CC BY
118
2010
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика и прочность
№ 151
УДК 629.735.015:681.3
ОСОБЕННОСТИ ПОВЕДЕНИЯ САМОЛЕТА ИЛ-96Т НА БОЛЬШИХ УГЛАХ АТАКИ
В.Г. ЦИПЕНКО, С.М. БОРИСОВ, И.А. КУБАКОВ
С помощью математического моделирования проведено исследование поведения самолета Ил-96Т на больших углах атаки.
Ключевые слова: самолет Ил-96Т, большие углы атаки, математическое моделирование, ошибки пилотирования.
В Руководстве по летной эксплуатации (РЛЭ) самолета Ил-96МО [1], являющегося прототипом Ил-96Т и на котором проведены данные исследования с помощью математического моделирования динамики полета самолета, ожидаемые условия эксплуатации (ОУЭ) по поведению самолета на больших углах атаки (БУА) определены. Но для отработки РЛЭ самолета Ил-96Т очень важно выявить наихудшие с точки зрения летной эксплуатации условия поведения воздушного судна (ВС) на БУА, выявить его особенности пилотирования и предъявить требования к содержанию нормативного документа.
Основные летные ограничения в РЛЭ самолета Ил-96Т формулируются через диапазон допустимых скоростей полета, учитывающий среди многих факторов и значения минимальных эволютивных скоростей полета. Однако, как известно, минимальные скорости полета напрямую связаны со значительными углами атаки, близкими к критическим. Именно поэтому, учитывая неограниченность возможных условий полета, РЛЭ содержит специальный раздел, посвященный особенностям пилотирования самолета Ил-96Т при выходе на БУА, которыми считаются значения, превышающие 15°. Такие случаи принципиально возможны в условиях неспокойной атмосферы при взлете и посадке с ошибками пилотирования. На других участках полета выход на большие углы атаки возможен лишь при грубых ошибках пилотирования при полном игнорировании предупредительной сигнализации.
Проблема БУА, в частности, для самолета Ил-96-300 систематически исследовалась как с помощью методов математического моделирования, так и с помощью специально организованных испытаний [2 - 4] для оценки:
- устойчивости и управляемости продольного движения при ветровых возмущениях;
- боковой управляемости самолета;
- возможности возвращения самолета на эксплуатационные углы атаки.
Результаты этого анализа, полученные для прототипа - Ил-96-300, можно сформулировать следующим образом:
- самолет сохраняет устойчивость до углов атаки 19° - 20°;
- эффективность руля высоты сохраняется до углов атаки 40°;
- в крейсерской конфигурации при "дачах" руля высоты максимальные углы атаки не превосходят 20°, устойчивость и управляемость сохраняется, а при возвращении руля высоты в нейтральное положение происходит самостоятельное возвращение самолета на эксплуатационные углы атаки;
- эффективности органов поперечного и путевого управления достаточно вплоть до скоростей сваливания и углов атаки 20°;
- в зоне БУА во избежание опасной потери скорости руль направления разрешается отклонять не более чем на полхода.
Эти результаты могут быть с запасом отнесены и к самолету Ил-96Т, так как его аэродинамическая компоновка обеспечивает еще большую устойчивость.
Что касается возможности попадания самолета в штопор и способа выхода из него, то результаты исследований самолета Ил-96-300 нельзя перенести непосредственно на Ил-96Т. Более тяжелый и длинный самолет Ил-96Т оказывается по предварительным данным настолько устойчивым, что не переходит в штопор, и это косвенно подтверждают численные расчеты.
Помимо вышеприведенных результатов исследований, распространяемых с Ил-96-300 на Ил-96Т непосредственно, были проведены расчеты неустановившихся режимов полета самолета Ил-96Т вблизи больших углов атаки на взлете и на посадке.
Взлет
Наиболее опасным воздействием на взлете является сдвиг ветра (СВ). Для исследования этой ситуации моделировался продолженный взлет самолета с традиционной манерой пилотирования [1] для создания максимально возможного градиента набора высоты, т.е. с выдерживанием угла тангажа 9,5°. При этом моделировался сильный сдвиг ветра (6 м/с на 30 м слое по высоте - скорость на высоте 90 м достигала величины 18 м/с) с восходящим и попутным направлением вектора скорости. Рассматривались наиболее сложные условия взлета: масса
самолета 270 т (при этом безопасная скорость взлета У2 = 312 км/ч [1]), центровка хт = 34 % (положение стабилизатора фст = -2,5°), скорость отказа двигателя Уотк = 265 км/ч.
Указанная выше однотипная манера пилотирования приводит к различным траекториям воздушного участка взлета при том, что во всех случаях У2 достигалась еще до отрыва от ВПП. В штиль реализуется большой градиент набора высоты (после достижения 10,7 м ^ > 4,5 % при требовании НЛГ [5] от 0,5 % на высоте 10,7 м до 3 % на высоте 120 м) с устойчивым ростом скорости полета при снижении угла атаки, не превышающем 11,5°. Перечисленные значения весьма далеки от опасных.
При попадании сразу после отрыва самолета от ВПП в сильный восходящий сдвиг ветра происходит крутой набор высоты, сопровождающийся и ростом скорости, и ростом градиента набора высоты. Угол атаки при этом доходит до 13,5°, но растет достаточно медленно (0,5°/с), чтобы пилот мог распознать ситуацию и правильно среагировать. РЛЭ [1] дает для этого случая верные и однозначные рекомендации по уменьшению угла наклона траектории.
Воздействие сильного попутного сдвига ветра приводит к наиболее сложной полетной ситуации. Рост скорости прекращается сразу после отрыва достижением значения 330 км/ч (что соответствует требуемым РЛЭ [1] У2 + 18 км/ч). Это значение далее сохраняется постоянным, как и угол атаки 11,2°. Зато угол наклона траектории после всплеска до 2° (^ = 3,5 %) устанавливается около 1,15° (^ = 2 %), что нарушает требования НЛГ [5]. Но НЛГ не распространяются на усложненные внешними воздействиями условия полета, поэтому даже такую ситуацию нельзя расценивать как опасную, скорее всего - это сложная ситуация, требующая повышенного внимания пилота.
Для анализа возможных ошибок пилотирования за основу была взята только что рассмотренная сложная ситуация с попутным сдвигом ветра. При этом были рассчитаны две траектории первоначального набора высоты: при выдерживании угла тангажа 11° и 15°. В первом из этих ошибочных вариантов траектория достаточно быстро стабилизируется с параметрами: У = 311 км/ч (т.е. ниже У2 = 312 км/ч), угол наклона траектории 1,23° (^ = 2,3 %), а угол атаки составлял 12,4°. Во втором случае наблюдается развитие аварийной ситуации: скорость падает значительно ниже У2 - до 270 км/ч, угол наклона траектории до 0,5° (^ = 1 %), а угол атаки вырастает до 16,3°. Это больше допустимого по РЛЭ [1] значения 15°, которое достигается на высоте 69 м при скорости 277 км/ч. Судя по результатам вычислительных экспериментов, после этого происходит потеря устойчивости в продольном канале управления и наступает сваливание самолета.
Грубая ошибка пилотирования, состоящая в удерживании после отрыва руля высоты в положении -15°, приводит к падению скорости значительно ниже допустимого уровня У2 = 312 км/ч. Углы наклона траектории, тангажа и атаки растут далеко за разумные пределы. Следует, однако, заметить, что численные значения полученных параметров полета в этом варианте после 62 секунды могут быть неадекватны реальному поведению самолета, так как основные аэродинамические характеристики самолета заданы лишь до углов атаки 24°.
Горизонтальный полет
С целью сравнения предельных значений углов атаки для различных масс самолета Ил-96Т в полетной конфигурации были проведены вычислительные эксперименты, соответствующие торможению самолета на режимах малого газа в горизонтальном полете для полетных масс т = 145 т и 260 т. Следует отметить, что скоростные режимы для выявления предельных углов атаки оказались намного ниже заданных значений безопасной скорости полета 335 км/ч и 445 км/ч, соответственно. Момент невозможности дальнейшего поддержания горизонтального полета идентифицируется началом резкой перекладки руля высоты на кабрирование. Для т = 145 т этот момент наступает при скорости 250 км/ч и угле атаки 17,5°, а для т = 260 т при 337 км/ч на угле атаки 17,5°. Таким образом, безопасные по РЛЭ углы атаки 15°, соответствующие скоростям 264 км/ч и 356 км/ч, обеспечивают в полетной конфигурации запас по безопасной скорости в 71 км/ч и 89 км/ч, соответственно.
Посадка
При посадке, особенно в тяжелых внешних условиях, возможен выход самолета на БУА, опасный еще и ударом хвостовой частью фюзеляжа о землю. Детальный анализ таких ситуаций проведен в АК им. С.В. Ильюшина, поэтому в настоящем систематическом исследовании приведены результаты лишь по оценке фактора влияния экрана земли.
Как показали специальные летные испытания и математическое моделирование аналогичной ситуации, углы атаки при посадке с участком выдерживания невелики [4]. В результатах летных испытаний значения угла тангажа существенно меньше, а пик при касании не так заметен. После касания на пробеге угол тангажа зарегистрирован с большой отрицательной величиной (от -2° до -3°). Угол наклона средней горизонтали фюзеляжа на земле даже во время торможения на пробеге не может принимать такие значения. По-видимому, при регистрации этого параметра допускается систематическая погрешность.
В этом летном эксперименте осуществлялся заход на посадку самолета массой 144,5 т с центровкой 25 % на скорости 290 км/ч, что значительно превышает требования РЛЭ [1] 245 км/ч. Результаты расчетов посадки в таких же условиях воспроизводили траекторию с достаточной точностью. В них касание происходило на скорости 255 км/ч при достаточно большом угле атаки 6,9°, что подтверждает сложность приземления на повышенных скоростях, особенно, если обратить внимание на необходимые движения рулем высоты. В летном испытании перед касанием пилот делал неоднократные перекладки рулем высоты "на себя" попеременно с отдачей "от себя".
В результате анализа этих данных можно констатировать:
- влияние экрана земли приводит к необходимости использования меньшего отклонения руля высоты на посадке;
- влияние экрана земли заметно, но не приводит к неожиданным особенностям пилотирования, скорее наоборот: абсолютный неучет пилотом влияния земли приводит к усложнению полета лишь при ошибочной посадке с превышением скорости;
- углы атаки и тангажа в стандартных условиях далеки от предельных, даже в случае не-учета влияния земли;
- влияние экрана земли приводит к заметно менее интенсивной потере скорости на предпосадочном выравнивании и в начале пробега, что является следствием уменьшения коэффициента лобового сопротивления;
- влияние экрана земли может сказываться в появлении неучтенной пока в аэродинамических характеристиках составляющей от скорости перекладки руля высоты, что инстинктивно использовал пилот в летном испытании.
Для большей информативности был проведен расчет посадки самолета Ил-96Т в условиях, требующих априори наибольших значений угла атаки: штатная посадка в стандартных условиях самолета с т = 160 т, х т = 34 % и скоростью захода на посадку Узп = 245 км/ч. И в этих условиях угол атаки и угол тангажа не достигают угрожающих значений, и посадка может считаться безопасной.
Выводы
1. Выход на большие углы атаки (15°) самолета Ил-96Т возможен лишь при ошибках пилотирования в условиях неблагоприятных внешних воздействий и сам по себе не влечет возникновения сложной полетной ситуации, так как:
- самолет сохраняет устойчивость до углов атаки 19° - 20°;
- эффективность руля высоты сохраняется до углов атаки 40°;
- в крейсерской конфигурации при дачах руля высоты максимальные углы атаки не превосходят 20°, устойчивость и управляемость сохраняется, а при возвращении руля высоты в нейтральное положение происходит самостоятельное возвращение самолета на эксплуатационные углы атаки;
- эффективности органов поперечного и путевого управления достаточно вплоть до скоростей сваливания и углов атаки 20°.
2. Влияние экрана земли заметно, но не приводит к неожиданным особенностям пилотирования, скорее наоборот: абсолютный неучет пилотом влияния земли приводит к усложнению полета лишь при ошибочной посадке с превышением скорости.
3. В качестве рекомендаций по летной эксплуатации (самолет Ил-96Т) можно рекомендовать следующее:
- в зоне больших углов атаки во избежание опасной потери скорости руль направления разрешается отклонять не более чем на полхода;
- при посадке самолета с массой до 160 т следует точно выдерживать скорость снижения, не допуская ее падения ниже 245 км/ч.
4. В качестве предложений по отработке РЛЭ самолета Ил-96Т можно рекомендовать включить раздел о выходе из штопора и сваливания, использовав материалы АК им. С.В. Ильюшина для самолета Ил-96-300, и оставить из РЛЭ самолета Ил-96МО раздел "Особенности пилотирования при выходе самолета на большие углы атаки".
ЛИТЕРАТУРА
1. Ил-96МО. Руководство по летной эксплуатации. - М., 1993.
2. Гузей И. Л., Ципенко В.Г., Цимбалюк Г.М. Использование математического моделирования для определения минимальной эволютивной скорости разбега транспортного самолета // Научно-технический прогресс и эксплуатация воздушного транспорта: сб. научн. тр. МИИГА, 1990.
3. Круглякова О.В., Цимбалюк Г.М., Ципенко В.Г. Расчетно-экспериментальная методика определения минимальной эволютивной скорости разбега воздушного судна // Наука и техника гражданской авиации на современном этапе: тезисы докладов Международной научно-технической конференции - М.: МГТУ ГА, 1994.
4. Круглякова О.В. Возможности расширения эксплуатационных ограничений самолета на основе математического моделирования динамики полета на больших углах атаки: автореф. дисс. ... канд. техн. наук. - М., 1992.
5. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран - членов СЭВ. - М.: 1985.
PECULIARITY CONDUCT THE PLANE IL-96T ON BIG CORNER ATTACKS
Tcipenko V.G., Borisov S.M., Kubakov I.A.
With of mathematical modeling leaded investigation conduct the plane IL-96T on big comer attacks.
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 280 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика полета и летная эксплуатация воздушных судов.
Борисов Сергей Михайлович, 1961 г.р., окончил Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (1983), ведущий инженер ГосНИИ ГА, соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУГА, автор 2 научных работ, область научных интересов - поддержание летной годности и летно-техническая эксплуатация воздушных судов.
Кубаков Иван Атанасович, 1979 г.р., гражданин Болгарии, окончил магистратуру МГТУ ГА (2005), начальник бригады по обслуживанию зарубежных самолетов в аэропорту Бургас (Болгария), автор 5 научных работ, область научных интересов - летно-техническая эксплуатация воздушных судов.
