CC BY
145
2009
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА серия Аэромеханика, прочность, поддержание летной годности ВС
№ 141
УДК 629.735.015:681.3
ВЛИЯНИЕ ПРЕДЕЛЬНЫХ ТЕМПЕРАТУР И ВЫСОКОГОРЬЯ НА ВЗЛЕТ И ПОСАДКУ САМОЛЕТА ИЛ-96Т
С.М. БОРИСОВ, В.Г. ЦИПЕНКО
С помощью математического моделирования получено влияние предельных температур и высокогорья на взлет и посадку самолета Ил-96Т.
Ключевые слова: самолет, высокогорье, математическое ожидание, предельная температура, нормы летной годности.
В Руководстве по летной эксплуатации (РЛЭ) самолета Ил-96МО*, являющегося прототипом Ил-96Т и на котором проведены данные исследования с помощью математического моделирования динамики полета самолета, ожидаемые условия эксплуатации (ОУЭ) по высоте и температуре даны в разделе 2. Для отработки РЛЭ важно выявить наихудшие с точки зрения летной эксплуатации условия, выявить особенности пилотирования и предъявить требования к содержанию нормативного документа. Как известно из динамики полета и эксплуатации воздушного транспорта, наихудшими в этом смысле условиями являются высокая температура атмосферы и высота расположения аэродрома. Это отклонение от стандартной атмосферы (МСА) на +30 ° и высота 3000 м над уровнем моря. Именно в этих крайних условиях эксплуатации могут проявиться особенности пилотирования.
Практически единственной существенной причиной появления особенностей эксплуатации самолета в условиях предельных температур и высокогорья может быть потеря тяги двигателей. Как известно, с ростом высоты и температуры плотность воздуха падает. Тяга турбореактивных двигателей определяется массой воздуха, прошедшего через постоянное проходное сечение сопла. Кроме того, некоторые двигатели снабжаются специальными ограничителями подачи топлива и оборотов при высокой температуре атмосферного воздуха, необходимость которых диктуется температурными пределами рабочих поверхностей турбин.
Такие эффекты, как изменение аэродинамических характеристик самолета, несущественны, так как пилотирование осуществляется в основном по приборной скорости, т.е. по скоростному напору, который и определяет аэродинамические силы и моменты самолета.
Совместное влияние предельных температур и высокогорья с ветром и состоянием взлетно-посадочной полосы (ВПП) также не имеет смысла анализировать, поскольку опасно скользкие ВПП в таких условиях не встречаются, а ветер воздействует слабее, чем в стандартных условиях.
Поэтому исследование влияния предельных температур и высокогорья проводится в настоящей работе для критических по этим параметрам ситуаций, каковыми являются: продолженный взлет, прерванный взлет, уход на второй круг с отказавшими двигателями, посадка. Другие участки полета некритичны, поскольку на них используются не предельные режимы работы двигателей.
Продолженный взлет
При отказе двигателя на взлете, когда силовая установка работает на предельном режиме, потеря тяги в условиях пониженной плотности воздуха приводит к следующим эффектам.
* Ил-96МО. Руководство по летной эксплуатации. - М., 1993.
Поскольку в боковом канале управления самолетом возникающий дисбаланс сил и моментов оказывается меньше, чем в стандартных условиях, то управление в этом канале облегчается.
В продольном канале управления усугубленная малой плотностью воздуха и температурными ограничениями потеря тяги приводит к увеличению полной взлетной дистанции и уменьшению полного градиента набора высоты. Оба эти фактора непосредственно замыкаются на безопасность полетов, поэтому перед вылетом экипаж должен их учитывать, имея точную, исчерпывающую информацию.
В качестве базы для анализа возможностей самолета были взяты расчеты нормального взлета. Нормы летной годности (НЛГ) требуют, в частности, чтобы на участке набора высоты 120 м был обеспечен градиент 5 %, т.е. угол наклона траектории Q =2,86 °.
РЛЭ предписывает к этой высоте достичь приборной скорости начала уборки механизации 380 км/ч, на 65 км/ч большей безопасной скорости взлета У2=315 км/ч при массе 270 т. В табл. 1 приведены значения этих параметров, полученные в расчетах нормального взлета в разных условиях.
Таблица 1
Характеристики нормального взлета самолета Ил-96Т массой 270 т
Н, м Температура, Ьвзл., Q, Упр.,
°С м, (%) град. км/ч
0 0 3027 3,00 389
0 30 (100) 3,00 368
3000 0 3825 2,95 374
3000 30 (126) 4800 (159) 5980 (198) 2,88 359
Если НЛГ по градиенту набора высоты самолет выполняет при любых внешних условиях, то предписание РЛЭ - только в стандартных условиях. Однако, во всех случаях самолет не только не теряет скорость в процессе первоначального набора высоты, но и разгоняется.
Для продолженного взлета самолета типа Ил-96Т нормы летной годности требуют на участке первоначального набора высоты 120 м обеспечения максимального градиента 3 % (1,73 градуса). По РЛЭ скорость при этом не должна падать и должна быть больше У 2 .
Результаты расчета случаев продолженного взлета в разных внешних условиях приведены в табл. 2, где второй столбец в скобках дает величину в процентах к дистанции нормального взлета в тех же условиях. В качестве скорости отказа выбрана скорость, соответствующая сбалансированной взлетной дистанции в стандартных внешних условиях.
Заметно, что в наиболее сложных атмосферных условиях требование максимального градиента первоначального набора высоты не выполнено. Однако и в этом случае скорость значительно выше У 2 и продолжает расти, что может служить залогом выполнения требований за счет менее интенсивного разгона.
Как и ожидалось, никаких других эффектов влияния предельных температур и высокогорья расчеты не обнаруживают, в том числе и в боковом канале управления. Полная аналогия изменения параметров полета свидетельствует о применимости стандартных приемов пилотирования во всех внешних условиях.
Таблица 2
Характеристики продолженного взлета самолета Ил-96Т массой 270 т при отказе двигателя на скорости 277 км/ч
н, м Температура, °С Ьпрод.взл., м, % 0, град Упр., км/ч
0 0 3331 (100) 1,80 371
0 30 (110) 1,80 350
3000 0 4113(124) 1,77 359
3000 30 (108) 5368(161) (112) 7053 (212) (118) 1,72 347
Прерванный взлет
В этом разделе исследовалась только дистанция прерванного взлета. Нормативных требований здесь нет, поэтому табл. 3 приведена без дополнительных обсуждений. В ней второй столбец в скобках дает величину в процентах к дистанции нормального взлета в тех же условиях.
Таблица 3
Характеристики прерванного взлета самолета Ил-96Т массой 270 т при отказе двигателя на скорости 277 км/ч
Н, м Температура, °С Ьпрерв.взл., м, (%)
0 0 3310(100)
0 30 (109)
3000 0 4021 (121)
3000 30 (105) 5075 (153) (106) 6172 (186) (103)
Сравнение данных табл. 2 и 3 приводит к выводу о том, что в условиях повышенных температур и высотного расположения аэродрома скорость, соответствующая сбалансированной взлетной дистанции, немного увеличивается.
Уход на второй круг
Уход на второй круг при одном отказавшем двигателе в условиях высокой температуры атмосферы и высотного расположения аэродрома был исследован с помощью математического моделирования динамики полета самолета при условии, что в боковом канале управления было получено некоторое облегчение условий пилотирования. Если в стандартных условиях для парирования разворота при переводе двигателей на взлетный режим требуется длительное выдерживание руля направления на пределе, то в условиях пониженной плотности воздуха это требуется лишь кратковременно два, три раза. Этот вывод подтверждает отсутствие необходимости дополнительных исследований бокового движения для нестандартных условий.
Однако контрольный расчет траектории при предельно низких значениях температуры (-50 ° С) и высоты (-300 м) все-таки был проведен и дал следующие результаты. Боковое отклонение достигало значений 14 м и -7,2 м при использовании предельного отклонения руля направления в течение 15 с (по сравнению с 11 с при МСА). Предельное значение крена увеличилось с 6,3 ° до 7,2 °. Как видно, ухудшение параметров бокового движения в этом случае не столь значительно, чтобы искать новые способы управления самолетом - прежние достаточно безопасны.
В продольном канале значения потери высоты разнятся незаметно: на самом деле для МСА оно равно 7 м, для МСА+30 ° составляет 8 м, для Н=3000 м - 9 м и для МСА+30 ° на Н=3000 м - 10 м. Во всех рассмотренных случаях эта величина не снижает уровень безопасности полетов, если принять, что минимум для ухода на второй круг составляет 15 м от колес шасси до земли.
Судя по проведенным исследованиям во всех рассмотренных случаях требования НЛГС по градиенту первоначального набора высоты и поддержанию безопасной скорости выполняются с запасом. Даже в крайнем случае МСА+30 ° на Н=3000 м при максимальном градиенте набора высоты более 5 % (угол наклона траектории 3 °), нормируемом лишь для нормального взлета, обеспечивается разгон самолета.
По всем признакам имеет смысл изучить возможность ухода на второй круг при пониженных, не взлетных, режимах работы двигателей. Результаты этой попытки показали, что при этом используется "щадящий" режим (достаточно близкий к взлетному, который может стать необходимым при аварийной ситуации), облегчающий управление в боковом канале из-за более слабых боковых возмущений.
Посадка
При посадке в условиях предельных температуры и высоты расположения аэродрома ослабление обратной тяги реверса двигателей увеличивает посадочную дистанцию. Наиболее существенная разница между дистанциями в крайних условиях и в стандартных наблюдается при исправной работе всех двигателей, что иллюстрирует табл. 4.
Таблица 4
Характеристики посадки исправного самолета Ил-96Т массой 175 т
н, м Температура, °С Ьполн.пос., м, %
0 0 1325 (100)
0 30 1428 (108)
3000 0 1899 (144)
3000 30 2040 (154)
По сравнению с нормальными условиями посадка производится без существенных осложнений, однако более жестко, если применять заученное движение штурвалом на выравнивании. Особенно заметно это становится в крайних условиях при МСА+30 ° на Н=3000 м, когда вертикальная скорость снижения заметно возрастает. Для обеспечения мягкой посадки необходимо начинать выравнивание несколько выше обычного и движение колонкой штурвала должно быть более плавным.
Как показали расчеты, этой таблицей можно пользоваться для оценки изменения полной посадочной дистанции и при посадке с отказавшими двигателями (последний столбец процентов отражает влияние внешних условий и в случае отказов).
Что касается воздушного участка - снижения с двумя отказавшими двигателями, то режим работы двигателей, обеспечивающий движение по глиссаде в предписанной РЛЭ [1] конфигурации, должен быть ниже земного малого газа. Для крайних неблагоприятных внешних условий этот результат сохраняется. Однако для снижения во взлетной конфигурации необходимо использование режима работы двигателей, соответствующего 45 ° РУД против 43 ° в стандартных условиях. Очевидно, что такое положение дел само по себе нисколько не усложняет условия пилотирования. Единственным усложнением при этом является увеличение путевой и вертикальной скоростей снижения, последняя из которых при двух отказавших двигателях в предельных атмосферных условиях достигает 4,5 м/с - 5 м/с на стандартной глиссаде.
Поскольку эффективность рулей современных воздушных судов достаточно высока, то это создает у пилотов впечатление о том, что самолет "хорошо слушается" управления, "хорошо следит" за ходом штурвала. Однако такое впечатление верно лишь отчасти. Действительно, рули (в частности, руль высоты) могут обеспечить относительно резкие изменения ориентации самолета в пространстве. Но это приводит к таким последствиям, которые необходимо учитывать, особенно при пилотировании тяжелых самолетов типа Ил-96Т. Во-первых, ввиду больших значений осевых моментов инерции гашение угловой скорости вращения самолета, приобретенной в результате отклонения рулей, требует не менее энергичного противоположного отклонения рулей. Во-вторых, что особенно существенно, большая масса самолета не позволяет резко изменить ни траекторию, ни скорость движения - приложенный импульс аэродинамических сил оказывается недостаточным для обеспечения требуемого вертикального ускорения. В этом смысле самолет заметно запаздывает с реакцией на действия пилота.
В приложении к исследуемому этапу посадки самолета Ил-96Т с большими значениями путевой и вертикальной скоростей снижения в условиях высокой температуры атмосферы и высотного расположения аэродрома с неполностью выпущенной механизацией этот факт приводит к следующим особенностям.
1. Действия рулем высоты на выравнивании, в точности повторяющие действия при посадке на равнинном аэродроме с невысокой вертикальной скоростью, могут привести к "жесткой" посадке с большими значениями вертикальной скорости и перегрузки в момент приземления. Это происходит из-за того, что самолет "не успевает" на сократившемся по времени участке выравнивания изменить большую вертикальную скорость на необходимую величину.
2. Действия рулем высоты на выравнивании, значительно более энергичные или глубокие, чем в обычных условиях, могут привести к касанию ВПП хвостовой опорой. Это происходит из-за того, что, обеспечив таким образом большую скорость увеличения тангажа, пилот не успевает за более короткий интервал времени до касания остановить вращение самолета и, тем более, уменьшить угол тангажа.
3. Действия рулем высоты на выравнивании, обеспечивающие участки выдерживания и парашютирования с целью снижения скорости за счет торможения на воздушном участке, также могут привести к касанию ВПП хвостовой опорой. Это происходит из-за того, что выдерживание и парашютирование в условиях падения воздушной скорости приходится осуществлять с увеличением углов атаки и тангажа.
Таким образом, действия пилота на выравнивании должны определяться не заданной скоростью и глубиной взятия штурвала на себя, а исключительно вертикальной скоростью самолета. Поэтому в случае повышенных значений вертикальной скорости снижения (более 4 м/с) или большой посадочной массы (более 175 т) начинать выравнивание следует раньше, чем в обычных условиях.
Однако далеко не все зависит только от способов пилотирования. Как показали вычислительные эксперименты, в ряде сочетаний усложняющих факторов грубая посадка неизбежна, поэтому ее следует предотвращать на более ранних этапах полета или даже при предпосадоч-
ной подготовке. К таким факторам относятся отказы двигателей, закрылков, ливневые осадки, крутая глиссада и условия горного жаркого аэродрома.
Увеличенная путевая скорость на снижении, а следовательно, и при приземлении может быть опасна разрушением шин. Наиболее действенным способом уменьшения путевой скорости является прежде всего ограничение посадочной массы самолета при полетах на горный жаркий аэродром. Так как такого рода оценки проводятся при предполетной подготовке, то необходимо снабдить РЛЭ материалами для определения предельной допустимой массы самолета для безопасной посадки во всех возможных конфигурациях, с отказами двигателей, в различных внешних условиях, в том числе при крутой глиссаде.
Выводы
В РЛЭ самолета Ил-96Т необходимо конкретизировать границы ожидаемых условий эксплуатации, в частности привести данные для расчета предельных значений массы самолета для безопасного завершения полета во всех возможных конфигурациях, с отказами двигателей, в различных внешних условиях, в том числе при крутой глиссаде.
INFLUENCE TOP TEMPERATURE AND HIGH MOUNTAIN ON NFKE-OFF AND LANDING THE PLANT IL-96T
Borisov S.M., Tcipenko V.G.
With of mathematical modeling receive influence top temperature and high mountain on take-off and landing the plane IL-96T.
Сведения об авторах
Борисов Сергей Михайлович, 1961 г.р., окончил Иркутское высшее военное авиационное инженерное училище (1983), ведущий инженер ГосНИИГА, область научных интересов - поддержание летной годности и летная эксплуатация воздушных судов.
Ципенко Владимир Григорьевич, 1938 г.р., окончил МЭИ (1961), доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУГА, автор более 280 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика полета и летная эксплуатация воздушных судов.
