CC BY
50
2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 125
КРАТКИЕ СООБЩЕНИЯ
УДК 629.735.015:681.3
ОБОСНОВАНИЕ ВЗЛЕТА САМОЛЕТА ИЛ-96-300 С ОПТИМАЛЬНЫМИ УГЛАМИ ОТКЛОНЕНИЯ ЗАКРЫЛКОВ
В.Г. ЦИПЕНКО, М.Д. БЕКМУХАНБЕТОВ
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, проведенных 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 разработках рекомендаций и предложений в руководящую и техническую документацию самолета Ил-96-300 по уточнению его летных эксплуатационных ограничений и обеспечению безопасности полетов (БП) в сложных условиях взлета. В качестве примеров проведенных исследований ниже представлены результаты вычислительных экспериментов продолженного взлета самолета при нестандартном положении закрылков и его укороченного взлета.
1. Продолженный взлет самолета при нестандартном положении закрылков
В этом разделе рассматриваются варианты продолженного взлета самолета Ил-96-300 при нестандартных положениях закрылков с учетом соответствующего изменения всех нормативных безопасных скоростей (на 5 км/ч на каждые 3°). При этом для корректного сравнения траекторий задавалась одна и та же скорость отказа Уотк = 255 км/ч - наихудшая для самолета в стандартной конфигурации. В табл. 1 сравниваются варианты продолженного взлета самолета при стандартном положении закрылков 5з, с увеличенным на 3° углом выпуска закрылков и с уменьшенным на 3° углом выпуска закрылков.
Таблица1
Параметры продолженного взлета самолета при нестандартном положении закрылков
Вариант ЦУк), м Цразб, м Цвзл, м
5 ° ^з? Уотк, км/ч Фот, ° Ук км/ч
25 255 -5,2 285 2072 2374 2691
28 255 -5,2 280 1970 2287 2680
22 255 -5,2 290 2244 2535 2771
Вариант с 5з = 28° оказывается невыгодным с точки зрения уменьшения взлетной дистанции Цвзл, так как в этом случае безопасная скорость взлета У2 достигается лишь на высоте 34 м (значительно позже 10,7 м) и вся траектория характерна уменьшением ускорения.
Вариант с 5з = 22° со всех позиций хуже: в этом случае не только резко увеличиваются все контролируемые дистанции, но и требуемое увеличение скорости начала подъема передней стойки шасси Уь увеличивает время и дистанцию разбега Цразб и приводит к угрозе бокового выкатывания (в момент отрыва расчетное боковое смещение составляет 20 м).
2. Укороченный взлет
В данном разделе исследуется возможность эксплуатации самолета Ил-96-300 с неполной взлетной массой на коротких ВПП за счет изменения угла отклонения закрылков. Предварительно рассмотрены два варианта продолженного взлета (на взлетном и номинальном режиме работы двигателей) с углом отклонения закрылков в посадочном положении 5з = 40° при условии выполнения всех нормативных скоростей и градиентов, в том числе и обеспечении У2 и У3 до выхода на высоту 10,7 м и 120 м, соответственно. В расчетах данного пункта принят выбор минимальных допустимых скоро-
стей отказа из условия удовлетворительной управляемости на ВПП, эти скорости несколько ниже скорости принятия решения, и продолжение взлета в этом случае требует взлетной дистанции больше сбалансированной. В процессе последовательных приближений найдены максимальные допустимые массы самолета, обеспечивающие соблюдение всех вышеперечисленных условий БП.
Вариант 1 - продолженный взлет на взлетном режиме: т = 190 т; фст = -4,4°; Уотк = 230 км/ч; Уь = 235 км/ч; У2 = 250 км/ч; У3 = 315 км/ч; У4 = 370 км/ч; Ь(УК) = 972 м; Ьразб = 1286 м; Ьвзл = 2201 м.
Вариант 2 - продолженный взлет на номинальном режиме: т = 160 т; фст = -3,9°; Уотк = 225 км/ч; Уь = 230 км/ч; У2 = 245 км/ч; У3 = 290 км/ч; У4 = 340 км/ч; Ь(Уь) = 966 м; Ьразб = 1226 м; Ьвзл = 1844 м.
Для сравнения с вариантом 1 приведены данные стандартного взлета самолета с той же массой т = 190 т [3]: Ьразб = 1335 м; Ьвзл = 1619 м. Очевидно, что разбег при продолженном взлете в посадочной конфигурации требует заметно меньшей длины ВПП, чем стандартный взлет исправного самолета. Данные варианта 1 (рис. 1) позволяют рассматривать возможность взлета самолета с массой менее 190 т с отклонением закрылков в посадочное положение. При большей взлетной массе самолета просматривается возможность выбора оптимального с точки зрения минимума потребной взлетной дистанции угла отклонения закрылков и контрольных скоростей. Результаты таких расчетов сведены в табл. 2.
Зальн-ть
Рис. 1. Продолженный взлет на взлетном режиме, т = 190 т
Таблица 2
Параметры продолженного взлета и минимальной взлетной дистанции
m, т Зз, ° VR, км/ч V2, км/ч V3, км/ч V4, км/ч L(Vr), м Lразб, м Lвзл, м
160 40 230 245 310 340 764 984 1460
180 40 230 245 310 360 871 1155 1959
190 40 235 250 315 370 972 1286 2201
200 36 248 263 321 378 1176 1496 2247
210 32,5 260 275 328 385 1416 1738 2406
220 29 273 288 334 393 1744 2054 2558
230 25 285 300 340 400 2072 2374 2691
Данные варианта 2 свидетельствуют о невозможности продолженного взлета с углом отклонения закрылков 40° на номинальном режиме работы двигателей для любой эксплуатационной взлетной массы самолета. Можно лишь рассматривать отдельные случаи перегонки практически пустого самолета. Кроме того, в расчетах отмечена чрезвычайная сложность обеспечения нормируемого градиента набора высоты на участке от 10,7 м до 120 м при росте скорости. Это позволяет запретить использование номинального режима работы двигателей на взлете с полностью выпущенными закрылками в любых условиях для обеспечения безопасности полетов. Применение такого способа взлета для перегонки самолета в условиях высокого атмосферного давления и низкой температуры как разовой процедуры, нуждается в особо тщательном рассмотрении всех сопутствующих обстоятельств и может рекомендоваться только АК им. С.В. Ильюшина.
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, сер. Аэромеханика и прочность. 2007. №111. С. 166 -168.
2. 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. / Моск. гос. тех-нич. ун-т гражд. авиации. 1993. С. 3 - 10.
3. Руководство по летной эксплуатации Ил-96-300. — М.,1988.
BASIS TAKE-OFF THE PLANE IL-96-300 WITH OPTIMAL FLAP ANGLE SELECTION
SUBSTANTIATION
Tsipenko V.G., Becmuhanbetov M.D.
The analysis 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.
