CC BY
133
2007
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 111
УДК 629.735.015:681.3
ИССЛЕДОВАНИЕ ВЗЛЕТА САМОЛЕТА ИЛ-96-300 С ЦЕЛЬЮ ОБОСНОВАНИЯ ВЫБОРА ОПТИМАЛЬНЫХ УГЛОВ ОТКЛОНЕНИЯ ЗАКРЫЛКОВ
(краткое сообщение)
В.Г. ЦИПЕНКО, М.Д. БЕКМУХАНБЕТОВ
Представлены результаты вычислительного эксперимента взлета самолета Ил-96-300 в реальных эксплуатационных условиях с учетом отказов функциональных систем как без учета, так и с учетом потери тяги двигателей.
Цель данного исследования - проведение анализа основных результатов решения наиболее важных прикладных задач летной эксплуатации самолета Ил-96-30 на взлете с помощью выбранной математической модели движения воздушных судов (ВС) [1] при различных углах отклонения закрылков. Полученные результаты могут послужить основой для разработки рекомендаций и предложений в руководящую и техническую документацию самолета Ил-96-300 по ослаблению, уточнению его летных эксплуатационных ограничений и обеспечению безопасности полета (БП) в сложных условиях взлета. В качестве таких прикладных задач приняты приведенные ниже исследования взлета самолета с учетом отказов функциональных систем (ФС) в стандартных атмосферных условиях как без учета, так и с учетом потери тяги двигателей.
1. Исследование взлета самолета с учетом влияния отказов функциональных систем
Поскольку для гражданского многодвигательного самолета расчетным случаем является взлет с отказом одного двигателя, то ниже рассмотрим отказ двигателя в сочетании с нестандартным положением закрылков на режиме продолженного взлета. Основным ориентиром при выборе и задании различных параметров движения в процессе численного моделирования послужила программа проведения вычислительных экспериментов (ВЭ) и летных испытаний (ЛИ) самолета Ил-96-300 [2]. При этом скорость отказа крайнего двигателя в ВЭ воспроизводила худшие условия каждого варианта, соответствующие максимальной взлетной дистанции. При проведении расчетов использовались уточненные в процессе ЛЭ аэродинамические характеристики самолета, выданные заводом-изготовителем.
Все расчеты для разработки основных методик пилотирования проводились для условий спокойной стандартной атмосферы на уровне моря, на сухой ВПП с коэффициентом сцепления цсц = 0,7. Пилотирование на всех расчетных траекториях подобрано близким по манере к пилотированию в ЛИ:
- по тангажу, крену, выкатыванию на ВПП;
- по скорости (безопасная скорость взлета У2 - достигается до высоты 10,7 м, скорость начала уборки механизации У3 - достигается до высоты 120 м);
- по градиенту набора высоты - по Нормам летной годности [3];
- при центровке X т = 26 % и фиксации штурвала на разбеге в полностью отклоненном вперед положении.
1.1. Взлет в стандартных атмосферных условиях без учета потерь тяги
В этом разделе исследовалась возможность применения нестандартного приема перестановки закрылков в процессе разбега по ВПП с целью сокращения взлетной дистанции.
В табл. 1 приведены результаты расчетов дистанций на взлете самолета массой т = 230 т с углом установки стабилизатора фст = -5,2° и скоростью подъема передней стойки шасси = 285 км/ч в трех вариантах:
- 000 - стандартный (строго по РЛЭ [4]) взлет;
- 001 - взлет с выпуском закрылков в процессе разбега от полностью убранного положения до взлетного (25°) к моменту достижения скорости Уь;
- 002 - взлет с довыпуском закрылков в процессе разбега от исходного промежуточного положения (10°) до взлетного (25°) к моменту достижения скорости Уь.
Таблица 1
Вариант Ь(Ук), м Lразб, м Lвзл, м
000 1733 2036 2254
001 1737 2040 2257
002 1748 2051 2268
Полученные дистанции стандартного взлета весьма близки тем, которые можно определить по номограммам РЛЭ, что еще раз подтверждает достаточную точность результатов ВЭ, полученных с помощью Системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА) [1].
Результаты табл. 1 позволяют сделать вывод об уменьшении ускорения на разбеге при использовании принятых в расчетах приемов пилотирования, т.е. такие приемы нецелесообразны. Объяснение этому найдено в особенности аэродинамических характеристик самолета Ил-96-300, имеющих на разбеге максимальное значение коэффициента лобового сопротивления при угле отклонения закрылков 10° из-за влияния экрана земли.
1.2. Взлет в стандартных атмосферных условиях с учетом потерь тяги
Как показывают данные регулярной эксплуатации самолета Ил-96-300, при взлете наблюдается потеря тяги двигателей в среднем до 4 %, поэтому в дальнейших расчетах это было учтено, хотя этот факт и не способствует сокращению взлетной дистанции.
Уменьшить взлетную дистанцию в небольших пределах можно за счет более крутого воздушного участка взлета и выбора оптимальных значений Уь и фст. В РЛЭ для этого случая (т = 230 т) рекомендуются значения 285 км/ч и -5,2° соответственно, а в данном ВЭ они подбирались такими, которые обеспечивают в каждом случае минимальную взлетную дистанцию.
Представленные в табл. 2 результаты расчетов траекторий, обеспечивающих минимальную взлетную дистанцию, позволяют исследовать возможность сокращения взлетной дистанции.
Таблица 2
Вариант Ь(Ук), м Lразб, м Lвзл, м L120м, м Н(У3), м
Уотк, км/ч Фст, ° Уь, км/ч
000 - -5,2 285 1733 2036 2254 3996 120
003 - -5,8 275 1678 1987 2205 4019 143
004 255 -5,2 285 2072 2374 2691 7112 120
005 - -5,2 275 1676 1993 2216 4056 139
006 - -5,2 275 1676 1993 2250 4246 121
Более крутой воздушный участок взлета до высоты 10,7 м в случае 003 (без отказа двигателя) по сравнению со стандартным вариантом 000 приводит к уменьшению ускорения и к выходу на скорость начала уборки механизации У3 значительно позже достижения высоты 120 м. Эта манера пилотирования, хотя и сокращает взлетную дистанцию на 50 м (2 %), не может считаться целесообразной с точки зрения зашумления территории и экономии ресурса двигателей.
В варианте 004 воспроизводился продолженный взлет с обеспечением У3 к моменту достижения высоты 120 м. Эти данные позволяют полагать, что рекомендуемые РЛЭ значения Уь и фст выбраны из условий продолженного взлета.
Вариант 005 воспроизводил нормальный взлет с рекомендуемым РЛЭ положением стабилизатора, но с оптимизированной скоростью подъема передней стойки шасси. Он свидетельствует о возможности сокращения взлетной дистанции на 40 м при более раннем, на 10 км/ч, начале отрыва самолета от ВПП. Однако скорость начала уборки механизации при таком взлете достигается лишь на
высоте 139 м, что затягивает момент завершения полного взлета самолета и сброса взлетной тяги двигателей.
Если пилотировать самолет в этом случае после отрыва так, чтобы обеспечить разгон до V3 к моменту достижения высоты 120 м (вариант 006), то почти на 200 м вырастает дистанция выхода на высоту 120 м.
Таким образом, в процессе проведенных исследований найдены новые значения углов отклонения закрылков, позволяющие минимизировать взлетную дистанцию для всего диапазона значений взлетных масс самолета с соблюдением всех требований безопасности полета.
ЛИТЕРАТУРА
1. Кубланов М.С. Идентификация математической модели по данным летных испытаний самолета Ил-96-300 // Решение прикладных задач летной эксплуатации ВС методами математического моделирования: Сб. науч. тр. - М.: МГТУ ГА, 1993. - С. 3 - 10.
2. Акт № 5124-96/91 по результатам заводских наземных и летных испытаний дальнего магистрального самолета Ил-96-300 с четырьмя турбовентиляторными двигателями ПС-90А по определению летно-технических характеристик.
3. Нормы летной годности гражданских самолетов СССР (НЛГС-3). - М.: Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1984.
4. Руководство по летной эксплуатации Ил-96-300. - М., 1988.
THE PLANE IL-96-300 UPWARD RESEARCH WITH THE PURPOSE OF OPTIMAL FLAP
ANGLE SELECTION SUBSTANTIATION
Tsipenko V.G., Becmuhanbetov M.D.
The calculating results of plane I1-96-300 upward at exploitation thrust loss are presenting and discussing.
Сведения об авторах
Ципенко Владимир Григорьевич, 1938 г.р., окончил МЭИ (1961), доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУ ГА, автор более 250 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика полета и летная эксплуатация воздушных судов.
Бекмуханбетов Мейрамхан Джумабаевич, 1952 г.р., окончил РКИИ ГА (1975), заместитель Генерального директора - технический директор ОАО Авиакомпании "ЮТэйр", соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУ ГА, область научных интересов - эксплуатация воздушного транспорта.
