CC BY
67
2012
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
№ 177
УДК 629.735.015
ВЫЯВЛЕНИЕ ПРЕДЕЛЬНЫХ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ
ВОЗМОЖНОСТЕЙ САМОЛЕТА ИЛ-76ТД С ПОВЫШЕННЫМ ЗНАЧЕНИЕМ ВЗЛЕТНОЙ МАССЫ
В.Г. КИСЕЛЕВИЧ, М.С. КУБЛАНОВ, В.Г. ЦИПЕНКО
С помощью математического моделирования проведено исследование особенности эксплуатации самолета Ил-76ТД с повышенным значением взлетной массы.
Ключевые слова: самолет Ил-76ТД, летная эксплуатация, взлетная масса.
Задачей данного исследования является выявление и анализ эксплуатационных возможностей взлета исправного самолета Ил-76ТД в стандартных внешних условиях. Эта работа ни в коей мере не преследует цель заменить требования Руководства по летной эксплуатации (РЛЭ) [1] или расширить возможности реальной эксплуатации самолета - это имеет право проделать только разработчик - АК им. С.В. Ильюшина. Здесь рассматриваются лишь предельные условия на взлете, не нарушающие требований по безопасной скорости взлета [2]. Полученные результаты следует иметь в виду экипажам самолета Ил-76ТД при предполетной подготовке, однако решение об условиях и возможности взлета экипаж должен принимать в строгом соответствии с РЛЭ [1], которое учитывает возможность отказа двигателя на разбеге и обеспечивает безопасное завершение продолженного взлета.
Детальные исследования влияния внешних условий и состояния самолета на возможность безопасного завершения продолженного и прерванного взлета, в том числе с учетом бокового смещения от оси взлетно-посадочной полосы (ВПП), в программу вычислительных экспериментов (ВЭ) данного исследования не входят - для этого необходимы значительно более глубокие исследования реальных эксплуатационных характеристик самолета при непосредственном участии АК им. С.В. Ильюшина. Поэтому в данной работе рассматриваются только продольные характеристики взлета исправного самолета в спокойной стандартной атмосфере со средним коэффициентом эффективной взлетной тяги двигателей 87,2 % от стендовой [3]. Исследования в данной работе проведены с помощью Системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА), хорошо зарекомендовавшей себя при решении подобных задач [4, 5].
Манера пилотирования на всех подэтапах взлета принята строго соответствующей РЛЭ [1] и не использующей особые приемы ("подрыв", "горизонтальные полочки" и т.п.). Старт осуществлялся с тормозов после вывода двигателей на взлетный режим. Отрыв обеспечивался плавным взятием штурвала "на себя" до поднятия передней стойки шасси с переходом к рекомендуемым значениям угла тангажа. Темп и глубина этого маневра подбирались такими, которыми обеспечивается минимизация дистанции разбега Ь и взлетной дистанции Ьвзл .
В случаях невозможности выполнения требований Норм летной годности [2] по градиенту набора высоты 120 м (5 %) пилотирование осуществлялось по условию не уменьшения скорости полета. При этом определялось достижимое значение градиента набора высоты. Во всех расчетных случаях значение центровки принято 30 %.
Для расчетов самолета с массой т = 200 т контрольные скорости взлета получены экстраполяцией данных РЛЭ [1].
Взлет с массой т = 152 т возможен по РЛЭ [1] в посадочной конфигурации: закрылки в положении 8з = 43°, предкрылки - 8пр = 25°, поэтому такой вариант рассмотрен отдельно. Для
8
В.Г. Киселевич, М.С. Кубланов, В.Г. Ципенко
случаев больших взлетных масс оценено влияние на дистанцию взлета Lв3л увеличения на 10 км/ч скорости начала подъема передней стойки шасси VR против заданной РЛЭ.
Рассмотренные варианты взлета сведены в табл. 1, где кроме перечисленных выше параметров введены следующие обозначения: LR, - дистанция и время разбега до достижения скорости VR; Vl20 - приборная скорость, достигнутая при наборе высоты 120 м; Уу6.з - скорость начала уборки закрылков по РЛЭ [1].
Таблица 1
Параметры нормального взлета самолета Ил-76ТД с 87,2 % взлетной тягой
т 8з/5пр LR Ти Тр Lp ^зл Л120 У120 Уу6.з
т км/ч м с с м м % км/ч км/ч
152 30/14 215 942 29,45 47,05 2199 3085 5,0 318 340
152 43/25 210 1002 31,0 43,4 1804 2493 2,9 256 240
190 30/14 235 1530 43,05 62,55 2967 4669 2,3 302 370
190 30/14 245 1703 45,65 62,1 2938 4544 2,3 303 370
200 30/14 240 1733 47,4 66,8 3167 4902 1,7 293 380
200 30/14 250 1930 50,3 66,8 3174 4730 1,7 293 380
Сравнение данных табл. 1 с РЛЭ [1] свидетельствует, что эксплуатационная потеря взлетной тяги до 87,2 % равносильна увеличению взлетной массы самолета на (10 - 12) % и дистанции достижения скорости начала подъема передней стойки шасси на (10 - 14) %.
После начала подъема передней стойки шасси в связи с увеличением угла атаки и соответственно лобового сопротивления недостаток тяги приводит к значительному увеличению дистанций разбега и взлета (на десятки процентов). При максимальном допустимом значении взлетной массы 190 т это приводит к абсолютной невозможности взлета самолета Ил-76ТД с ВПП длиной менее 3000 м, а выполнение требований безопасности полетов (БП) по завершению взлета такого самолета возможно только при длине ВПП 5000 м.
Участок набора высоты 120 м оказывается сильно растянутым. 87,2 % взлетной тяги обеспечивают нормируемый градиент набора высоты 120 м (5 %) самолета с массой не более 152 т в стандартной взлетной конфигурации, при этом скорость не растет и не достигает скорости начала уборки механизации. Взлет такого же самолета в посадочной конфигурации позволяет уменьшить дистанцию разбега на 400 м и взлетную дистанцию на 600 м, однако выполнить требования по градиенту набора высоты 120 м не представляется возможным. Правда, при этом скорость на высоте 120 м позволяет начать перестановку закрылков в стандартное взлетное положение.
Увеличение скорости начала подъема передней стойки шасси на 10 км/ч против заданной РЛЭ позволяет сократить взлетную дистанцию самолета массой 190 т на 125 м только за счет уменьшения воздушного участка (дистанция разбега остается неизменной).
Как показывают расчеты (табл. 1), взлет перегруженного самолета массой 200 т в реальных эксплуатационных условиях возможен лишь с нарушениями требований БП с ВПП длиной более 3500 м (с учетом практики отрыва самолета от ВПП не менее чем за 300 м до ее концевой кромки). Нормальный взлет (без отказов) с соблюдением требований по БП возможен только с ВПП длиной более 5500 м.
ЛИТЕРАТУРА
1. Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-76ТД. - М., 1983. - Кн. 1.
2. Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов стран - членов СЭВ. - М., 1985.
3. Бехтир В.П., Ржевский В.М., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ил-76ТД: учебник. - М.: Воздушный транспорт, 1995.
4. Кубланов М.С. Математическое моделирование: учеб. пособие. - М.: МГТУ ГА, 1996.
Выявление предельных эксплуатационных возможностей самолета Ил-76ТД..
9
5. Кубланов М.С. Математическое моделирование аварии Ил-76 в Иркутске 26.07.99 // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность. - 2000. - № 23. - С. 21 - 28.
EXAMINATION LIMITATION SWEATING POSSIBLES THE PLANE IL-76TD WITH RISING MEANING UPWARD FLIGHT MASS
Kiselevich V.G., Kublanov M.S.,Tcipenko V.G.
With of mathematical modeling leaded investigation conduct the plane IL-76TD with rising sflight mass. Key words: the plane IL-76TD, flight operation, flight mass.
Сведения об авторах
Киселевич Владимир Григорьевич, 1959 г.р., окончил Всесоюзный политехнический институт (1986), 1-й заместитель генерального директора - директор по производству ФГУП "Международный аэропорт Оренбург", соискатель кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор 1 научной работы, область научных интересов - летная эксплуатация воздушных судов.
Кубланов Михаил Семенович, 1945 г.р., окончил МГУ (1968), доктор технических наук, профессор кафедры аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор более 100 научных работ, область научных интересов - механика, математические методы моделирования.
Ципенко Владимир Григорьевич, 1938 г.р., окончил МЭИ (1961), доктор технических наук, профессор, заведующий кафедрой аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов МГТУ ГА, автор более 280 научных работ, область научных интересов - аэродинамика, динамика полета и летная эксплуатация воздушных судов.
