CC BY
356
2010
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности
№153
УДК 629.735.015: 681.3
РАЗРАБОТКА ПРЕДЛОЖЕНИЙ И РЕКОМЕНДАЦИЙ ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТА ТУ-154М ПРИ ВЗЛЕТЕ И ПОСАДКЕ В УСЛОВИЯХ ВЫСОКОГОРЬЯ И ВЫСОКИХ ТЕМПЕРАТУР ОКРУЖАЮЩЕГО ВОЗДУХА
С.М. БОРИСОВ, В.Е. МАЛЮГИН Статья представлена доктором технических наук, профессором Ципенко В.Г.
По результатам математического моделирования проведена разработка предложений и рекомендаций по летной эксплуатации самолета Ту-154М при взлете и посадке в условиях высокогорья и высоких температур окружающего воздуха.
Ключевые слова: разработка, летная эксплуатация, взлет и посадка, высокогорье, высокая температура.
Введение
Разработка предложений и рекомендаций по летной эксплуатации самолета Ту-154М при взлете и посадке в условиях высокогорья и высоких температур окружающего воздуха проведена по результатам данных летных испытаний [1] и математического моделирования с помощью системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА), разработанной М. С. Кублановым [2,3]. Как это принято, внедрение этих предложений и рекомендаций возможно только после их изучения и одобрения летным составом, испытателями и разработчиками. Предлагаемые результаты можно использовать в процессе повышения квалификации летного состава и для разработки РЛЭ авиакомпании. В предложения и рекомендации не включены случаи незначительного усложнения условий пилотирования (в которых пилоты ориентируются значительно лучше) и безнадежные катастрофические ситуации, для которых пока не найдены рекомендации.
Для удобства дальнейшего использования материал сгруппирован по этапам полета вблизи земли: взлет, заход на посадку и посадка. Для этих этапов представлена информация, позволяющая произвести подготовку к полету.
1. Взлет
Влияние высокогорья и высоких температур наружного воздуха на выполнение продолженного взлета самолета Ту-154М показали, что наибольшую опасность при отказе двигателя на разбеге представляют:
- выкатывание самолета на боковую или концевую полосу безопасности;
- разрушение шин при превышении значения максимальной допустимой путевой скорости движения по ВПП;
- уменьшение нормируемого ЕНЛГС [4] полного градиента набора высоты.
Продолженный взлет с горного аэродрома при повышенной температуре опасен прежде
всего выкатыванием на концевую полосу безопасности, так как требует значительно большей длины ВПП, чем на равнине. В таких условиях, как это и предусмотрено в РЛЭ, следует ограничивать взлетную массу самолета в зависимости от располагаемой дистанции продолженного взлета. Эту работу проводит экипаж при предполетной подготовке с помощью подраздела 3.1.5.3 РЛЭ [1]. Вычислительные эксперименты (ВЭ) [3] показали хорошее совпадение расчет-
ных дистанций с представленными в РЛЭ данными, поэтому в настоящем исследовании фактор располагаемой длины ВПП не рассматривается в качестве ограничения.
Ограничение взлетной массы по условиям прочности шин оказывается решающим при расположении аэродрома на высоте более 2000 м. Данные для этих условий в РЛЭ не приведены. Результаты данной работы позволяют провести необходимые расчеты при предполетной подготовке.
Выполнение нормируемых значений полного градиента набора высоты 10,7 м, 120 м, 450 м являются наиболее трудновыполнимыми для случаев большой взлетной массы самолета при продолженном взлете.
Совокупность ограничений по прочности шин и градиентам набора высоты представлена на рис. 1 в виде графика зависимости максимально допустимых значений взлетной массы самолета от высоты расположения аэродрома и температуры атмосферы. Представленные результаты получены для случаев продолженного взлета в штиль на взлетном режиме работы двигателей с отклонением закрылков на 28°.
Этот график может использоваться, как приложение к подразделу 3.1.5 РЛЭ самолета Ту-154М вместо рис. 7.3.11а РЛЭ. В последнем рисунке данные приведены для массы самолета до 100 т и существенно отличаются от полученных результатов. Рис. 1 дает ограничение взлетной массы по совокупности факторов безопасности, по каждому из которых в РЛЭ можно найти данные лишь разрозненно.
Рис. 7.3.12 - 7.3.21 РЛЭ дают возможность определить максимальную взлетную массу самолета во всем исследуемом диапазоне высот и температур в зависимости от располагаемой длины ВПП. Результаты ВЭ [3] показывают весьма точное согласие с этими данными, поэтому фактор ограниченности ВПП не является предметом исследований настоящей работы.
Рис. 7.3.11а РЛЭ дает ограничение взлетной массы самолета по максимально допустимой путевой скорости, по условию прочности шин. Однако, во-первых, он ограничен значениями массы до 100 т, а во-вторых, дает значительно более слабые ограничения, чем полученные в [2] результаты. Расхождение этих результатов, проявляющееся на высотах 2500 м и 3000 м (рис.1), составляет практически стабильную величину во всем исследованном диапазоне, равную 10 т. Объяснение этого факта лежит в приеме пилотирования на взлете, применяемого испытателями для демонстрации возможностей самолета, но очень редко применяемого линейными пилотами гражданской авиации (ГА). Суть его заключается в стремлении уменьшить дистанцию разбега за счет отрыва самолета от ВПП на меньшей скорости, чем это необходимо по РЛЭ. При этом недостаток скорости компенсируется влиянием экрана поверхности земли, что для самолета типа Ту-154М позволяет выйти на безопасную высоту 10,7 м. Разгон до безопасной скорости взлета У2 при таком приеме производится уже после этой высоты с минимальным положительным градиентом набора, что существенно снижает безопасность полета. В проведенных ВЭ такие приемы не моделировались. Это же объясняет тот факт, что в РЛЭ нет номограмм для максимальной взлетной массы, ограниченной положительным градиентом набора высоты 10,7 м, или для полного градиента набора высоты на 10,7 м.
Результаты же, полученные в ВЭ [3] и по номограммам рис. 7.3.16 РЛЭ для полного градиента набора высоты на 120 м и рис. 7.2.18 РЛЭ - на 450 м очень близки - различие не превосхо-
Температура на аэродроме, град С
Рис. 1. Максимально допустимая взлетная масса (взлетный режим, закрылки 28°)
дит 1 %. Следует заметить, что ограничение взлетной массы по исследованным факторам в подразделе 3.1.5 РЛЭ [1] выглядит, как 100 т до высоты 1500 м при любой температуре ниже 35°С и до высоты 2200 м при любой температуре ниже 30°С.
Таким образом, если позволяет длина ВПП, то можно расширить возможности безопасной эксплуатации самолета Ту-154М при взлете в температурных условиях, ограниченных рис. 1:
- с аэродромов, расположенных выше 2200 м до 3000 м;
- с взлетной массой выше 100 т до 110 т.
2. Заход на посадку и посадка
Влияние высокогорья и высоких температур наружного воздуха на выполнение захода на посадку и посадки самолета Ту-154М исследовалось с помощью ВЭ. Если отвлечься от сильных атмосферных возмущений или ошибок пилотирования, то исследования показали, что наибольшую опасность на этих этапах представляют:
- превышение номинального режима работы двигателей на глиссаде (что приводит к осложнениям при уходе на второй круг);
- выкатывание на концевую полосу безопасности при пробеге;
- превышение допустимой путевой скорости при пробеге (по условиям прочности шин 280 км/ч).
Ограниченность располагаемой посадочной дистанции учитывается прежде всего по методике РЛЭ и определяет максимально допустимую посадочную массу. Эту работу проводит экипаж при предполетной и предпосадочной подготовке с помощью подраздела 3.1.6.7 РЛЭ. ВЭ показали хорошее совпадение расчетных дистанций с данными летных испытаний, а также с данными рис. 7.7.5 и 7.7.6 РЛЭ во всем исследуемом диапазоне высот и температур, поэтому в настоящей работе фактор располагаемой длины ВПП не рассматривается в качестве ограничения.
Превышение номинального режима работы двигателей на глиссаде, как показали ВЭ, не является критическим фактором при заходе на посадку с одним отказавшим двигателем.
В конечном итоге результаты ВЭ показали, что из всех рассмотренных условий ограничение посадочной массы по прочности шин оказывается решающим для безопасной посадки. Эти ограничения представлены на рис. 2 - 5 в виде графиков зависимости максимально допустимых значений посадочной массы самолета от высоты расположения аэродрома и температуры атмосферы.
Рис. 2. Максимально допустимая посадочная масса , т ("жесткая", 2 двигателя, закрылки 45°)
&' > ь оп _ —і -*-0 ч -я- 1000 а -*-2000 м -+- 25110 м н*-ЗОСО м
_ ои < 7П В--- ■--і
^ /и т ■ р ТРГ^
-30 -20 -10 0 1 0 20 30 40 30
Температура на аэродроме, °С
Рис. 3. Максимально допустимая посадочная масса , т ("мягкая", 2 двигателя, закрылки 45°)
Масса, т
- 0 м -10 0 0 м -2000 м -2500 м -3000 м
-Ом
- 1000 м -2000 м -2500 м -3000 м
Температура на аэродроме , °С
Температура на агродрсме,
°с
Рис. 4. Максимально допустимая посадочная масса , т ("жесткая", 2 двигателя, закрылки 36°)
Рис. 5. Максимально допустимая посадочная масса , т ("мягкая", 2 двигателя, закрылки 36°)
Представленные результаты получены для случаев "жесткой" и "мягкой" посадки в штиль с отклонением закрылков на 45° и 36°. Эти графики могут использоваться, как приложение к подразделу 3.1.6 РЛЭ самолета Ту-154М и предназначены заменить рис. 7.7.3 и 7.7.4 РЛЭ.
В отличие от случая взлета, на посадке критическим является лишь один фактор - ограничение путевой скорости касания по прочности шин. Поэтому полученные ограничения можно сравнить с данными РЛЭ. Расчеты "жесткой" посадки как с закрылками 45° (рис. 2), так и с закрылками 36° (рис. 4), дают более сильные ограничения, чем п. 3.1.6.7 и п. 3.1.6.8 РЛЭ. Расчеты "жесткой" посадки с закрылками 45° (рис. 3) практически совпадают с ограничениями п. 3.1.6.7 РЛЭ. А расчеты "мягкой" посадки с закрылками 36° (рис. 5) дают несколько более сильные ограничения, чем п. 3.1.6.7 РЛЭ. Но данные указанных рисунков РЛЭ неполные и распространяются только до высоты 2000 м.
Рис. 7.7.3 и 7.7.4 РЛЭ дают ограничения посадочной массы по путевой скорости в диапазоне до 80 т при любых значениях температуры. Сравнение этих данных, проэкстраполированных до 90 т, с результатами ВЭ на СММ ДП ЛА приводит к выводу, что допустимая путевая скорость на снижении, заложенная в расчеты РЛЭ, существенно зависит от массы самолета. Для 90 т эта скорость принята такой же, как в данных ВЭ для "мягкой" посадки - 290 км/ч. Для конфигурации с закрылками в положении 45° при 70 т - 80 т заложенная в расчеты РЛЭ допустимая путевая скорость составляет 293 км/ч. Для конфигурации 36° при 80 т - 296 км/ ч, а при 70 т - 299 км/ч. Именно поэтому ограничения РЛЭ выглядят такими слабыми по сравнению с проведенными ВЭ.
Таким образом, получены ограничения посадочной массы самолета Ту-154М в более широком диапазоне условий на аэродроме, чем это дано РЛЭ. Эти ограничения даны в таком виде, что пилот самостоятельно может определить условия безопасности, исходя из своей манеры пилотирования.
ЛИТЕРАТУРА
1. Руководство по летной эксплуатации самолета Ту-154М. Книга первая. - М., 1986.
2. Применение системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА) к исследованию эксплуатационных ограничений ВС при взлете и посадке: отчет о НИР (промежуточный) / МГТУ ГА; Руководитель Ципенко В.Г. - М., 2001. - 51 с.: ил. - Ответственный исполнитель М.С. Кубланов.
3. Проведение вычислительных экспериментов по ослаблению эксплуатационных ограничений ВС при взлете и посадке в условиях высокогорья и высоких температур окружающего воздуха:
4. Отчет о НИР (промежуточный) / МГТУ ГА; Руководитель Ципенко В.Г. - М., 2001. - 60 с.: ил. - Ответственный исполнитель М. С. Кубланов.
5. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран - членов СЭВ. - М.: Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1985. - 470 с.
TREATMENT PROPOSALS AND RECOMMENDATIONS BY FLYING EXPLOITATION PLANE TU-154M AT FLYING UP AND LANDING IN HIGH MOUNTAIN AND HIGH TEMPERATURE
SURROUNDING AIR
Borisov S.M., Malygin V.E.
By results of mathematical modeling conducting of treatment proposals and recommendations by flying exploitation plane Tu-154M at flying up and landing in high mountain and high temperature surrounding air.
Сведения об авторах
Борисов Сергей Михайлович, 1961 г.р., окончил Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (1983), ведущий инженер ГосНИИ ГА, автор научных 4 работ, область научных интересов - поддержание летной годности и летная эксплуатация воздушных судов.
Малюгин Владимир Евгеньевич, 1963 г.р., окончил Челябинское высшее военное авиационное училище штурманов (1986), аспирант МГТУ ГА, область научных интересов - аэродинамика и безопасность полетов летательных аппаратов.
