CC BY
72
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность, поддержание летной годности ВС
№ 130
УДК 629.735.015:681.3
ИССЛЕДОВАНИЕ НАИБОЛЕЕ КРУТОГО НАБОРА ВЫСОТЫ САМОЛЕТА ИЛ-96-300 ПРИ ВСЕХ РАБОТАЮЩИХ ДВИГАТЕЛЯХ И ПЕРЕГОНОЧНОГО ПОЛЕТА НА ТРЕХ ДВИГАТЕЛЯХ
М.Д. БЕКМУХАНБЕТОВ Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
Представлены результаты вычислительного эксперимента взлета самолета Ил-96-300 в реальных эксплуатационных условиях с целью обоснования выбора оптимальных углов отклонения закрылков.
Данное исследование является продолжением работ по обоснованию выбора оптимальных углов отклонения закрылков, проведенного в [1] на примере самолета Ил-96-300 с помощью принятой математической модели динамики движения воздушных судов (ВС) [2]. Полученные результаты могут быть использованы при заработках рекомендаций и предложений в руководящую и техническую документацию самолета Ил-96-300 [3] по уточнению его летных эксплуатационных ограничений и обеспечению безопасности полетов (БП) в сложных условиях взлета. В качестве примеров проведенных ниже исследований представлены результаты вычислительных экспериментов наиболее крутого первоначального набора высоты при исправной работе всех систем самолета и перегоночного полета самолета на трех работающих двигателях.
1. Наиболее крутой первоначальный набор высоты при исправной работе всех систем самолета
Исследования настоящего раздела проведены с целью выявить возможности взлета с уменьшением шума на местности за счет крутой траектории набора высоты 120 м.
Исследования показывают, что увеличение крутизны набора высоты возможно за счет затягивания разбега до максимально увеличенной скорости отрыва самолета от ВПП с соответствующим увеличением дистанций разбега и взлета. В этом случае при наборе высоты используется приобретенная кинетическая энергия. В варианте 2 (табл. 1) рассчитан такой случай с Уотр = 325 км/ч - на 5 км/ч меньше максимальной допустимой по условиям прочности шин скорости разбега по ВПП (сравнивается с вар. 1, табл. 1).
Таблица 1
Вариант Уя, км/ч Уотр, км/ч Ь(Ук), м Lразб, м Lвзл, м Ь120м, м
1 275 296 1676 1993 2250 4246
2 312 325 2300 2571 2780 4250
3 275 296 1676 1993 2250 3351
Очевидно отсутствие эффекта от такого способа пилотирования.
Другой путь обеспечения крутизны набора высоты 120 м возможен за счет неувеличения скорости полета. (Уменьшение скорости ниже У2 недопустимо). Для этого рассмотрен вариант 3 (табл. 1), в котором взлет до высоты 10,7 м осуществлялся по стандартной методике (вар. 1, табл. 1), а затем при сохранении достигнутой к высоте 10,7 м скорости полета 305 км/ч, что лишь на 5 км/ч больше У2. При этом разгон до У3 возможен только к высоте 210 м при сохранении взлетного режима работы двигателей.
Этот вариант можно считать предельным для обеспечения заданной цели - высота 120 м достигается еще над ВПП (аэродрома соответствующего самолету Ил-96-300 класса).
Вариант 5 (табл. 2) воспроизводит взлет исправного самолета массой 190 т с 8з = 40° (вар. 4, табл. 2) с соблюдением следующих условий, совпадающих с условиями варианта 4: фст = -4,4°, Уя = 235 км/ч, У2 = 250 км/ч, У3 = 315 км/ч, У4 = 370 км/ч. При этом управление на воздушном участке обеспечивает разгон до скорости начала уборки механизации У3 к высоте 120 м.
Вариант 6 отличался от 5 только тем, что в нем скорость не росла от высоты 10,7 м до 120 м, за счет чего траектория набора высоты была круче.
Таблица 2
Вариант Уотр, км/ч ЦУк), м Цра^ м Lвзл, м Ll20м, м И(Уэ), м
4 251 972 1286 2201 7216 129
5 263 972 1335 1619 3568 120
6 263 972 1335 1619 2571 207
Эти результаты свидетельствуют, что взлет самолета массой 190 т по такой методике пилотирования даже при стандартной процедуре разгона обеспечивает достижение высоты 120 м еще над ВПП, а неувеличение скорости позволяет задолго до конца ВПП выйти за пределы шумоопасной зоны.
2. Исследование перегоночного полета самолета на трех работающих двигателях
Рассматривается крайне неблагоприятный случай необходимости перегонки неисправного самолета: взлет самолета на трех двигателях - 4-й двигатель (правый крайний) не работает. Масса самолета принята минимальной 150 т, центровка стандартная 26 %, отклонение стабилизатора в этом случае -3,7°, отклонение закрылков и предкрылков стандартное.
Как показали результаты расчетов, использование всех трех работающих двигателей для разгона с момента старта недопустимо ввиду невозможности парировать разворачивающий момент на малой скорости. Даже применение режима минимального дросселирования двигателя № 1 (противоположного отключенному) в начале разбега (РУД1 = 24) недопустимо. Возможен лишь разбег при штатном использовании внутренних двигателей, а двигателя № 1 в режиме МГ (РУД1 = 12) вплоть до скорости 200 км/ч. Как видно на рис. 1 (длинный пунктир - для скорости перевода двигателя № 1 во взлетный режим 180 км/ч, короткий пунктир - 220 км/ч, сплошная линия - 200 км/ч), именно такая скорость перевода двигателя, противоположного неработающему, на взлетный режим обеспечивает минимальный крен после отрыва и приемлемый расход рулей на разбеге.
Основные параметры такого допустимого взлета следующие: 8з = 25°; фст = -3,7°; Уя = 255 км/ч; У2 = 270 км/ч; У3 = 310 км/ч; У4 = 340 км/ч; Ь(Уя) = 1788 м; Цразб = 1988 м; Цвзл = 2163 м.
Расчеты аналогичного способа взлета при угле отклонения закрылков 40° показали следующие результаты: 8з = 40°; фст = -3,7°; Уя = 230 км/ч; У2 = 245 км/ч; У3 = 285 км/ч; У4 = 315 км/ч; Ь(Уя) = 1690 м; Цразб = 1895 м; Цвзл = 2116 м, т.е. сокращение взлетной дистанции незначительное. Однако условия в боковом канале управления можно считать неприемлемыми: боковое отклонение от оси ВПП после отрыва достигает 18 м при угле крена более 8° и практически полном расходе руля направления в течение более 30 с. Это происходит из-за недостаточной эффективности аэродинамических рулей на пониженных скоростях подъема передней стойки шасси, отрыва и безопасной скорости взлета.
Исследования взлета на трех двигателях при меньшем угле отклонения закрылков, чем 25°, по выявленным особенностям оказываются излишними: при увеличении всех контрольных
скоростей и дистанций параметры бокового канала становятся безусловно недопустимыми, так как за больший промежуток времени будут развиваться большие боковые отклонения и развороты.
ВЗЛЕТ ИЛ-96—300 (перегонка на 3-х двигателях )
ВЗЛЕТ ИЛ—96—300 (перегонка на 3-х двигателях )
^ N
\
/ А \\
/ // \
зо'сг" -"Б 300 9 300
дальность
ВЗЛЕТ ИЛ—96—300 (перегонка на 3-х двигателях)
дальность
ВЗЛЕТ ИЛ-96-300 (перегонка на 3-х двигателях )
Рис. 1
Таким образом, найден единственно возможный способ взлета на трех двигателях для перегоночного полета самолета Ил-96-300.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ципенко В.Г., Бекмуханбетов М.Д. Исследование взлета самолета Ил-96300 с целью обоснования выбора оптимальных углов отклонения закрылков // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность, № 111, 2007.
2. Кубланов М.С. Идентификация математической модели по данным летных испытаний самолета Ил-96300 // Решение прикладных задач летной эксплуатации ВС методами математического моделирования: Сб. научных трудов. - М.: МГТУ ГА, 1993.
3. Руководство по летной эксплуатации Ил-96-300. - М., 1988.
INVESTIGATION MOST STEEP ADMISSION HEIGHT THE PLANE IL-96-300 WITH LABORIOUS ENGINES AND DISTIL FLIGHT ON THREE ENGINES
Becmuhanbetov M.D.
The analysis results of plane II—96—300 upward at exploitation thrust loss are presenting and discussing.
Сведения об авторах
Бекмуханбетов Мейрамхан Джумабаевич, 1952 г.р., окончил РКИИГА (1975), заместитель Генерального директора - технический директор ОАО Авиакомпании «ЮТэйр», соискатель кафедры АКПЛА МГТУ ГА, автор 8 научных работ, область научных интересов - эксплуатация воздушного транспорта.
