двигателей в полете, при этом мощность рабо-
тающих двигателей следует доводить до номинальной.
На практике при снижении с высоты эшелона для сокращения
продолжительности снижения применяют так называемое скорост-
ное снижение, т. е. снижение на повышенной скорости по траектории
и повышенном режиме двигателей. Горизонтальная дальность поле-
та при таком виде снижения с высоты 10 000 м равна 275 км, а об-
щее время — 24 мин.
Горизонтальная дальность при снижении зависит от величины
составляющей ветра по направлению полета.
При попутном ветре дальность снижения увеличивается, при
встречном — уменьшается. Величина изменения дальности опреде-
ляется по формуле
U=Wt,
где IT—составляющая скорости ветра, м/сек-,
t — время снижения, сек.
Экстренное снижение производится при необходимости быстрой
потери высоты и выполняется на предельных режимах с соблюдени-
ем установленных для самолета эксплуатационных ограничений по
скорости (М^0,7; У<^610 км/ч). Для получения максимальной
вертикальной скорости снижения до 40 м/сек все двигатели работа-
ют в режиме ав = 0 (РУД 'всех двигателей устанавливают за про-
ходную защелку); угол наклона траектории при экстренном сниже-
нии достигает —15° (в то время как при нормальном снижении
©sC— 2 3°).
Время экстренного снижения до высоты 4000 м в зависимости
от исходной высоты полета приведено ниже:
Исходная высота, м . . 8000 7000
Время снижения, мин. сек 2 25 1.40
Время дальнейшего снижения до 2000 м равно 75—80 сек.
8. ДАЛЬНОСТЬ И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА
Дальность полета L зависит от располагаемого запаса топлива
GT пол на борту самолета и от среднего километрового расхода топ-
лива ?ср по маршруту полета.
Определяется она как сумма горизонтальных дальностей при
наборе высоты Днаб, снижении Lсн и дальности на участке горизон-
тального полета Lra
104
Продолжительность полета Т определяется как сумма времени,
затраченного на взлет Т’взл. набор высоты Т^ао, горизонтальный по-
лет Тг-п, снижение Тсн и на посадку 7'поС:
Т = тъзп + Т’иаб + Л.п + Тск -j-7 пос.
Количество топлива GTrn, расходуемого в горизонтальном поле-
те, определяется с учетом расхода топлива на других этапах полета
и аэронавигационного запаса
GT =Gt —Gt —Gt , — Gt —GT—GT _ — GT ,
г.п пол вэл наб сн кр анз нев
GT —количество заправленного топлива;
GT —расход топлива на опробование двигателей и взлет;
Gt — расход топлива при наборе высоты;
иаб
GT — расход топлива при снижении до высоты 500 м;
сн
GT —расход топлива при полете по кругу и посадке;
GT —обусловленный инструкциями аэронавигационный запас топлива;
GT — невырабатываемый остаток топлива.
Дальность горизонтального полета самолета при отсутствии вет-
ра определяется как
G,
9ср
Продолжительность горизонтального полета при отсутствии вет-
ра определяется по формуле
у- ___ Д'.П
7 г.п— .
Гер
где VCp — средняя крейсерская скорость.
Для наглядного представления о влиянии различных факторов
на дальность и продолжительность полета на горизонтальном уча-
стке рассмотрим приближенные формулы:
7'г.п=270/С----
CeGcpV кр
Чв^т
L^=27QK-^r~'
где 6Ср — средний полетный вес самолета;
К — аэродинамическое качество при крейсерской скорости;
Укр — крейсерская скорость полета;
т)в—коэффициент полезного действия винта при крейсерской скорости;
се — удельный расход топлива.
Из приведенных формул видно, что дальность и продолжитель-
ность полета тем больше, чем больше располагаемый запас топлива
105
Таблица 8
"сн, км Режим наибольшей скорости а - 16-20° по УПРТ в
м/сек Гпр. КМ 1ч т сн, мин * 2^ GT » тсн * кГ м/сек Knpi км/ч т сн» мин ^сн, КМ GT . тсн кГ
10 5 350 31,8 275 1000 10 350 25,8 175 650
9 5 460 28,5 235 910 9 380 24,1 160 615
8 5 500 25,1 200 820 8 400 22,3 140 580
7 5 540 21,8 160 720 7 410 20,3 120 540
6 5 540 18,5 120 610 6 420 17,9 100 500
4 10 540 11,8 50 400 10 460 11,8 50 380
2 10 540 8,5 20 300 10 500 8,5 20 290
на борту. Наибольшая дальность 'Полета возможна на режиме, при
котором достигается максимум выражения К—, т. е. на режи-
Се
ме, близком к режиму полета с максимальным аэродинамическим
качеством, но не совпадающим с ним, так как отношение — не-
сколько меняется по скорости. Учитывая, что с увеличением высоты
полета удельный расход топлива ТВД уменьшается, а к. п. д. винта
приближается к своему расчетному максимальному значению, даль-
ность полета на больших высотах больше, чем на малых. Поэтому
полет на максимальную дальность рекомендуется выполнять на
практическом потолке крейсерского режима работы двигателей.
Максимум продолжительности полета соответствует режиму, при
котором достигается максимум выражения . Так как отноше-
У
Т) „ „
ние — меняется по скорости, то режим максимальной продолжи-
сь
тельности не в точности соответствует экономической скорости.
Общая дальность полета самолета при отсутствии ветра до пол-
ного выгорания топлива называется технической дальностью само-
лета.
При снижении с высоты эшелона расход топлива, время, ско-
рость снижения, пройденный путь приведены в табл. 8.
На практике часто применяют термин «практическая дальность»
полета, подразумевая под этим расстояние, которое пролетит само-
лет при составляющей встречного ветра по маршруту 50 км/ч и с
аэронавигационным запасом (АНЗ) топлива на посадке. Для рас-
чета дальности при ветре необходимо знать расход топлива на ки-
лометр пути по отношению к земле
Яз
Чч
Уз ’
где 9ч —часовой расход топлива;
Уз — путевая скорость.
106
Рис. 82. Характеристики набора высоты:
набор высоты на режиме максимальной скороподъемности;
скоростной набор высоты
Тогда дальность горизонтального полета равна
Километровый расход топлива при наличии ветра определяется
по формуле
Чз=Ч^ v + Wa'
где — составляющая скорости ветра по направлению путевой скорости
полета
Расчет дальности полета должен вестись в общем случае по ве-
личине q3.
Для определения общей дальности и продолжительности полета
необходимо знание характеристик набора высоты, горизонтального
полета, снижения и всех других упомянутых выше величин. Путь,
который самолет проходит при наборе высоты на режиме макси-
мальной скороподъемности и скоростного набора, расход топлива и
время набора для разных полетных весов в условиях СА приведены
на рис. 82.
Аэронавигационный запас топлива обычно принимается равным
часовому расходу в конце горизонтального участка маршрута и со-
ставляет 1550—2400 кГ в зависимости от полетного веса самолета и
эшелона полета. Наземный расход топлива на пробу двигателей и
руление до старта (16 мин), составляющий обычно 450—500 кГ, во
взлетный вес самолета не входит и заправляется сверх расчетного
общего запаса на полет.
Невырабатываемый остаток топлива составляет менее 1 % от
максимального веса топлива, заправляемого в самолет (60—200 кГ
в зависимости от варианта самолета). При полете по кругу
107
Рис. 83. Относительный километровый
расход топлива в зависимости от числа
М полета самолета с двигателями АИ-20:
-----при четырех работающих двигателях;
-----при трех работающих двигателях
Рис. 84. Километровый расход
топлива самолета на режиме
максимальной дальности поле-
та (двигатели АИ-20)
перед посадкой в течение 8 мин расход топлива составляет
210—280 кГ.
Средний километровый расход топлива на участке горизонталь-
ного полета определяется по рис. 83 следующим образом.
1. Определяют средний полетный и средний приведенный веса
самолета
От
GC1) = GB31— От , —От , —-- г'л ;
СР в«л В3л Наб 2
G = G
П₽ Ср^н
где ро и рн — барометрическое давление у земли и на высоте эшелона соответ-
ственно
2. Находят число М по заданной истинной крейсерской ско-
рости
“и
где ан — скорость звука на заданной высоте эшелона.
108
3. По числу М и (?Пр находят приведенный километровый рас-
ход топлива дт-
4. Действительный средний километровый расход топлива в за-
данных условиях полета определяют по формуле
*7ср ^ср^т’
При расчете дальности полета на очень большие расстояния
(например, в полете с полным запасом топлива), в случае если по-
лет совершается «по потолкам», целесообразно участок горизон-
тального полета разделить на несколько этапов и для каждого из
них в отдельности определить средний полетный вес и соответ-
ствующий ему средний колиметровый расход топлива, а затем
сложить полученные дальности на каждом этапе.
Истинный минимальный километровый расход топлива в зависи-
мости от полетного веса самолета, рассчитанный по вышеприведен-
ной методике, показан на рис. 84.
Увеличение или уменьшение скорости полета в сравнении с по-
казанной на рис. 84 приводит к увеличению километрового расхода
топлива и, следовательно, к уменьшению дальности полета. Наивы-
годнейшая скорость полета на данной высоте меняется мало при
изменении полетного веса самолета. Из рисунка видно, что на кило-
метр пути при полете на высоте 10000 м при полетном весе само-
лета 45—53 Т расходуется 2,8—3,2 кГ топлива. Наивыгоднейшая
истинная скорость полета при этом равна 565 км/ч.
Продолжительность горизонтального полета определяется по
формуле
'Т' ^Т.П
гп~ V *
* ср
При определении общей продолжительности полета следует к
суммарному времени набора высоты, горизонтального полета и
снижения добавить еще время, затрачиваемое на взлет, ожида-
ние посадки и на выполнение маневра захода на посадку и
посадки.
Если на самолете установлены двигатели АИ-20М (которые
имеют лучшие удельные параметры по расходам), километровые
расходы топлива уменьшаются при прочих равных условиях на 5,5— Таблица 9
7,о /) и, следовaiельни, нич^и на столько же увеличится и дальность Полета. Высота, м Дальность, км
°взл = 54 Т °взл=61 т
Максимальная дальность полета самолета Ан-12 с двигателями 8000 АИ-20М при полной заправке топ- 9000 ливом 14,6 Т и АНЗ 1550 кГ при- ЮООО ведена в табл. 9. 3900 4090 4210 3560 3680
109
Рис. 85. Максимальная дальность полета самолета Ан-12 с двигателями
АИ-20. Полет производится по «потолкам» (Н=9-ь 10 км-, /сл)
При одинаковых условиях в полете с одним отказавшим двига-
телем и зафлюгированным винтом километровые расходы топлива
несколько меньше, чем в полете на четырех двигателях (см. рис. 83).
Однако если учесть, что в полете с одним отказавшим двигателем
существенно изменяются условия полета (самолет может продол-
жать полет на более низкой высоте и с меньшей скоростью), то
станет ясным, что общая дальность полета в лучшем случае может
лишь сохраниться равной той, на которую был рассчитан рейсовый
полет с четырьмя работающими двигателями. Если же полет про-
исходил на небольшой высоте, то дальность полета на трех двига-
телях будет на 5—15% больше в зависимости от исходной высоты
полета.
На рис. 85 приведена одна из основных характеристик самоле-
та: график груз-дальность, который обуславливает производитель-
ность самолета и его рентабельность в эксплуатации. Приведенные
дальности соответствуют полету «по потолкам» (на высотах 9000—
10 000 м) на режиме максимальной крейсерской мощности со сред-
ней крейсерской скоростью 550—565 км/ч и являются максималь-
ными дальностями полета с заданной коммерческой нагрузкой.
Следует отметить, что с помощью приведенных в этом разделе
графиков и таблиц могут быть решены различные задачи, постоян-
но возникающие при эксплуатации самолетов, связанные с необхо-
димостью расчета дальности и продолжительности полета (напри-
мер, радиус действия самолета на любой высоте с любой скоростью
полета в пределах допустимой).
Некоторое влияние на километровые расходы топлива, а следо-
вательно, и на общую дальность полета, оказывает температура
воздуха. При отклонении ее от СА на каждые 5° С дальность поле-
та меняется на 0,6—1,5%' в зависимости от высоты и скорости
полета.
С увеличением температуры воздуха дальность полета на за-
данной высоте увеличивается и, наоборот, при понижении темпе-
ратуры дальность полета уменьшается.
НО
9. ВЛИЯНИЕ РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НА ЛЕТНЫЕ
ДАННЫЕ САМОЛЕТА
При полете самолета в условиях обледенения воздухозаборники
двигателей и входные направляющие аппараты (ВНА) обогревают-
ся, для чего от двигателей отбирается часть мощности. Кроме того,
часть мощности теряется в связи с поступлением в двигатель пред-
варительно подогретого воздуха. Все это уменьшает скороподъем-
ность самолета на 0,6—1,0 м/сек и потолок на 700—500 м при изме-
нении веса самолета в пределах 61—45 Т. Время набора практиче-
ского потолка почти не меняется. Максимальная скорость полета
уменьшается на 10—15 км/ч, а километровый расход топлива уве-
личивается на 3%.
Если включен обогрев воздухозаборников двигателей, ВНА,
грузовой кабины, противообледенительной системы крыла, хвосто-
вого оперения и винтов, то скороподъемность самолета уменьшает-
ся на 1,5—2,2 м/сек, потолок на 1400—1300 м при изменении веса
в пределах 61—45 Т, а километровый расход топлива увеличивает-
ся на 4—7%.
При обогреве только грузовой кабины самолета километровый
расход топлива увеличивается на 1—2%, а при обогреве крыла,
хвостового оперения и винтов — на 2,3—4%.
Большое влияние на летные данные оказывает состояние внеш-
ней поверхности самолета. Так, введение окраски поверхности са-
молета перхлорвиниловыми эмалями уменьшило дальность полета
самолета почти на 4%.
Максимальная скорость уменьшилась на 13—15 км/ч по срав-
нению с неокрашенным самолетом. Летные данные конкретного
самолета зависят также от качества производственного выполне-
ния самолета.
На дальность полета некоторое влияние оказывает центровка
самолета. Максимальная дальность достигается при нулевом ба-
лансировочном положении руля высоты, что отвечает предельно
задней центровке.
Значительное влияние на летные данные самолета оказывает
регулировка двигателей по расходу топлива. Так, если расход топ-
лива по всем двигателям изме-
нить на ±100 кг/ч, то потолок са-
молета на номинальном режиме
изменится в пределах Н= ±400 м.
Изменение максимальной скорос-
ти полета при изменении расхода
топлива на Дбт = ±100 кг/ч при-
ведено в табл. 10.
Как видим, на меньших режи-
мах работы двигателей и на боль-
ших высотах полета изменения
максимальной скорости увеличи-
Таблица 10
Режим работы двигателей а в Высота, м
6000 8000 10 000
104 ±12
84 ±12 ±16 ±32 -44
72 ±15 ±20
61 ±20 ±34 —
111
ваются. В связи со столь значительным влиянием регулировки рас-
хода топлива на летные данные самолета установлен следующий
допуск на расход топлива:
На четыре двигателя .................. не более ±50 кг/ч
» один двигатель...................... » » ±25 »
Но даже если допуск на расход топлива находится в норме по
нижнему пределу (Д6Т=(—50 кг/ч), то при полете по потолкам
дальность полета уменьшается приблизительно на 2% 'по сравне-
нию с нормальной регулировкой (Д6т = 0). Это объясняется тем,
что самолет с регулировкой расхода топлива по нижнему пределу
летит несколько ниже, где, как было отмечено раньше, километро-
вый расход топлива больше. При полете на высотах значительно
ниже практического потолка регулировка двигателей по расходу
топлива не оказывает влияния на дальность полета.
Уменьшение нормы суммарного расхода топлива на 50 кг/ч
приводит к увеличению времени набора высоты 4000 м на 0,5 мин,
высоты 8000 м — на 1,2 мин, а высоты 9000 м — на 2 мин.
В связи с вышеизложенным разные варианты самолета могут
отличаться своими летными данными в среднем на следующие ве-
личины:
Максимальная скорость, км/ч............ ±15
Скороподъемность, м/сек.............. ±0,5
Практический потолок, м ............... ±300
Дальность, %.......................... ±2
Время набора высоты 8000 м, мин....... ±2,5
Летные данные самолета, оборудованного лыжным шасси (пли
при неубранных колесных шасси), значительно отличаются от дан-
ных самолета с убранными колесными шасси: так потолок самоле-
та уменьшается примерно на 1500 м, а километровый расход топ-
лива увеличивается на 15—30%. Как видно из рис. 86, минимальный
километровый расход топлива при полете с выпущенными колес-
ным или лыжным шасси практически одинаковый.
Максимальная дальность полета самолета Ан-12Б с лыжным
шасси при взлетном весе 61 Т, полной заправке топливом (14,6 Т) и
при средней высоте полета 7000 м равна 2570 км, что на 25%
меньше, чем при полете с убранным шасси.
Максимальная скорость полета при весе 54 Т на номинальном
режиме работы четырех и трех двигателей (винт неработающего
двигателя зафлюгирован) с выключенным обогревом воздухозабор-
ников и ВНА двигателей приведены в табл. 11.
В табл. 12 приведены характеристики набора практического по-
толка самолета с лыжным шасси на номинальном режиме работы
четырех и трех двигателей при взлетном весе 61 Т и температуре
наружного воздуха t = tcA— 15°.
Набор высоты как с убранным шасси, так и при неубирающем-
ся лыжном шасси рекомендуется производить на скорости пример-
но на 20 км/ч больше наивыгоднейшей.
112
Таблица 11
Высота, м КМ1“
4 двигателя 3 двигателя
2000 518
3000 530 452
4000 542 461
5 000 550 468
6000 556 473
7000 562 476
8000 560 —
Рис. 86. Относительные минимальные
километровые расходы топлива и
наивыгоднейшее число М полета для
самолета с двигателями АИ-20:
------шасси убрано;-----шасси вы-
пущено; -------— лыжное шасси
Таблица 12
Высота, м 4 1нигагеля 3 двигателя
а* х * 1/У’ м сек Г - нао» мин GT тнаЪ кГ ^наб» км у *наин> км/ч ^наб» км/ч V м<сек Тнаб» мин ^нанв» км/ч
0 370 7,4 0 350 350 4 0 340
1000 370 6,9 2,3 190 15 350 350 3,5 4,5 340
2000 370 6,45 4.8 350 30 350 350 3 9,5 340
3000 370 5,9 7,5 530 50 350 350 2,5 16 340
4000 370 5 1 10,5 730 70 350 350 2 23,5 340
5000 370 4,8 14 950 95 350 340 1,4 33,5 330
6000 370 3,3 18,5 1220 130 340 330 0,9 48 320
6800 — — — — — — 322 0,5 67 —
7000 360 2,35 24,4 1520 180 330 -— — —
8000 350 1,3 34 1930 260 320 — —. —
8700 343 0,5 44,8 2350 350 ‘— — — — —
Таблица 13
4 Высота, м Pacxoi топлива, кг Путь, км Время 1 снижения, 1 мин Высота, м Расход топлива, кг Путь, км Время снижения, мин
1000 40 10 1 6 000 410 100 15
2000 110 20 3 7 000 480 120 17
3000 190 40 6 8 000 520 140 20
4000 270 60 9 9000 520 140 20
5000 340 80 12 10 000 600 180 24
4*—2596 113
Характеристики снижения самолета с различных высот до высо-
ты 500 м. на режиме работы двигателей aG=16° при полете с вы-
пущенным шасси приведены в табл. 13.
Эту таблицу можно использовать и для расчета характеристик
снижения при полете с лыжным шасси.
ГЛАВА V
ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
1. ОСНОВНЫЕ ПОНЯТИЯ
В этой главе рассматриваются особенности движения и равно-
весия самолета вокруг продольной оси z, проходящей через центр
тяжести самолета и перпендикулярной плоскости симметрии само-
лета, и поступательное движение в вертикальной плоскости. Воз-
можность осуществления продольного движения без движения вок-
руг других осей объясняется симметрией самолета относительно
продольной плоскости. В этой плоскости на самолет действуют ста-
тический и вращательный моменты.
Статический момент — это момент, возникающий за счет изме-
нения угла атаки и отклонения руля высоты
Мг = {tnZo + т 2а -р qSbh = mzqSbk,
где mZ‘—коэффициент статического продольного момента;
q — скоростной напор;
Ьа — САХ крыла.
Вращательный момент (демпфирующий) —это момент, обра-
зующийся при вращении самолета из-за возникновения местных уг-
лов атаки (и, следовательно, дополнительных сил) в основном на
горизонтальном оперении
-г ?SVb2A - fSVbl .
Л1г=т2 -----—шг + /иг —— а,
где mzz— — 19,2 — коэффициент демпфирующего продольного момента, возника-
ющий при вращении самолета;
/п*=—6,7—коэффициент демпфирующего продольного момента, вызванный
запаздыванием скоса потока;
Wz — угловая скорость вращения самолета;
a — производная угла атаки.
При рассмотрении устойчивости самолета за исходный режим
принимается установившийся прямолинейный полет. Понятие устой-
чивости существует только для установившихся исходных режимов
и рассматривается при действии небольших возмущений.
Самолет называется устойчивым, если после прекращения дей-
ствия на него возмущений он возвращается к исходному режиму
полета без вмешательства пилота в управление. Таким образом,
114
критерием устойчивого движения
или равновесия самолета является
способность его возвращаться к
первоначальному режиму полета
после прекращения действия возму-
щения.
Условно устойчивость разделяют
на динамическую и статическую. Са-
молет называется статически устой-
чивым, если в первый момент после
Рис. 87. Запись приборов при
импульсе рулем высоты
прекращения действия возмущения на самолет возникает продоль-
ный момент, стремящийся возвратить его к исходному состоянию.
В случае если после нарушения равновесия возникает момент, на-
правленный в сторону увеличения возмущения, то самолет назы-
вается статически неустойчивым.
Только статически устойчивым самолетом можно легко и безо-
пасно управлять. Пилоту нет необходимости вмешиваться в управ-
ление для парирования мелких возмущений.
Но статическая устойчивость является только необходимым ус-
ловием действительной (динамической) устойчивости. Для опреде-
ления действительной устойчивости нужно рассматривать движение
самолета в некотором промежутке времени. Качество переходного
процесса оценивается динамической устойчивостью или неустойчи-
востью самолета. Устойчивый самолет на опасные режимы не вы-
ходит, а возвращается через некоторое время к исходному режиму
полета.
На рис. 87 приведена запись самописцев при кратковременном
воздействии на самолет возмущающего момента от руля высоты.
Колебания самолета со временем затухают, что говорит о динами-
ческой устойчивости самолета. Быстрое затухание обеспечивается
демпфирующими моментами, создаваемыми в основном горизон-
тальным оперением.
Из множества эволюций, которые может выполнять самолет,
самыми характерными являются полет при постоянной перегрузке с
изменяющейся скоростью (например, разгон или торможение) и
полет с переменной перегрузкой с практически постоянной ско-
ростью (например, полет в болтанку).
В первом случае скорость полета и коэффициент подъемной
силы изменяются таким образом, что перегрузка остается постоян-
ной. Во втором случае рассматривается движение в короткий про-
межуток времени (коротко периодическое движение) с переменной
перегрузкой, когда скорость не успевает ощутимо измениться. Ско-
рость полета изменяется сравнительно с перегрузкой значительно
медленней. Перегрузка самолета может измениться за одну секун-
ду, например, в 2 раза, в то время как изменение скорости в 2 раза
происходит за время около 1 мин.
В связи с этим статическую устойчивость условно разделяют на
устойчивость по скорости и перегрузке. Самолет устойчив по пере-
115
грузке в том случае, если изменение угла атаки при постоянной
скорости вызывает появление момента сил относительно центра тя-
жести, стремящегося устранить это изменение угла атаки.
Самолет устойчив по скорости, если изменение скорости полета
при постоянной перегрузке вызывает появление момента сил отно-
сительно центра тяжести, стремящегося устранить изменение ис-
ходной скорости.
На всех допустимых режимах полета самолет Ан-12 обладает
приемлемой устойчивостью и управляемостью. Пилотирование са-
молета не требует чрезмерного внимания, исключительного мастер-
ства или больших усилий. Выдерживание заданного режима не за-
труднительно. По технике пилотирования самолет получил высо-
кую оценку пилотов.
2. ФОКУС И НЕЙТРАЛЬНАЯ ЦЕНТРОВКА
Фокусом самолета называется такая точка на хорде крыла,
относительно которой момент аэродинамических сил самолета не
зависит от угла атаки. Так как при изменении угла атаки аэроди-
намические силы самолета меняются, то для того, чтобы момент их
не менялся, точка приложения приращения всех аэродинамических
сил при изменении угла атаки должна находиться в фокусе. Это и
есть основное свойство фокуса.
Другими словами, на крыле существует точка (называемая фо-
кусом), относительно которой плечо суммарной аэродинамической
силы меняется обратно пропорционально величине самой силы при
изменении угла атаки. Фокус изолированного крыла самолета Ан-12
находится на расстоянии 25% САХ, а с учетом оперения на 50—
55% САХ.
При вращении самолета относительно центра тяжести возника-
ют из-за изменения местных углов атаки на горизонтальном опере-
нии, крыле и фюзеляже силы, влияние которых эквивалентно сдви-
гу фокуса назад. Изменение координаты фокуса, вызванное вра-
щением самолета, определяется по формулам:
где Axf — относительное смещение фокуса;
т — масса самолета;
р — плотность воздуха.
Для самолета Ан-12 смещение фокуса, вызванное вращением
самолета, равно 5—10% САХ.
Точка приложения приращения всех сил самолета при изме-
нении угла атаки с учетом сил, возникающих при вращении само-
лета, называется нейтральной центровкой.
Основным фактором, определяющим продольную устойчивость
самолета как по перегрузке, так и по скорости, является координа-
та центра тяжести самолета относительно начала средней аэроди-
116
намической хорды, т. е. центровка, выражаемая в процентах сред-
ней аэродинамической хорды
Центровка определяется в системе координат ох и оу. Ось ох
параллельна строительной горизонтали самолета. Ось оу пере-
секается с осью ох, перпендикулярна ей и лежит в плоскости сим-
метрии самолета.
Расчет центровки производится методом определения центра тя-
жести параллельных сил
у, Gixi У GiVi
л ‘ п
2 а1 2 Ф
1 = 1 ?=!
где Gi — вес отдельной части самолета;
Xi, yi — координаты упомянутых частей (отсчет обычно производится от 9-го
шпангоута и строительной горизонтали).
Положение центра тяжести относительно САХ определяется по
формуле
л7. — —7,~С1 100,
ьх
где а, — расстояние от начала координат (обычно 9-го шпангоута) оси оу до но-
сика САХ.
Смещение груза смещает центровку на величину
— ДхОгр
где Ах — смещение груза;
С,.р — вес груза;
G — вес самолета.
При центровке, расположенной впереди нейтральной, самолет
является устойчивым. Если же центровка самолета расположена
позади нейтральной, самолет неустойчив. Нейтральная центровка
является границей устойчивого и неустойчивого равновесия самоле-
та. На нейтральную центровку самолета оказывают влияние допол-
нительные силы и моменты, возникающие при работе двигателей
(рис. 88).
Рис. 88. Схема сил и моментов, действующих на самолет от силовой уста-
новки
5—2896
117
В результате совместного влияния всех сил, вызванных работой
силовых установок, нейтральная центровка самолета при наборе
высоты сдвигается вперед на 4% САХ, при взлете и уходе на вто-
рой круг — на 2—6% в зависимости от скорости полета, а при пла-
нировании— приблизительно на 2%. Результаты летных испыта-
ний по определению нейтральных центровок по перегрузке и скоро-
сти приведены на рис. 89 и 90.
В зависимости от того, как производится полет, с зажатым или
освобожденным управлением, меняется и положение нейтральной
центровки. При зажатом управлении (пилот удерживает штурвал в
неизменном положении) при нарушении равновесия руль высоты не
отклоняется. Если же управление освобождено, то руль высоты от-
клоняется под действием местных возмущений и инерционных сил,
увеличивая возмущения самолета. Поэтому при освобождении уп-
равления нейтральная центровка самолета смещается вперед. Для
самолета Ан-12 смещение нейтральной центровки по перегрузке в
горизонтальном полете равно 2—3% САХ, при взлете и уходе на
второй круг 2—8% САХ в зависимости от скорости полета.
С увеличением скорости полета нейтральная центровка по пере-
грузке смещается несколько назад, так как дестабилизирующее
влияние двигателей уменьшается (уменьшается число В). Кроме
этого с увеличением скорости полета растет число М, уменьшается
скос потока, что увеличивает устойчивость самолета.
В результате совместного влияния этих факторов фокус самоле-
та смещается на величину 10% САХ при увеличении скорости поле-
та с 350 (скорости набора) до 500 км/ч. Скорость полета на нейт-
ральную центровку по скорости влияет значительно меньше (см.
рис. 89). С увеличением высоты полета с 4000 до 8000 м нейтраль-
Рис. 89. Нейтральные центровки
по перегрузке и скорости при 63=0:
--------фиксированное управление;_____
--------свободное управление; 1 — хк
по перегрузке: 2 — х по скорости
Рис. 90. Нейтральные центровки
по перегрузке при отклоненных за-
крылках, //=5100 л;
«3=25°. ав=Ю4°; 2 —«3=35°, ав=1б°;
3 — С3=35°, ав=104°,----фиксированное
управление;-----------свободное управ-
ление
148
ная центровка смещается вперед на 3—4% САХ из-за уменьше-
ния демпфирования самолета на большой высоте.
Нейтральная центровка самолета с отклоненными закрылками
при работе двигателей на режиме малого газа близка к нейтраль-
ной центровке с убранными закрылками. Но влияние работающих
двигателей на нейтральную центровку с отклоненными закрылка-
ми значительно больше, чем с убранными.
Разность между нейтральной и фактической центровкой самоле-
та называется запасом статической устойчивости. Предельно зад-
няя эксплуатационная центровка самолета выбирается с таким
расчетом, чтобы запас продольной статической устойчивости по пе-
регрузке с освобожденным управлением был не менее 10% САХ.
Для самолета Ан-12 предельно задняя эксплуатационная центров-
ка принята равной 32% САХ.
3. ПРОДОЛЬНОЕ РАВНОВЕСИЕ
Продольное равновесие самолета достигается, если равны нулю
сумма всех сил, действующих на самолет в плоскости симметрии,
и продольный момент.
Продольный момент самолета определяется относительно цент-
ра тяжести и складывается из моментов подъемной силы крыла,
оперения, фюзеляжа и момента от работы силовых установок. Для
удобства обычно рассматривают не сам момент самолета, а его
коэффициент (аналогично коэффициентам су и сх).
Величина коэффициента продольного момента в зависимости от
угла атаки и разного положения руля высоты, определенная при
специальных испытаниях в аэродинамической трубе на модели (без
работающих двигателей) приведена на рис. 91.
Если продольный момент вызывает
кабрирование самолета, то он называет-
ся положительным, а если пикирова-
ние — отрицательным.
Пересечение кривой коэффициента
продольного момента с осью абсцисс оп-
ределяет балансировочное положение ру-
ля высоты при полете на разных углах
атаки (равновесие самолета). Тангенс
угла наклона кривой коэффициента про-
дольного момента к оси абсцисс опреде-
ляет статическую устойчивость самолета
Если вывести самолет из равновесия,
например, увеличив угол атаки, то на са-
молет будет действовать пикирующий
момент, т е .момент, стремящийся умень-
шить угол атаки. Но без горизонтального
оперения в этом случае у самолета с
центровкой 25% САХ, как видно из
рис. 91, уже не возникает пикирующего
циента продольного момеи
га по углу атаки; хт=25%
САХ
------------полная модель;
-----------— модель Вез го-
ризонтального оперения
5*
119
момента, т. е. самолет становится неустойчивым. Таким образом,
для продольной статической устойчивости тангенс угла наклона кри-
вой должен быть отрицательным. Из рисунка также видно, что до
больших углов атаки устойчивость сохраняется и даже возрастает.
При отклонении закрылков и сохранении угла атаки коэффи-
циент продольного момента меняется мало. Это объясняется тем,
что при отклонении закрылков центр приложения подъемной силы
крыла сдвигается назад, что значительно увеличивает пикирующий
момент. Но с другой стороны скос потока у оперения также увели-
чивается из-за отклонения закрылков (е=0,36а при 63=0 и е =
=4,1—0,45а при 63=40°).
В результате продольный момент при отклонении закрылков на
одинаковых углах атаки меняется мало. Подъемная же сила само-
лета при этом увеличивается довольно значительно. Поэтому при
отклонении закрылков угол атаки необходимо уменьшить отклоне-
нием руля высоты для сохранения равновесия подъемной силы и
веса самолета на исходной скорости. Число М мало влияет на про-
дольную устойчивость самолета. Эффективность горизонтального
оперения и руля высоты сохраняется до чисел Л4=0,7.
При изменении положения центра тяжести самолета меняется
плечо подъемной силы, вследствие этого меняется и коэффициент
продольного момента. Это изменение определяется по формуле
Дщг=—Дх7сг,
где Дт2 — изменение коэффициента продольного момента;
Дл'т — изменение центровки самолета.
На продольный момент самолета оказывают влияние дополни-
тельные силы и моменты, возникающие при работе двигателей (см.
рис. 88). При работе силовой установки возникают дополнительные
продольные моменты:
1) от силы тяги винта и реактивной тяги (пикирующий мо-
мент)
Мр=увР,
где Р — сила тяги двигателей;
у в — плечо тяги двигателей;
2) от увеличения су за счет обдувки крыла винтами (пикирую-
щий момент);
3) от изменения скорости и скоса потока в области горизон-
тального оперения (кабрирующий момент)
Пг.0.лп=нК1 + Я; Дем=
1
Ун-В
1
где Vr о дв — скорость потока в районе оперения;
V — скорость полета самолета;
Дем — изменение угла скоса потока;
фдв .— угол установки двигателя по отношению к крылу;
120
Рис. 92 Балансировочные кри-
вые 6В и PB=f(Vi) для прямо-
линейного полета без скольже-
ния при ав=84° по УПРТ
(шасси и закрылки убраны;
//=5000—5500 л; Gcp=57,8 7;
Тв=-2°)
Pt, к Г
Рис. 93 Балансировочные кривые 6В
• и Рв=/(У>) для прямолинейного по-
лета без крена (//=4000—5000 л,
Сср—57 Т; шасси выпущено; 63=
=35°)
at=l6°
Р6,кГ
на винте при косой обдувке (кабри-
4) от вертикальной силы
р\ ющий момент — при а>4°, пикирующий —при а<4°)
Мгв = ^Хвср’
где Ру — сила, возникающая на винтах при косой обдувке;
Хв ср — среднее расстояние от плоскости вращения винтов до центра тяжести
самолета.
5) от поворота струи воздуха при входе в турбовинтовой дви-
гатель.
В результате совместного влияния этих факторов работающие
двигатели создают небольшой пикирующий момент.
Балансировочные углы руля высоты и усилия на штурвале —
это такие углы и усилия, при которых существует равновесие мо-
ментов. На рис. 92 и 93 приводятся балансировочные кривые для
разных центровок самолета, режимов работы двигателей и положе-
ний закрылков. По этим кривым определяется запас руля высоты
до полного отклонения в данном режиме и устойчивость самолета
по скорости.
Высота полета мало влияет на балансировочное положение ру-
ля высоты.
Усилия по скорости меняются плавно, что создает удобства при
пилотировании. Изменение усилия при изменении скорости полета
121
на 100 км/ч не превышает 40 кГ. Когда усилия достигают больших
значений, они могут быть полностью сняты триммером руля вы-
соты.
По наклону балансировочных кривых можно судить об устойчи-
вости самолета по скорости. Очевидно, что на всех приведенных
режимах полета самолет устойчив по скорости. Рассмотрим, на-
пример, рис. 92. При полете на скорости К, = 365 км/ч с центровкой
хт=32°/о САХ балансировочное положение руля высоты равно 0°.
При случайном увеличении скорости, например до 400 км/ч, тре-
буется отклонить руль высоты на +1°, т. е. требуется сбалансиро-
вать кабрирующий момент. Это значит, что с увеличением скорости
возникает кабрирующий момент, стремящийся уменьшить скорость
полета. Самолет устойчив по скорости. Необходимо отметить, что
с уменьшением скорости полета наклон балансировочных кривых
становится больше, следовательно, устойчивость по скорости уве-
личивается.
При переходе от режима полетного малого газа к взлетному как
при отклоненных, так и убранных закрылках отклонение руля вы-
соты изменяется примерно на 1°, а усилия увеличиваются прибли-
зительно на 5 кГ. Таким образом, увеличение или уменьшение ре-
жима работы двигателей (в пределах ав>16°) требует небольшого
изменения балансировки.
Уменьшение мощности внутренних двигателей, особенно при от-
клоненных закрылках, например с ав=20 до ав=0°, вызывает зна-
чительный пикирующий момент. Потребные для балансировки от-
клонения руля высоты резко возрастают (рис. 94).
Это связано с изменением углов скоса потока и обдувки гори-
зонтального оперения, вследствие чего меняются условия его ра-
боты. Значительно уменьшается также и подъемная сила (В<0).
Поэтому уменьшение ав до 0 вблизи земли опасно вследствие боль-
шой просадки самолета (рис. 95). Этот режим допустим только на
выдерживании, так как самолет не успевает приобрести большой
скорости снижения.
Уменьшение ав до 0 сначала внешним двигателем, а после при-
земления внутренним значительно уменьшает нарушение продоль-
ной балансировки за счет сохранения обдувки горизонтального
оперения винтами внутренних двигателей. Сохраняется эффектив-
ность горизонтального оперения на скоростях выдерживания, сни-
жаются усилия на штурвале, позволяя выполнить посадку более
точно. Но этот способ на практике не применяется по двум при-
чинам:
неудобно пользоваться одновременно внешними РУД;
при несимметричном уменьшении тяги внешних двигателей воз-
никает больший асимметричный путевой момент, чем при аналогич-
ных условиях у внутренних двигателей.
Как было отмечено выше, при полете у земли скос потока умень-
шается, что вызывает дополнительный пикирующий момент. С уче-
том этого явления выбирается предельно передняя центровка са-
122
Рнс. 94. Балансировочные
кривые для прямолинейного
полета без скольжения
(хт=25,5% САХ; С=48 7;
Н—4500 м, шасси выпуще-
но)
Рис. 95. Запись характеристик поведения
самолета при перемещении РУД внутрен-
них двигателей на проходную защелку на
предпосадочном планировании (G=40 7,
xt=25,4%, САХ):
------0з=25°;---------«з=35°
Рис. 96. Балансировочные кривые
6В для прямолинейного полета
без скольжения на режиме полет-
ного малого газа (G=48 7; хт =
= 25,5%, САХ; шасси выпущено):
Я=450 ж;--------Я=1—2 М
триммера руля высоты
123
молета. Максимального отклонения руля высоты должно быть дос-
таточно для посадки с нормальным посадочным углом атаки.
На рис. 96 приводится сравнение балансировочных кривых, по-
лученных при испытаниях самолета в полете вдали от земли и у
земли. Как видим и в этом случае, самолет Ан-12 имеет достаточ-
ный запас руля высоты (бВтах=— 28°).
Так при скорости Кпр=190 км/ч и б3=45° необходимо отклонить
руль высоты всего на угол бв=‘—11°, чтобы сбалансировать само-
лет. Отсюда следует, что при переходе от отклонения закрылков с
35° к 45° потребные для балансировки отклонения руля высоты
несколько уменьшаются (на 1—2°). Можно сделать вывод, что от-
клонение закрылков на 45° не лимитируется запасом руля высоты
во всем диапазоне эксплуатационных центровок.
Если по каким-либо причинам груз сместился назад и центров-
ка самолета стала больше предельно задней, полет самолета вдали
от земли возможен с центровкой до 44%. Эта центровка уже близка
к нейтральной, но при скорости больше 390 км/ч полет возможен
на режиме работы двигателей вплоть до номинального. Усилия
снимаются триммером при отклонении его на два-три деления.
Запас штурвала для парирования возмущений Anp=±0,2 доста-
точен.
При изменении центровки с 7Т = 32 до 44% САХ уменьшаются
восстанавливающие моменты, приводящие самолет в равновесие.
Время перехода самолета в горизонтальный полет, особенно на
малой скорости, увеличивается.
Так, при выполнении импульса рулем высоты при скорости
Vnp = 300 км/ч с переходом на перегрузку пу=1,1 —1,2 самолет вы-
ходит на угол кабрирования 9 = 7—10°, вертикальную скорость
= 10и при этом скорость уменьшается до 270 км/ч. В режим
горизонтального полета самолет сам не возвращается. Пилот дол-
жен отклонением руля высоты вывести его в горизонтальный полет,
усилия при этом на штурвале достигают 40—50 кГ, что не вызы-
вает затруднений, так как они снимаются триммером.
Триммер руля высоты весьма эффективен (рис. 97). Это позво-
ляет продолжать полет и выполнять посадку даже в случае рас-
соединения по какой-либо причине механической связи штурвала с
рулем высоты. Механическое управление триммером повышает
безопасность полета. Как показывают специальные испытания, при
центровках 16—35% САХ на всех режимах полета отклонения
триммера вверх на 7° и вниз на 4° достаточно для полного снятия
усилий.
4. ПРОДОЛЬНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Управляемость самолета—это способность самолета изменять
положение в пространстве под действием органов управления при
приемлемых усилиях на рычагах управления.
Одним из показателей продольной управляемости являются ве-
личина усилий и угол отклонения руля высоты, необходимые для
124
убраны; //=4000 м, GCp=49—50 Т)
вылущены; GCp=59 Т; Hcp=FM0 м):
-------6з=35°;-----------бз=25°
Рис. 100. Коэффициент шарнирного момента руля высоты;
-----------------б3=0°;-----------бз=40°
изменения перегрузки на единицу. Эти показатели для разных ре-
жимов полета приведены на рис. 98 и 99.
Усилия в принятом диапазоне центровок для создания единицы
перегрузки находятся в норме. Их достаточно, чтобы самолет слу-
чайно не выходил за установленные для эксплуатации ограни-
чения.
Так, например, при предельно задней центровке, равной 32%
САХ, усилия для создания единицы перегрузки при полете со ско-
ростью Vi=$60 км/ч равны 60 кГ, а при предельно передней цент-
ровке, равной 16% САХ, — 90 кГ с убранными закрылками. При
отклоненных закрылках с предельной задней и предельно перед-
ней центровками на режиме предпосадочного планирования уси-
лия соответственно равны 50 и 70 кГ. Таким образом, для вывода
самолета на разрушающую перегрузку, равную ^=^4, необходи-
мо приложить к штурвалу усилия не менее 150—180 кГ.
Приемлемое изменение усилий на единицу перегрузки достиг-
нуто путем подбора как площади горизонтального оперения, так и
осевой компенсации руля высоты. Изменение коэффициента шар-
нирного момента в зависимости от угла отклонения руля высоты
показано на рис. 100.
В зависимости от отклонения руля высоты и режима полета
усилия определяются по формуле
рв = — I тшв8в + т^а+тв) = — kmrnmqSBbB,
где /гш — передаточное число от руля высоты к штурвалу;
тш —коэффициент шарнирного момента руля высоты,
SB и Ьв — площадь и хорда руля высоты соответственно,
— угол отклонения руля высоты,
Тв — угол отклонения триммера;
q — скоростной напор.
Передаточное число от руля высоты к штурвалу, равное km=
= 1,53, обеспечивает приемлемые отклонения штурвала («от себя»
на 12° и «на себя» на 21°) и, следовательно, как простоту и точ-
ность пилотирования, так и достаточную скорость отклонения руля
при маневрах. Хорошая управляемость также обеспечивается не-
большими усилиями трения в проводке управления рулем высоты
(7\,5^9 кГ").
На рис. 101 приведены балансировочные кривые отклонения
руля высоты и усилий по вертикальной перегрузке на режиме пред-
посадочного планирования. Очень важно, чтобы при создании пе-
регрузки усилия имели соответствующий знак и не уменьшались,
т. е. при отклонении штурвала от себя для создания перегрузки
меньше единицы они должны быть давящими.
Если усилия при отклонении штурвала от себя по какой-либо
причине (например, обледенение) уменьшаются и особенно если они
переходят в тянущие, то это приводит к запаздыванию при выходе
из снижения и воспринимается пилотом как уменьшение эффектив-
ности руля высоты.
126
Рис. 101. Балансировочные
кривые Рв и Sa в зависимо-
сти от перегрузки при скоро-
сти 260 км/ч и весе 50 Т
(6з=35 и 45°; //Ср=4500 м;
шасси выпущено)
Из рис. 101 видно, что на самолете Ан-12 при создании пере-
грузки меньше единицы в режиме предпосадочного планирования
усилия давящие. До перегрузки пу=Ю,2—0,4 балансировочные уси-
лия сохраняют отрицательный наклон. Полное отклонение руля
высоты создает перегрузку на этих режимах пу=0—0,1. На боль-
ших скоростях создаются перегрузки до пу=—0,5, при этом пове-
дение самолета нормальное. Кроме того, из рис. 101 следует, что
при отклонении закрылков на 35 и 45° усилия для создания пере-
грузки равны, это говорит о том,что управляемость самолета с за-
крылками, отклоненными на 35 и 45°, одинакова.
В общем управляемость самолета хорошая, отклонение рычагов
управления и усилия на них приемлемые для пилота. Усилия на
всех режимах полета могут быть сняты триммером руля высоты.
5. ОСОБЕННОСТИ РАБОТЫ ГОРИЗОНТАЛЬНОГО ОПЕРЕНИЯ
Угол атаки горизонтального оперения определяется по фор-
муле
где <рст—угол установки горизонтального оперения по отношению к крылу;
е — угол скоса потока в районе оперения.
Угол скоса потока равен 0,36а при числе М = 0,4—0,5 и 0,32а
при числе М=|0,6 при убранных закрылках, а при закрылках, от-
клоненных на 40°, угол скоса равен 4,1 +0,45а.
Рассчитанные по результатам испытаний моделей в аэродина-
мических трубах углы атаки горизонтального оперения самолета
Ан-12 в зависимости от угла атаки крыла представлены на рис. 102.
Критический угол атаки горизонтального оперения с симметрич-
ным профилем NACA 0012М равен 16° и несколько уменьшается
при отклонении руля высоты.
127
Из рис. 102 видно, что при убранной механизации крыла во всем
диапазоне скоростей полета угол атаки горизонтального оперения
небольшой, а на крейсерских режимах близок к нулю. В полете с
отклоненной механизацией угол атаки горизонтального оперения
составляет —8-----10° из-за малого угла атаки крыла (аКр=1—2°)
и появления значительного скоса потока за крылом с отклоненной
мощной механизацией крыла, какой являются установленные на
самолете двухщелевые выдвижные закрылки. Подъемная сила на
оперении при этом направлена сверху вниз.
При больших скоростях захода на посадку, например 300 км/ч,
у самолета с весом 45 Т угол атаки крыла становится отрицатель-
ным (акр=—1°), а угол атаки горизонтального оперения доходит
до аг.0=>—П°. Если в этом случае пилот резко отклонит руль вы-
соты «от себя», то за счет вращения самолета относительно попе-
речной оси угол атаки горизонтального оперения может оказаться
близким к критическому.
При приближении к критическому углу атаки на нижней поверх-
ности горизонтального оперения возникают местные срывы потока,
влияющие на характер протекания шарнирных моментов руля вы-
соты и могущие привести к уменьшению степени продольной устой-
128
чивости по перегрузке с освобожденным управлением. Вследствие
этого самолет приобретает небольшой пикирующий момент. Управ-
ляемость самолета, как показали специальные летные испытания,
сохраняется полностью.
При взятии штурвала на себя самолет уверенно выходит из
снижения, однако при этом теряет определенную высоту. Так, на-
пример, при создании перегрузки ny=0,5—0,7 отклонением штур-
вала «от себя» и быстром выводе из снижения самолет теряет до
80—100 м высоты. Чем энергичнее штурвал был отклонен, тем
больше суммарная потеря высоты даже при мгновенной реакции
пилота.
Особое внимание следует уделять наряду с режимами, при ко-
торых возможно возникновение срывов потока с крыла, также ре-
жимам, при которых горизонтальное оперение работает на боль-
ших углах атаки, близких к критическому.
Скорости предпосадочного планирования подбираются таким
образом, чтобы исключить возможность сваливания из-за потери
скорости (т. е. из-за образования срывов на крыле) и одновремен-
но обеспечить безотрывное обтекание горизонтального оперения.
При рекомендованных скоростях планирования 250—280 км/ч
запас скорости до сваливания самолета составляет около 100 км)ч
при безотрывном обтекании горизонтального оперения (аг.0 =
—8 9°). Превышение рекомендованных скоростей также недо-
пустимо, как и полет на чрезмерно малых скоростях. При этом диа-
пазон скоростей, разрешаемый инструкцией, вполне достаточен для
удержания самолета на траектории предпосадочного планиро-
вания.
При полете в условиях обледенения с выключеной или неисправ-
ной системой противообледенения возможно нарастание льда на
внешних поверхностях самолета. Образование льда на носке кры-
ла изменяет шарнирные моменты элеронов таким образом, что при
развороте возможно возникновение перекомпенсации. Опасно так-
же нарастание льда на носовой части стабилизатора. На самолете
установлен сигнализатор обледенения РИО-2М, обеспечивающий
сигнализацию при температуре ниже —4°С. Кроме этого, имеется
смотровое окно в подкилевом отсеке, через которое производится
осмотр стабилизатора.
При выпуске закрылков значительно увеличивается отрицатель-
ный угол атаки горизонтального оперения, что смещает точку раз-
дела потока на носовой части стабилизатора. Поэтому лед, образо-
вавшийся на носке в точке раздела потока при крейсерском поле-
те, оказывается при выпуске закрылков в зоне больших скоростей
потока, поджатого вблизи профиля. Этот лед срывает поток с са-
мого носика стабилизатора, уменьшая его критический угол атаки
на 4—6° (по сравнению с критическим углом стабилизатора без
льда).
Поэтому даже небольшое образование льда может дагь пол-
ный срыв потока с нижней рабочей поверхности горизонтального
129
оперения при выпуске закрылков до посадочного положения на по-
вышенных скоростях полета и при резких отклонениях руля высоты
«от себя» для создания перегрузки ниже единицы. При срыве по-
тока с оперения отрицательная подъемная сила оперения умень-
шается, возникает пикирующий момент. Поэтому выпуск и до-
выпуск закрылков производится до входа в глиссаду на высоте не
ниже 200 м.
Для вывода самолета из неуправляемого снижения необходимо
восстановить безотрывное обтекание оперения, что достигается
уменьшением угла отклонения закрылков.
Как показали специальные исследования, обледенение перед-
ней кромки стабилизатора горизонтального оперения существенно
ухудшает продольную устойчивость самолета только в полете на от-
рицательных углах атаки крыла. Это обстоятельство также учтено
при выборе скорости предпосадочного планирования и предельного
угла отклонения закрылков 25° при посадке с обледеневшим ста-
билизатором.
6. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ НА БОЛЬШИХ
УГЛАХ АТАКИ
Под большими углами атаки понимаются такие углы атаки
крыла самолета, когда на крыле наступают кризисные явления, со-
провождающиеся тряской, неуправляемым движением крена и
рыскания. Полет самолета Ан-12 на таких углах атаки запрещен.
Знание характера поведения самолета на больших углах атаки
необходимо потому, что самолет может случайно выйти на эти
углы атаки в результате допущенных пилотом грубых ошибок при
выводе самолета из снижения или в результате воздействия воз-
душных потоков при полетах в чрезвычайно сильных турбулентных
атмосферных порывах.
Пилот должен четко знать особенности пилотирования самолета
на больших углах атаки, так как самолет Ан-12 в основном летает
на высотах, близких к практическому потолку, где запас до срыва
по углу атаки значительно меньше, чем при полетах на средних
высотах.
Для самолета Ан-12 при убранной механизации крыла преду-
предительным сигналом о приближении к минимальной скорости
является заметная для пилота тряска, которая начинается при ско-
рости, больше минимальной, и вызвана началом срыва потока с
крыла. Коэффициент су, соответствующий началу тряски и совпа-
дающий с началом нелинейного изменения коэффициента подъем-
ной силы по углу атаки, принят за допустимый коэффициент cvnon-
Вывести самолет на большие околокритические углы атаки
можно постепенным уменьшением скорости (увеличением угла ата-
ки) без изменения перегрузки маневром торможения самолета ли-
бо созданием перегрузки резким перемещением штурвала на себя
или воздействием вертикального порыва при болтанке.
130
Рис. 103. Поведение самолета при
сваливании на минимальной скорости
при полете на номинальном режиме
(б3=0; С=48 Т, хт=2О°/о, САХ, шас-
си убрано)
Рис. 104. Поведение самолета при от-
клонении руля высоты до начала
сваливания и работе двигателей на
номинальном режиме (G=48,5 Т;
хт=25% САХ; шасси и закрылки
убраны)
Специальными летными испытаниями обследовано поведение
самолета в полете на больших углах атаки, проверена устойчивость
и управляемость, характер сваливания и вывод из сваливания. Уста-
новлено, что характеристики устойчивости и управляемости само-
лета в полете на больших углах атаки, включая режим сваливания,
удовлетворительные. Эффективность органов управления вполне
достаточна во всем диапазоне эксплуатационных чисел М и цент-
ровок и обеспечивает практически без запаздывания вывод из сва-
ливания отдачей «от себя» до нейтрального положения (рис. 103
и 104). Во всем диапазоне малых скоростей, вплоть до скорости
сваливания .самолет устойчив по перегрузке; более того, при при-
ближении к углам атаки, соответствующим началу сваливания, сте-
пень устойчивости увеличивается.
Характер срыва самолета Ан-12 зависит от исходного режима
полета (срыв вследствие потери скорости или выхода на большую
положительную перегрузку), высоты и числа М.
Срыв на режиме минимальной скорости как с убранными шасси
и закрылками, так и с выпущенными — плавный, несимметричный.
131
Такой же характер срыва при малых числах М (до 0,45). При чис-
лах М более 0,5—0,55 характер срыва резкий, с кренением самолета
на крыло и опусканием носа. В процессе развития срыва на крыле
элероны остаются достаточно эффективными. Это объясняется тем,
что срыв потока развивается на задней кромке корневой части кры-
ла и не захватывает всей элеронной части крыла.
Тряска самолета в совокупности с большим отклонением штур-
вала, существенными усилиями и колебаниями самолета по крену
и курсу являются предупреждением о приближении самолета к
скорости сваливания при убранной механизации крыла.
Для преднамеренного вывода самолета на режим срыва на
крейсерских числах М полета требуется приложить к штурвалу уси-
лие 50—80 кГ, что является достаточной защитой. Парирование
бросков по крену при тряске опасно, так как это может вызвать
дальнейшее развитие срыва на крыле. Пилот обязан вначале пре-
кратить срывиую тряску самолета, отклонив штурвал от себя (*А—
*/з за нейтральное положение) и только после этого устранить крен
и скольжение.
На рис. 105 приведены скорости сваливания и минимально до-
пустимые скорости полета в спо-
койной атмосфере при убранной
механизации крыла на режиме
малого газа. В связи с влиянием
числа М. на Сушах с увеличением
высоты полета скорость свалива-
ния возрастает.
Рис. 106. Поведение самоле-
та при сваливании на мини-
мальной скорости (ав=104°
по УПРТ; 6з=25°, G=48 Т;
хт=20% САХ; шасси вы-
пущено)
Рис. 105. Скорости сваливания
и минимально допустимые ско-
рости полета в спокойной атмо-
сфере при убранной механи-
зации крыла на режиме малого
газа:
------И --------------V
'юн-------------------‘ /С1!
132
При выпущенном шасси и закрылках, отклоненных во взлетное
и посадочное положение, приближение самолета к режиму свали-
вания не сопровождается тряской, самолет на этих режимах не
имеет достаточных предупредительных признаков, что требует по-
вышенного внимания пилота. Расход руля высоты при этом не очень
большой (6в= —Ю 15), усилия достигают 30—50 кГ, что соот-
ветствует нормам СССР для данного класса самолетов. Усилия по
скорости, особенно при отклоненных на 25° закрылках, меняются
мало.
Вывод самолета из сваливания производится так же, как и при
убранных закрылках.
Пример поведения самолета при подходе к скорости сваливания
с закрылками, отклоненными на 25°, и вывод из сваливания пока-
зан на рис. 106.
При положении РУД внутренних двигателей на ав=Ю, а край-
них—на ав=16—20° с отклоненными на 35—45° закрылками (ре-
жим выдерживания при посадке) вывести самолет на режим сва-
ливания труднее. Отклонение руля высоты для этого требуется
значительно большее. Так, при закрылках, отклоненных на 45°,
сваливание наступило при 6В= —18° при Упр=175 км/ч (G=48 Т),
усилие на штурвале составляет при этом —35—40 кГ. При закрыл-
ках, отклоненных более чем на 40°, при скорости Упр= 190—
—200 км/ч наблюдается заметная тряска штурвала, интенсивность
которой 1возрастает по мере уменьшения скорости. При сваливании
самолет энергично кренится на левое крыло и опускает нос. Одна-
ко управляемость самолета нормальная. При отклонении штурвала
от себя самолет опускает нос, увеличивает скорость и выходит из
режима сваливания. При подходе к режиму сваливания на взлете
(схв=,100° и 63=45°) отклонение руля высоты при скорости УПр=
= 170 км/ч равно всего — 4-=- —5°, а усилие на штурвале Рв=
= —10 кГ.
В табл. 14 приведены скорости сваливания и минимально до-
пустимые скорости полета при отклоненной механизации крыла у
земли на режиме полетного малого газа.
Характер сваливания самолета в полете с одним отказавшим
двигателем и зафлюгированным винтом существенно не отличается
от сваливания со всеми работающими двигателями. Сваливание
Таблица 14
Вес самолета, Т S3 = 15° «3 = 253 63 - 35°
Vi *доп Ч. 'ЛОИ Чв 'доп Чв
44 197 179 186 169 172 156
49 210 191 198 180 181 165
54 222 202 208 189 191 173
61 238 216 222 202 20 185
133
происходит при отсутствии скольжения преимущественно в сторо-
ну неработающего двигателя.
С целью повышения безопасности на самолете установлен спе-
циальный прибор АСКР (автоматический сигнализатор критических
режимов), который световыми и звуковыми сигналами надежно
предупреждает пилота о приближении к режимам сваливания.
Принцип действия АСКР-10 основан на непрерывном автома-
тическом сравнении текущих углов атаки самолета с допустимыми
углами атаки крыла. Прибор АСКР работает на двух режимах:
взлетно-посадочном при выпущенных шасси и закрылках и полет-
ном при убранной механизации крыла и шасси. Переключение с
одного режима на другой происходит при отклонении закрылков на
~23°. При превышении текущего угла атаки над допустимым
АСКР-Ю выдает звуковой и световой сигналы. При получении сиг-
нала от АСКР-Ю необходимо немедленно отклонить штурвал от
себя за нейтральное положение для вывода самолета на эксплуата-
ционные углы атаки.
Текущий угол атаки крыла определяется через местный угол
атаки по формуле
а—0,632 (аыест4-6о,8).
Местный угол атаки замеряется флюгаркой, установленной на
борту фюзеляжа в районе 9 шпангоута.
Дальнейшим усовершенствованием прибора АСКР-Ю является
прибор АУАСП-6 (автомат углов атаки и перегрузок с сигнализа-
цией). Этот прибор, кроме сигнализации о подходе к допустимому
углу атаки, выдает на указатель, установленный на приборной дос-
ке, текущие значения угла атаки крыла и перегрузки в полете. До-
пуск на срабатывание АУАСП-6 равен ±0°,6 (вместо ±0°,8 на
АСКР).
Приборы АУАСП-6 и АСКР-Ю выдают сигналы при достижении
местным углом атаки следующих значений (табл. 15).
При достижении перегрузки пу= 1,95±0,2 также выдается сиг-
нал. Включение сигнализации АУАСП-6 на крейсерских режимах
полета на высоте 8000 м и запасы до сваливания характеризуются
величинами, приведенными в табл. 16.
Таблица 15
Число М О ам С.. у сраб
83 = 0 63>23° 83- 0
0,2—0,24 17 1,42
0,45 11,5 10,5 1,18
0,65 10 1,09
Таблица 16
Число М Gj- сигн ПУ доп пи у св
0,45 49 1,45 1,52 1,68
0,55 49 2,05 2,15 2,34
0,45 60 1,18 1,22 1,36
0,55 60 1.7 1,76 1.94
134
Включение сигнализации
АУАСП-6 в соответствии с приве-
денными данными обеспечивает
своевременное предупреждение
пилота с приближении самолета
к режиму сваливания.
При торможениях в полете на
режиме набора (ав=84°) и сни-
жении (ав=16°) запасы до ско-
рости сваливания (И=4000 м, G =
= 49 Т) характеризуются данны-
ми табл. 17.
Таблица 17
О 6з %еиг ’ КМ14 Исв, км/ч
Номинальный режим Режимы малого газв
0 250 260 218
25 210 220 180
35 192 200 165
Как видим, сигнализация, выдаваемая прибором АУАСП-6,
своевременно предупреждает пилота о приближении к режиму сва-
ливания.
Минимальный запас углов атаки от появления тряски (сигнали-
зации) до начала сваливания самолета Аасв=2о при М=0,5—0,6, а
при М=0,25 увеличивается до Аасв = 4о (см. рис. 9). Значения сУтах
и сУ11ои практически не завися’г от положения центра тяжести само-
лета. При изменении режима работы двигателей от полетного мало-
го газа до взлетного значение сУлоп увеличивается.
Так как каждый режим полета определяется конкретными зна-
чениями Су и М, то для него существуют определенные величины
допустимых перегрузок и эффективных индикаторных скоростей
восходящего потока, при которых самолет достигает значений су тах
и Су доп или допустимой величины перегрузки пуэ доп ,
На рис. 107—ПО показаны эффективные индикаторные скоро-
сти вертикального порыва ветра при которых самолет выхо-
дит на сУп!ах , сУлоп или nyamm на режиме малого газа при различ-
ных весах самолета, высотах и скоростях полета с убранными за-
крылками.
Значения W, эф рассчитывают по формулам:
1Г/Эф,доп = * * * 12^5-Ь°” Ягп) Л1 ур.
k
w I эф.доп —------------------- ,
V7>ks
1^/Эф.св = .?2.35(асв~аг.п)
k
(7)
(8)
(9)
где аг п — угол атаки крыла, соответствующий данному режиму полета, рад;
«св — угол атаки крыла при сваливании;
«доп — допустимый угол атаки;
р— давление наружного воздуха, мм рт. ст.;
k — коэффициент, учитывающий плавность нарастания вертикального по-
рыва, при входе в него (для Ан-12 6=0,9).
135
Рис. 107. Допустимые порывы ветра
при полете на режиме малого газа;
//=0 м
Рис. 108. Допустимые порывы ветра
при полете на режиме малого газа;
/7=8000 м
Рис. 109. Допустимые порывы вет-
ра при полете на режиме малого
газа; /7= 10000 м
Рис. 110. Скорость вертикально-
го порыва ветра, выводящего
самолет на сваливание на ре-
жиме малого газа; /7=8000 .«
136
По формуле (7) определяют величину порыва воздуха, выводя-
щую самолет на допустимый угол атаки, а по формуле (8) — на до-
пустимую перегрузку. Меньший из этих двух порывов принимается
за допустимый.
При попадании самолета в восходящий или нисходящий порыв у
самолета меняется угол атаки, что приводит к изменению перегруз-
ки и продольных моментов. Максимальные порывы ограничива-
ются либо допустимым углом атаки, либо допустимой пере-
грузкой.
Устойчивость и управляемость самолета не является ограни-
чением для полета в болтанку.
Органов управления достаточно для вывода из сваливания без
запаздывания.
Из условия наибольших запасов по вертикальному порыву до
выхода на допустимые углы атаки и перегрузку оптимальные скоро-
сти полета приведены в табл. 18.
При полете на меньших скоростях самолет в сильную болтанку
выходит на допустимый угол атаки, а при полете на больших ско-
ростях — на допустимую перегрузку по прочности. Кроме этого,
полет на малой скорости раскачивает самолет, что требует больших
отклонений рулей.
При полете на большой скорости уменьшается амплитуда коле-
баний, но их частота возрастает и колебания приобретают харак-
тер толчков.
По величинам порывов в режиме скоростного набора, крейсер-
ского полета и снижения допустимый вертикальный порыв ветра
больше 10 м/сек.
На рис. 111 приведена зависимость перегрузок, выводящих са-
молет на режимы су гоах и су доп в зависимости от скорости полета.
Пример пользования этой номограммой показан для следующих
условий- //=10 км, К = 350 км/ч, Gn=50 Т.
Так как самолет статически устойчив по перегрузке до очень
больших углов атаки, то при попадании в вертикальный порыв
ветра сам выходит на исходный режим полета.
Нужно помнить, что чем выше летит самолет, тем больше у него
Суг.п. (при прочих равных условиях) и тем меньше запас по углу
атаки до срыва. Поэтому об-
ход грозовой облачности
сверху на высотах порядка
10 000 м (близких к практи-
ческому потолку) опасен.
Пилотирование самолета
в условиях слабой (±0,05$:
^Дпу,'^±0,2) и умеренной
(±0,2$:Ди^$: ±0,5) бол-
ганки сложности не пред-
Та блица 18
О, т Кр км/ч
Н = 0 Н • 8С00 м
44 390 410
54 420 445
61 440 455
137
Рис. 111. Номограмма для определения перегрузки, выводящей самолет на су доп
или сУсв:
----------Н=0 м- — О—О— //=4000 м:—х—х—/7 =8000 Я; —Л—Л—/7=10 000 я
ставляет и может выполняться как вручную, так и с помощью
автопилота.
Зоны сильной болтанки необходимо обходить, так как здесь мо-
гут быть большие нагрузки на конструкцию, а также возможен вы-
ход на допустимые и максимальные углы атаки. Пилотирование
самолета при выходе из зон сильной болтанки (±0,5^Дн1/^ ± 1)
выполняется вручную.
При выполнении полетов на высотах, близких к практическому
потолку самолета, в случае попадания в зону сильной болтанки не-
обходимо уменьшить высоту полета на 1000—2500 м. Скорость при
снижении не должна превышать величину, соответствующую числу
М=0,6.
Пилотирование самолета вручную должно быть плавным. Пилот
должен реагировать только на значительные по величине броски
самолета, так как из малых отклонений самолет выходит самостоя-
тельно, а вмешательство пилота с запаздыванием может привести
к увеличению возмущения самолета. Самолет Ан-12 по устойчиво-
сти, управляемости и прочности выдерживает индикаторные верти-
кальные порывы до 22 м/сек.
Как было сказано выше, при случайном сваливании самолет кре-
нится, опускает нос и переходит в режим снижения. При правиль-
ных и своевременных действиях пилота (отклонение штурвала «от
себя») самолет выходит из сваливания без запаздывания с по-
терей высоты 100—150 м, и поэтому попадание в штопор мало-
вероятно.
138
Характеристики установившегося штопора в широком диапазоне
центровок (хт=|7—43% САХ) тщательно исследованы при испыта-
нии специальной динамически подобной модели в вертикальной
аэродинамической трубе.
По данным этих испытаний самолет должен иметь устойчивые
режимы нормального штопора с элеронами, отклоненными по што-
пору, и элеронами в нейтральном положении, со следующими сред-
ними характеристиками:
Центровка хт, % САХ.......................
Угол атаки, град..........................
» крена, » .......................
Угловая скорость вращения, 1/сек..........
Скорость снижения, м)сек, (при //=10 км}
Время витка штопора, сек..................
11,8
35—45
—1----5
1,08—1,25
120—130
5,8-5
38
50-60
4,5-6
0.75-1,1
115-130
8.5—6,5
В штопоре поток на крыле полностью сорван и аэродинамическая
сила практически перпендикулярна плоскости крыла; коэффициент
сн=1,75.
Скорость снижения в штопоре для других высот определяется
по формуле
Vv=\/-------------.
У Spc/jsina
Самолет должен надежно выходить из штопора при применении
стандартного метода пилотирования с запаздыванием не более пол-
витка.
Самолет должен также надежно выходить из штопора при при-
менении следующих, более простых, чем стандартный, методов пи-
лотирования.
1. При обратной последовательности отклонения рулей (откло-
нение вначале элеронов в нейтральное положение и руля высоты
вниз, затем через полвитка отклонение руля направления против
штопора) запаздывание при выходе из штопора не превышает
0,5 витка.
2. При отклонении вначале элеронов в нейтральное положение
из положения по штопору и неполном отклонении руля направления
против штопора (13°), затем через полвитка — руля высоты в ней-
тральное положение модель выходила из штопора с запаздыванием
до полвитка.
3. При отклонении руля направления против штопора, затем че-
рез 0,5 витка руля высоты вниз или до нейтрального положения
(элероны оставлены в положении по штопору или в нейтральном
положении) запаздывание модели при выходе не превышало одного
витка.
1-39
4. При отклонении только руля направления против штопора за-
паздывание выхода модели не превышало одного витка.
5. При одновременном отклонении руля направления против
штопора и руля высоты вниз запаздывание не превышало одного
литка.
Модель не выходила из штопора в следующих случаях:
1) при одновременном отклонении элеронов в нейтральное поло-
жение и руля высоты вниз (руль направления оставлен по што-
пору) ;
2) при отклонении только элеронов из положения по штопору
в положение против штопора.
ГЛАВА VI
БОКОВАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ
И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
Устойчивость и управляемость самолета относительно продоль-
ной и путевой осей называется боковой устойчивостью и управляе-
мостью.
При небольших изменениях боковых параметров возмущенное
движение самолета протекает таким образом, что параметры про-
дольного движения практически не меняются, т. е. можно рассмат-
ривать боковое движение независимо от продольного.
Рассмотрим силы и моменты, действующие на самолет при бо-
ковом движении, и их зависимость от угла скольжения и угловых
скоростей вращения и юу.
При скольжении самолета появляется боковая сила Z=cz(p)7S,
моменты крена Mx—mx($)qSl и рыскания Mv=mv($)qSl.
Коэффициенты боковой силы и упомянутых моментов соответ-
ственно равны:
Afx
,=------, тх=--------,
г qS х qSl
mv =
Mv
qSl
Коэффциенты, полученные путем специальных испытаний мо-
дели самолета в аэродинамической трубе, приведены на рис. 112.
При отклонении руля направления 6Н возникают путевой момент и
140
боковая сила, обеспе-
чивающие путевую уп-
равляемость.
Для самолета Ан-12
при убранной механи-
зации крыла коэффи-
циент путевого момен-
та /Пун = —0,0015.
Величина момента
определяется путем ум-
ножения этой величи-
ны на qSlbn-
Поперечная управ-
ляемость обеспечивает-
ся элеронами и интер-
цепторами. Эффектив-
ность элеронов, отне-
сенная к правому эле-
рону, отклоненному
внизу (до 15°),приведе-
на на рис. 113. Эффек-
тивность элеронов со-
храняется достаточно
высокой до углов ата-
ки а=14—15°.
Изменение коэффи-
циента момента крена
при изменении сколь-
жения на 1° называет-
ся коэффициентом по-
перечной статической
устойчивости, а изме-
нение коэффициента
момента рыскания —
коэффициентом стати-
ческой устойчивости
пути. Величины упомя-
нутых коэффициентов
равны: Шх = — 0,0016—
0,0017, т9у=-0,0019—
0,002. Потребная вели-
чина коэффициента по-
перечной устойчивости
конструктивно обеспе-
чивается путем подбо-
ра поперечного V кры-
ла.
Рис. 112. Характеристики боковой статической
устойчивости
Рис. 113. Характеристики боковой
управляемости и демпфирования:
а — эффективность элеронов; б — ха-
рактеристики демпфирования
141
Потребная степень путевой устойчивости обеспечивается вели-
чиной коэффициента статического момента площади вертикального
оперения
п ^B.O^B.O
в0— SbA
где Хв о — площадь вертикального оперения;
Ьв.о — расстояние от центра тяжести самолета до ’/< САХ вертикального
оперения.
Необходимо отметить, что боковая сила на винтах при косой их
обдувке уменьшает степень путевой устойчивости. Особенно значи-
тельное уменьшение (до 15—20%) происходит при взлете. Доста-
точно большая устойчивость пути обеспечивает небольшие углы
скольжения при полете в «болтанку», отказе двигателей, позволяет
выполнять различные маневры практически без скольжения.
При вращении самолета с угловыми скоростями сох и соу возни-
кают демпфирующие моменты.
Коэффициенты этих моментов приведены на рис. 113, б, а сами
моменты определяют по формулам:
К) = V,
Большое удлинение крыла самолета обеспечивает хорошее демп-
фирование при вращении по крену (т “х =—0,5).
Способность самолета устранять скольжение, крен, а также уг-
ловые скорости крена и рысканья называется боковой устойчиво-
стью.
Как видим из рис. 112, при возникновении, например, положи-
тельного скольжения у самолета появляется отрицательный путе-
вой момент, устраняющий скольжение (путевая устойчивость). При
случайном появлении крена самолета и, следовательно, скольже-
ния возникает поперечный момент, устраняющий крен (поперечная
устойчивость).
Суммарную боковую силу при скольжении и наличии крена с
отклоненным рулем направления определяют по формуле
z=(4₽4-cX)^4-GsinT.
142
Общий поперечный и путевой моменты при отклоненных орга-
нах бокового управления при симметричной тяге двигателей равны
Мх— (т£₽+т1э&э) QSI;
My^nfy+rn^qSl.
В установившемся полете (Мх, Му и Z=0) по этим формулам:
можно определить величину угла скольжения в зависимости от ве-
личины отклонения одного из органов управления, а также допу-
стимый боковой ветер при заходе на посадку и при взлете.
При отклонении одной половины закрылка более чем на 25° эф-
фективность элеронов и интерцепторов становится недостаточной
для парирования момента крена. Поэтому необходимо внимательно
следить за синхронностью выхода закрылков при отклонении их
до 35°.
2. ПУТЕВАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Путевая управляемость обеспечивается рулем направления, ко-
торый снабжен триммером и пружинным компенсатором.
Пружинный сервокомпенсатор можно рассматривать как обыч-
ный с изменяющимся пропорционально усилию на педалях переда-
точным числом. Он уменьшает шарнирный момент в широком диа-
пазоне рабочих углов отклонения руля направления при наличии
значительного скольжения. Важным преимуществом пружинного
сервокомпенсатора является также малая чувствительность его к
небольшим изменениям размеров и формы органов управления в
результате производственных отклонений.
Наличие пружинного сервокомпенсатора (рис. 114) определяет
Рис. 114. Схема пружин-
ного сервокомпенсатора:
1 — киль; 2 — пружина; 3 —
сервокомпенсатор; 4 — руль
Рис. 115. Усилия иа педалях
по углу отклонения руля на-
правления с учетом работы
пружинного сервокомпенсато-
ра:
------У*.=200 без загрузоч-
—о—о—5С0 км]ч\) ной пружины
-------V.—200 км/ч с учетом за-
грузочной пружины
143
Рис. 116. Коэффициент шарнирного момента руля на-
правления
своеобразный ход усилий на педалях по углу отклонения руля на-
правления (рис. 115).
Это объясняется тем, что сервокомпенсатор соединен с рулем
направления через пружину.
При небольшом отклонении педалей усилия в тяге управления
рулем направления недостаточны для преодоления усилия предва-
рительной затяжки пружины, руль направления отклоняется вместе
с сервокомпенсатором как одно целое и сервокомпенсатор не дейст-
вует (участок при Рц^15 кГ). При достижении усилия на педа-
лях >15 кГ пружина обжимается с одновременным отклонением
сервокомпенсатора пропорционально усилиям на педалях (участок
при 15sgPnsC80).
При Рн=80 кГ сервокомпенсатор становится на упор и не вы-
зывает дальнейшего уменьшения шарнирного момента, что приво-
дит к быстрому увеличению усилия на педалях по отклонению руля
направления (участок при Рн^80 кГ).
Однако при координированных скольжениях с расходами руля
направления, близкими к полным, шарнирный момент руля направ-
ления уменьшается и даже меняет знак (рис. 116). Явление пере-
компенсации усугублялось тем, что пружинные упоры руля направ-
ления были недостаточно жесткие и руль мог отклоняться на
28—29°.
Для исключения уменьшения усилий на педалях внедрена за-
грузочная упорная пружина, которая работает при угле отклонения
руля направления больше 16°, улучшая характеристики путевой
управляемости при координированных скольжениях. Но установка
пружины хотя и не изменила поведения самолета и управляемости
его даже при уходе на второй круг с двумя зафлюгированными
винтами, но максимальный угол отклонения руля направления на
этом режиме из-за больших усилий не превышает ~21° при полно-
стью отклоненном сервокомпенсаторе.
144
При наличии пружинного сервоком-
пенсатора усилия на педалях определя-
ются следующим образом:
при 15|^ Рн =С'8О
Рн=Р0+(Р6.с-к-Р0)----г1-----
1 ”8 ^нМш.нС
при Рн^15
Рнс. 117. Эффективность
триммера руля направления
Pft РЪ. С-К mV*^н^н’
где Pt>= 15 кГ — начальная затяжка пружины;
•Рб.с-н — усилия на педалях при неработающем пружинном сервокомпен-
саторе;
т~н =—0,0029 — шарнирный момент пружинного сервокомпенсатора при откло-
нении его на Г;
SH и Ьн — площадь и хорда руля направления соответственно;
С=—0,21—величина, учитывающая кинематику управления и жесткость
пружины.
Триммер руля направления площадью £тр=0,27 м2 обеспечива-
ет полное снятие усилий на педалях на всех эксплуатационных ре-
жимах, кроме режима полета с авторотирующим крайним винтом.
Отклонение триммера на 1° уменьшает усилие на педалях в зависи-
мости от скорости полета на 2,5—7 кГ (рис. 117). При уходе трим-
мера в крайнее положение усилий одного пилота достаточно для
преодоления возникающих на педалях усилий.
Для полного снятия усилий на педалях при полете с автороти-
рующим винтом площадь триммера руля направления была увели-
чена до 0,393 м2.
3. ПОПЕРЕЧНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ
Поперечная управляемость обеспечивается элеронами, снабжен-
ными совмещенными на одной поверхности триммерами-сервоком-
пенсаторами и интерцепторами.
Триммер-сервокомпенсатор, работая как сервокомпенсатор, от-
клоняется в противоположную элерону сторону с передаточным от-
ношением kc-n=—0,65 (угол отклонения сервокомпенсатора состав-
ляет 0,65 угла отклонения элерона). Кроме этого, из любого
положения сервокомпенсатор может быть отклонен как трим-
мер на ±6°.
Для уменьшения вредного путевого момента при отклонении
элеронов на самолете применено дифференциальное отклонение
элеронов (рис. 118). Обычно угол отклонения элеронов отсчиты-
вается по правому элерону. Отклонение правого элерона вниз счи-
145
Рис. 1.18. Дифференци-
альное отклонение эле-
ронов-
тается положительным. Усилия на штурвале при отклонении элеро-
нов определяются по следующей формуле:
Д3= -*1и.э^51э&э[тш(8э.Пр) + тш (тс.к.пр)-
- (8Э.ЛСВ) - тш (тс.к. лев) 4- 2тш (ттр)],
где km,3— передаточное отношение от элеронов к штурвалу;
Sig — площадь одного элерона;
Ь3 — хорда элерона;
Щш(бэ.пр), Шш(ба.лев)—шарнирный момент при отклонении правого и ле-
вого элеронов соответственно (рис. 119);
ИшЙс.кщ,), Шш(Тс-клев)—шарнирный момент при отклонении правого и ле-
вого сервокомпенсаторов соответственно;
Щш(Ттр) —шарнирный момент триммера.
При отклонении триммера-сервокомпенсатора на 1° создается
шарнирный момент, равный ггГэ=—0,0016.
Для улучшения поперечной управляемости при больших расхо-
дах элеронов (малые скорости полета) на самолете в дополнение
к элеронам применяются пластинчатые элероны-интерцепторы. Вы-
двинутый перпендикулярно потоку пластинчатый элерон вызывает
подпор потока на верхней поверхности того крыла, где элерон от-
клонен вверх, уменьшает подъемную силу этой половины крыла и
увеличивает сопротивление на своем участке крыла, в результате
чего самолет получает моменты крена и разворота в нужную сторо-
ну. Интерцепторы кинематически связаны с управлением элеронами
и начинают выдвигаться в поток одновременно с отклонением эле-
рона вверх на 3°.
На рис. 120 приведен балансировочный угол элерона при коор-
динированном скольжении с пластинчатыми элеронами и без них.
Из рисунка следует, что интерцепторы эффективно работают толь-
ко при больших углах отклонения элеронов и что их эффективность,
соответствует примерно 4—5° отклонения элеронов.
146
Рис. 120. Координированные
скольжения с пластинчатыми
элеронами и без них (Vi =
=300 юи/ч; 53=0; //=4000 л:
------ с пластинчатыми элерона-
ми;---без пластинчатых эле-
ронов
Рис. 121. Эффективность трим-
мера элеронов
На рис. 121 приведена эффективность триммера элеронов. В слу-
чае самопроизвольного ухода триммера элеронов в крайнее поло-
жение (тЭтах = ±6± Г) в полете со скоростями до 460 км/ч усилия
на штурвале не превышают 40 кГ, что позволяет кратковременно
выдерживать прямолинейный полет без крена усилиями одного пи-
лота. Если же триммер самопроизвольно уйдет в .крайнее положе-
ние при заходе на посадку и предпосадочном планировании
(Vi^350 км/ч), то усилия в этом случае составляют менее 25 кГ,
что по оценке пилотов позволяет нормально производить
посадку.
Максимальное отклонение триммера элеронов обеспечивает
практически полное снятие усилий со штурвала в прямолинейном
полете при двух неработающих с одной стороны крыла и двух дру-
гих работающих на взлетном режиме двигателях даже в диапазоне
скоростей К-=270—350 км/ч как с отклоненными, так и убранными
закрылками. При авторотирующем на упоре винте усилия полно-
стью снимаются также и на скоростях предпосадочного планиро-
вания =260—280 км/ч.
Усилие, потребное для отклонения элеронов на 1° в диапазоне
dP
скоростей 230—460 км/ч, равно —- = 2 — 4 кГ/град, а для созда-
йбэ
ния единицы угловой скорости крена —100—200 ——.
d(nx 1/сек
Как показали материалы летных испытаний, усилия на единицу
угловой скорости сильно зависят от величины щели между крылом
и элеронами. Этим объясняется тот факт, что для разных экземпля-
ров самолета этот критерий меняется в широких пределах.
При отклонении элеронов на 1° угловая скорость вращения са-
молета равна =0,014—0,022 рад/град. При скорости Vi=
d83
147
Рнс. 122. Балансировочные кри-
вые би, Ри (у) для прямолиней-
ного полета со скольжением
(// = 5000 м; G = 49—51 Г; хт =
=25% САХ):
----- 6з=0, ш—, =355 кл«/ч;
О—О—Сз=25°, ш+, =272 км/ч;
X—X— 6з=35°, ш+, Vf =255 км/ч
=460 км!ч и усилии на штурвале Рэ=35 кГ возможно получение
угловой скорости (ох = 0,31/сек. Все перечисленные критерии соот-
ветствуют нормам, предъявляемым в СССР к самолетам данного
класса.
Вращение штурвала не требует его перехвата при любых режи-
мах полета, включая отказ крайнего двигателя при уходе винта на
авторотацию, а также при посадке самолета с боковым ветром до
15 м!сек и несимметричной тягой двигателей (<Рштах = 135°).
4. ОСОБЕННОСТИ БАЛАНСИРОВКИ САМОЛЕТА ПРИ ПОЛЕТЕ
С СИММЕТРИЧНОЙ И АСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ
Основными факторами, нарушающими боковое равновесие са-
молета при симметричной тяге двигателей, является скольжение
самолета и отклонение органов управления.
Рассмотрим уравнения бокового равновесия при прямолиней-
ном полете со скольжением:
с!нбн + схР + о,т = 0.
Как видим по этим уравнениям, прямолинейный полет со сколь-
жением может быть только с креном. Для наглядности обычно ба-
148
Рис. 123. Балансировочные кривые У,,
Рз=/(у) Для прямолинейного полета
со скольжением (//=5000 м, Gcp=49—
51 Г; хт=25% САХ)
при специальных
лансировочные кривые при
полете со скольжением стро-
ят не по углу скольжения,
а по углу крена.
На рис. 122 и 123 приве-
дены балансировочные кри-
вые для прямолинейного по-
лета со скольжением, полу-
ченные
летних испытаниях. Очень
важно, чтобы в этих режи-
мах усилия, возникающие
при отклонении органов уп-
равления, не уменьшались
значительно. Как было от-
мечено выше, для уменьше-
ния падения усилий на педа-
лях на руле направления
установлена загрузочная
пружина.
При полном отклонении
руля направления с откло-
ненными на 35° закрылками
при скорости 270—290 км/ч
на некоторых самолетах
возможна небольшая пере-
компенсация элеронов с величиной усилий до 5 кГ.
Перекомпенсация элеронов самолета может быть значительно
ослаблена или устранена полностью путем уменьшения передаточ-
ного числа кинематического сервокомпенсатора элеронов (/гс_к=
= —0,5), а также установкой буферной пружины в системе управ-
ления элеронами, включающейся при углах отклонения элеронов
бэ>10°. Однако осуществление этих мероприятий приведет к неко-
торому увеличению усилий на штурвале от элеронов также и на ос-
новных режимах полета при управляемых движениях.
Необходимо отметить, что указанный выше режим полета, при
котором возможна перекомпенсация элеронов, в практике эксплуа-
тационных полетов не встречался, а был получен при специальных
испытаниях. В связи с этим осуществлять эти мероприятия на са-
молете нецелесообразно, но пилот должен помнить об этой особен-
ности самолета.
В случае полета с отказавшим двигателем на самолет действует
асимметричный путевой и кренящий моменты. Уравнения равнове-
сия в этом случае имеют вид:
6—2896
149
где
Рас?!
qSl
тх „
обд
"Ч= ±
^ЧбЛ
I
гт — плечо тяги отказавшего двигателя;
ДсУ(бд— уменьшение подъемной силы от обдувки крыла винтом отказавшего
двигателя.
Отсюда определяют потребные отклонения органов управления
для полета с асимметричной тягой в зависимости от угла крена:
_ 1 ( т1сУ ту. \
8н=--------I- “г— т—Г
। mfy* \ т«с? т" J
сг
8э =----+
тл
На рис. 124 и 125 приведены балансировочные кривые при по-
лете самолета в разных режимах в случае отказа одного и двух
двигателей. Как видим по этим материалам, самолет управляем при
отказе двигателей на всех допустимых режимах полета. Усилия на
педалях и штурвале приемлемые.
Необходимо отметить, что при создании крена на работающие
двигатели балансировочное отклонение руля направления и усилия
на педалях значительно уменьшаются. Это объясняется тем, что при
Рис. 124. Балансировоч-
ные кривые 6В, Рн, и
•Рэ=/(т) для прямоли-
нейного полета со сколь-
жением при зафлюгнро-
ванном винте четвертого
двигателя; шасси выпу-
щено:
1 — вз=35—45", V £ =270—
280 км/ч, Н =5000 м, Grr.—
=49,5 Г, «„1,2,3 “105°. 2 —
63=25°, Vf=320 км/ч. Нср-
=3200 м. Gcp=59.8 Т.
ав1,2,3“84°
150
Рис. 125. Балансировочные кривые 6Н, Ри, 5» и Рэ=Ду) для пря-
молинейного полета со скольжением при двух зафлюгированных
с одной стороны винтах
fHcp =4000-5000 я; V = 280—200 км/ч)-
7 —63=35—45°. аВ112-84"; 2-й3=0, а„3,4 =84°; 3—й3=0. аВ1.2=84’:
4 —йз=25°, ав314 =100°; 5— fl3-25°, ai,2-IOO°
полете с креном на работающие двигатели, скольжение, возникаю-
щее на опущенном полукрыле, вызывает путевой момент, который
уменьшает асимметричный момент. При увеличении крена до 5—6°
полет самолета возможен практически с нейтральным рулем. По-
этому всегда рекомендуется полет при асимметричной тяге произ-
водить с креном до 5° на работающие двигатели.
На рис. 126 показаны балансировочные усилия на штурвале и
педалях при полете самолета с авторотирующим винтом. Как ви-
дим, самолет управляем и усилия на педалях могут быть значи-
тельно уменьшены при крене на работающие двигатели.
На рис. 127 приведены балансировочные кривые в зависимости
от скорости при полете с асимметричной тягой на режиме взлета.
Из рисунка следует, что эффективность органов поперечного управ-
ления обеспечивает балансировку самолета при полете, а асиммет-
ричной тягой на режиме взлета при скорости более 205 км!ч. Для
получения приемлемого усилия на педалях на этом режиме необ-
ходимо отклонить триммер руля направления. При увеличении
крена до у=5—6° самолет балансируется на скорости, меньшей
скорости отрыва.
На рис. 128 приведены балансировочные кривые при полете на
трех двигателях в режиме набора высоты с авторотирующим край-
ним винтом. При увеличении скорости полета свыше Кист=440 км/ч
отклонение руля значительно уменьшается. Это объясняется тем,
что тяга авторотирующего винта при этой скорости значительно
6*
151
Рис. 128. Балансировоч-
ные кривые при полете
на трех двигателях в ре-
жиме набора (Н=0 м;
G=49 Г):
1 — винт авторотирует; 2 —
винт зафлюгирован. ------
у=0°;------------ — у- —2°
Рис. 126. Балансировоч-
ные усилия Рн и Рэ (у)
при координированных
скольжениях с автороти-
рующим на упоре винтом
крайнего двигателя
(Яср = 3500 м; vCp —
= 330 км/ч);
------- авторотирует дви-
гатель № I; —------------
авторотирует двигатель № 4
Рис. 127. Балансировоч-
ное отклонение руля на-
правления и элеронов
для прямолинейного по-
лета с зафлюгированным
винтом четвертого двига-
теля («в^г.з =104°; 6з=
=25°; Н=2000 л; (G=
=50—51 Г)
уменьшается. Флюгирование винта в несколько раз облегчает ба-
лансировку самолета.
На рис. 129 приведены балансировочные кривые при полете на
трех двигателях на режиме предпосадочного планирования с авто-
ротирующим винтом. .Полет с авторотирующим винтом требует
больших отклонений органов управления, особенно при уменьшении
скоростей полета. В связи с этим на планировании скорость не
должна быть меньше 220—230 км!ч. Уменьшение режима работы
крайнего двигателя благоприятно сказывается на боковой баланси-
ровке самолета.
5. ХАРАКТЕРИСТИКИ БОКОВОЙ ДИНАМИЧЕСКОЙ УСТОЙЧИВОСТИ
Известно, что для получения приемлемой боковой динамической
устойчивости недостаточно иметь статическую путевую и попереч-
ную устойчивость. Отношение величин статической путевой и попе-
речной устойчивости должно быть в определенных пределах.
152
Рис. 129. Балансировочные
кривые при полете на трех
двигателях без крена. Винт
четвертого двигателя авто-
ротирует на упоре (бз=
=35°; шасси выпущено;
6ср=47 Т\ //ср=5000 я;
хт=25,4% САХ); ав2 3 =
=70°):
----------«в, = 40°:
—А—Д— сВ1 = 20°
Рис. 130. Запись при-
боров при импульсе
рулем направления
(Vcn=310 км/ч;
Не п=8400 м)
а^,1/сек
<лг,1/сек
0 20 40
t.cen
При нормальном соотношении поперечной и путевой устойчиво-
сти колебания самолета при воздействии возмущений не превосхо-
дят допустимых значений и пилотировать такой самолет удобно.
Кроме того, при отказе особенно крайнего двигателя самолет мед-
леннее увеличивает крен, давая пилоту больше времени для оценки
обстановки и вмешательства в управление.
Соотношение между путевой и поперечной устойчивостью опре-
деляется отношением максимальной угловой скорости крена к мак-
симальной угловой скорости рыскания при колебаниях, т. е. х=
ах шах г,
=-------. Для получения приемлемой величины х консоль крыла,
max
начиная с 14 нервюры (при доводке самолета), была установлена с
отрицательным поперечным V (<рКонс=—2°). Для самолета Ан-12
величина х при убранных закрылках составляет 1,0—1,1, а при от-
клоненных в посадочное положение — 0,65—0,8, что удовлетворяет
нормам СССР для этого самолета.
Очень важно, чтобы возникшие случайные колебания угловых
скоростей затухали достаточно быстро. Быстрота затухания количе-
ственно оценивается отношением амплитуд угловых скоростей кре-
на и рыскания за один период и обозначается величиной шзвл.
Амплитуды колебаний самолета за один период уменьшаются в
1,4—1,9 раза, что вполне приемлемо и свидетельствует о боковой
динамической устойчивости. Период колебаний при этом равен 6—
8 сек.
Пример затухания угловых скоростей и при «импульсе»
рулем направления приведен на рис. 130.
153
ГЛАВА VII
ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА
НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ РЕЖИМАХ
1. ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ ПРИ РАЗБЕГЕ И ПРОБЕГЕ
ПО БЕТОНИРОВАННОЙ ПОЛОСЕ
Взлет самолета производится следующим образом. Удерживая
самолет на тормозах, пилот доводит режим внешних, а затем внут-
ренних двигателей до номинального. При взлете с мокрой или засне-
женной ВПП РУД внешних двигателей переводят в положение
<1в=65° по УПРТ, а внутренних —30—40°. Затем уже в процессе
разбега режим всех двигателей выводится на взлетный плавной
дачей газа во избежание разворота самолета из-за несинхронного
выхода двигателей на режим.
Для обеспечения безопасности в случае отказа двигателя раз-
бег необходимо производить с опущенной передней стойкой, подъем
которой начинается за 2—3 сек до отрыва. После отрыва самолет
разгоняется с постепенным набором высоты. На высоте не менее
5—10 м и при скорости 240—250 км/ч убираются шасси, а на высо-
те не менее 100 м и при скорости 300—320 км/ч— закрылки. При
уборке закрылков просадка самолета парируется небольшим взя-
тием штурвала на себя.
Взлет самолета с закрылками, отклоненными на 15° (из-за бо-
лее быстрого роста скорости), более надежен, чем взлет с закрыл-
ками, отклоненными на 25°. Пилотирование упрощается при нали-
чии бокового ветра, но длина разбега при этом увеличивается на
100—150 м. Скорость, при которой поднимается передняя стойка
шасси, при взлете с весом более 54 Т должна быть не менее 210—
225 км/ч.
Если самолет при разбеге уклонился от направления ВПП на
6—7°, взлет нужно прекратить.
Для улучшения путевой устойчивости и управляемости при раз-
беге и пробеге на самолете имеется взлетно-посадочное управление
передними колесами, которые кинематически связаны с управлени-
ем рулем направления. Кинематика подбирается так, чтобы при
рабочих углах отклонения носового колеса <рн.к не было проскаль-
зывания. В то же время угол поворота должен быть достаточным
для парирования разворачивающего момента, возникающего при
остановке двигателей.
Оборудование самолета системой управления передней тележ-
кой от педалей улучшило управляемость самолета в следующих
случаях:
при разбеге и пробеге с боковым ветром;
при неодновременном выходе на взлетный режим двигателей на
разбеге или неодновременном снятии винтов с упора на пробеге;
154
в случае отказа двигателя во время разбега как при продолже-
нии взлета, так и при прекращении его;
при пробеге с асимметричной тягой, вызванной авторотацией
винта или зафлюгированным винтом.
При нормальной работе всех силовых установок система управ-
ления передней стойкой от педалей позволяет выполнять взлеты и
посадки при боковом ветре до 15 м/сек. Кроме, того, отпадает необ-
ходимость в точном контроле за синхронной работой двигателей
перед началом разбега. Нет надобности пользоваться тормозами.
Взлет упрощается.
Эффективность управляемой передней стойки шасси достаточ-
на, чтобы произвести взлет даже при неработающем на старте внут-
реннем двигателе с зафлюгированным винтом. При неработающем
крайнем двигателе управляемость достаточна при скорости свыше
140 км/ч при работе другого крайнего двигателя на взлетнем ре-
жиме.
Особенностью самолета Ан-12 (как и всех самолетов с воздуш-
ными винтами одного направления вращения) при разбеге является
тенденция к развороту вправо. Это объясняется наличием реактив-
ного момента от воздушных винтов, вращающихся в одну сторону
(влево по направлению взлета) и крена вправо (из-за обжатия
амортизации стоек и пневматиков шасси самолета).
Тенденция к развороту становится особенно заметной, когда к
реактивному моменту добавляются асимметричные моменты тор-
мозной системы, ветра. В этом случае пилотирование самолета,
особенно на скользкой ВПП, усложняется. Но и в этих условиях
управляемость самолета обеспечивается использованием передней
стойки шасси.
Боковой ветер справа и слева по-разному влияет на поведение
самолета, усложняя взлет. Он создает скольжение, в результате
чего появляется боковая сила, кренящий и разворачивающий мо-
менты.
Значительная боковая сила на фюзеляже (самолет имеет боль-
шую боковую поверхность) совместно с боковой силой, возникаю-
щей при косой обдувке винтов, и значительный кренящий момент
из-за высокого расположения крыла создают перераспределение
давления на основные стойки шасси.
Моменты от силы, возникающей при косой обдувке винтов и ог
перераспределения давления на стойки шасси, в сумме превышают
момент путевой (флюгерной) устойчивости (m^qSl), поэтому са-
молет при малых скоростях разбега разворачивается по ветру, т. е.
становится неустойчивым. С увеличением скорости разбега путевой
момент флюгерной устойчивости возрастает и самолет становится
устойчивым.
Ветер слева несколько больше влияет на управляемость, чем ве-
тер справа, поскольку кренящий момент левого скольжения скла-
дывается с кренящим вправо реактивным моментом воздушных
винтов. Происходит значительное перераспределение нагрузок на
155
главные тележки шасси, что требует своевременного парирования
кренения отклонением элеронов в сторону ветра. Направление дви-
жения выдерживается рулем направления и управляемой передней
стойкой. С увеличением скорости полета потребные отклонения ор-
ганов управления уменьшаются. При сильном боковом ветре разбег
целесообразно производить на трех точках вплоть до скорости
отрыва.
При заходе на посадку с боковым ветром и малыми посадоч-
ными весами скорость планирования необходимо выдерживать по
верхнему пределу скоростей, рекомендованных по инструкции.
До высоты 50—70 м борьба со сносом ведется изменением кур-
са, а ниже — созданием крена. После приземления самолета нужно
отклонить элероны и руль направления для устранения кренящего
и разворачивающего моментов. Несмотря на эти особенности, взлет
и посадка на самолете Ан-12 сложности не представляет и отлича-
ется более простым пилотированием, чем на аналогичных самоле-
тах.
При взлете самолета с неотклоненными закрылками самолет
имеет тенденцию к увеличению угла тангажа, который легко пари-
руется отдачей штурвала «от себя». Длина разбега и скорость от-
рыва значительно больше, чем при нормальном взлете. Поэтому
взлет с убранными закрылками запрещается. При разбеге с бето-
нированной ВПП усилия на штурвале для подъема и удержания в
поднятом положении передней стойки шасси при центровке 25%
САХ и разных положениях закрылков равны:
63° . . ............................25 15 0
Рв, кГ................................ 30 10 0
Так как усилия зависят от центровки самолета и других факто-
ров, то они не могут быть критерием фактического отклонения за-
крылков в диапазоне углов 0—15°.
При случайном взлете с убранными закрылками и отрыве на ма-
лой скорости скороподъемность самолета значительно меньше, чем
при нормальном взлете Для ухода от земли необходимо отклонить
закрылки во взлетное положение и перевести самолет на эксплуата-
ционные углы атаки. Следовательно, отрыв самолета на малой ско-
рости с убранными закрылками очень опасен.
2. ОСОБЕННОСТИ ПИЛОТИРОВАНИЯ САМОЛЕТА
С ПРЕДЕЛЬНЫМИ ЦЕНТРОВКАМИ
Предельно передняя центровка, равная 16% САХ, определена
из условий достаточности руля высоты для обеспечения самолету
посадочного угла атаки вблизи земли при полностью отклоненных
закрылках, выпущенном шасси и приемлемых усилиях на штурвале.
Как взлет, так и посдака с предельно передней центровкой требует
от пилота большого внимания. Расход руля высоты на взлете
достигает величины бв =—15------20°. Длина разбега и скорость
156
отрыва при этом, естественно, могут несколько увеличиться. Для
обеспечения взлета с этой центровкой триммер руля высоты забла-
говременно устанавливается на 1,5—2 деления «на себя», поэтому
усилия при взлете нормальные.
При взлете самолета с повышенным взлетным весом и центров-
кой до 24—26% САХ рекомендуется установить триммер руля высо-
ты на 1,5 деления «на себя» от нейтрального положения, что обес-
печивает приемлемые усилия на штурвале.
При взлете с предельно задней центровкой усилия значительно
уменьшаются. Чтобы в этом случае они были такими же, как и при
взлете со средними центровками, рекомендуется триммер руля вы-
соты установить .на 1,5—2 деления «от себя».
Посадка самолета с предельно передней центровкой требует от
пилота повышенного внимания. Чтобы сбалансировать самолет на
режиме предпосадочного планирования и облегчить пилотирование
на посадке, требуется больший расход триммера руля высоты, чем
при посадке со средними центровками.
Для уменьшения усилий при выводе самолета на посадочный
угол атаки отклонением триммера руля высоты до двух делений
«на себя» необходимо создать’небольшое давящее усилие на штур-
вале. При таком положении триммера усилия на выдерживании и
при посадке будут такими же, как и при посадке со средними цент-
ровками.
Перемещение РУД внутренних двигателей до ав=0 по УПРТ
необходимо производить в конце выдерживания.
При посадке самолета с предельно задней центровкой для полу-
чения приемлемых усилий рекомендуется отклонить триммер руля
высоты «от себя» на полтора-два деления. Самолет легко выходит
на посадочные углы атаки. Усилия на штурвале в момент касания
при этом достигают 35—40 кГ. После приземления и устойчивого
пробега необходимо отдать штурвал «от себя» и держать его в пе-
реднем положении все время пробега.
В особых случаях полета взлет возможен с центровкой до 35%
САХ, а посадки — до 36% САХ. Самолет опрокидывается на хвост
при центровке 40,5% САХ. Взлет при таких центровках отличается
от взлета с предельно задней центровкой только меньшими усилия-
ми (Рв = 25—30 кГ). Но на предпосадочном планировании при боль-
шом отклонении руля высоты «от себя» усилия на штурвале с эти-
ми центровками ниже нормы. Поэтому пилотирование при плани-
ровании должно производиться с небольшими перегрузками. Кроме
того, при рулении с центровкой до 36% САХ особенно по неровному
грунту происходит раскачка самолета. Управляемость при манев-
рах на земле недостаточна из-за малой нагрузки на переднюю стой-
ку. В связи с вышеизложенным посадка самолета с центровкой до
36% САХ допускается только в исключительных случаях.
При предельно задних центровках самолет легко выходит на
большой угол атаки даже при небольших скоростях отрыва и по-
садки, это позволяет получить хорошие взлетно-посадочные харак-
157
терпстики. Так, например, при весе самолета 35—36 Т при откло-
ненных на 35° закрылках и центровке 30—31% САХ специальными
летными испытаниями были достигнуты следующие взлетно-поса-
дочные характеристики:
Длина разбега, м . . 195
Скорость отрыва, км/ч................... 145—155
Коэффициент подъемной силы при отрыве Суптр . 2,8
Взлетная дистанция, м ................ 520—550
Скорость набора высоты, км/ч............. 180—200
Длина пробега, м ... .j. ............ . 370—380
Посадочная скорость, км/ч............... 160—170
» дистанция, м.................... . . 1150—1450
Коэффициент подъемной силы при посадке сУпос . . . 2,1—2,3
Коэффициент подъемной силы сУотр =2,8 получен за счет обдув-
ки крыла винтами, повышенного отклонения закрылков на взлете
(до 35°) и увеличенного угла атаки (аотр=! 10—11°). При более пе-
редней центровке эффективности руля высоты недостаточно для
создания повышенного угла атаки отрыва при столь малой ско-
рости.
Сравнительно большая посадочная дистанция по отношению к
взлетной объясняется тем, что на режиме выдерживания и пробега
(при малых скоростях) тяга двигателей на режиме полетного ма-
лого газа велика.
Но учитывая, что самолет вяло реагирует на отклонение органов
управления и что в случае отказа двигателя безопасность полета не
обеспечивается, эксплуатация самолета со столь малыми взлетно-
посадочными скоростями не может быть рекомендована.
3. ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ НА ГРУНТОВЫХ
И ЗАСНЕЖЕННЫХ ВПП
Выполнение полетов с грунтовых ВПП можно производить при
условной прочности грунта более 8—9 кГ/см2 в зависимости от
взлетного веса самолета (G = 54—61 Т). Рекомендуемая центровка
для взлета с грунта равна 24—30% САХ. Для облегчения отрыва
передних колес предельно передняя центровка для самолета весом
50—54 Т составляет 20% САХ, 61 Т — 25% САХ.
Для уменьшения усилий на штурвале при взлете с указанными
выше центровками триммер руля высоты необходимо установить в
положение 1,5—3 деления «на себя» в зависимости от состояния
ВПП и взлетного веса самолета (G=50—61 Т). Запись изменения
скорости по времени, а также отклонения руля высоты и усилий на
штурвале при взлете с грунтовой полосы показаны на рис. 131.
Самолет может эксплуатироваться и на заснеженной полосе.
Одиночные полеты могут выполняться при глубине неукатанного
снежного покрова до 20 см при взлете с весом до 61 Т. При укатан-
ном снеге глубина покрова должна быть не более 10—15 см. Длина
разбега в зимних условиях не превосходит длины разбега в летних
158
условиях с бетонированной
ВПП. Но при взлете с укатан-
ного малопрочного снежного
покрова толщиной 10—15 см
длина разбега увеличивается.
При рулении как по грун-
товой, так и по заснеженной
ВПП требуется несколько уве-
личить мощность двух внутрен-
них двигателей. Страгивание с
места происходит при ав=
= 30—40° всех двигателей. При
рулении со скоростью до
20 км/ч потребный режим для
всех двигателей составляет
св= 18—20° по УПРТ.
При рулении по заснежен-
ной ВПП с укатанным снеж-
ным покровом толщиной бол.ее
15 см или с пониженной проч-
ностью грунта не рекоменду-
ется допускать остановки само-
лета (возможно застревание),
Рис. 131. Запись характеристик само-
лета при взлете с грунтовой ВПП
(G=60 Т, хт=25,8% САХ, ТтР=3,3°,
бз=25°)
производить крутые развороты
и торможение колесами, так как это приводит к разрушению поло-
сы. Для выполнения разворотов необходимо увеличивать мощность
крайнего двигателя. Радиус разворота должен быть не менее 30 м,
скорость руления 20—30 км/ч. Взлет с грунтовой ВПП произво-
дится с включенным автоматом тормозов и включенным управле-
нием передней стойкой шасси от педалей. Если грунтовая ВПП
ровная, то взлет с нее не отличается от взлета с бетонированной
ВПП, за исключением небольшой тряски.
При неровном и неравнопрочном грунте (о=4—12 кГ/см2) или
ВПП с глубиной снежного покрова 5—15 см для уменьшения тряс-
ки и продольной раскачки необходимо начинать разгрузку перед-
ней стойки шасси при скорости 120—180 км/ч в зависимости от
состояния ВПП и взлетного веса самолета. Разбег самолета в этих
условиях происходит с неравномерным нарастанием скорости. Про-
дольная и поперечная раскачка самолета не позволяет создать
взлетный угол атаки, и разбег проходит практически в трехточеч-
ном положении до отрыва. Вследствие продольной раскачки воз-
можен преждевременный отрыв самолета. Направление разбега
выдерживается отклонением педалей без применения тормозов.
При взлете с предельно задней центровкой триммер руля высо-
ты рекомендуется поставить в нейтральное положение. Самолет
отрывается при суОтр=2. При взлете с заснеженной ВПП для выду-
ва снега из узлов шасси рекомендуется их убирать после за-
крылков.
159
При посадке на ВПП с малопрочным укатанным снежным по-
кровом или грунтовую ВПП с пониженной прочностью необходимо
для уменьшения тряски снимать в'инты с упора во второй половине
пробега. Кроме того, штурвал на пробеге необходимо дольше вы-
держивать в положении «на себя» для удержания носовой стойки
шасси в поднятом положении, что уменьшает тряску самолета.
Тормоза для сохранения покрова ВПП применяются только при
необходимости. В конце пробега необходимо увеличить мощность
двигателя во избежание остановки и застревания самолета.
4. МАНЕВРЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА ПРИ ЗАХОДЕ
НА ПОСАДКУ
При заходе на посадку с углами крена 30—45° и выпущенными
шасси и закрылками самолет устойчив по скорости и перегрузке.
Это позволяет выполнить заход на посадку на аэродромы с затруд-
нительными подходами, в том числе и высокогорные.
Развороты можно выполнять в наборе высоты на номинальном
режиме работы двигателей, в горизонтальном полете — на режиме
работы двигателей ав=60—-80° по УПРТ и со снижением при по-
ложении РУД на проходной защелке в диапазоне скоростей 240—
300 км/ч по прибору.
Разворот в наборе выполняется легко. Наивыгоднейшая ско-
рость разворота Рпр=.<270—280 км/ч при б3=25°. За разворот само-
лет набирает высоту 450—500 м со средней скороподъемностью
8—10 м/сек. Усилия на штурвале небольшие, при этом усилия при
выводе из крена несколько больше, чем на вводе в крен. Разворот
вправо и влево несколько различается по величине усилий на штур-
вале.
Разворот в горизонтальной плоскости с креном 30—35° при по-
стоянном режиме работы двигателей по технике пилотирования осо-
бенностей не имеет и трудностей не представляет. Но выполнение
разворота с креном более 45° несколько затруднительно.
Установление крена 45° и более происходит за 10—15 сек, при
этом точность выдерживания крена находится в пределах ±3—5°.
Точно выдерживать постоянный угол крена и скорость разворота
трудно, так как нужно одновременно увеличивать режим работаю-
щих двигателей на 6—10° от исходного и выдерживать перегрузку
пу= 1,4—1,5 для парирования опускания носа самолета. Усилия
при этом возрастают. Для вывода самолета в горизонтальный полет
надо прикладывать несколько большие усилия, чем при вводе в
крен.
Выполнение разворота со снижением аналогично развороту в
горизонтальном полете, но самолет имеет тенденцию к опусканию
носа, увеличению крена и скорости полета. Для сохранения скоро-
сти при выполнении разворота с ав= 16—20° перед вводом в разво-
рот надо отдать штурвал «от себя», а затем для сохранения скоро-
сти и перегрузки взять «на себя».
160
Потеря высоты за время разворота составляет 400—600 м, вер-
тикальная скорость снижения 7—10 м!сек. Наивыгоднейшая ско-
рость разворота с креном у=45° составляет 250—260 км/ч.
Развороты с закрылками, отклоненными на 45°, как в горизон-
тальном полете, так и при заходе на посадку со снижением реко-
мендуется выполнять с креном до 45° при скорости 250 км!ч.
Минимальные радиусы разворота при углах крена 30—40° и
скоростях по прибору 250—260 км/ч составляют 500—800 м.
Радиус разворота определяется по формулам:
, ил„ fi =_!2_ ,
"5^1 г'81
R=-
g
где V — истинная скорость полета, л/сек;
g—земное ускорение;
nv — вертикальная перегрузка.
Минимально допустимая скорость разворота по прибору с кре-
ном 45° при выпущенном шасси и закрылках, отклоненных на 35°
с весом 51—52 Т, при нормальной работе силовых установок равна
230—235 км)ч.
Таким образом, самолет способен производить заход на посадку
с разворотом на 180° на режиме предпосадочного планирования да-
же на высокогорных аэродромах с затрудненными подходами.
5. ОСОБЕННОСТИ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ САМОЛЕТА
НА ЛЫЖНОМ ШАССИ
Маневренные характеристики самолета при рулении по льду
и снегу обеспечиваются специальными тормозами и управляемой
передней лыжей.
Первая половина разбега выполняется при асимметричной тяге
двигателей с разницей в показаниях УПРТ между соседними дви-
гателями до 8—10°. При достижении скорости примерно 120 км/ч
режим всех двигателей доводится до взлетного, а направление вы-
держивается рулем направления и элеронами. Для отрыва самоле-
та требуются большие усилия, чем при отрыве с колесным шасси,
так как для создания потребного угла атаки нужно обжимать амор-
тизацию лыж. Передняя лыжа отделяется от ВПП за 2—3 сек до
отрыва самолета. Скорость отрыва самолета такая же, как и с ко-
лесным шасси.
В полете устойчивость и управляемость самолета с лыжным
шасси практически не отличается от устойчивости и управляемости
самолета с убранным колесным шасси. Заход на посадку и посадка
выполняется обычным способом. Но при посадке с отказавшим дви-
гателем снятие с упора винта двигателя, симметричного отказав-
шему, необходимо производить в конце пробега. При разбеге и
пробеге самолет с лыжным шасси устойчив и обладает удовлетво-
рительной управляемостью.
161
ГЛАВА VIII
ОСОБЫЕ СЛУЧАИ ПОЛЕТА
1. ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ
В этой главе рассматривается поведение и управляемость само-
лета после отказа одного и двух двигателей на разных режимах по-
лета, в том числе и при полете с включенным автопилотом. Кроме
того, рассматривается поведение самолета при полете на предель-
ных приборных скоростях или числах М при экстренном снижении
с симметричной и несимметричной тягами.
Первым признаком отказа двигателя является прогрессивно
увеличивающиеся крен и разворот самолета, так как отказ двига-
теля приводит к появлению разворачивающего путевого и креняще-
го моментов.
Величина путевого момента определяется суммарным действием
моментов асимметричной тяги, путевой статической устойчивости,
путевого демпфирования, руля направления.
Величина кренящего момента определяется суммарным дейст-
вием:
момента от уменьшения подъемной силы части крыла за винтом
отказавшего двигателя в связи с прекращением обдувки крыла;
момента поперечной статической устойчивости самолета, вызы-
вающей появление крена в сторону отказавшего двигателя при
скольжении в сторону работающего двигателя;
перекрестного момента, вызывающего крен самолета при вра-
щении вокруг вертикальной оси;
момента элеронов и интерцепторов самолета.
Основным кренящим моментом на малых скоростях полета с
отклоненными закрылками является момент от обдувки крыла вин-
том двигателя, симметричного отказавшему. На больших скоростях
полета, где число В малое, основным кренящим моментом является
момент от поперечной статической устойчивости.
Значительный кренящий момент создается перекрестным момен-
.. ши ?SVP
том /иг=тд» —-—w _ Физическая природа этого момента заклю-
чается в том, что при наличии асимметричной тяги и, следователь-
но, угловой скорости ыу местная скорость полукрыла с работающи-
ми двигателями увеличивается, а скорость полукрыла с отказавшим
двигателем уменьшается, т. е. момент возникает вследствие перерас-
пределения подъемной силы полукрыльев.
Так как на самолете Ан-12 винты имеют левое вращение, кото-
рое создает реактивный момент, кренящий самолет на правое кры-
ло, то при отказе четвертого двигателя кренящий момент от обдув-
ки работающего винта первого двигателя складывается с реактив-
ным моментом. Поэтому четвертый двигатель у самолета Ан-12
162
является критическим. При его отказе появляется наибольший кре-
нящий момент.
Величина реактивного момента одного двигателя определяется
по следующей формуле:
ЛЕ = 716,2 ,
Р «в
где JVB — винтовая мощность двигателя, л. с.;
пв —число оборотов винта в минуту.
При вращении самолета относительно вертикальной оси после
отказа двигателя траектория его искривляется, появляется боковая
инерционная сила, которая в начальный момент и вызывает сколь-
жение самолета.
При отказе двигателя на малых скоростях полета и повышен-
ных режимах работы двигателей (например, режим взлета) возни-
кает самое большое скольжение самолета; при увеличении скорости
полета отказ двигателя вызывает меньшее скольжение, если при
этом винт флюгируется. Если же винт не флюгируется, а уходит на
упор (Уист^420—440 км!ч), изменения режима полета от скорости
практически не зависят, так как отрицательная тяга авторотирую-
щего винта возрастает с увеличением скорости полета. При даль-
нейшем увеличении скорости возмущения режима полета значи-
тельно уменьшаются, так как тяга авторотирующего винта на
этих скоростях сравнительно небольшая (см. гл. II).
Максимальный угол скольжения при отказе двигателя дости-
гается через 3—4 сек при условии невмешательства летчика в уп-
равление. После этого скольжение самолета уменьшается вследст-
вие того, что крен, вызванный отказом двигателя, уравновешивает
инерционную силу от путевого вращения.
Большое влияние на величину изменения режима полета при
отказе двигателя имеет положение органов управления. Если управ-
ление самолетом освобождено, то изменения режима несколько
больше, чем при зажатом управлении. Это объясняется тем, что
при вращении самолета органы бокового управления отклоняются
по потоку, уменьшая демпфирующие моменты. Так, например, при
освобожденном штурвале коэффициент демпфирования крыла mxwx
примерно на 20—30% меньше, чем при зажатом штурвале.
С увеличением высоты полета возмущения режима полета при
отказе двигателя с флюгированием винта уменьшаются из-за более
быстрого падения асимметричной тяги, чем демпфирования.
Если же при отказе двигателя винт уходит на промежуточный
упор (фв=42°), высота полета практически не влияет на возму-
щения.
Во всех случаях при отказе двигателя после восстановления рав-
новесия полет необходимо производить со скольжением в сторону
работающих двигателей. Это достигается созданием крена 4—5° в
163
Рис. 132. Запись характеристик самолета
при выполнении прерванного взлета
при отказе правого крайнего двигателя
и при боковом ветре слева 4—6 м!сек-.
1 — двигатель № I; 2 — двигатель № 4
сторону работающих дви-
гателей. Тогда часть асим-
метричного момента балан-
сируется моментом устойчи-
вости пути и этим самым
достигается минимальный
расход органов управления,
что облегчает балансировку
самолета и повышает аэро-
динамическое качество са-
молета с асимметричной тя-
гой.
2. ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ
С ПОСЛЕДУЮЩИМ
ФЛЮГИРОВАНИЕМ ВИНТА
При отказе силовой уста-
новки, работающей на ре-
жиме выше ав = 40° по
УПРТ, винт автоматически
флюгируется *.
В случае отказа критиче-
ского двигателя при разбеге
на скорости меньше 80—
130 км/ч асимметричный мо-
мент работающего на взлет-
ном режиме первого двига-
теля больше, чем располага-
емый момент руля направ-
ления и управляемой носовой стойки. Поэтому при прекращении
взлета необходимо энергично отклонить педали и штурвал для па-
рирования разворота и крена и без промедления перевести режим
всех двигателей на ав=0. При невозможности выдержать направ-
ление взлетно-посадочным управлением передней стойки шасси не-
обходимо включить рулежное управление.
На рис. 132 приведен пример поведения самолета при выполне-
нии прерванного взлета в случае отказа критического двигателя
при скорости 70 км/ч. Как видно, после принятия решения о прекра-
щении взлета (четвертая секунда) и уменьшения мощности двига-
телей (показано изменение крутящего момента только 1-го двига-
теля) самолет (из-за медленного падения тяги двигателей) еще
довольно продолжительное время разгоняется. Полное и энергичное
отклонение руля направления и носовой тележки шасси позволяет
1 Для тех самолетов, в которых автофлюгер по отрицательной тяге не подклю-
чен, прп отказе двигателя винт автоматически флюгируется, если исходный режим
двигателя был выше 0,7 номинального.
164
Рис. 133. Запись характеристик самолета при выполнении про-
долженного взлета (С?вэл=61 Т, 63=15°, Уотк = 175 км/ч,
<яв = 19°С, р=743 мм рт. ст.)-.
/ — отказ четвертого двигателя; 2— отрыв самолета; 3 — уборка шасси;
4 — уборка закрылков
изменить направление вращения <ву самолета и удержать его на
полосе.
При отказе двигателя на большей скорости и принятии решения
о прекращении взлета эффективности путевого управления (руля
направления и передней стойки шасси) достаточно для выдержива-
ния направления. Необходимо отметить, что усилия на педалях
достигают 90—100 кГ, а скорость самолета увеличивается примерно
на 25 км/ч по сравнению со скоростью в момент отказа.
Значительное увеличение скорости самолета после принятия ре-
шения о прекращении взлета увеличивает длину прекращенного
взлета. Для прекращения взлета, например, при скорости отрыва
230 км/ч с весом 61 Т требуется длина полосы 2840 м.
Управляемости самолета с прижатой передней стойкой шасси на
бетонированной или твердой грунтовой ВПП достаточно для про-
должения взлета при скорости 140 км/ч. Без помощи управляемой
передней стойки шасси (например, на скользкой ВПП) полного
расхода руля направления и элеронов с креном до 5° в сторону ра-
ботающих двигателей достаточно для балансировки самолета со
скорости свыше 205 км/ч.
165
Рис. 134. Записи характеристик самолета
при отказе одного двигателя с автома-
тическим флюгированием винта (бз=25°,
ав = 100°, Яс₽=2760 м, шасси выпущено)
На рис. 133 приводится за-
пись характеристик продол-
женного взлета при отказе
двигателя на скорости 175 км)ч.
При выполнении продол-
женного взлета усилия на пе-
далях достигают 90—120 кГ.
С окончанием флюгирования
винта изменение курса и кре-
нение самолета увеличиваются,
что требует большего отклоне-
ния органов управления. После
отрыва (УОтр=240—250 км/ч)
эффективности органов управ-
ления становится достаточно,
чтобы сделать доворот в сторо-
ну работающих двигателей. С
возрастанием скорости полета
до 270 км/ч кренящий момент
самолета возрастает, но эффек-
тивности элеронов достаточно
для его парирования.
На рис. 134 приведено воз-
мущенное движение самолета
в случае отказа двигателя и
невмешательства пилота в уп-
равление в течение 5—6 сек. В этом случае на режиме взлета при
отказе двигателя крен самолета через 5 сек достигает у = 30°, а в.
режиме крейсерского полета — у —15°.
Кренение самолета сопровождается значительным уходом с
курса, что дополнительно сигнализирует пилоту о появлении асим-
метричной тяги.
Максимальные усилия на органах управления для удержания
самолета от крена и разворота при отказе двигателя на режиме
взлета (после отрыва) составляют на педалях 60—90 кГ, а на
штурвале — 25—35 кГ. При отказе двигателя на режиме крейсер-
ского полета усилия на органах управления для парирования крена
и разворота значительно меньше. С увеличением скорости полета
уменьшаются как угол крена при отказе двигателя, так и усилия
на штурвале и педалях, потребные для парирования разворота и
крена.
Заход на посадку и выполнение посадки самолета при трех ра-
ботающих двигателях сложности не представляет и выполняется
следующим образом. При планировании триммеры бокового управ-
ления ставятся в нейтральное положение. После пролета БПРМ
режим работы двигателя, симметричного отказавшему, устанавли-
вается на полетный малый газ с учетом температуры наружного
воздуха. Уточнение расчета на посадку производится симметрично
166
работающими двигателями. В конце выравнивания РУД этих дви-
гателей устанавливаются в положение ав=0, а после приземления
винты их снимаются с упора. Затем убирается до ав = 0° по УПРТ
режим двигателя, симметричного отказавшему, а в конце пробега
винт его снимается с упора. В остальном заход на посадку и по-
садка при трех работающих двигателях ничем не отличается от
захода на посадку и посадки при симметричной тяге.
Уход на второй круг при трех работающих двигателях произ-
водится так же, как и при четырех двигателях, но рекомендуется
производить его с высоты не менее 50 м, при этом перед переводом
двигателей на взлетный режим необходимо создать крен 3—5° в
сторону работающих двигателей.
3. ОТКАЗ ДВУХ ДВИГАТЕЛЕЙ С ПОСЛЕДУЮЩИМ
ФЛЮГИРОВАНИЕМ ВИНТОВ
Самолет с двумя отказавшими двигателями и зафлюгированны-
ми винтами обладает достаточной устойчивостью и управляемо-
стью. Возможно выполнение разворотов с креном до 15° как в сто-
рону работающих, так и в сторону отказавших двигателей. Самолет
обладает достаточным запасом тяги для продолжения полета, на-
бора высоты с весом меньше 59 Т.
Посадка с двумя неработающими двигателями возможна и не
представляет особых трудностей. При заходе на посадку необхо-
димо увеличить режим работы двигателей на 5—10° по УПРТ для
сохранения скоростей планирования. Усилия при планировании
снимаются до приемлемой величины. При пролете БПРМ тримме-
ры органов управления возвращаются в положение, близкое к
нейтральному, чтобы при уменьшении мощности не было боль-
шой перебалансировки.
Для балансировки самолета при заходе на посадку требуется
расход элеронов до 8—9°, а руля направления — до 8—10° при
крене 3—-4° в сторону работающих двигателей. При наличии боко-
вого ветра необходимо выбрать направление захода на посадку с
таким расчетом, чтобы ветер был направлен со стороны нерабо-
тающих двигателей.
Для уменьшения отклонения органов управления рекомендуется
режим работы внутреннего двигателя установить примерно на 20°
по УПРТ больше, чем внешнего.
Выпуск закрылков при заходе на посадку с двумя неработаю-
щими двигателями производится над ДПРМ до 15°. Скорость пла-
нирования при этом должна быть около 300 км/ч. Над БПРМ при
скорости 290—300 км/ч (//=250—300 м) выпускаются закрылки
на 25°. Более поздний выпуск закрылков по сравнению с заходом
на посадку при всех работающих двигателях объясняется недостат-
ком избытка тяги самолета для горизонтального полета при откло-
ненных закрылках на угол больше 15—25° при выпущенных шасси.
В случае, если посадочная полоса имеет ограниченные размеры, за-
167
крылки довыпускаются полностью только после пролета БПРМ.
К началу выравнивания скорость планирования должна быть 250—
280 км/ч. В конце выравнивания режим работающих двигателей
снизить до ав=16°. После приземления перевести РУД внутреннего
двигателя, а затем внешнего до ав=0° по УПРТ. В конце пробега
снять винты с упора.
Уход на второй круг возможен с высоты не ниже 100 м и с ве-
сом не более 52 Т. Но выполнять уход на второй круг нужно только
в исключительных случаях.
Наиболее сложным моментом ухода на второй круг является
момент дачи газа. Расход элеронов при этом достигает 7—8°, а ру-
ля направления — 22—23°, усилия на педалях — 85 кГ, а на штур-
вале— 30 кГ. Увеличение крена до 5—6° значительно уменьшает
расход руля направления и усилия на педалях.
Рекомендуется сначала вывести на взлетный режим внутренний
двигатель, а потом внешний, предварительно создав крен до 5° в
сторону работающих двигателей. По достижении скорости 300 км/ч
убрать закрылки, уменьшить мощность работающих двигателей до
номинальной, набрать высоту крена и совершить повторный заход
на посадку. Наивыгоднейшая скорость набора высоты Vnp=
=320 км/ч.
Таким образом, при отказе двух двигателей с одной стороны
крыла самолет Ан-12 обладает достаточной управляемостью для
безопасного завершения полета.
4. ОТКАЗ ДВИГАТЕЛЯ ПРИ УХОДЕ ВИНТА НА РЕЖИМ
АВТОРОТАЦИИ
При отказе двигателя и системы автоматического флюгирования
винта, а также при отказе двигателя на исходном режиме работы
ав=^40° по УПРТ винт уходит на режим авторотации, его необхо-
димо немедленно зафлюгировать.
Уход винта на режим авторотации, особенно крайнего двигате-
ля, сопровождается появлением значительных кренящего и разво-
рачивающего моментов с быстрым уменьшением скорости полета
на 20—25 км/ч. Крен самолета при невмешательстве пилота в уп-
равление 4—5 сек достигает величины у=30—45°, а угловые скоро-
сти крена сож и рыскания —15 и 10 град/сек соответственно
(рис. 135).
Как видим по этим материалам, полученным при специальных
летных испытаниях, для вывода самолета из разворота и крена
требуются значительные усилия, достигающие на педалях 50—
100 кГ, а штурвале — 25 кГ. Потребные расходы органов управле-
ния для вывода самолета в горизонтальный полет достигают 80%
максимального только на режиме взлета, а на других режимах зна-
чительно меньше.
Для восстановления горизонтального полета при запоздалом
вмешательстве в управление рекомендуется на некоторое время
168
уменьшить режим работаю-
щего крайнего симметрич-
ного двигателя до ав = 0,
оставляя лопасти винтов на
упоре. Вывод самолета из
глубокого крена и снижения
необходимо проводить очень
энергично с помощью элеро-
нов и рулей высоты и на-
правления, немедленно флю-
гируя винт, иначе потеря
высоты может достичь не-
скольких километров с уве-
личением скорости до пре-
дельной.
После восстановления
горизонтального полета, ес-
ли винт незафлюгирован, не-
обходимо предпринять все .
меры, чтобы его зафлюги-
ровать. При невозможности
его зафлюгировать (что при
наличии нескольких систем
флюгирования маловероят-
но) полет производится с
авторотирующим винтом.
Самолет при этом обладает
достаточной устойчивостью и
Рис. 135. Поведение самолета при отказе
первого двигателя; винт авторотирует (6а=
=25°, ав = 100° по УПРТ, Яср=3040 я,
GCp=51 Т, шасси выпущено)
управляемостью. Для уменьшения
скорости снижения режим внутренних двигателей необходимо до-
вести до номинального (при необходимости до взлетного на время
не более 15 мин), а режим двигателя, симметричного отказавшему,
при крайней необходимости — вплоть до номинального с последу-
ющим уменьшением для облегчения пилотирования до ав=40—
60° по УПРТ.
Усилия на педалях при полете без крена достигают 100 кГ и
уменьшаются до 40—50 кГ при создании крена (скольжения) при-
мерно 5° в сторону работающих двигателей. Усилия на штурвале
Рэ=(10—20 кГ, а при создании крена до 5° увеличиваются до 20—
30 кГ. Увеличение крена в сторону отказавшего двигателя значи-
тельно увеличивает усилия на педалях. Отмечается тряска хвосто-
вого оперения и подергивание педалей.
Развороты с авторотирующим винтом можно выполнять при
помощи элеронов и руля направления в сторону работающих дви-
гателей. Разворот в сторону авторотирующего винта можно выпол-
нить путем небольшого уменьшения отклонения элеронов от балан-
сировочного положения. При отказе двигателя на истинной скоро-
сти более 420—440 км)ч обороты двигателя будут равны оборотам
настройки, а сопротивление винта сравнительно невелико.
169
Снижение для захода на посадку производится при скорости
300—330 км/ч по прибору. Уход винта с оборотов настройки про-
исходит на высоте около 4000—4500 м. При установлении винта на
упор сопротивление его возрастет, скорость снижения самолета уве-
личивается, необходимо дополнительное отклонение органов боко-
вого управления. Затем винт с упора нужно снять. В процессе
снятия авторотирующего винта с упора (с целью уменьшения со-
противления) для удержания самолета от разворота и крена усилия
на педалях достигают 70 кГ, а на штурвале — 25 кГ. Следует пом-
нить, что снятие винта с упора возможно только при истинной
скорости меньше 420—440 км/ч, производить его рекомендуется на
высоте 400—4500 м. При этом кратковременно (в течение 1,5—
2 сек) увеличивается отрицательная тяга, затем она уменьшается
через 10—12 сек.
Пилотировать самолет со снятым с упора винтом значительно
легче, так как сопротивление винта составляет 60% от сопротивле-
ния винта на упоре (VИСТ^ 440 км/ч).
Как было отмечено выше, при отказе крайнего двигателя с пе-
реходом винта на режим авторотации, а также при последующем
снятии винта с упора для удержания самолета от разворота и крена
требуется приложить значительные усилия на педали, что может
быть обеспечено лишь при правильной подгонке сиденья и педалей
по росту пилота.
Отказ двигателя при полете по кругу с уходом винта на авто-
ротацию не является аварийной ситуацией, так как потеря высоты
даже за 15 сек не превышает 50—-100 м (при высоте круга 300—
500 м). Специальные испытания показывают, что для удержания
самолета от крена и разворота в сторону отказавшего двигателя,
для определения отказавшего двигателя и перевода его винта во
флюгерное положение, для увеличения мощности трех двигателей
требуется 10—12 сек.
При отказе двигателя в этом режиме самолет обладает удовле-
творительной продольной и боковой устойчивостью. Требуемые от-
клонения руля направления не превышают 70% при приемлемых
усилиях.
Наивыгоднейшая скорость для захода на посадку и полета по
кругу равна 300—330 км/ч по прибору. Режим внутренних двигате-
лей достигает номинального, а внешнего 40—60° по УПРТ. При не-
обходимости режим крайнего двигателя можно довести до номи-
нального, но при этом может возникнуть тряска самолета, которая
устраняется креном 7—8° в сторону работающих двигателей.
Четвертый разворот выполняется при скорости 300—320 км/ч
с креном до 15°. После разворота необходимо выпустить шасси и
начать пологое снижение с расчетом прохода ДПРМ на высоте не
ниже 300 м. Балансировка самолета триммерами производится при
положении рычагов управления внутренних двигателей на номи-
нальном режиме, а внешнего — на ав=30° по УПРТ. Эта баланси-
ровка не меняется до посадки.
170
При пролете ДПРМ выпускаются закрылки на 15° и устанав-
ливается скорость планирования 270—290 км/ч. Над БПРМ за-
крылки выпускаются на 25° и устанавливается скорость планиро-
вания 260—280 км!ч. Если полоса имеет ограниченные размеры,
то после пролета БПРМ рекомендуется довыпустить закрылки
до 35°.
На режиме предпосадочного планирования, скольжения и даже
при уходе на второй круг с авторотирующим винтом самолет обла-
дает продольной и боковой устойчивостью. Никаких отклонений в
виде тряски или перекомпенсации усилий нет. Усилия на рычагах
управления большие, но во всех случаях без снятия их триммерами
самолет управляем одним пилотом.
Отказ внутреннего двигателя с переходом его винта на режим
авторотации вызывает значительно меньшую асимметрию и поэто-
му создает меньшие трудности при пилотировании на всех этапах
полета.
Во всех случаях при отказе двигателя до высоты 30 м на пред-
посадочном планировании винт необходимо зафлюгировать, удер-
живая самолет от разворота и* крена. Для выдерживания исходной
глиссады нужно увеличить мощность внутренних двигателей. Уси-
лия триммерами снимать не рекомендуется, чтобы не требовалось
изменения балансировки самолета в момент выдерживания и при-
земления.
При отказе всех систем флюгирования винт с упора снимать не
рекомендуется. Посадка выполняется с авторотирующим на упоре
винтом. Для облегчения балансировки рекомендуется уменьшить
мощность работающего двигателя (симметричный отказавшему) до
ав=30—40° по УПРТ. Режим планирования выдерживается изме-
нением мощности симметрично работающих двигателей.
Если отказ произошел с выпущенными закрылками, то положе-
ние их менять не следует. Если же отказ произошел до довыпуска
закрылков, то довыпускать их следует до 25° только после пролета
БПРМ, убедившись в точности расчета на посадку.
Если самолет оборудован системой автоматического флюгиро-
вания винтов по отрицательной тяге, работающей при ав^40° по
УПРТ, то при заходе на посадку режим внешних двигателей реко-
мендуется выдерживать не менее 42° по УПРТ. В этом случае при
отказе внешнего двигателя винт автоматически зафлюгируется, что
значительно облегчит пилотирование на предпосадочном планиро-
вании.
При отказе двигателя на выдерживании и выравнивании флю-
гирование винта производить не рекомендуется, так как эффектив-
ности органов управления достаточно для выполнения посадки, а
флюгирование винта вызывает раскачку самолета. Посадка выпол-
няется без изменения мощности всех двигателей.
Отказ двигателя при пробеге не вызывает особых осложнений.
Направление по прямой выдерживается сначала при помощи руля
171
направления и элеронов, а затем, когда передняя стойка шасси бу-
дет опущена, управляемой передней стойкой.
Если при отказе двигателя на предпосадочном планировании
потребуется уйти на второй круг, то необходимо учитывать, что для
увеличения мощности трех работающих двигателей и перевода во
флюгер винта отказавшего двигателя требуется около 10 сек. Для
уменьшения потери высоты (.Vy=/i—3 м/сек) можно допустить сни-
жение скорости полета на 10—15 км/ч.
Уход на второй круг с предпосадочного планирования при авто-
ротирующем на упоре винте крайнего двигателя, исходном положе-
нии закрылков до 25° и (выпущенном шасси с посадочным весом до
53 Т возможен при принятии решения об уходе на второй круг на
высоте не менее 150 м и скорости полета не менее 270 км/ч. Для
ухода на второй круг необходимо довести режим работающих дви-
гателей до взлетного, предварительно создав крен 5—8° в сторону
работающих двигателей, убрать шасси и уменьшить угол отклоне-
ния закрылков до 15°.
В течение первых секунд с момента увеличения мощности ра-
ботающих двигателей потребное отклонение элеронов и руля на-
правления составляет около 80%. После увеличения скорости до
290—300 км/ч отклонение элеронов и руля направления уменьшает-
ся до 2/з максимального.
При достижении скорости полета 290—300 км/ч необходимо
убрать закрылки полностью, уменьшить усилия на органах управ-
ления триммерами. Скороподъемность самолета достигнет на этом
режиме 2—3 м/сек.
Уход на второй круг при (закрылках, отклоненных на 35°, и вин-
те на упоре невозможен, так как потеря высоты составляет более
200 м. Поэтому уход на второй круг с авторотирующим винтом не-
обходимо производить только в случае очевидной небезопасности
посадки.
Уход на второй круг при планировании с винтом, снятым с упо-
ра при весе до 53 Т, возможен, если решения об уходе на второй
круг принято на высоте не менее 100 м. Уход на второй круг осу-
ществляется так же, как и с винтом на упоре. Потеря высоты при
четкой работе экипажа может быть не более 15—20 м.
5. ПОВЕДЕНИЕ САМОЛЕТА ПРИ ПОЛЕТЕ НА ПРЕДЕЛЬНЫХ
ПРИБОРНЫХ СКОРОСТЯХ И ЧИСЛАХ М
Поведение самолета на предельных приборных скоростях и чис-
лах М вплоть до скоростей 630 км/ч и М=О,71 нормальное. Устой-
чивость и управляемость — удовлетворительные, тряски самолета,
отдельных частей и органов управления нет. Но при полете с вы-
пущенным шасси на скоростях 450—630 км/ч отмечается тряска.
В связи с этим аварийное снижение с выпущенным шасси произ-
водить не рекомендуется.
172
Отклонение руля высоты и усилия на штурвале изменяются
плавно во всем диапазоне разгона как при единичной перегрузке,
так и при перегрузке пу=О,8—1,3.
При достижении значений числа М=0,71—0,72 возникает тряс-
ка самолета от элеронов, которая служит предупреждением о пре-
вышении предельного числа М. При М=Ю,73 самолет затягивает в
пикирование, и для вывода его требуются большие усилия на
штурвале.
При скорости УПр>550 км/ч появляется тенденция к крену вле-
во, которая легко парируется без использования триммеров элеро-
нов. Эффективность элеронов сохраняется нормальной вплоть д>
предельных значений скорости по прибору и числа М.
При полете с асимметричной тягой на предельных скоростях
боковая балансировка осуществляется без затруднений, поведение
самолета нормальное. Усилия на педалях при полете на номиналь-
ном режиме с увеличением скорости плавно уменьшаются.
Таким образом, самолет Ан-12 при полете с тремя работающими
двигателями не имеет никаких ограничений.
Ввод самолета в экстренное снижение необходимо производить
с таким расчетом, чтобы была возможность контролировать режим
полета и не выйти за ограничения. После уменьшения мощности
четырех двигателей до ав = 0° по УПРТ ввод самолета в снижение
осуществляется плавным и энергичным (пу^0,5) увеличением вер-
тикальной скорости до 30—35 м/сек.
Дальше производится снижение с постоянной вертикальной
скоростью до момента выхода на число М=0,7. При подходе к чис-
лу М = 0,7 нужно уменьшить скорость, чтобы не превзойти ограни-
чения. Рост нагрузок на штурвале необходимо снимать триммером.
В процессе уменьшения высоты достигается предельная скорость
Vi =(610 км/ч и начинает уменьшаться число М.
Вывод из снижения производится плавным взятием штурвала
«на себя» с перегрузкой до пу=1,2—1,3. Потеря высоты при этом
составляет около 300 м.
Экстренное снижение с одним неработающим двигателем не
имеет практически никаких особенностей по сравнению со сниже-
нием с симметричной тягой. Время экстренного снижения с высоты
8000—8500 м до высоты 4000 м равно 130—180 сек.
6. БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТА С АВТОПИЛОТОМ
Автопилот АП-28Д обеспечивает стабилизацию самолета отно-
сительно трех осей. С помощью автопилота можно набирать высо-
ту, планировать, выполнять восходящие и нисходящие спирали, ко-
ординированные развороты с углами крена до ±30°. При нажатии
на кнопку «Приведение к горизонту» автопилот устанавливает са-
молет в горизонтальное положение из углов по крену и тангажу
до ±30°. Автопилот сохраняет эволюции, выполняемые самолетом
в момент его включения.
173
В режиме стабилизации органы управления самолета отклоня-
ются автопилотом по следующим законам:
8в=(0,9 + 0,1)& + (0,4 ± 0,05) о>г+(0,06 ± 0,01) Л/У;
8,= (1,4 ± 0,15) у+(0,75 ±0,1)о>А;
В*=(1,1 ±0,15)Ф+(1,1 ±0,15)^,
где 6В, 6Э, 6Н — углы отклонения руля высоты элеронов и руля направления;
О, у, 'Ф — углы тангажа, крена и курса самолета;
<й2, со±, <г>1/ — угловые скорости тангажа, крена и рыскания;
ДЯ — изменение высоты полета.
Автопилот полностью стабилизирует самолет при уборке и вы-
пуске шасси и закрылков.
В случае отказа двигателя автопилот не способен выдержать
полностью исходный режим, но безопасность полета в этом случае
значительно повышается. Так, при отказе двигателя в режиме на-
бора высоты (Я = 7900 м, УПр='315 км!ч, ав=84°) автопилот удер-
живает самолет о-т быстрого нарастания крена и ухода с курса. За
5 сек уход с заданного курса и крен самолета составляет всего око-
ло 4°. При отказе двигателя без автопилота в этих условиях крен
за 5 сек достигает 24°.
При отказе двух двигателей и при автоматическом флюгирова-
нии винтов с включенным автопилотом изменения режима полета
самолета также развиваются очень медленно.
В случае отказа крайнего двигателя с переходом винта на авто-
ротацию (Я=3200 м, УПр=330 км/ч) при включенном автопилоте
крен через 5 сек достигает 20°, а уход с курса — ф = 18°. При даль-
нейшем невмешательстве пилота в управление крен и курс нарас-
тают очень медленно, угловая скорость ухода с курса ау=6—
7 град/сек с дальнейшим значительным уменьшением. Скорость
полета уменьшается на 40 км/ч, потеря высоты составляет 200 м.
В аналогичных условиях при полете без автопилота крен самолета
за 5 сек достигает 35—40°.
Таким образом, при отказе двигателя с уходом винта на авто-
ротацию с включенным автопилотом возмущения режима полета
нарастают медленно, пилот имеет достаточно времени для флюги-
рования отказавшего двигателя и вывода самолета на нормальный
режим полета.
При запуске двигателя в полете автопилот не способен обеспе-
чить выдерживание заданного режима полета, возникают колебания
по крену и изменение курса в пределах Ау=Аф = ~20°. Поэтому
запуск двигателя в полете с включенным автопилотом не рекомен-
дуется.
При выполнении набора высоты с автопилотом самолет плавно
входит в набор. Максимальная скорость достигает Vy= 10—•
* Закон управления рулем направления дан в упрощенном виде.
174
12 м/сек. Время входа в набор не превышает 10 сек. При снижении
с автопилотом скорость снижения достигает Vy= Ю—12 м/сек.
Время выхода в горизонтальный полет не превышает 20 сек. При
входе в набор или снижении, а также при выходе из этих эволюций,
перегрузка не превышает ny=^fi—1,2.
Восходящие и нисходящие спирали выполняются с креном до
20° и с вертикальной скоростью до ±12 м/сек. Угловые скорости
крена не превышают ±2-----4°/сек.
Качество разворота с автопилотом определяется временем и
характером переходного процесса, точностью выдерживания высо-
ты, координацией разворота. Автопилот АП-28Д обеспечивает вы-
держивание заданной высоты с точностью до 10 м. Разворот про-
исходит без скольжения. Время входа в разворот не превышает
10 сек. Точность стабилизации по крену в развороте не меньше
точности стабилизации в режиме горизонтального полета и рав-
на ±1°.
С автопилотом можно произвести разгон и торможение. Каче-
ство разгона и торможения оценивается величиной скороподъем-
ности или изменением высоты, усилиями на органах управления
после отключения автопилота "и диапазоном возможного изменения
скорости. Разгон и торможение возможны на скорости, отличной ог
балансировочной на ±70 км/ч. Дальнейшее увеличение или умень-
шение скорости вызывает изменение вертикальной скорости до
±10 м/сек и. начинает изменяться высота полета. Это объясняет-
ся ограниченностью усилий рулевого агрегата в продольном ка-
нале. При отключении автопилота в конце разгона или торможе-
ния усилия на штурвале достигают величины 20 кГ, а перегрузка
0,8—1,2. После снятия усилий со штурвала можно опять подклю-
чить автопилот и продолжить разгон или торможение еще на
±60—70 км/ч и т. д.
Чтобы обеспечить выполнение разгона и торможения во всем
диапазоне скоростей полета самолета предусматривается разработ-
ка автоматического триммирования усилий на руле высоты.
Полет самолета Ан-12 в условиях умеренной (0,2^Апу^0,5) и
сильной (0,5^Аиу^1) болтанки с использованием автопилота воз-
можен. Использование автопилота уменьшает угловые колебания
самолета по тангажу в 4—5 раз без корреции по высоте и в 2—3 с
коррекцией высоты, а по крену и курсу — в 2—3 раза. Высота поле-
та выдерживается с точностью до ±20 м.
При ручном управлении отклонение высоты в полете в условиях
умеренной и сильной болтанки составляет 150—200 м. Ясно, что
пилотирование самолета с автопилотом повышает безопасность по-
лета по эшелону. Полет в болтанку, а также выход из нее необхо-
димо производить с автопилотом и включенным корректором
высоты.
Безопасность полета самолета при отказе автопилота с резкой
перекладкой рулей оценивается с одной стороны возможностью вы-
хода самолета на опасные режимы, а именно: сваливание, превы-
175
Рис. 136. Поведение самолета при
отказе автопилота по каналу тан-
гажа, /7=4000 м:
------ отказ автопилота при пикиро-
вании; ---------- отказ автопилота
при кабрировании
Таблица 19
V Jt км/ч 8 в max Э max 6Н n max
320 ±4—+6 ±6—±8 ±6
400 ±2—±4 ±6 ±6
500 ±2-±3 ±5 ±5
шение величин перегрузки и угла
крена сверх допустимых значе-
ний, а с другой стороны — до-
пустимым временем на принятие
пилотом решения и возможно-
стью пересиливания автопилота.
Безопасность полета самоле-
та с автопилотом обеспечивается
применением рулевых агрегатов
с ограниченными усилиями. Мак-
симальные углы, на которые ав-
топилот может отклонить органы
управления, приведены в табл. 19.
С другой стороны усилий пи-
лота достаточно, чтобы переси-
лить автопилот. Пилот может уп-
равлять самолетом при включен-
ном автопилоте, создавая усилия, большие, чем развивают рулевые
агрегаты. Потребные для этого усилия следующие: А=30—40 кГ;
А=25—30 кГ; Ai=60—80 кГ.
При летных испытаниях установлено, что при отказе автопилота
по каналу тангажа с резкой перекладкой руля высоты на скоро-
стях больше 320 км/ч во всем диапазоне эксплуатационных центро-
вок опасных режимов не возникает. Наибольшие вертикальные пе-
регрузки при вмешательстве пилота в управление не ранее чем че-
рез 5 сек не превышают пу=1,5—1,8, что меньше предельно допу-
стимых значений на заданных режимах (рис. 136).
При резкой перекладке руля высоты вниз наименьшее значение
вертикальной перегрузки достигает величины ny=Q,2—0,3 при
центровке хт=32% САХ и величины %=0,57 при центровке хт=
= 24% САХ. Это не превышает допустимой перегрузки, так как
для самолетов с мягкими маслобаками пуДОп =0,2 в течение 5 сек,
а для самолетов с жесткими маслобаками с противоперегрузочны-
ми карманами пУдоп = —0,7. Во всех случаях изменение скорости
не превышает 25 км/ч, что безопасно с точки зрения сваливания
самолета.
176
При отказе автопилота в канале крена при скорости больше
320 км/ч опасных ситуаций также не возникает. Наибольшие угло-
вые скорости крена при отказе автопилота как в режиме горизон-
тального полета, так и на разворотах не превышают wx=7 град/сек.
При отказе автопилота в развороте с исходным креном 18—-22°
крен за 5 сек достигает величин 46°, а перегрузка не превышает
nv=’l,l.
Отказ автопилота в канале курса при скорости больше 320 км!ч
в горизонтальном полете на развороте не приводит к опасным ре-
жимам полета. В этом случае крен не больше у=12°, а уход с кур-
са г|)= 19° за 10 сек с момента отказа.
Таким образом, пилотирование самолета с помощью автопилота
разгружает внимание пилота, снижает утомляемость и повышает
безопасность полетов.
ЛИТЕРАТУРА
1. Остославский И. В., Калачев Г. С. Продольная устойчивость
и управляемость самолета. М., Оборонгиз, 1951.
2. Горощенко Б. Т. Динамика полета самолета. М., Оборонгиз, 1964.
3. М а р т ы н о в А. К. Экспериментальная аэродинамика. М., Оборонгиз,
1953.
4. Л и г у м Т. И. Аэродинамика и динамика полета турбореактивных са-
молетов. М., «Транспорт», 1967.
5. Б о г о с л а в с к и й Л. Е. Практическая аэродинамика самолета Ан-24.
М., «Транспорт», 1967.
6. Лебедев А. А. и др. Аэромеханика самолета. М., Оборонгиз, 1955.
7. Стечкин Б. С. и др. Теория реактивных двигателей. М., Оборон-
гиз, 1958.
8. Клячкин А. Л. Эксплуатационные характеристики авиационных газо-
турбинных двигателей. М., «Транспорт», 1967.
9. Казанджан П. К., Кузнецов А. В. Турбовинтовые двигатели.
М., Воениздат, 1961.
10. Бычков В. Д. и др. Особенности аэродинамики самолетов Ан-1й
и Ан-ЮА. М., Редиздат аэрофлота, 1964.
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Глава I. Аэродинамические характеристики самолета 3
1. Общие сведения ................................................... 3
2. Основные технические характеристики.............................. 5
3. Особенности аэродинамической компоновки самолета................. 8
4. Поляры, коэффициент подъемной силы и аэродинамическое качество Ю
Глава II. Силовая установка......................................... 24
1. Общие сведения................................................... 24
2. Конструктивная схема и рабочий процесс двигателя АИ-20 ... 25
3. Мощность и тяга силовой установки. Удельные параметры ТВД . 27
4. Принцип регулирования двигателя АИ-20........................... 31
5. Эксплуатационные характеристики двигателя....................... 34
6. Режимы работы двигателя......................................... 36
7. Воздушный винт АВ-68 и его характеристики . 39
3. Режимы работы воздушного винта................................ 43
9. Работа винта с регулятором...................................... 47
10. Совместная работа винта и турбовинтового двигателя............. 50
11. Характеристики винта при прерванном взлете..................... 58
12. Характеристики винта при отказах силовой установки............. 59
13. Характеристики винта прн запуске двигателя в полете............ 66
14. Характеристики винта при флюгировании.......................... 66
15. Защитные устройства винта и двигателя 68
Глава III. Взлет и посадка......................................... 70
1. Влияние различных факторов на характеристики взлета........... 7 0
2. Основные характеристики нормального взлета.................... 7 3
3. Потребные длины ВПП........................................... 7 6
4. Заход на посадку.............................................. 8 0
5. Посадка........................................................ 85
Глава IV. Набор высоты, горизонтальный полет и снижение .... 90
1. Условия установившегося набора высоты.......................... 90
2. Характеристики нормального набора высоты....................... 92
3. Характеристики скороподъемности с отказавшими двигателями . . 93
4. Условия горизонтального полета................................. 99
5. Характерные точки кривых потребных мощностей............. 100
6. Диапазон скоростей полета..................................... 102
7. Снижение...................................................... 102
8. Дальность и продолжительность полета..................... 104
9. Влияние различных факторов на летные данные самолета ..... 111
179
Стр.
Глава V Продольная устойчивость и управляемость самолета 114
1. Основные понятия................................................ 114
2. Фокус и нейтральная центровка . . 116
3. Продольное равновесие ...................................... 119
4. Продольная управляемость . .................................... 124
5. Особенности работы горизонтального оперения.................... 127
6. Поведение самолета в полете на больших углах атаки............. 130
Глава VI. Боковая устойчивость и управляемость самолета. . . 141
1. Общие сведения..................................... . 140
2. Путевая управляемость.......................................... 143
3. Поперечная управляемость....................................... 145
4. Особенности балансировки самолета при полете с симметричной
и асимметричной тягой............................................. 148
5. Характеристики боковой динамической устойчивости........ 152
Глава VII. Особенности пилотирования самолета на взлетно-посадоч-
ных режимах........................................................ 154
1. Особенности пилотирования при разбеге и пробеге по бетонированной
полосе .......................................................... 154
2. Особенности пилотирования самолета с предельными центровками 156
3. Особенности взлета и посадки на грунтовых и заснеженных ВПП . 158
4. Маневренные характеристики самолета при заходе на посадку . 160
5. Особенности взлета и посадки самолета на лыжном шасси . 161
Глава VIII. Особые случаи полета................................... 162
1. Общие сведения ............................................... 162
2. Отказ двигателя с последующим флюгированием винта.......... 164
3. Отказ двух двигателей с последующим флюгерованием винтов . 167
4. Отказ двигателя при уходе винта на режим авторотации........... 168
5. Поведение самолета при полете на предельных приборных скоростях и
числах М . ..................................................... 172
6. Безопасность полета с автопилотом.............................. 173
Литература ........................................... ... 178
Иван Моисеевич Баруха, Витольд Дмитриевич Бычков,.
Ефим Липович Смоленский
ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА Ан-12
Редактор И. В. Мариян
Технический редактор Р. А. Иванова
Корректор В. Я. Кинареевская
Сдано в набор 6/IV 1971 г. Подписано в печать 13/Х 1971 г.
Бумага 60х90’/1б № 2. Печ. л. 11,25 Уч.-изд. л. 11.23
Т 11998 Тираж 5000 экз. Цена 70 коп. Заказ 2896
Изд. № Зк- 3—1/17 № 3925.
Издательство «Транспорт» Москва, Б-174, Басманный туп., 6а.
Московская типография № 8 Главполиграфпрома
Комитета по печати при Совете Министров СССР,
Хохловский пер., 7.