Курс лекций и практических занятий ЛТХ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА
(РОСАВИАЦИЯ)
ФЕДЕРАЛЬНОЕ ГОСУДАРСТВЕННОЕ БЮДЖЕТНОЕ ОБРАЗОВАТЕЛЬНОЕ
УЧРЕЖДЕНИЕ ВЫСШЕГО ПРОФЕССИОНАЛЬНОГО ОБРАЗОВАНИЯ
«УЛЬЯНОВСКИЙ ИНСТИТУТ ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ ИМЕНИ ГЛАВНОГО
МАРШАЛА АВИАЦИИ Б.П. БУГАЕВА»
КУРС ЛЕКЦИЙ И ПРАКТИЧЕСКИХ ЗАНЯТИЙ ПО ДИСЦИПЛИНЕ
«ЛТХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ»
Факультет: Летной эксплуатации и управления воздушным движением (ЛЭиУВД)
Кафедра:
Летной эксплуатации и безопасности полетов (ЛЭиБП)
Образовательная программа: 25.05.05 «Эксплуатация воздушных судов и организация
воздушного движения».
Специализация: «Организация использования воздушного пространства»
Уровень высшего образования: Специалитет
Ульяновск 2023
Темы дисциплины (модуля) и виды занятий (в академических часах)
Виды учебной работы
№
п/п
1
2
3
Наименование раздела, темы
Семестр
Тема 1. Определение ЛТХ ВС. 7/5
Нормативные
документы,
содержащие требования к ЛТХ
ВС.
Тема 2. Летно-технические
7/5
характеристики легких самолетов
(Мвзл. до 5700кг.) и самолетов
транспортной категории
(Мвзл.выше 5700кг.).
Тема 3. Взлет самолета, взлетные 7/5
характеристики, набор высоты,
расчет соответствующих ЛТХ.
Формы текущего
контроля успеваемости
(по темам)
СамосФормы
тоятель
ЛР
промежуточной
ная
аттестации
работа
(по семестрам)
Л
ПЗ
2/-
2/-
8/12
устный или
письменный опрос,
тест, зачет
2/1
2/1
10/14
устный или
письменный опрос,
тест, зачет
2/-
2/-
-/2
8/12
устный или
письменный опрос,
защита КР, Л/Р, тест,
зачет
устный или
письменный опрос,
защита КР, Л/Р, тест,
зачет
устный или
письменный опрос,
защита КР, Л/Р, тест,
зачет
72/72
4
Тема 4. Горизонтальный
(крейсерский) полет ВС. Расчет
соответствующих ЛТХ.
7/5
2/-
2/-
-/-
8/12
5
Тема 5. Снижение ВС, заход на
посадку и посадка. Расчет
соответствующих ЛТХ.
7/5
2/1
2/1
-/-
10/12
Итого часов
10/2 10/2 10/2 42/62
2
ТЕМА №1.
Определение ЛТХ ВС. Нормативные документы, содержащие требования к ЛТХ
ВС.
1. Введение в дисциплину
Летно-технические характеристики (ЛТХ) - комплекс количественных
показателей, определяющих возможности летательного аппарата выполнять своё
целевое назначение. К основным ЛТХ относятся пассажировместимость
(грузоподъёмность), крейсерская и максимальная скорость, потолок, практическая и
техническая дальность полёта, радиус действия, продолжительность полёта,
скороподъёмность и другие характеристики манёвренности, взлётно-посадочные
характеристики.
В результате освоения дисциплины обучающийся должен:
Знать:
летно-технические характеристики воздушных судов ;
уметь: учитывать данные о летно-технических характеристиках воздушных судов
при решении профессиональных задач ;
владеть: навыками расчета различных летно-технических характеристик воздушных
судов при решении профессиональных задач.
Содержание дисциплины:
Таблицы и номограммы летных характеристик. Определение потребного запаса
топлива на полет и его расхода. Определение взлетных характеристик: характерных
скоростей на взлете, длины разбега, взлетной дистанции, дистанций прерванного и
продолженного влета в зависимости от условий окружающей среды. Определение
характеристик набора высоты: градиента набора, вертикаль ной скорости дистанции
набора высоты на различных режимах. Определение характеристик горизонтального
полета. Определение посадочных характеристик: характерных скоростей, посадочной
дистанции и длины пробега в зависимости от условий окружающей среды.
Определение летно-технических характеристик при полете с отказавшим двигателем
(двигателями) на всех этапах полета.
При изучении дисциплины необходимо уяснить роль аэродинамических факторов
в обеспечении безопасности полета, в установлении эксплуатационных ограничений
по состоянию ВПП, метеоусловиям, взлетной и посадочной массе в реальных
условиях эксплуатации, в обоснованности выбранных полетных параметров с точки
зрения экономии топлива.
2. Нормативные документы, содержащие требования к ЛТХ ВС.
Безопасность на воздушном транспорте достигается совместными усилиями
Государства, с одной стороны, и изготовителями авиационной техники,
авиакомпаниями и диспетчерами управления воздушным движением (УВД), с другой.
Государство отвечает за надзор в области гражданской авиации в целях поддержания
высокого уровня безопасности в масштабах всей отрасли, а главным средством
осуществления такого надзора является разработка и контроль соблюдения
установленных правил. Процесс управления охватывает конкретный набор правил,
3
предусматривающих, чтобы все воздушные суда соответствовали минимальному
уровню летно-технических характеристик в рамках установленных ограничений.
У каждой страны свои правила, но международный характер воздушного
транспорта подразумевает применение единых общемировых правил. С этой целью в
1948 году была создана Международная организация гражданской авиации (ИКАО),
являющаяся наднациональным органом, оказывающим содействие в разработке
международных минимальных рекомендуемых стандартов. 7 декабря 1944 года была
подписана Чикагская Конвенция, ставшая правовой основой международной
гражданской авиации.
Хотя каждая страна вместе с изготовителями воздушных судов (в США,
европейских государствах, Канаде и т.д.) принимает базовые стандарты летной
годности, любое из государств может иметь собственные эксплуатационные правила.
Например, в Российской Федерации – это Авиационные правила часть 25 (23) или
«Нормы летной годности самолетов транспортной категории» (НЛГ-25-2022г).
Правила, относящиеся как к летной годности, так и к производству полетов,
существуют для всех типов воздушных судов. Документы, касающиеся летнотехнических характеристик, разделены на две категории: Летная годность и
Производство полетов.
• Летная годность: в том числе и Руководство по летной эксплуатации самолета
(AFM), учитывает положения сертификата летной годности и содержит
сертифицированные
данные
характеристик,
соответствующие
требованиям
JAR/FAR25 (23), охватывает конструктивные особенности воздушного судна
(ограничения, летно-технические характеристики и т.д.), относящиеся к JAR 25 (23)
или FAR 25 (23).
• Производство полетов: Руководство по эксплуатации для летного экипажа
(FCOM) можно рассматривать как AOM (часть Руководства по эксплуатации,
касающуюся самого ВС), которая содержит все ограничения, процедуры и
характеристики, необходимые для производства полетов воздушного судна,
охватывает правила технической эксплуатации (ограничения при взлете и посадке,
планирование запаса топлива и т.д.), относящиеся к JAR-OPS 1 (соответствия
самолета, а также эксплуатанта ВС европейским требованиям).
Таблица 1: Требования к тяжелым воздушным судам
ИКАО
Летная годность
Правила
эксплуатации
ЕВРОПА (JAA)
США (FAA)
Приложение
8
к
Чикагской Конвенции
JAR125
FAR2 часть 25
Приложение
6
к
Чикагской Конвенции
JAR-OPS1
FAR часть 121
JAR: Совместные требования к летной годности Европейского полномочного
органа – Совместного авиационного ведомства (JAA).
1
FAR: Федеральные авиационные правила полномочного органа США –
Федеральной авиационной администрации (FAA).
2
4
Все воздушные суда должны быть сертифицированы согласно JAR 25 и/или FAR
25. С другой стороны, ответственность за соблюдение правил эксплуатации
возлагается на авиакомпании.
Интересы безопасности требуют, чтобы основным документом, который должен
находиться на воздушном судне, было удостоверение о годности к полётам,
свидетельствующее о том, что данное воздушное судно пригодно для выполнения
полётов. Однако прежде, чем это удостоверение будет выдано, должно быть
установлено, что конструкция и лётно-технические характеристики воздушного судна
согласуются с действующими в государстве нормами лётной годности.
3.Требования к ЛТХ ВС в нормативных документах, основные понятия и
определения.
Стандарты ИКАО не заменяют национальных правил и в качестве основы для
сертификации конкретных воздушных судов необходимо использовать национальные
нормы лётной годности, содержащие в полном объёме и деталях информацию,
рассматриваемую отдельными государствами в качестве необходимой. Каждое
государство может разрабатывать свои собственные всеобъемлющие и подробные
нормы лётной годности. Необходимый уровень лётной годности, который должны
обеспечивать национальные нормы, определяется в широком плане стандартами
Приложения 8, дополненными там, где это необходимо, инструктивным материалом,
содержащимся в "Техническом руководстве по лётной годности".
В настоящее время действие технических Стандартов, касающихся сертификации
самолётов,
ограничивается
многодвигательными
самолётами,
имеющими
максимальный сертифицированный взлётный вес более 5700 кг. Эти Стандарты
включают требования, относящиеся к лётно-техническим характеристикам, лётным
качествам, проектированию и производству конструкций, проектированию и
установке двигателей и воздушных винтов, проектированию и установке бортовых
приборов и оборудования, а также эксплуатационным ограничениям.
Согласно требованиям Стандартов, самолёт должен обладать способностью
безопасно продолжать или прервать взлёт в случае отказа критического двигателя при
работе остальных двигателей в пределах ограничений их взлётной мощности. После
начального этапа взлёта самолёт должен быть способен продолжать набор высоты
полета по схеме при работе остальных двигателей в пределах их максимального
продолжительного режима мощности для выполнения захода и посадки. Самолёт
должен быть управляем во всех ожидаемых условиях эксплуатации, не требуя для
этого исключительно высокого мастерства, повышенного внимания или больших
физических усилий со стороны пилота даже в случае отказа какого-либо двигателя.
Кроме того, самолёт должен обладать такими характеристиками сваливания, чтобы
пилот получал ясное предупреждение о вероятности сваливания и имел возможность
полностью сохранять управление самолётом, не изменяя режима мощности
двигателей. В случае прерванного захода на посадку самолёт должен в посадочной
конфигурации с отказавшим двигателем продолжать полёт до точки, от которой он
5
сможет выполнить повторный заход. В случае прерванной посадки самолёт должен
уйти на второй круг со всеми работающими двигателями.
Лётно-технические характеристики самолётов проверяются и подтверждаются в
ходе испытательных полётов и затем излагаются в руководстве по лётной
эксплуатации в целях предоставления эксплуатанту необходимых сведений с тем,
чтобы полёты выполнялись с достаточной степенью - гарантии в отношении
обеспечения минимально безопасного уровня лётно-технических характеристик.
Знание эксплуатационных ограничений каждого конкретного типа воздушных
судов имеет решающее значение для безопасного выполнения полётов. В Приложении
6 к Конвенции приводятся минимальные эксплуатационные ограничения лётнотехнических характеристик по всем используемым в настоящее время воздушным
судам.
Из эксплуатационных факторов, наиболее сильно влияющих на взлётнопосадочные характеристики самолёта, являются коммерческая загрузка, запас топлива
на борту, параметры состояния атмосферы (ветер, температура, давление и плотность
воздуха), положение взлётно-посадочной механизации, тяговооруженность, состояние
взлётно-посадочной полосы. Рост крейсерских скоростей полёта самолёта неизбежно
приводит к ухудшению его взлётно-посадочных характеристик, для обеспечения
которых усложняется конструкция крыла (применяются многощелевые закрылки,
предкрылки, тормозные щитки), двигателя (возникает необходимость применения
реверсивных устройств) и шасси (используются автоматы торможения).
Умение рассчитывать лётно-технические характеристики самолёта для
конкретных условий выполнения полёта является одной из основных функций
сотрудника по обеспечению полётов (диспетчера, пилота). Эти обязанности требуют
глубоких знаний, которые приобретаются как в процессе первоначального обучения,
так и на специализированных курсах повышения квалификации в процессе
практической деятельности специалиста. В данном пособии описаны общие
положения и базовые определения, необходимые для понимания методов расчёта
лётно-технических характеристик самолётов.
Основные определения и положения при изучении дисциплины согласно
приложению №8 ИКАО «летная годность воздушных судов»
Барометрическая высота. Атмосферное давление, выраженное в величинах
абсолютной высоты, соответствующей этому давлению по стандартной атмосфере.
Взлетная поверхность. Часть поверхности аэродрома, которую аэродромный
полномочный орган объявил располагаемой для нормального разбега по земле или по
воде воздушного судна, выполняющего взлет в определенном направлении.
Воздушное судно. Любой аппарат, поддерживаемый в атмосфере за счет его
взаимодействия с воздухом, исключая взаимодействие с воздухом, отраженным от
земной поверхности.
Двигатель. Устройство, используемое или предназначенное для использования с
целью приведения в движение воздушного судна. Оно включает, по крайней мере, те
6
компоненты и оборудование, которые необходимы для функционирования и контроля,
но не включает воздушный винт/несущие винты (если они применяются).
Конфигурация (применительно к самолету). Определенное сочетание
положений таких подвижных элементов, как закрылки и шасси и т. д., влияющих на
аэродинамические характеристики самолета.
Критический(ие) двигатель(и). Любой двигатель, отказ которого оказывает
наиболее неблагоприятное воздействие на характеристики воздушного судна,
относящиеся к рассматриваемому случаю.
Примечание. Некоторые воздушные суда могут иметь несколько равным
образом критических двигателей. В таком случае выражение "критический
двигатель" означает один из этих критических двигателей
Ожидаемые условия эксплуатации. Условия, которые стали известны из
практики или возникновение которых можно с достаточным основанием предвидеть в
течение срока службы воздушного судна с учетом его назначения. Эти условия
зависят от метеорологического состояния атмосферы, рельефа местности,
функционирования воздушного судна, квалификации персонала и всех прочих
факторов, влияющих на безопасность полета.
Ожидаемые условия эксплуатации не включают:
а) экстремальные условия, которых можно успешно избежать путем
использования соответствующих правил эксплуатации;
b) экстремальные условия, которые возникают настолько редко, что
требование выполнять Стандарты в отношении этих условий привело бы к
обеспечению более высокого уровня летной годности, чем это необходимо и
практически обосновано.
Перегрузка. Отношение установленной нагрузки к весу воздушного судна,
причем эта нагрузка выражается в величинах аэродинамических и инерционных сил
или сил взаимодействия с земной поверхностью.
Поддержание летной годности. Совокупность процессов, обеспечивающих
соответствие воздушного судна, двигателя, воздушного винта или составной части
действующим требованиям к летной годности и поддержание в состоянии,
соответствующем условиям безопасной эксплуатации, на протяжении срока их
службы.
Посадочная поверхность. Часть поверхности аэродрома, которую аэродромный
полномочный орган объявил располагаемой для нормального пробега по земле или по
воде воздушных судов, выполняющих посадку в определенном направлении.
Расчетная взлетная масса. Максимальная масса воздушного судна, которая при
расчетах на прочность конструкции принимается за массу воздушного судна,
предусматриваемую в начале разбега при взлете.
Расчетная масса при рулении. Максимальная масса воздушного судна, с учетом
которой обеспечивается прочность конструкции при нагрузках, вероятных во время
движения воздушного судна по земле до начала взлета.
7
Расчетная посадочная масса. Максимальная масса воздушного судна, которая
при расчетах на прочность конструкции принимается за массу воздушного судна,
предусматриваемую при посадке.
Самолет. Воздушное судно тяжелее воздуха, приводимое в движение силовой
установкой, подъемная сила которого в полете создается в основном за счет
аэродинамических реакций на поверхностях, остающихся неподвижными в данных
условиях полета.
Силовая установка. Система, состоящая из всех двигателей, компонентов
системы привода (если имеется) и воздушных винтов (если установлены), их
агрегатов, вспомогательных частей, топливной системы и системы смазки,
установленных на воздушном судне; к ней не относятся несущие винты вертолета.
Зона взлета и конечного этапа захода на посадку (FАТО). Установленная зона,
над которой выполняется конечный этап маневра захода на посадку до режима
висения или посадка и с которой начинается маневр взлета. В тех случаях, когда
FАТО должна использоваться вертолетами с летно-техническими характеристиками
класса 1, эта установленная зона включает располагаемую зону прерванного взлета.
Летно-технические характеристики:
Данные о летно-технических характеристиках самолета определяются в
достаточном объеме и приводятся в руководстве по летной эксплуатации самолета в
целях представления эксплуатантам необходимой информации для определения
полной массы самолета на основе специфических для предполагаемого полета
значений соответствующих эксплуатационных параметров с тем, чтобы полет мог
быть выполнен с достаточной степенью гарантии в отношении обеспечения
минимального безопасного уровня летно-технических характеристик.
Соблюдение летно-технических характеристик, предписанных для самолета,
учитывает возможности человека и, в частности, не требует исключительно высокой
квалификации или повышенного внимания пилота.
Минимальные летно-технические характеристики При максимальной массе,
установленной для взлета и посадки в зависимости от превышения аэродрома над
уровнем моря или барометрической высоты в условиях стандартной атмосферы или в
указанных атмосферных условиях при отсутствии ветра, самолет способен
обеспечивать достижение минимальных характеристик, без учета препятствий или
длины разбега (пробега) по ВПП
Взлет
а) Самолет обладает способностью выполнять взлет, допуская отказ критического
двигателя, при работе остальных двигателей в пределах ограничений их взлетной
мощности.
b) По окончании периода, в течение которого может быть использован режим
взлетной мощности, самолет обладает способностью продолжать набор высоты при
неработающем критическом двигателе и при работе остальных двигателей в пределах
их максимального продолжительного режима мощности до высоты, которую он может
выдерживать и на которой он может выполнять круг над аэродромом.
8
с) Минимальные летно-технические характеристики на всех этапах взлета и
набора высоты являются достаточными для того, чтобы в условиях, слегка
отличающихся от идеализированных условий, для которых предписаны данные о
летно-технических характеристиках, были обеспечены пропорциональные отклонения
от предписанных значений.
Данные о взлетных характеристиках включают дистанцию прерванного взлета и
траекторию взлета.
Дистанция прерванного взлета. Дистанция прерванного взлета представляет
собой расстояние, необходимое для разбега и остановки, допуская внезапный отказ
критического двигателя в точке, расположенной от линии старта не ближе, чем точка
отказа, предполагаемая при определении траектории взлета.
Траектория взлета. Траектория взлета включает разбег по земле, начальный
набор высоты и набор высоты при взлете, предполагая внезапный отказ критического
двигателя во время взлета. Траектория взлета предписывается в руководстве по летной
эксплуатации самолета до некоторой высоты, которую самолет может выдерживать и
на которой он может выполнять круг над аэродромом. Набор высоты при взлете
производится на скорости, не меньшей, чем безопасная скорость взлета.
Посадка
а) В случае прерванного захода на посадку самолет обладает способностью,
начиная этот маневр в конфигурации захода на посадку и при неработающем
критическом двигателе, продолжать полет до такой точки, от которой он сможет
выполнить повторный заход на посадку.
b) В случае прерванной посадки самолет обладает способностью, начиная этот
маневр в посадочной конфигурации, совершить набор высоты со всеми работающими
двигателями.
Посадочная дистанция представляет собой горизонтальное расстояние, которое
проходит самолет от точки, находящейся на траектории захода на посадку и
расположенной на выбранной высоте над посадочной поверхностью, до той точки на
посадочной поверхности, где самолет полностью останавливается,
Выбираемая высота над посадочной поверхностью и скорость захода на посадку
увязываются соответствующим образом с практикой производства полетов. Эта
дистанция может быть дополнена необходимым запасом расстояния. В этом случае
между выбранной высотой над посадочной поверхностью, скоростью захода на
посадку и запасом расстояния устанавливается соответствующая взаимосвязь с учетом
как нормальных условий эксплуатации, так и допустимых отклонений от них.
Примечание. Если посадочная дистанция включает запас расстояния, указанный
в настоящем Стандарте, то нет необходимости учитывать предполагаемые
отклонения в технике пилотирования при выполнении захода на посадку.
Полет по маршруту. Характеристики набора высоты при полете по маршруту
представляют собой характеристики набора высоты (или снижения) при полетной
конфигурации самолета, когда:
9
а) один критический двигатель не работает и
b) два критических двигателя не работают (у самолетов с тремя и более
двигателями).
Режим мощности работающих двигателей не превышает режима максимальной
продолжительной мощности.
ОСНОВНЫЕ ОБОЗНАЧЕНИЯ, ПРИНЯТЫЕ В АП-25 (23), И СООТВЕТСТВУЮЩИЕ ИМ
ОБОЗНАЧЕНИЯ, ИСПОЛЬЗУЕМЫЕ В ОТЕЧЕСТВЕННОЙ ПРАКТИКЕ
Для краткого обозначения скоростей используются следующие сокращения:
IAS (ПР) - приборная скорость
CAS (ИЗ) - индикаторная земная скорость
EAS (ИН) - индикаторная скорость
TAS (ИС) -истинная скорость
Vs (Vс) - скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета, на
которой самолет управляем
Vs1 (Vс1) - скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета,
полученная в конкретной конфигурации
Vs0 (Vс0) - скорость сваливания или минимальная скорость установившегося полета в
посадочной конфигурации
V1 - скорость принятия решения на взлете
VEF (Vотк) - скорость, на которой предполагается отказ критического двигателя на
взлете.
VMCG (Vмin.эр)- минимальная эволютивная скорость разбега
VMC (Vмin.эв) - минимальная эволютивная скорость взлета
VR (Vп ст) - скорость в момент подъема носовой опоры шасси
V2 - безопасная скорость взлета
VMU (Vmin отр.) - минимальная скорость отрыва на взлете
VLOF (Vотр.) - скорость отрыва на взлете
VMCL (Vмin.эп) - минимальная эволютивная скорость захода на посадку со всеми
работающими двигателями
VMCL-1 (Vмin.эп-1) - минимальная эволютивная скорость захода на посадку с одним
неработающим критическим двигателем
VMCL-2 (Vmin эп-2) – минимальная эволютивная скорость захода на посадку с двумя
неработающими двигателями
VREF Vзп – скорость захода на посадку со всеми работающими двигателями
VREF-1 ( Vзп-1) – скорость захода на посадку с одним неработающим двигателем
10
VFE (Vmax.) максимальная допустимая скорость в полете с отклоненными закрылками
и/или предкрылками
VLE (Vmax ш.) - максимальная скорость полета с выпущенным шасси
VLO (Vmax в ш.) максимальная скорость, при которой может производиться выпуск и
уборка шасси
VNO (Vmax э.) - максимальная скорость при эксплуатации самолета с поршневыми
двигателями
VMO (Vmax э.) - максимальная скорость при эксплуатации самолета
MNO (Mmax э.) - максимальное число М при эксплуатации самолета
VD - расчетная предельная скорость
VDD – расчетная скорость для тормозных устройств
MD - расчетное предельное число М
VDF (Vmax max.) - максимальная скорость, продемонстрированная в испытаниях
MDF (Mmax max.) - максимальное число М, продемонстрированное в испытаниях
VNE (Vmax max.) - максимальная, не превышаемая при эксплуатации скорость
самолета с поршневыми двигателями
VC Vкp – расчетная крейсерская скорость
Vx (VΘНВ.) - скорость при наивыгоднейшем угле набора высоты
VY (VvyНВ.) - скорость набора высоты с максимальной вертикальной скоростью
VA - расчетная скорость маневрирования
VB - расчетная скорость при максимальной интенсивности порывов ветра
VC (Vкр) - расчетная крейсерская скорость
VF - расчетная скорость при полете с выпущенными закрылками
VFC/MFC - максимальная скорость и число М для характеристик устойчивости
VH (Vmax.гп) - максимальная скорость горизонтального полета при работе двигателей
на режиме максимальной продолжительной мощности
VRA/MRA - скорость и число М в турбулентном воздухе
VSSE - минимальная безопасная скорость преднамеренного выключения одного
двигателя
α доп. - допустимый угол атаки, установленный в качестве эксплуатационного
ограничения для предписанных в РЛЭ конфигураций самолета и режимов полета
nYα - перегрузка в центре тяжести самолета по оси Y в связанной системе координат
XB - отклонение штурвала (ручки) управления рулем высоты
PB - усилие на штурвале (ручке) управления от руля высоты.
11
Практическое занятие по теме №1
1. Контрольные вопросы и оценка выполнения заданий на самостоятельной
подготовке.
1. Дать определение ЛТХ
2. Какие вопросы освещаются при изучении дисциплины.
3. Перечислить основные национальные и международные нормативные
документы, содержащие требования к ЛТХ ВС и историю их развития.
4. Определить основные требования технических Стандартов, касающихся
сертификации самолётов.
5. Перечислить эксплуатационные факторы, наиболее сильно влияющие на
взлётно-посадочные характеристики самолёта.
6. Дать определения:
- Критический двигатель
- Ожидаемые условия эксплуатации
- Поддержание летной годности
- Расчетная взлетная масса
- Расчетная посадочная масса
2. Задание на самостоятельную подготовку.
1. Изучить главы 1,2 учебного пособие «ЛТХ воздушных судов». Ульяновск
2020г.
2. Быть готовым к обсуждению и оценке знаний по изучаемым вопросам в
указанных главах пособия.
ТЕМА №2
Летно-технические характеристики легких самолетов (Мвзл. до 5700кг.) и
самолетов транспортной категории (Мвзл.выше 5700кг.).
1. Определения используемых терминов.
Самолеты Diamond DA 40, 42, также как и другие ВС транспортной категории –
зарубежного производства, поэтому на шкалах приборов, на номограммах в РЛЭ
применяются единицы измерения параметров, принятые в англоязычных странах (см.
таблицу).
Величина
Единица измерения
системе СИ
Наименование
Масса
килограмм
Скорость
километр в час
в
Неметрические единицы
Обозначение Наименование
кг
км/ч
фунт
узел
12
Формула пересчета
Обозначение
lb
[кг]  2,2046 = [lb]
kts
[км/ч] / 1,852 = [kts]
метр в секунду
Длина,
высота
Объем
м/с
Сила, вес
nmile/h
[км/ч] / 1,609 = [nmile/h]
фут в минуту
ft/min
[м/с] / 196,85 = [ft/min]
метр
м
фут
ft
[м] / 0,3048 = [ft]
километр
км
морская миля
nmile
[км] / 1,852 = [nmile]
миллиметр
мм
дюйм
in
[мм] / 25,4 = [in]
литр
л
Американский
gal (US)
галлон
Температура градус Цельсия C
Давление
миля в час
градус
Фаренгейта
F
дюйм
ртутного
столба
[л] / 3,7854 = [gal (US)]
[C]  1,8 + 32 = [F]
([F] – 32) / 1,8 = [C]
[гПа] = [мбар]
гектопаскаль
гПа
миллибар
мбар
бар
бар
фунт
на
квадратный
дюйм
ньютон
Н
фунт-сила
[гПа] / 33,86 = [дюйм рт.
ст.]
[бар]  14,504 =
= [фунт/кв.дюйм]
[H]  0,2248 = [фунтсила]
Частота вращения – обороты в минуту об/мин (RPM)
Отличаются также и аббревиатуры, принятые для обозначения скоростей,
режимов работы двигателя, конфигурации самолета и т.д. В дополнении к
определениям в теме №1 В РЛЭ предлагаются следующие определения:
ROC – Rate of Climb – вертикальная скорость набора
TAS – True Air Speed – истинная горизонтальная скорость
VSSE – минимальная эволютивная скорость при обучении – минимальная
скорость, необходимая в случае намеренного останова одного двигателя или при
работе одного двигателя в режиме IDLE (при обучении)
V0 – расчетная маневренная скорость. После превышения этой скорости
запрещается полное или резкое перемещение рулевых поверхностей.
Vх – скорость для набора высоты с максимальным углом.
Vy – скорость для набора высоты с максимальной скороподъемностью.
VYSE – скорость оптимальной вертикальной скорости набора с одним
неработающим двигателем
Режимы работы двигателя:
Положение закрылков:
IDLE – малый газ,
T/O – взлет,
MAX – взлетный (максимальный)
LDG – посадка,
NOM – номинальный.
UP – убрано.
DOWN – выпущено
13
APP – заход
2. Значения расчетов летно-технических характеристик
Таблицы и номограммы, приведенные в РЛЭ, с одной стороны, дают
информацию о летных характеристиках самолета, с другой стороны, обеспечивают
возможность планирования полета с достаточной точностью и полнотой. Значения в
таблицах и номограммах получены в ходе испытательных полетов и наземных
испытаний силовой установки в исправном состоянии и приведены к условиям
международной стандартной атмосферы (МСА = 15°C/59°F и 1013,25 гПа/29,92 дюйм
рт.ст. на уровне
моря). Номограммы летных характеристик не учитывают разные уровни опыта
пилотов и некачественное техническое обслуживание самолета. Указанные летные
характеристики обеспечиваются при условии соблюдения требований настоящего
руководства и надлежащего технического обслуживания самолета.
Для иллюстрации влияния различных параметров данные о летных
характеристиках приведены в виде таблиц или номограмм. Данные приводятся с
достаточной подробностью, позволяющей при определении летных характеристик в
ходе планирования полета выбрать необходимые значения с запасом.
3. Основные летно-технические характеристики и факторы, влияющие на них.
1. Взлетные характеристики
Взлет самолета характеризуется скоростью отрыва, длиной разбега и длиной
взлетной дистанции.
Длина взлетной дистанции самолета равна сумме длины разбега и длины
воздушного участка от отрыва до набора высоты, равной 15 м (50 футов), с
достижением скорости, равной V2 (безопасная скорость взлета)
При разбеге на самолет действуют подъемная сила (Yа), сила лобового
сопротивления (Xа), сила тяжести самолета (G), сила тяги силовой установки (P), сила
реакции ВПП (N = G – Yа) и сила трения (Fтр).
Рис. Схема сил, действующих на самолет на
разбеге
Сила трения определяется величиной силы
реакции ВПП и коэффициентом трения (f): Fтр= f
(G – Yа). Величина коэффициента трения зависит
от состояния ВПП (см. таблица). Примерные значения коэффициента трения качения:
Поверхность
Коэффициент
Поверхность
трения качения
Коэффициент
трения качения
Бетонированная полоса
0,03–0,04
Сырой вязкий грунт
0,25–0,35
Твердый травяной грунт
0,05–0,06
Ледяная полоса
0,03–0,05
14
Мягкий травяной грунт
0,07–0,08
Укатанный снег
0,08–0,15
Мягкий песчаный грунт
0,12–0,30
Рыхлый мокрый снег
0,30
В процессе увеличения скорости на разбеге величина сил, действующих на
самолет, изменяется следующим образом:
– подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;
– сила трения колес уменьшается;
– сила тяги силовой установки уменьшается, вследствие чего уменьшается
избыток силы тяги: P = P – (X + Fтр)
Vотр 
Скорость отрыва определяется по формуле
2Gвзл
c ya отр  S
Как видно, скорость отрыва самолета зависит от взлетной массы самолета,
плотности воздуха (высоты и температуры аэродрома взлета) и коэффициента
подъемной силы с учетом обдувки крыла винтом.
Длиной разбега называется расстояние от начала движения самолета до момента
отрыва:
Lразб 
2
Vотр
2 jx ср
Из формулы видно, что длина разбега определяется скоростью отрыва
.
и средним ускорением самолета.
Факторы, влияющие на скорость отрыва и длину разбега
Взлетная масса самолета. При увеличении взлетной массы длина разбега
увеличивается. При взлете с большей массой увеличивается скорость отрыва и
уменьшается ускорение самолета.
Ветер. При взлете со встречным ветром величина путевой скорости отрыва
снижается на величину скорости ветра, вследствие чего уменьшается длина разбега и
наоборот.
Наклон ВПП. При взлете с ВПП, имеющей угол наклона, сила веса самолета
раскладывается на две составляющие. Одна из них равна G·sinн и направлена
параллельно плоскости ВПП. Если самолет взлетает под уклон, то к силе тяги силовой
установки добавляется эта составляющая силы веса, самолет приобретает большее
ускорение и имеет меньшую длину разбега и наоборот. Наличие восходящего уклона
величиной 2 % (2 м на 100 м или 2 фута на 100 футов) ведет к увеличению дистанции
взлета приблизительно на 10 %.
Угол атаки самолета. Угол атаки при отрыве должен быть 8–9°. Если отрыв
самолета производится при меньшем угле атаки самолета, то коэффициент
меньшим, а скорость отрыва и длина разбега возрастают.
c ya
будет
Плотность воздуха. При меньшей плотности воздуха (высокая температура,
низкое давление, высокогорный аэродром) длина разбега больше. Это объясняется
следующим:
15
– во-первых, при отрыве самолета на одном и том же угле атаки при меньшей
плотности воздуха истинная скорость отрыва будет больше (приборная скорость не
меняется);
– во-вторых, самолет имеет меньшее ускорение вследствие уменьшения избытка
тяги, вызванного уменьшением располагаемой тяги силовой установки.
Расчеты показывают, что увеличение температуры выше стандартной на +10 С
увеличивает длину разбега самолета примерно на 30 м, а взлетную дистанцию – на 90
м. Повышение высоты аэродрома при неизменной температуре на 100 м увеличивает
длину разбега примерно на 15 м.
Состояние ВПП. На длину разбега оказывает влияние состояние грунта: чем он
мягче, тем больше деформируется под колесами самолета, что ведет к увеличению
коэффициента трения качения.
Взлет с боковым ветром.
Допустимый боковой ветер определен в РЛЭ. Для самолета DA 40NG
максимально разрешенная боковая составляющая ветра под углом 90 (Umax 90) на
сухой ВПП равна 25 узлов (46,25 км/ч или 12,85 м/с). Это боковая составляющая
скорости ветра, при которой в ходе испытаний для получения сертификата была
продемонстрирована достаточная маневренность при взлете и посадке (РЛЭ DA 40NG,
п. 5.3.6).
Боковую составляющую для конкретных условий можно определить по
номограмме. При испытаниях было продемонстрировано, что взлет самолета с
превышением ограничения по боковой составляющей ветра 25 узлов не гарантирует
выдерживание прямолинейного движения по ВПП.
Самолет при взлете с боковым ветром стремится развернуться против ветра под
действием разворачивающего момента и накрениться по ветру за счет кренящего
момента. Задача пилота – уравновесить эти моменты.
2. Характеристики набора высоты и снижения самолёта
Набор высоты осуществляется от высоты круга до высоты заданного эшелона
полета по маршруту, а также при начальном наборе высоты взлета: от высоты 15м
(50 ft) до высоты круга (H = 400 м). Схема сил, действующих на самолет при наборе
высоты, изображена на рисунке.
Схема сил в наборе высоты самолета
при выполнении набора высоты с
постоянной скоростью:
P = Xа + G2 = Xа + G sin наб.
Скорость набора высоты определяется
по
формуле
Vнаб 
16
2G cos наб
 VГП cos наб
с ya ρS
Так как углы набора составляют не более 5–10, то сos наб примерно равен 1, и,
следовательно, Vнаб ~ VГП.
угол набора высоты -
sin  наб 
P
G
Максимальный угол набора соответствует полету на экономической скорости, так
как здесь максимальный избыток тяги.
Вертикальная скорость набора определяется по формуле
V ymax 
Vy 
PVнаб
.
G
(P  V ) max
G
Максимальная вертикальная скорость набора
может быть
получена при наборе высоты на скорости, на которой произведение (ΔΡV)max
максимальное. Для DA 40NG теоретический потолок самолета равен 6500 м, а
практический – 6200 м.
Влияние эксплуатационных факторов на характеристики набора высоты
Зависимость наб и Vy от угла атаки. Максимальный угол набора высоты имеет
место на эк. При увеличении угла атаки от эк, а также при его уменьшении избыток
тяги и угол набора высоты уменьшаются.
Зависимость наб и Vy от полетной массы самолета. При уменьшении массы
самолета потребные тяга и мощность для горизонтального полета уменьшаются, а
избытки тяги и мощности увеличиваются. Следовательно, самолет, имеющий
меньшую полетную массу, при том же угле атаки имеет большую вертикальную
скорость и угол набора высоты Зависимость наб и Vy от высоты. С поднятием на
высоту при любом угле атаки избытки мощности и тяги уменьшаются, вследствие
чего вертикальная скорость и угол набора также уменьшаются. Но в процессе набора
высоты полетная масса самолета уменьшается вследствие выработки топлива.
Благодаря этому несколько задерживается уменьшение избытка тяги и угла набора с
поднятием на высоту.
Влияние температуры наружного воздуха. При изменении температуры
наружного воздуха изменяется плотность воздуха, а следовательно, располагаемая
тяга и мощность двигателя: с увеличением температуры они понижаются, а с
понижением температуры растут. Это приводит к уменьшению угла набора высоты и
вертикальной скорости с ростом температуры и их увеличению с уменьшением
температуры.
Влияние режима работы двигателя. Изменение режима работы двигателя
вызывает изменение избытков тяги и мощности, а, следовательно, угла наклона
траектории и вертикальной скорости.
Влияние ветра. Самолет движется относительно земли с путевой скоростью
Vпут = V cosнаб  W.
В результате при попутном ветре путевая скорость увеличивается, а при
встречном – уменьшается. При встречном ветре угол набора увеличивается, а при
попутном – уменьшается. Вертикальная скорость практически не меняется.
17
Установившееся снижение
Установившееся снижение – это движение самолета вниз по наклонной
траектории с постоянным углом и скоростью.
Для снижения с постоянным углом необходимо, чтобы Yа = G1 = G cosсн . Для
выполнения снижения с постоянной скоростью необходимо соблюдать условие: при
положительной тяге Xа = Pсн + G2 = Pсн + G sinсн.
Скорость снижения практически
равна скорости горизонтального полета и
зависит от полетной массы самолета,
угла атаки и плотности воздуха.
Скорость потребная для снижения
определяется по формуле
Vсн 
2G cos сн
 VГП cos сн
c ya ρ S
.
угол снижения определяется по следующей формуле:
tgсн 
X a  Pсн X a Pсн 1 Pсн


 
.
Ya
Ya
Ya
K G
Вертикальная скорость определяется по формуле Vy сн= V sinсн. Так как углы
снижения небольшие, то
sin сн  tgсн 
1 P
 .
K G
Отсюда
можно
вычислить
вертикальную
скорость
снижения:
 1 P
V y  Vсн    .
возможном
 K G  отказе
При
двигателя (тяга равна нулю) угол
планирования зависит только от аэродинамического качества: чем больше качество,
1

 tgпл  
K  . Минимальный угол
тем меньше угол планирования, и наоборот 
планирования будет достигнут на наивыгоднейшей
аэродинамическое качество максимальное.
скорости,
при
которой
Дальность планирования (Lпл = H K) – это расстояние, проходимое самолетом
относительно земли при планировании с заданной высоты.
При планировании увеличение угла атаки или уменьшение его от нв вызывает
уменьшение аэродинамического качества и увеличение угла снижения.
При выпуске закрылков, а также при обледенении самолета аэродинамическое
качество уменьшается, угол снижения самолета увеличивается, а дальность снижения
уменьшается.
18
На дальность снижения (планирования) влияет ветер. При попутном ветре
дальность снижения увеличивается, а при встречном ветре дальность уменьшается на
величину U  t
где U – скорость ветра (берется со своим знаком, «+» или «–»); t – время
снижения.
3. Основные посадочные характеристики
Основными посадочными характеристиками являются: посадочная скорость
самолета, длина пробега, посадочная дистанция. Данные характеристики
определяются следующим образом.
1. Посадочная скорость самолета с учетом влияния земли:
Vпос  0,94
2G
с yапосρS
,
где 0,94 – коэффициент, учитывающий близость земли.
Величина посадочной скорости зависит от веса самолета, плотности воздуха, угла
атаки, положения закрылков. Обычно посадочная скорость меньше скорости захода на
посадку Vзп (на глиссаде) на 8–10 узлов.
2. Длина пробега:
Lпроб 
2
Vпос
.
2 jx ср
jx ср 
Fторм
m
 g
X a  Fторм
G
Из формулы следует, что длина пробега определяется посадочной скоростью и
ускорением торможения (замедлением). Среднее замедление движения самолета при
пробеге зависит от величины тормозящих сил (Fторм) и массы самолета. С учетом ветра
длина пробега определяется по формуле
Lпроб
(Vпос  U x )2

.
2 jx ср торм
3. Посадочная дистанция определяется по формуле
Lпос = Lпроб + Lву.
Длина воздушного участка – это
расстояние
от
начала
посадочной
дистанции (с высоты 50 футов) до касания
ВПП.
В таблице представлены посадочные
характеристики при посадке на ВПП
(ровная, сухая, асфальтовое покрытие) в стандартных условиях, штиль, высота
аэродрома 0 футов.
Посадочные характеристики самолета DA 40NG
Положение закрылков
LDG (посадка)
19
Нештатное (убраны)
Посадочная масса, кг
1050
1216
1280
1050
1216
1280
Скорость захода, узлы
72
76
77
78
82
83
605
632
650
776
800
1985
2074
2133
2546
2625
286
303
280
331
355
938
994
920
1086
1165
м 535
Посадочная дистанция
с высоты 50 футов (15 м)
ф
уты
1755
м 240
Длина пробега
ф
уты
785
Факторы, влияющие на посадочные характеристики
Температура и высота аэродрома. При меньшей плотности воздуха (высокая
температура, низкое атмосферное давление, высокогорный аэродром) длина пробега
больше, так как увеличивается истинная посадочная скорость.
Увеличение высоты аэродрома на 1000 футов увеличивает посадочную
дистанцию на 15 м, а изменение температуры на 10 C изменяет посадочную
дистанцию на 10 м.
Посадочная масса самолета. При увеличении посадочной массы самолета длина
пробега возрастает. Так, изменение массы самолета на 100 кг изменяет длину
посадочной дистанции на 30 м.
Положение закрылков. Применение закрылков уменьшает длину пробега на
c
посадке. При выпущенных закрылках yaпос больше, а посадочная скорость меньше.
Кроме того, лобовое сопротивление самолета при пробеге увеличивается. В случае
невыпуска закрылков в положение LDG посадочная дистанция увеличивается
примерно на 40 %.
Сила и направление ветра. При посадке со встречным ветром длина пробега
меньше, так как величина путевой посадочной скорости уменьшается на величину
встречной составляющей скорости ветра. При попутном ветре длина пробега
увеличивается, так как самолет имеет большую путевую посадочную скорость.
Например, изменение скорости встречного ветра на один узел изменяет посадочную
дистанцию на 4,4 м.
Уклон ВПП. Наличие нисходящего уклона величиной 2 % (2 м на 100 м или
2 фута на 100 футов) ведет к увеличению посадочной дистанции приблизительно на
10 %.
Угол атаки при посадке. Расчетный угол атаки при посадке равен 9. Если
самолет садится с углом атаки менее 9, то посадочная скорость более расчетной
(Vпос > Vрасч) и возможна посадка с перелетом, с перегрузкой, на три точки,
выкатывание, «козление», возрастает роль дефицита времени для исправления
ошибок. Если угол атаки на посадке более 9, то посадочная скорость меньше
20
расчетной (Vпос < Vрасч) и возможна посадка с касанием хвостовой части фюзеляжа о
ВПП, выход на кр.
Состояние поверхности ВПП. На мокрой грунтовой ВПП или мокрой ВПП с
мягким травяным покрытием посадочная дистанция существенно увеличивается
( 10 %). Пилот обязан учесть состояние ВПП, чтобы обеспечить безопасность
посадки.
При наличии на ВПП слоя воды более 2–3 мм может возникнуть эффект
гидроглиссирования. Он заключается в том, что вода не успевает выскочить из-под
пневматиков, самолет приподнимается над поверхностью ВПП, не имея сцепления с
бетоном. силы сцепления будут малы, а длина пробега увеличивается на 50–70 %.
Тормоза колес. На пробеге сила лобового сопротивления невелика, поэтому для
уменьшения пробега применяют тормоза, при использовании которых возникают
силы трения .
Режим двигателя. Если РУД двигателя не будут установлены в положение IDLE,
то винт будет создавать повышенную тягу, которая будет способствовать увеличению
посадочной дистанции.
Превышение Vзп (ref), как правило, приводит к существенному увеличению
посадочной дистанции, воздушный участок посадки существенно увеличивается.
4. Основные требования к летно-техническим характеристикам магистральных
ВС (Мвзл.выше 5700кг)
1. Взлет
(а) Скорости взлета, дистанция прерванного взлета, траектория взлета, дистанция
взлета и длина разбега, должны определяться при следующих
условиях:
- Для всех весов, высот и температур окружающего воздуха в пределах
эксплуатационных ограничений;
- При выбранной взлетной конфигурации самолета.
(b) Все взлетные характеристики, должны быть такими, чтобы при их определении не
требовались исключительные квалификация и быстрота реакции экипажа.
(с) Взлетные характеристики должны основываться на данных, полученных:
 на ровной, сухой, мокрой или покрытой осадками искусственной взлетнопосадочной полосе;
21
 на мокрой рифленой или покрытой пористым материалом искусственной
взлетно-посадочной полосе;
 на ровной грунтовой взлетно-посадочной полосе
(d) Взлетные характеристики должны включать в себя следующие эксплуатационные
поправки в пределах установленных эксплуатационных ограничений для данного
самолета:
- Не более 50% от номинальных составляющих ветра вдоль траектории взлета в
направлении,
противоположном
направлению взлета,
и не
менее
150% от
номинальных составляющих ветра вдоль траектории взлета в направлении взлета.
- Эффективный уклон взлетно-посадочной полосы.
2. Взлетные скорости
(а) Скорость V1 должна устанавливаться относительно скорости V EF следующим
образом:
- Скорость VEF – земная индикаторная скорость, на которой предполагается отказ
критического двигателя. Скорость VEF не должна быть ниже скорости VMCG.
- Скорость V1, выраженная в единицах земной индикаторной скорости, является
скоростью принятия решения на взлете, скорость V 1 не должна быть меньше, чем
скорость VEF плюс скорость, которая достигается при неработающем критическом
двигателе в период между моментом отказа критического двигателя и моментом,
когда пилот распознает отказ двигателя и реагирует на него, определяемым началом
первого действия пилота по торможению самолета (например, применение тормозов,
уменьшение тяги, выпуск тормозных средств) в ходе испытаний прерванного взлета.
(в) Скорость V2, выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна
выбираться так, чтобы обеспечить градиент набора высоты.
(d) VMU является земной индикаторной скоростью, на и выше которой самолет может
безопасно оторваться от земли и продолжить взлет. Скорости V MU должны выбираться
для всего диапазона тяговооруженности, на который запрашивается сертификат. Эти
22
скорости могут быть установлены на основе данных без учета влияния земли, если эти
данные подтверждаются реальными взлетами.
(е) Скорость VR, выраженная в виде земной индикаторной скорости, должна
выбираться в соответствии с:
(1) Скорость VR не может быть менее:
 V1;
 1,05 VMC;
 Скорости, которая позволяет получить скорость V2 до достижения высоты 10,7 м
над поверхностью взлета;
(4) Практически возможные изменения установленных для эксплуатации самолета
процедур взлета (таких, как чрезмерный подъем носового колеса и нарушение
балансировки) не должны приводить к характеристикам самолета, представляющим
опасность, или к заметному увеличению дистанций.
(f) Скорость VLOF является земной индикаторной скоростью, на которой самолет
отрывается от земли.
3. Дистанция прерванного взлета
(а) Дистанция прерванного взлета на сухой взлетно-посадочной полосе является
большей из следующих дистанций:
(1) Суммы дистанций, необходимых для:
 разгона самолета со всеми работающими двигателями от точки старта с места до
точки, где достигается скорость VEF для взлета на сухой полосе;
 разгона самолета от скорости VEF до наибольшей скорости, достигнутой в
процессе прерванного взлета, предполагая, что критический двигатель отказал
на скорости VEF и пилот предпринимает первое действие по прекращению взлета
на скорости V1 для взлета с сухой полосы;
23
 торможения до полной остановки самолета на сухой полосе от скорости,
достигнутой в соответствии с пунктом (а) плюс дистанции, эквивалентной
движению самолета в течение 2 с на скорости V1 для взлета с сухой полосы.
(2) Суммы дистанций, необходимых для:
 разгона самолета со всеми работающими двигателями от точки старта с места до
наибольшей скорости, достигнутой в процессе прерванного взлета, предполагая,
что пилот предпринимает первое действие по прекращению взлета на скорости
V1 для взлета с сухой полосы;
 торможения до полной остановки самолета со всеми работающими двигателями
на сухой полосе, от скорости, достигнутой в соответствии с пунктом (а) плюс
дистанции, эквивалентной движению самолета в течение 2 с на скорости V 1 для
взлета с сухой полосы.
4. Траектория взлета
(а) Траектория взлета простирается от точки старта до точки, в которой
самолет находится на высоте 450 м над поверхностью взлета или в которой
заканчивается переход от взлетной конфигурации к маршрутной.
(1) Самолет должен разгоняться на земле до скорости V EF, на которой критический
двигатель выключается и остается в таком положении до конца взлета.
(2) После достижения скорости VEF самолет должен разгоняться до скорости V2.
(b) При разгоне до скорости V2 отрыв носовой стойки шасси от земли должен быть
выполнен на скорости не менее чем VR. Уборка шасси может начаться только после
отрыва самолета от земли.
(1) Наклон воздушного участка траектории взлета должен быть положительным во
всех точках.
(2) Самолет должен разогнаться до скорости V 2 до достижения высоты 10,7 м над
поверхностью взлета и должен продолжать полет на скорости, практически наиболее
близкой, но не меньшей, чем скорость V2 до достижения самолетом высоты 120 м над
поверхностью взлета.
24
(3) Во всех точках траектории взлета, начиная от точки, в которой самолет достигает
высоты 120 м над поверхностью взлета, располагаемый полный градиент набора
высоты должен быть не менее чем:
 1,2% – для самолетов с двумя двигателями;
 1,5% – для самолетов с тремя двигателями;
 1,7% – для самолетов с четырьмя двигателями.
(4) До достижения высоты 120 м над поверхностью взлета конфигурация самолета не
должна
изменяться,
кроме
уборки
шасси и автоматического флюгирования
воздушного винта, и нельзя производить изменений мощности или тяги, требующих
вмешательства пилота.
Самолет считается вышедшим из зоны влияния земли при достижении высоты,
равной размаху его крыла.
5. Потребная дистанция взлета и потребная дистанция разбега
(а) Потребная дистанция взлета на искусственной взлетно-посадочной полосе и на
грунтовой взлетно-посадочной полосе должна быть равна расстоянию по горизонтали
вдоль траектории взлета от точки старта до точки, в которой самолет находится на
высоте 10,7 м над взлетной поверхностью ВПП.
Чистая траектория взлета должна проходить не менее чем на 10,7 м выше
препятствий.
6. Набор высоты в посадочной конфигурации: все двигатели работают
В посадочной конфигурации установившийся градиент набора высоты должен быть не
менее 3,2% при следующих условиях:
(а) Двигатели работают на режиме, обеспечивающем мощность или тягу, достигаемую
через 8с после начала перекладки рычагов управления двигателями из положения
минимального полетного газа в положение для ухода на второй круг.
(b) Скорость набора высоты не более 1,3 VS.
7. Набор высоты: один двигатель не работает
(а) Взлет: шасси выпущено. При критической взлетной конфигурации, имеющей
место на траектории полета, установившийся градиент набора высоты должен быть:
25
для самолетов с двумя двигателями – положительным; для самолетов с тремя
двигателями – не менее 0,3%; для самолетов с четырьмя двигателями – 0,5% .
Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме
располагаемой мощности.
(b) Взлет: шасси убрано. При взлетной конфигурации, имеющей место в точке
полетной траектории, в которой шасси полностью убрано, установившийся градиент
набора высоты не может быть менее:
2,4% – для самолетов с двумя двигателями;
2,7% – для самолетов с тремя двигателями;
3,0% – для самолетов с четырьмя двигателями.
при V2 в следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме
располагаемой взлетной мощности или тяги к моменту полной уборки шасси до точки
достижения высоты 120 м над поверхностью взлета.
(с) Конечный этап взлета. При маршрутной конфигурации в конце траектории
взлета, полный градиент набора высоты не может быть менее:
1,2% – для самолетов с двумя двигателями;
1,5% – для самолетов с тремя двигателями;
1,7% –для самолетов с четырьмя двигателями
при скорости не менее 1,25 VS и следующих условиях:
(1) Критический двигатель не работает, остальные двигатели работают на режиме
располагаемой максимальной продолжительной мощности или тяги.
8. Траектория полета по маршруту
(а) В маршрутной конфигурации траектории полета, должны определяться для любых
веса, высоты и температуры окружающего воздуха в пределах эксплуатационных
ограничений, установленных для данного самолета. В расчете можно учитывать
изменение веса по траектории полета за счет расхода топлива и масла работающими
двигателями. Траектории полета должны определяться на любой выбранной скорости
в следующих условиях:
(1) Наиболее неблагоприятная центровка.
26
(2) Критические двигатели не работают.
(3) Все остальные двигатели работают на режиме располагаемой максимальной
продолжительной мощности или тяги.
(4) Средства управления воздушным охлаждением двигателей находятся в положении,
которое обеспечивает достаточное охлаждение при высоких температурах наружного
воздуха.
(b) РЛЭ должны содержать указания на то, что установленная высота полета с одним
неработающим двигателем должна по крайней мере на 400 м превышать
максимальную
высоту
уровня
местности
в
каждой
точке
выбранного
для
эксплуатации маршрута
9. Скорости посадки и ухода на второй круг
(а) Рекомендуемая в РЛЭ скорость захода на посадку V REF для всех конфигураций
самолета, установленных для захода на посадку, должна
быть не менее:
(1) 1,3 VS1.
(2) 1,05 VMCL.
(3) 1,17 Vα сигн.
(4) 1,05 VMCL-2 при отказе двух двигателей на самолетах с четырьмя и более
двигателями.
(b) Скорость самолета в момент начала уборки механизации при уходе на второй круг
должна быть не менее 1,2 VS1, где VS1 относится к измененной конфигурации.
10. Посадка
(а) Расстояние по горизонтали, необходимое для выполнения посадки и полной
остановки самолета от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью, должно
определяться (для всех стандартных температур, весов, высот и ветра в пределах
эксплуатационных ограничений для данного самолета) следующим образом:
(1) Самолет должен быть в посадочной конфигурации.
(2) Установившийся заход на посадку на земной индикаторной скорости не менее 1,3
VS и не менее скоростей, требуемых РЛЭ, должен выдерживаться вплоть до высоты 15
м.
27
(3) Посадка должна выполняться без чрезмерных вертикальных перегрузок, тенденции
к козлению, капотированию, неуправляемому развороту на земле. (4) Выполнение
посадки не должно требовать исключительного мастерства пилотирования или
быстроты реакции пилота.
11. Потребные посадочные дистанции
(а) Потребная посадочная дистанция для сухих ВПП должна быть не менее:
(1)
Посадочной
дистанции
при
выполнении
посадки
со
всеми
нормально
работающими двигателями, умноженной на коэффициент:
 1,67 – для основных аэродромов;
 1,43 – для запасных аэродромов.
(2) Посадочной дистанции при выполнении посадки с одним отказавшим двигателем.
(b) Потребная посадочная дистанция для покрытых атмосферными осадками ВПП
должна быть не менее:
 Посадочной дистанции при посадке со всеми работающими двигателями и при
рассматриваемых состояниях поверхности ВПП, умноженной на коэффициент
1,43.
12. Характеристики сваливания
Скорость сваливания: Скорость VS является земной индикаторной скоростью
сваливания или минимальной скоростью установившегося полета, выраженной в км/ч,
на которой самолет управляем при:
- Нулевой тяге на скорости сваливания или (если результирующая тяга не оказывает
существенного влияния на скорость сваливания) при работе двигателей на режиме
малого газа.
- Наиболее неблагоприятной допустимой центровке.
(а) До момента наступления сваливания должна обеспечиваться возможность
создавать и устранять крен и рыскание прямым действием рычагами управления. При
этом ненормальное кабрирование не допускается. Должна иметься возможность
28
быстро предотвратить наступление сваливания или вывести самолет из сваливания,
нормально действуя рычагами управления.
(b) При сваливании из прямолинейного полета без крена угол крена, возникающий
между моментом начала сваливания и завершением вывода самолета из сваливания, не
должен превышать приблизительно 20°.
(с) При сваливании из виража движение самолета после сваливания не должно быть
настолько резким, чтобы затруднить пилоту средней квалификации быстрый вывод
самолета из сваливания и восстановление управляемости. Максимальный угол крена,
который возникает в процессе вывода самолета из сваливания, не должен превышать:
(1)
Приблизительно 60°
в сторону
первоначального разворота
или 30° в
противоположную сторону – в случае торможения с темпом 1,85 км/ч за секунду;
(2) Приблизительно 90° градусов в сторону первоначального разворота или 60°
градусов в противоположную сторону – в случае торможения с темпом более 1,85 км/ч
за секунду.
При сваливании из прямолинейного полета с несимметричной тягой движение
самолета после сваливания не должно быть настолько резким, чтобы затруднить
пилоту
средней
квалификации
быстрый
вывод
самолета
из
сваливания
и
восстановление управляемости самолета.
На
углах
атаки,
вплоть
до
αСВ,
не
допускается
такое
нарушение
работоспособности силовых установок, которое требует выключения хотя бы одного
из двигателей (помпаж и т.п.).
Во время прямолинейного или криволинейного полета с закрылками и шасси,
находящимися в любом обычном положении, пилот должен получать ясное и хорошо
различимое предупреждение о приближении сваливания с достаточным запасом
времени для предотвращения неожиданного сваливания.
Практическое занятие по теме №2
1. Контрольные вопросы и оценка выполнения заданий на самостоятельной
подготовке.
1. Перевести из метрических единиц в неметрические различные значения
скрости, высоты, температуры, давления и т.д.
29
2. Рассказать основные правила пользования номограммами и таблицами,
представленными в РЛЭ.
3. Взлет. Схема сил, уравнение движения.
4.Факторы, влияющие на взлетные характеристики.
5. Набор высоты и снижение самолета, основные характеристики.
6. Характеристики дальности и продолжительности полета самолета и факторы,
влияющие на них.
7. Посадка. Схема сил, уравнения движения.
8. Факторы, влияющие на посадочные характеристики.
9.Основные требования к летно-техническим характеристикам магистральных ВС
при:
-взлете;
-наборе высоты;
-снижении;
-посадке;
2. Задание на самостоятельную подготовку
1. Получить индивидуальное задание на контрольную работу и ознакомиться с
методикой её выполнения.
2. Изучить раздел №5 РЛЭ «Летно-технические характеристики»
3. Изучить требования АП-23, АП-25, раздел B - полет, летные характеристики.
(глава 3 учебного пособие «ЛТХ воздушных судов». Ульяновск 2020г.)
4. Быть готовым к обсуждению и оценке знаний по изучаемым вопросам в
указанной главе пособия.
ТЕМА 3
Взлет самолета, взлетные характеристики, набор высоты, расчет
соответствующих ЛТХ
Взлёт и посадка самолёта относятся к числу наиболее ответственных этапов
полёта, требующих от летчика весьма точного пилотирования и повышенного
внимания. Статистика свидетельствует о том, что примерно половина авиационных
происшествий и инцидентов происходит именно на этапах взлёта и посадки. Это
связано, прежде всего, с тем, что движение самолёта происходит по поверхности
взлётно-посадочной полосы (ВПП) или в непосредственной близости от неё, поэтому
для устранения значительных отклонений параметров полёта или парирования
воздействия опасных факторов, как правило, нет времени. Кроме того, на этапах
взлёта и посадки скорость самолёта относительно невелика, вследствие чего его
устойчивость и управляемость имеют не самые лучшие показатели. К сказанному
следует добавить и то, что в приземном слое атмосферы воздух имеет обычно
30
повышенную турбулентность, которая также может усложнять выполнение взлёта и
посадки. Поэтому глубокое понимание динамики взлёта и посадки, а также факторов,
влияющих на неё, является важным условием обеспечения безаварийной и
эффективной эксплуатации летательных аппаратов.
1. Взлет самолета, взлетные характеристики и соответствующие ЛТХ.
Взлет самолета и его этапы. Схема сил и уравнения движения. Скорости и
дистанции на взлете.
Взлёт — этап полёта с момента начала ускоренного движения самолёта с линии
старта на поверхности ВПП до момента набора установленных для конкретного
самолёта высоты и скорости полёта.
Взлет самолета и основные его этапы.
Схема взлёта воздушных судов включает два этапа:
- разбег по поверхности ВПП;
- разгон с набором высоты (или воздушный участок взлёта).
Схема сил на взлете
Разбег представляет собой прямолинейное ускоренное движение самолёта по
поверхности ВПП с целью достижения им скорости отрыва Vотр., т.е. скорости, при
31
которой обеспечивается, с одной стороны, безопасное отделение самолёта от ВПП, а, с
другой - минимизация длины разбега. После страгивания с линии старта самолёт
выполняет разбег на трёх опорах шасси. Выдерживание направления при разбеге
осуществляется посредством раздельного торможения колёс основных опор шасси или
управлением колесами передней стойки. По достижении скорости, при которой
аэродинамические рули становятся достаточно эффективными (V>100 км/ч),
прямолинейность направления разбега выдерживается ими.
Взлетная дистанция Lвзл – расстояние по горизонтали, проходимое самолетом от
момента страгивания на линии старта до момента набора высоты 10.7 м (над уровнем
ВПП в точке отрыва). Таким образом, взлетная дистанция включает в себя дистанцию
разбега Lp и дистанцию разгона L1 с набором высоты:
Lвзл = Lp + L1.
В процессе разбега самолет движется на всех опорах шасси. При этом угол атаки
близок к стояночному ст. При достижении скорости VR происходит отрыв передней
стойки шасси. Самолет продолжает увеличивать скорость и угол атаки до значений
Vотр и отр. Отрыв самолета от ВПП происходит без дополнительного перемещения
штурвала по достижении скорости отрыва Vотр. Разница в скорости подъема передней
опоры и отрыва не превышает 15-20 км/ч. После отрыва самолет по криволинейной
траектории переходит в набор высоты с последующим увеличением скорости полета и
уменьшением угла атаки. На высоте 3-5 м начинается уборка шасси, скорость
продолжает расти и на высоте 10.7 м достигает безопасной скорости взлета V2. На
этом взлет самолета считается законченным.
Полной взлетной дистанцией Lп.в называется расстояние по горизонтали от
момента страгивания самолета до набора высоты 450м. или до высоты, в которой ВС
имеет конфигурацию полета по маршруту и достигло наивыгоднейшей скорости
набора Н(скорость зеленой точки).Таким образом, полная взлетная дистанция Lп.в.
состоит из дистанции взлета Lвзл. и дистанции начального набора высоты Lн.н.
Lп.в = Lвзл + Lн.н .
Дистанция начального набора высоты Lн.н. включает в себя три этапа:
- L2 – разгон самолета от скорости V2 до скорости, обеспечивающей
безопасный набор высоты с выпущенной механизацией и определенным
углом наклона траектории;
- L3 – разгон самолета до безопасной скорости начала уборки механизации V3 с
одновременным набором высоты Н3=120 м;
- L4 – этап, на котором завершается уборка механизации, скорость самолета
увеличивается до рекомендуемой скорости
одновременным набором высоты Н4=450 м.
набора
высоты
V4
с
Прерванный и продолженный взлет
В процессе взлета самолета могут возникнуть ситуации, при которых взлет
должен быть прекращен. При отказе двигателя или при появлении других
неисправностей, угрожающих безопасности полета, если не достигнута скорость
принятия решения, взлет должен быть прекращен. Скорость принятия решения V 1 –
это наибольшая скорость разбега, при которой в случае отказа критического двигателя
32
возможно, как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета.
Значение скорости принятия решения должно удовлетворять условию:
Vmin ≤ V1 ≤ VR.
Прерванным называется взлет, протекающий как нормальный до момента отказа
двигателя, после чего начинается прекращение взлета с последующим торможением
самолета до полной его остановки на полосе. Продолженным (завершенным)
называется взлет, протекающий как нормальный до момента отказа двигателя в
процессе взлета, после чего взлет продолжается и завершается с отказавшим
двигателем.
Потребные дистанции разбега при нормальном Lp, прерванном Lр.пр. и
продолженном Lр.п. взлете рассчитываются по специальным методикам,
приведенным в РЛЭ конкретного самолета, состояния ВПП, температуры наружного
воздуха, массы самолета и т.п. Располагаемая длина летной полосы — это сумма длин
ВПП и концевых полос безопасности) должна быть больше потребной. Критерием, по
которому КВС решает прекратить или продолжить взлет, является скорость принятия
решения V1. Если отказ двигателя произошел на скорости меньше V 1, прекращение
взлета обязательно. При отказе двигателя на скорости больше, чем V 1, необходимо
продолжать взлет, так как риск выкатывания за пределы летной полосы может иметь
более неблагоприятные последствия, чем продолжение взлета с одним отказавшим
двигателем.
Скорости на взлете
1.Минимальная эволютивная скорость разбега: VMCG (Vmin. эр) – это
индикаторная земная скорость (Vпр) при разбеге для взлета, на которой в случае
внезапного отказа критически важного для продолжения полета двигателя возможно
управление самолетом с использованием одних только основных аэродинамических
рулей (не прибегая к управлению носовым колесом), обеспечивающее безопасное
продолжение взлета при нормальном пилотировании. При определении V MCG,
принимая, что траектория движения самолета на разбеге со всеми работающими
двигателями совпадает с осевой линией ВПП, не допускается, чтобы его траектория от
точки, в которой произошел отказ такого двигателя, до точки, в которой было
восстановлено параллельное осевой линии направление, отклонилась от осевой линии
в боковом отношении более чем на 30 футов в любом месте”.
Ограничение по боковому уклонению на ВПП при определении VMCG
33
2. Скорость при отказе двигателя: VEF – это индикаторная земная скорость, на
которой предположительно происходит отказ критически важного двигателя. V EF
должна устанавливаться эксплуатантом, но не может быть ниже чем V MCG
3. Скорость принятия решения: V1 – это максимальная скорость, на которой
экипаж может принять решение о прекращении взлета, будучи уверен, что сможет
остановить воздушное судно в пределах ВПП. V1 не может быть меньшей, чем VEF
плюс скорость, достигнутая при неработающем критически важном двигателе в
течение отрезка времени между временем отказа этого двигателя и моментом, когда
пилот убедился в отказе двигателя и отреагировал на него, о чем свидетельствует
принятие пилотом первых мер (например, применение тормозов, уменьшение тяги,
включение аэродинамических тормозов) для остановки самолета.
VMCG ≤ VEF ≤ V1
4. Скорость подъема носовой стойки: VR – это скорость, на которой пилот
начинает подъем носовой стойки шасси с соответствующим темпом примерно 30 в
секунду. VR вводится экипажем в многоцелевой блок управления и индикации
(MCDU) в ходе подготовки к полету. VR ≥ 1.05 VMCA
5. Минимальная скорость отрыва: VMU – это индикаторная земная скорость, на
которой или выше которой самолет может безопасно оторваться от земли и
продолжать взлет.
6. Скорость отрыва: VLOF – это индикаторная земная скорость, на которой
самолет оказывается в воздухе.
7. Минимальная эволютивная скорость взлета: VMCA (Vmin. эв) – это
индикаторная земная скорость, на которой, в случае внезапного отказа критически
важного для продолжения полета двигателя сохраняется возможность управления
самолетом при неработающем двигателе и выполнения прямолинейного полета с
углом крена не более 5 градусов.
8. Скорость набора высоты после взлета: V2 – это минимальная скорость
набора высоты, которая должна быть на высоте 35 футов над поверхностью ВПП в
случае отказа двигателя. Она не может быть меньше чем 1,2V S (FAR) для самолетов с
газотурбинными силовыми установками. Эта скорость должна вводиться экипажем в
ходе подготовки к полету.
Безопасной скоростью V2 является скорость, на которой самолет обладает
достаточной устойчивостью и управляемостью для перехода к следующему этапу –
начальному набору высоты.
Ограничения скорости при взлете
1.Максимальная скорость, на которой кинетическая энергия ВС гасится
тормозной системой: VMBE
Если взлет прерван, тормоза должны абсорбировать и охладить нагрев,
соответствующий кинетической энергии воздушного судна в точке принятия решения.
Тормоза обладают максимальной абсорбционной способностью, известной как
максимальная энергия торможения. Скорость, на которой возможна полная остановка
34
ВС при данном взлетном весе, ограничена максимальным значением (VMBE). Таким
образом, для данного взлетного веса:
V1 ≤ VMBE
2. Максимальная скорость использования пневматика: VTIRE
Фирма-изготовитель пневматиков устанавливает максимальную скорость,
развиваемую на земле, чтобы не допустить возрастания центробежных сил и
увеличения нагрева, способных повредить конструкцию.
Почти для всех моделей воздушных судов, производимых «Airbus», VTIRE
составляет 195 узлов (скорость движения по земле).
VLOF ≤ VTIRE
Располагаемые взлетные дистанции
1. Располагаемая длина разбега (TORA): Длина ВПП, объявленная
соответствующим полномочным органом как располагаемая и пригодная для разбега
взлетающего самолета.
2. Располагаемая взлетная дистанция (TODA): Располагаемая длина разбега
плюс располагаемая длина полосы, свободной от препятствий. Она должна:
• Располагаться на равном удалении по обе стороны от осевой линии ВПП и
находиться под контролем полномочного органа аэропорта.
• Выражаться как полоса, свободная от препятствий, простирающаяся от торца
ВПП с повышающимся уклоном не более 1,25%.
• Иметь ширину не менее 152 м (500 футов).
• Не иметь выступающих объектов или складок местности. Огни порога могут
выступать над плоскостью, если их высота над торцом ВПП составляет не более 0,66
м (26 дюймов) и, если они расположены по обе стороны от ВПП.
3. Располагаемая дистанция прерванного взлета (ASDA): Располагаемая длина
разбега при взлете плюс длина концевой полосы торможения, если эта концевая
полоса торможения объявлена соответствующим полномочным органом как
пригодная и способная нести массу самолета в преобладающих условиях
эксплуатации.
Потребные взлетные дистанции
1. Потребная дистанция прерванного взлета (ASD) – расстояние, равное сумме
длины разбега при работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного
двигателя VEF, длины разгона до V1 плюс дистанция, эквивалентная 2 секундам на
постоянной скорости V1 и длины участка торможения до полной остановки самолета.
2. Потребная длина продолжения взлета – расстояние, равное сумме длины
разбега при работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного двигателя,
длины разбега на одном двигателе от точки отказа до точки отрыва и длины
воздушного участка взлетной дистанции до набора высоты, равной 10,7 м.
35
3. Потребная длина разбега – расстояние, равное сумме фактической длины
разбега самолета до скорости отрыва в случае отказа одного двигателя на скорости V1
и половины длины воздушного участка взлетной дистанции до набора высоты, равной
10,7 м.
4.Сбалансированная длина взлетной дистанции - располагаемая ВПП+КПБ
(концевая полоса безопасности), на которой случае отказа одного двигателя на
скорости V1 самолет может завершить как прерванный взлет до полной его остановки,
так и продолженный взлет до набора высоты 10,7м. с разгоном до Vбез = V2
Влияние эксплуатационных факторов на взлетные характеристики ВС.
К эксплуатационным факторам, оказывающим существенное влияние на взлетные
характеристики самолета, относят:
-взлетную массу самолета
-температуру окружающего воздуха и высоту аэродрома над уровнем моря
-уклон ВПП
-ветер
- угол атаки
1. Плотность воздуха. При уменьшении давления на 20 мм рт. ст. тяга двигателя
уменьшается, истинная скорость отрыва увеличивается, длина разбега увеличивается
на 4–6 %.
2. Температура наружного воздуха. При увеличении температуры воздуха на 15
°С вследствие уменьшения тяги и увеличения истинной скорости отрыва длина
разбега увеличивается на 4–5 %.
3. Взлетная масса. Для приближенных расчетов можно принять, что увеличение
взлетной массы на 1% вызывает увеличение длины разбега на 2 - 2.5%.
4. Ветер. При встречном ветре, равном 5 м/с, ввиду уменьшения путевой
скорости отрыва длина разбега уменьшается на 12–13 %, а при попутном ветре –
увеличивается на 13–15 %. На длину разбега влияет также боковая составляющая
скорости ветра. Наличие угла скольжения вызывает появление моментов крена и
рыскания, для парирования которых необходимо использовать рули.
5. Уклон ВПП. При уклоне ВПП, равном 0,01, длина разбега самолета изменяется
на 6–7 %.
6. Угол атаки. Угол атаки в момент отрыва должен быть равным 12–14° (угол
тангажа Θт < 13°). Если при отрыве угол атаки уменьшается, то коэффициент сy также
уменьшается, а скорость отрыва и длина разбега увеличиваются. При выполнении
взлета необходимо помнить, что на данной величине угла атаки (12–14°) каждому
значению полетной массы соответствует своя приборная скорость отрыва.
Предельные значения массы ВС, высоты аэродрома (плотности воздуха) и
температуры определяются в РЛЭ соответствующего типа ВС.
36
2.Набор высоты, схема сил, уравнения движения. Характеристики набора
высоты.
Набором высоты называется полет по наклонной траектории с увеличением
высоты полета. Набор высоты осуществляется после взлета до высоты Н=450м и далее
до высоты заданного эшелона полета по маршруту. Наиболее продолжительным
участком траектории набора высоты является набор высоты до высоты эшелона. В
процессе набора высоты осуществляется разгон самолета до заданной скорости полета
по маршруту (крейсерской скорости).
Уравнения движения в этом случае получаются из общих уравнений
прямолинейного движения при ускорении по траектории равным нулю.
схема сил в наборе высоты
P - X - G * sinΘ = 0
Y - G * cosΘ = 0
Где:
P – тяга двигателя (ей)
X – лобовое
самолета
сопротивление
G – вес самолета
Θ – угол тангажа
При установившемся наборе
располагаемая тяга уравновешивает
сопротивление и составляющую веса: P = X + G * sinΘ
лобовое
Разность располагаемой тяги и силы сопротивления представляет собой избыток
тяги Ризб, и, следовательно, угол наклона при заданном весе определяется величиной:
sinΘ =Ризб. / G
Вертикальная скорость соответственно равна: Vy 
P
Vнаб .
G
Как видно из формулы, величина угла набора высоты зависит от избытка тяги ∆Р и
веса самолета.
Поляра набора высоты - график зависимости угла набора и вертикальной
скорости от скорости набора высоты. Наибольший угол набора самолет имеет при
угле атаки, близком к наивыгоднейшему, так как при этом избыток тяги
максимальный.
Поляра набора высоты
Как видно из формулы, вертикальная
скорость набора зависит от скорости
набора, избытка тяги и веса самолета.
37
Наибольшую вертикальную скорость имеет самолет при данном полетном весе на угле
атаки, где (∆Р*Vн) max.
Скорость полета, при которой самолет имеет Vу mах, называется наивыгоднейшей
скоростью набора высоты Vнв.наб.
Скорости набора высоты
Набор высоты обычно производится при постоянной приборной воздушной
скорости (IAS) и постоянном числе Маха. Например, стандартный профиль набора
высоты для семейства A320 составляет: 250 узлов/ 300 узлов / M=0.78
Набор высоты делится на 3 этапа:
Профиль набора высоты по приборной скорости и числе М
• Ниже 10000 футов: Набор высоты с постоянной приборной воздушной
скоростью IAS = 250 узлов. Скорость ограничена правилами УВД.
• Выше 10000 футов: Набор высоты с постоянной приборной воздушной
скоростью IAS = 300 узлов (ограничена до M=0.78). На высоте 10000 футов
воздушное судно ускоряется до более оптимальной скорости набора (300 узлов),
которая сохраняется до тех пор, пока число Маха меньше 0,78.
• Выше высоты пролета контрольной точки: Набор высоты с постоянным
числом Маха = 0.78. Высота пролета контрольной точки – это высота, где 300 узлов
IAS равняются числу Маха=0.78. Выше данной высоты необходимо поддерживать
постоянное соотношение между TAS и скоростью звука, чтобы избежать бафтинга,
возникающего при высокой скорости.
Набор высоты с максимальным градиентом. Градиент набора высоты со скоростью
зеленой точки (наивыгоднейшая скорость) является максимальным. Набор высоты со
скоростью зеленой точки позволяет занять заданную высоту по кратчайшему
расстоянию. Скорость зеленой точки рассчитывается системой управления полетом
(FMS) на основе массы воздушного судна и фиксируется на основном пилотажном
38
дисплее (PFD), когда воздушное судно с чистым крылом. Следовательно, эту скорость
легко поддерживать в ручном режиме. К скорости зеленой точки нужно стремиться
при любом отказе двигателя после взлета.
Набор высоты с максимальной скоростью. Набор высоты с максимальной
скоростью позволяет достичь заданную высоту за кратчайший период времени.
Максимальная скорость набора высоты не отражается на PFD. Однако, набор высоты с
максимальной скоростью можно производить в регулируемом режиме.
Набор высоты в экономичном режиме. Индекс расходов должен стремиться к
снижению прямых эксплуатационных расходов. В результате, для заданного индекса
расходов, FMGS рассчитывает оптимальную скорость набора высоты (IASECON) и
оптимальное число Маха при наборе высоты (MachECON). Затем набор высоты ведется
в регулируемом режиме, основываясь на следующем законе набора высоты с данной
приборной скоростью и числом
Маха: 250 kt / IASECON / MachECON
Для минимизации расхода топлива в полете, следует использовать индекс низких
расходов. Поскольку на этапе набора высоты расходуется много топлива, то
целесообразно уменьшить продолжительность набора. Это достигается при
максимальной скорости набора высоты.
С другой стороны, более высокий индекс расходов обеспечивает более высокую
путевую скорость на этапе набора высоты, тем самым, снижая скорость набора. Но
при этом расстояние, покрытое за время набора, увеличивается, а соответственно фаза
крейсерского режима и общего времени в полете снижается. Максимальная путевая
скорость на этапе набора высоты обычно ограничена максимально допустимой
эксплуатационной скоростью.
IASECON = VMO - 10 узлов.
Требования к элементам взлета и набора высоты
Траектория полета при взлете может подразделяться на несколько участков.
Каждый участок характеризуется заметным изменением конфигурации, тяги и
скорости. Более того, конфигурация, вес и тяга воздушного судна должны
соответствовать наиболее критическому состоянию, преобладающему на участке. И,
наконец, траектория полета должна базироваться на характеристиках воздушного
судна без влияния земли. Как общее правило, считается, что воздушное судно
находится вне зоны влияния земли, если оно достигает высоты, равной его размаху
крыла.
Минимальный и максимальный градиент набора высоты
Градиент набора высоты - тангенс угла наклона траектории при наборе высоты,
выраженный в процентах. Градиент ηн= tgθн·100%
Полный градиент набора высоты - это предельно достигаемое значение градиента
набора высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях.
39
Чистый градиент набора высоты - наиболее вероятное значение градиента набора
высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях при массовой эксплуатации
самолета.
1.Минимальный градиент набора высоты
Самолет должен достичь V2, прежде чем он окажется на высоте 35 футов над взлетной
поверхностью, и сохранять скорость не ниже V2 до тех пор, пока не окажется на
высоте 400 футов над взлетной поверхностью”
В любой точке траектории полета при взлете, начиная от точки, в которой самолет
достигает высоты 400 футов над взлетной поверхностью, не допускается, чтобы
располагаемый градиент набора высоты был менее чем:
•
1.2% для самолета с двумя двигателями
•
1.7% для самолета с четырьмя двигателями”
Таким образом, до высоты 400 футов должна выдерживаться постоянная скорость не
менее V2. Выше 400 футов воздушное судно должно следовать с минимальным
градиентом набора высоты, который может быть преобразован в способность к
разгону в горизонтальном полете. Следовательно, регулятивный минимум высоты
разгона фиксируется на 400 футах над взлетной поверхностью.
Тем не менее, в любой момент нахождения на участке разгона должна обеспечиваться
высота пролета препятствий. Следовательно, минимальная эксплуатационная высота
разгона равна или превышает 400 футов
2.Максимальный градиент набора высоты
Максимальная взлетная тяга (TOGA) сертифицирована для использования в течение
максимум 10 минут в случае отказа двигателя на взлете и в течение максимум 5 минут
со всеми работающими двигателями.
Режим максимальной продолжительной тяги (MCT), не ограниченный по времени,
может устанавливаться только при конфигурации для полета по маршруту (т.е., когда
воздушное судно имеет конфигурацию с убранными шасси и закрылками м следует со
скоростью «зеленой точки»).
В результате конфигурация для полета по маршруту (конец третьего участка) должна
создаваться не более чем через 10 минут после взлета, тем самым, обеспечивая
возможность определения максимальной высоты разгона
После отказа двигателя на VEF, какими бы ни были эксплуатационные условия,
воздушное судно должно следовать с минимальным градиентом набора высоты, как
это требуется согласно JAR/FAR 25.121.
40
Практическое занятие по теме №3
1. Контрольные вопросы и оценка выполнения заданий на самостоятельной
подготовке.
1.Дать определения взлета и основных его этапов.
2. Характерные скорости на взлете.
3. Определения и характеристика располагаемых и потребных дистанций на взлете.
4.Влияние конструктивных факторов на взлетные характеристики ВС.
5. Влияние эксплуатационных факторов на взлетные характеристики ВС
6. Требования к элементам взлета и набора высоты. Минимальный и максимальный
градиенты набора высоты.
7. Дать определение набора высоты, схема сил, уравнения движения, основные этапы.
8. Расчет вертикальных скоростей набора. Наивыгоднейшие скорости набора высоты.
9. Скорости выполнения набора высоты магистральных ВС.
2. Задание на самостоятельную подготовку
1. Изучить «Введение в ЛТХ ВС», изд. Airbus 2002г. Часть С- взлет.
2. Изучить «Методические указания по выполнению лабораторных работ» сост. Е. Н.
Коврижных, А. Н. Мирошин, Б. Н. Рознин. – Ульяновск: УВАУ ГА(И), 2015. Порядок
выполнения лабораторных работ №1, №2.
41
ТЕМА №4.
Горизонтальный (крейсерский) полет ВС. Расчет соответствующих ЛТХ.
1.Горизонтальный полет, схема сил, уравнения движения. Дальность и
продолжительность полета самолета. Влияние эксплуатационных факторов на
полет самолета.
Горизонтальным называется полет на постоянной высоте. Это является
основным эксплуатационным режимом ВС ГА. Он может быть прямолинейным,
криволинейным, установившимся и неустановившимся, с креном, скольжением или
без них. Наиболее характерным для ВС ГА является прямолинейный горизонтальный
установившийся полет.
Главное допущение: полет совершается в штиль, без крена (γ=0) и скольжения
Схема сил в горизонтальном полете
Основные
силы, которые учитываются в расчетах:
- подъемная сила крыла (Y);
- подъемная сила горизонтального оперения (YГО);
- сила сопротивления самолета (Х);
- сила тяги силовой установки (Р);
- сила тяжести (G).
Для практических расчетов в летной эксплуатации ограничиваются
рассмотрением установившегося прямолинейного горизонтального полета (V=const)
принимаем:
X  P  Cx
V 2
2
S
Y  G  Cy
V 2
2
S
P  G / K  mg / K
Отсюда следует, что потребная тяга для обеспечения прямолинейного
установившегося горизонтального полета на заданной высоте с заданным углом атаки
равна отношению силы тяжести самолета к его аэродинамическому качеству. Чем
меньше полетная масса самолета и больше аэродинамическое качество, тем меньше
потребная тяга силовой установки. Из равенства Y=G можно вывести формулу для
определения потребной скорости прямолинейного установившегося горизонтального
полета:
V
2G
Из данного выражения следует, что при cу = const
cy  S
42
потребная
скорость прямолинейного установившегося горизонтального полета
увеличением веса самолета G и уменьшением плотности воздуха .
растет с
Зависимость потребной тяги силовой установки для обеспечения прямолинейного
установившегося горизонтального полета от скорости полета при постоянном весе G и
высоте полета Н называется кривыми Жуковского по тяге. Точка пересечения кривой
и располагаемой тяг соответствующих максимально допустимому режиму работы
силовой установки определяет максимальную скорость Vmax прямолинейного на
заданной высоте с заданным (обычно номинальным) режимом работы двигателей.
Максимальное
аэродинамическое
качество
достигается
при
полете
на
наивыгоднейшем угле атаки. Скорость, соответствующая наивыгоднейшему углу
атаки, называется наивыгоднейшей скоростью Vнв. Ей соответствуют минимальные
часовые расходы топлива. Угол атаки, близкий к наивыгоднейшему (чуть больше чем
αнв) соответствует максимальному избытку тяги ∆Р max. и является границей между
первым и вторым режимами полета. Критический угол атаки αкр и соответствующая
ему минимальная теоретическая скорость полета Vmin (Vсв) определяются
проведением касательной к кривой потребной тяги параллельной оси ординат. Если
провести касательную к кривой потребной тяги из начала координат, то точка касания
определит режим полета, который называется крейсерским. Крейсерскому полету
соответствуют минимальные километровые расходы топлива.
Зависимость потребных и располагаемых тяг от скорости полета
Область значений скоростей от минимальной теоретической до максимальной,
при которых возможен прямолинейный установившийся горизонтальный полет при
заданной массе на заданной высоте, называется диапазоном скоростей
горизонтального полета.
Диапазон скоростей и высот горизонтального
полета
43
На этот диапазон оказывают влияние различные эксплуатационные факторы
(температура воздуха, полетная масса, обледенение, отказ двигателя и др.).
Дальность и продолжительность полета самолета.
Определения ИКАО: Крейсерским полётом по маршруту (en-route/cruise) для правил
полётов по приборам (ППП) считается этап полёта от последней точки набора высоты
на этапе взлёта через этап набора высоты крейсерского эшелона, полёта по маршруту
и до момента снижения в точку первоначального захода на посадку IAF (Initial
Approach Fix).
Дальность и продолжительность полета являются важнейшими летнотактическими характеристиками самолета. Под дальностью полета понимают
расстояние от места вылета до места посадки вдоль маршрута полета по земной
поверхности.
Продолжительность полета - время пребывания самолета в воздухе с момента
вылета до момента посадки. Обычно рассматриваются следующие виды дальности:
техническая, практическая. Практическая дальность и продолжительность - дальность
и продолжительность полета с учетом гарантийного 7 - 10% остатка топлива (от
полной заправки).
Траектория полета самолета на дальность состоит из трех участков: набора высоты,
горизонтального полета на заданной высоте и снижения с этой высоты.
Дальность и продолжительность полета определяются прежде всего запасом
топлива и режимом полета (высотой и скоростью). Каждому режиму полета
соответствует определенный расход топлива на один километр пути и за один час
полета. Таким образом, от того, какой режим полета установил пилот, будут зависеть
и дальность, и продолжительность полета.
Основными величинами, определяющими дальность и продолжительность
полета, являются километровый и часовой расходы топлива. Зная километровый и
часовой расходы топлива при данном варианте заправки самолета, можно рассчитать
дальность и продолжительность полета.
Часовой и километровый расходы топлива. Масса топлива в килограммах, которая
расходуется всеми двигателями самолета при заданной полетной массе за 1 ч полета
на заданном режиме работы двигателей, называется часовым расходом топлива Сh.
Измеряется часовой расход в килограммах на час полета Сh кг. топл. /ч или в
литрах Сh л/ч. Часовой расход можно определить по формуле:
Сh = Cуд * Р = Cуд *G/K (для ТРД) или Сh = Cуд* N (для ТВД)
Из формулы видно, что часовой расход топлива прямо пропорционален удельному
расходу топлива и развиваемой тяге (или мощности). По кривым Жуковского
нетрудно определить, что наименьшая потребная тяга для всех высот полета будет
соответствовать наивыгоднейшей скорости полета (полету на наивыгоднейшем угле
атаки), а для самолетов с поршневыми двигателями наименьшая потребная мощность
44
соответствует экономическому углу атаки αэк и соответственно - экономической
скорости полета.
Из анализа кривых Жуковского можно сделать вывод, что с поднятием на высоту,
часовой расход топлива самолетов с ТРД при полете на наивыгоднейшей скорости
изменяется пропорционально изменению удельного расхода топлива, т. е.
уменьшается. Количество топлива, расходуемое на один километр воздушного пути,
C
Ck  h
V
называется километровым расходом топлива.
Зависимость часового расхода топлива от скорости и высоты полета
Основной вывод состоит в том, что при полете самолета с ТРД на крейсерской
скорости при поднятии на высоту километровый расход топлива уменьшается, а,
следовательно, дальность полета увеличивается. Расчетами и практикой установлено,
что увеличение высоты от 0 до 12 км километровый расход уменьшается в 2-3 раза.
Километровый расход топлива ВС с поршневым двигателем определяется по формуле
Ck 
Ch Ce N П Ce N e


V
V
В V
где Ne - эффективная мощность на валу двигателя;
В
- коэффициент полезного действия винта.
Cе (Суд) – удельный расход топлива.
Удельный же расход Се при поднятии до расчетной высоты полета (расчетная
высота двигателя) уменьшается, а выше ее увеличивается. В результате получается,
что наименьший километровый расход топлива самолета с поршневой силовой
установкой будет вблизи расчетной высоты. Следовательно, и наибольшая
дальность полета самолета с поршневым двигателем будет иметь место вблизи
расчетной высоты полета на наивыгоднейшей скорости.
При увеличении полетного веса
километровый расходы топлива, что
продолжительности полета.
самолета
ведет к
45
увеличиваются часовой
уменьшению дальности
и
и
При повышении температуры наружного воздуха удельный расход топлива
увеличивается, следовательно, увеличивается часовой расход топлива, а
продолжительность полета уменьшается.
2. Планирование и контроль расхода топлива
Количество топлива, необходимое для безопасного полета по запланированному
маршруту, рассчитывается для каждого полета. У каждого эксплуатанта своя политика
в области топлива. Эта политика основана на минимальных требованиях в области
использования топлива.
Стандартное планирование полета
Минимальное количество топлива (Q), рассчитываемое для полета, определяется
как:
Q = taxifuel + TF + CF + AF + FR + Add + XF
Где:
• TF = Tопливо для полета
• CF = Топливо в случае непредвиденных обстоятельств
• AF = Топливо для полета на запасной аэродром
• FR = Запас топлива для захода на посадку
• Add = Дополнительное топливо
• XF = Сверхнормативное топливо
Для каждого полета следует учитывать следующие условия эксплуатации:
• Реальные данные о расходе топлива воздушным судном.
• Предполагаемая масса.
• Ожидаемые погодные условия.
• Процедуры и ограничения органов УВД
Топливо при рулении
Количество топлива на рулении не должно быть меньше того, которое
предполагается использовать до начала взлета. Следует учитывать местные условия на
аэродроме вылета и расход топлива на вспомогательную силовую установку. Топливо
при рулении – это обычно фиксированная величина для руления средней
продолжительности. Для A320 оно равно 140 кг. (300 lb). Этого достаточно для
руления в течение 12 минут. Данное количество может меняться в зависимости от
статистических и расчетных данных.
Топливо для полета
Необходимое количество топлива, начиная с отпускания тормозов в аэродроме
вылета до касания ВПП в аэродроме назначения, называется топливом для полета.
Сюда входит топливо для:
46
• Взлета
• Набора высоты до крейсерского эшелона
• Полета с конца набора высоты до начала снижения, включая ступенчатый набор
высоты или снижение
• Полета от начала снижения до начала захода на посадку
• Захода на посадку
• Посадки в аэродроме назначения
Топливо для непредвиденных обстоятельств
Топливо для непредвиденных обстоятельств – это большее из следующих
количеств:
- Топливо необходимое для полета в течение 5 минут на высоте 1500 футов над
аэродромом назначения со скоростью зоны ожидания в условиях ISA
- Одно из следующих видов:
 5% топлива для полета,
 Если позволяют нормы летной годности, - 3% топлива для полета при наличии
запасного аэродрома по маршруту.
 Если позволяют нормы летной годности, необходимое количество топлива для
полета в течение 15 минут на высоте 1500 футов над аэродромом назначения со
скоростью зоны ожидания в условиях ISA;
 Необходимое количество топлива для полета в течение 20 минут, основанное на
расходе топлива для полета, при условии, что эксплуатант имеет программу
контроля за расходом топлива для отдельных воздушных судов и использует
полученные данные для расчёта топлива.
Топливо для полета на запасной аэродром
Под топливом для полета на запасной аэродром подразумевается топливо,
необходимое для:
• Ухода на второй круг на аэродроме назначения
• Набор с высоты ухода на второй круг до крейсерского эшелона
• Полета с конца набора высоты до начала снижения
• Полета с начала снижения до начала захода на ВПП
• Захода на ВПП
• Посадки на запасном аэродроме
• Когда необходимо иметь два запасных аэродрома, топлива для полета на
запасной аэродром должно быть достаточно, чтобы долететь до запасного аэродрома,
расположенного дальше.
Запас топлива для захода на посадку
47
Запас топлива для захода на посадку – это минимум топлива, необходимый для
полета в течение 30 минут на высоте 1500 футов над запасным аэродромом или
аэродромом назначения, если запасной не требуется, со скоростью зоны ожидания в
условиях ISA.
Дополнительное топливо
минимум дополнительного топлива, которое должно позволить:
a. Находиться в зоне ожидания в течение 15 минут на высоте 1500 футов (450 м)
над превышением аэродрома при стандартных условиях, когда полет выполняется по
ППП без запасного аэродрома.
b. После отказа силовой установки или разгерметизации, основываясь на
предположении, что такой отказ происходит в самый решающий момент по
маршруту, позволяет воздушному судну:
1. Снизиться на необходимую высоту и следовать на подходящий аэродром; и
2. Находиться там в зоне ожидания в течение 15 минут на высоте 1500 футов (450
м) над превышением аэродрома в стандартных условиях; и
3. Зайти на посадку и приземлиться.
Сверхнормативное топливо
Количество такого топлива берется по усмотрению командира воздушного судна.
требования снижение с высоты эшелона до безопасной высоты должно быть
выполнено за время не менее придельного.
3. Правила выполнения полетов увеличенной дальности воздушными судами с
двумя газотурбинными двигателями. (ЕТОРS).
Данные правила регламентируют условия эксплуатации, обеспечивающие
уровень безопасности полетов самолетов с двумя газотурбинными двигателями на
маршрутах увеличенной дальности, эквивалентный уровню безопасности полетов
многодвигательных самолетов.
1. Применяемая терминология.
Полет увеличенной дельности - (ETOPS - extended range operations with two
engine airplanes) любой полет, выполняемый самолетом с двумя газотурбинными
двигателями по маршрутам, на которых время полета с крейсерской скоростью при
одной неработающей силовой установке от какой-либо точки маршрута до
соответствующего требованиям запасного аэродрома превышает 60 минут полета.
Пороговое время - время полета, устанавливаемое государственным
полномочным органом для авиапредприятий, эксплуатирующих двухдвигательные
самолеты, и представляющее из себя разрешенное время полета до соответствующего
требованиям запасного аэродрома.
Соответствующий запасной аэродром - аэродром, который отвечает
установленным требованиям для выполнения посадки самолета данного типа по
48
размерам и несущей способности ВПП, открытый для приема самолета в период
времени возможного его использования, имеющий необходимые средства и службы,
такие как обслуживание воздушного движения, метеорологическое обслуживание,
светотехническое оборудование, средства связи и навигации, аварийно-спасательную
и противопожарную службы, а также хотя бы одну приемлемую схему захода на
посадку по приборам.
Пригодный запасной аэродром - соответствующий аэродром, пригодный для
эксплуатации самолета данного типа и на котором прогнозируемые и фактические
метеоусловия соответствуют равны или выше установленного метеоминимума, а
состояние ВЦП позволяет совершить безопасную посадку в пределах расчетного
времени прибытия +/- 60 минут.
Входная точка на маршрут увеличенной дальности (ЕЕР) - это точка на
маршруте полета самолета, которая находится на удалении 60 минут полета с
отказавшим двигателем на крейсерской скорости в штиль до пригодного запасного
аэродрома.
Равноудаленная точка (ЕТР) - это точка на маршруте полета самолета в зоне
оперирования, от которой время полета до двух ближайших пригодных запасных
аэродромов одинаково.
Зона оперирования - район полетов эксплуатанта, где необходимо применение
правил ETOPS.
Сущность правил эксплуатации по ETOPS состоит в том, чтобы предоставить
возможность использовать самолеты с двумя двигателями также, как и
многодвигательные при обеспечении достаточного уровня безопасности полетов.
Правила ETOPS применяются к самолетам с двумя газотурбинными двигателями
и взлетной массой 7,5 тонн и более, с количеством пассажирских кресел более 19 и
сертифицированным к полетам по правилам ETOPS.
2. Выполнение полета.
В полете при подходе к точке, которая является входной точкой маршрута (ЕЕТ),
на котором выполняются требования, отнесенные к ETOPS, экипаж обязан оценить
возможность продолжения полета по правилам ETOPS (т.е. состояние авиационной
техники и фактические метеоусловия на запасных аэродромах). Если такие условия не
удовлетворяются, экипаж должен по согласованию с органом обслуживания
воздушного движения изменить маршрут полета. Для этих целей экипаж должен
иметь два плана полета (flight plan): - один для полета по правилам ETOPS, другой для полета по маршруту, точки которого удалены менее, чем на 60 минут полета на
одном двигателе от пригодных запасных аэродромов.
В полете экипаж должен постоянно анализировать метеорологические условия на
запасных аэродромах, выбранных для выполнения полета по правилам ETOPS. Если
по каким-либо причинам выбранный запасной аэродром не отвечает установленным
требованиям, необходимо по согласованию со службой ОВД, выбрать другой запасной
аэродром, убедившись, что продолжительность полета не будет превышать величины
49
"порогового времени". При необходимости, изменить маршрут, чтобы остаться в
пределах величины порогового времени.
Предварительный расчет полета должен включать расчет топлива над ЕТР,
необходимый на случай отказа двигателя, разгерметизации с последующим
снижением, полет в неблагоприятных условиях (обледенение, встречный ветер, заход
на посадку, уход на второй круг, 15 минут ожидания плюс 5 % к рассчитанному
потребному количеству топлива).
В полете экипаж должен вести непрерывный контроль за исправностью
топливной системы и остатком топлива над ЕТР, которое должно быть не меньше
расчетного. При уменьшении остатка топлива менее расчетного, необходимо принять
своевременное решение по изменению маршрута, выборе других пригодных запасных
аэродромов.
Примечание: Нормальным считается остаток топлива над ЕТР на 5% менее
расчетного, так как отказ двигателя строго над ЕТР маловероятен.
3. Аэронавигационный запас топлива при полетах по ETOPS. Критический топливный
сценарий.
расчет аэронавигационного запаса топлива должен предусматривать:
- учет прогнозируемого направления и скорости ветра на случай изменения
плана полета и следование на запасной аэродром на одном работающем двигателе и
крейсерской высоте полета с одним работающим двигателем;
- вероятность использования противообледенительной системы, что потребует
дополнительного расхода топлива;
- необходимость использования вспомогательной силовой установки;
- разгерметизация самолета или выход из строя системы кондиционирования, и
дальнейшее использование высоты полета менее расчетной;
- учет топлива на заход с уходом на второй круг и с последующим заходом и
посадкой;
- учет возможных ограничений органа обслуживания воздушного движения.
Для определения аэронавигационного запаса топлива, которое должно быть на
воздушном судне над последней точкой ЕТР, эксплуатант, исходя из географии
полетов, должен разработать КРИТИЧЕСКИЙ ТОПЛИВНЫЙ СЦЕНАРИЙ.
Критический топливный сценарий определяет изменение плана полета над
последней точкой ЕТР. Эксплуатант должен подтвердить сценарий, который будет
использован для определения критического остатка топлива.
В критической точке рассматривается одновременный отказ двигателя и системы
кондиционирования. (Критическая точка расположена на расстоянии "порогового
времени" полета с одним работающим двигателем до подходящего запасного
аэродрома).
Обязательным условием сценария является немедленное снижение и
продолжительный полет на высоте 3300 метров (10000 футов) на разрешенной
50
скорости полета при отказе одного двигателя, либо полет на одном двигателе на
высоте выше 3300 метров, если на самолете имеется достаточный запас кислорода.
При подходе к аэродрому назначения принимаются во внимание снижение до
500 метров, пятнадцатиминутное ожидание, один заход на посадку с уходом на второй
круг и последующий заход с посадкой. При этом дополнительно учитывается:
- 5 %-ый запас топлива на ошибку в прогнозируемом ветре;
- 5 %-ый запас топлива на возможные отклонения от маршрута полета;
- использование противообледенительной системы самолета и двигателей,
увеличение массы самолета из-за отложения льда на незащищенных поверхностях
самолета, необходимость использования вспомогательной силовой установки, как
источника электроэнергии.
Практическое занятие по теме №4
1. Контрольные вопросы и оценка выполнения заданий на самостоятельной
подготовке.
1. Дать определение установившемуся горизонтальному полету, нарисовать схему сил
и уравнения движения.
2. Нарисовать график зависимости потребных и располагаемых тяг от скорости
полета.
3. Дать определение диапазона скоростей и высот горизонтального полета.
4. Дать определения дальности и продолжительности полета самолета.
5. Зависимость часовых и километровых расходов топлива от условий полета.
6. Планирование и контроль топлива. Основные определения.
7.Правила полетов увеличенной дальности воздушными судами с двумя
газотурбинными двигателями. (ЕТОРS).
2. Задание на самостоятельную подготовку
1. Изучить «Введение в ЛТХ ВС», изд. Airbus 2002г. Часть D- ограничения при полете
по маршруту.
2. Изучить «Методические указания по выполнению лабораторных работ» сост. Е. Н.
Коврижных, А. Н. Мирошин, Б. Н. Рознин. – Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2015. Порядок
выполнения лабораторной работы №3.
51
ТЕМА 5.
Снижение ВС, заход на посадку и посадка. Расчет соответствующих ЛТХ.
1. Снижение самолета. Схема сил, уравнения движения и соответствующие ЛТХ.
Влияние эксплуатационных факторов на полет самолета.
Схема сил и уравнения движения на снижении.
Схема сил на снижении ВС
Установившееся прямолинейное снижение
Снижение - полет самолета по наклонной траектории с работающим
двигателем с потерей высоты. При установившемся снижении скорость постоянна и
уравнения движения принимают вид:
G* sin - X = 0
Y - G * cos = 0
Снижение на режиме, при котором тяга двигателя практически равна нулю,
называется планированием. Угол снижения определяется качеством самолета:
tg  
1
Дальность планирования при потере высоты Н равна: L = H * K
K
Режим снижения выбирают исходя из нескольких условий:
-
обеспечение комфорта пассажиров;
-
уменьшение времени снижения и расхода топлива.
Согласно медицинским требованиям, установленными из условия комфорта
пассажиров, скорость изменения давления в кабине при изменении высоты полета не
должна превышать 0.18 мм рт.ст./с.
Поляра скоростей планирования (снижения) –
это график, показывающий зависимость угла
планирования
и
вертикальной
скорости
планирования от скорости планирования
(снижения).
52
На поляре скоростей снижения можно выделить следующие характерные точки:
 касательная, проведенная из начала координат, дает в точке касания αнв и Vнв. Этой
скорости соответствует минимальный угол планирования самолета. Границей
первого и второго режимов планирования является наивыгоднейшая скорость;
 касательная, проведенная параллельно оси абсцисс, дает в точке касания αэк и Vэк.
Этой скорости соответствует минимальная вертикальная скорость снижения
самолета.
Скорости снижения: Снижение обычно производится при постоянном числе Маха и
приборной скорости (IAS). Например, стандартный профиль снижения для семейства
A320: M=0.78 / 300 kt / 250 kt
Снижение с минимальным градиентом (при отказе двигателя). Градиент
снижения при скорости зеленой точки (наивыгоднейшая скорость) минимален.
Снижение при скорости зеленой точки позволяет сохранять максимальную высоту на
наибольшей дистанции. Скорость зеленой точки на этапе снижения не представляет
интереса при нормальной эксплуатации из-за длительности процесса. С другой
стороны, она представляет большой интерес в случае отказа двигателя в крейсерском
режиме над гористой местностью, чем любая другая скорость, так как предоставляет
больше возможностей спасти воздушное судно. Снижение при скорости зеленой точки
с неработающим двигателем называется схема снижения с отказавшим двигателем.
Снижение с минимальной скоростью. Минимальная скорость снижения ниже
скорости зеленой точки. В результате, в сравнении с зеленой точкой снижение с
минимальной скоростью не представляет интереса при эксплуатации воздушного
судна. По этой причине, общее правило таково:
Снижаться со скоростью, ниже скорости зеленой точки, невыгодно.
Снижение в экономичном режиме. Индекс расходов предназначен для
снижения прямых эксплуатационных расходов данного полета. Для заданного индекса
расходов, оптимальное число Маха при снижении (MachECON) и оптимальная скорость
на этапе снижения (IASECON) рассчитывается FMGS как функция массы воздушного
судна. Затем снижение производится в режиме, основанном на следующем законе
приборной скорости и числа Маха:
MachECON / IASECON / 250 kt
53
Для минимизации расхода топлива в течение всего полета, следует применять
индекс низких расходов. Так как этап снижения проходит в режиме малого газа, то с
точки зрения расхода топлива следует сделать его максимально протяженным. Это
достигается при низкой скорости на этапе
снижения, которая зависит от типа воздушного судна (например, 250 узлов для
семейства A320). В любом случае, скорость на этапе снижения должна оставаться
выше зеленой точки. С другой стороны, индекс высоких расходов используется, когда
по соображениям экономии необходимо снизить общее время полета. В этом случае,
снижение должно выполняться как можно быстро (например, на максимальной
скорости снижения). Это достигается при скорости, которая обычно ограничена
IASECON = VMO - 10 узлов при нормальной эксплуатации.
Аварийное снижение. Аварийное снижение необходимо выполнять в случае
разгерметизации пассажирского салона, чтобы из-за недостатка кислорода как можно
быстрее занять эшелон FL100. В этой ситуации наилучшим скоростным режимом
является MMO/VMO, так как обеспечивает наивысшую скорость снижения. При
необходимости эту скорость можно увеличить, выпустив механизацию крыла.
Параметры, влияющие на снижение
Эффект высоты. На стадии снижения увеличивается плотность воздуха, поэтому при
заданной массе воздушного судна и заданной истинной воздушной скорости сила
сопротивления увеличивается. Так как градиент снижения и скорость снижения
пропорциональны сопротивлению то наблюдается увеличение их значений.
Тем не менее, так как снижение никогда не производится с заданной TAS,
а производится при заданном числе Маха и IAS, то такие расчеты не делаются.
Эффект температуры. Влияние изменений параметров снижения относительно
температуры не очень велико.
Эффект массы. Скорость зеленой точки (минимальный градиент) является функцией
массы. При стандартной скорости на этапе снижения (от зеленой точки до VMO),
значения скорости и градиента снижения уменьшаются при большой массе. При
заданной TAS, чем больше масса, тем нужен больший коэффициент подъемной силы
(cy), чтобы сохранять баланс сил. Это достигается с помощью увеличения угла атаки
(α) и снижения градиента снижения (γ). Скорость снижения также снижается
пропорционально большей массе. Вывод: при стандартной скорости на этапе
снижения:
Масса ↑ ⇒ градиент снижения ↓
скорость снижения ↓
Эффект ветра. Градиент снижения (γa) не зависит от составляющей ветра. Поэтому
топливо и время, необходимые для снижения с высоты начала снижения до
окончательной высоты снижения, остаются неизменными.
2. Посадка самолета и её этапы. Схема сил и уравнения движения. Скорости и
дистанции на посадке.
Перед тем, как разрешить вылет воздушного судна, эксплуатант должен уточнить
посадочные характеристики, исходя из сведений о сертификации самолета (JAR
54
25/FAR 25) и эксплуатационных ограничений, определенных в JAR-OPS и FAR 121. В
нормальных условиях эксплуатации эти ограничения не столь существенны и в
большинстве случаев позволяют выпускать воздушное судно при максимальном
посадочном весе конструкции. Однако, в случае неработоспособности каких-либо
элементов, неблагоприятных внешних условий или загрязненных ВПП посадочные
характеристики могут оказаться намного хуже расчетных. Поэтому подготовка к
полету чрезвычайно важна с точки зрения обеспечения его безопасности.
Схема захода на посадку и посадки
На участке Lз.п самолет движется по наклонной траектории вниз с высоты Нп.п
= 400м до высоты Нпос=15 м с постоянной скоростью захода на посадку Vз.п. Эта
скорость должна превышать скорость сваливания ВС в посадочной конфигурации Vс.
Минимальной эволютивной скоростью посадки называется минимальная
скорость, при которой в случае отказа критического двигателя в режиме
прямолинейного движения полета без крена и скольжения обеспечивается
возможность с помощью одних только основных аэродинамических органов
управления восстанавливать управление самолетом, а затем сохранять
установившийся прямолинейный полет на этой скорости при крене не более 5 о. При
этом градиент снижения не должен превышать 5%. В то же время скорость захода на
посадку не должна превышать максимально допустимую скорость в данной
конфигурации, выбираемую из условий прочности конструкции самолета. Такая
скорость Vз.п позволяет выполнять необходимые маневры по устранению возможных
отклонений от расчетной глиссады. Угол наклона расчетной глиссады Θгл должен
быть в приделах
(-2о40/) ÷ (-3)о. Так как заход на посадку выполняется в посадочной конфигурации
самолета (механизация крыла и шасси выпущены), то для обеспечения допустимой
вертикальной скорости снижения режим работы силовой установки должен быть
выше или равным режиму полетного малого газа. Корректировка траектории
движения самолета на глиссаде, особенно по уменьшению вертикальной скорости
снижения, должна производиться за счет тяги силовой установки и изменения угла
атаки.
Посадка - этап полёта от момента замедленного движения ВС с высоты начала
выравнивания до момента касания поверхности взлётно- посадочной полосы и
55
окончания пробега. В большинстве случаев самолёт последовательно проходит
следующие этапы посадки:
-выравнивание;
-выдерживание;
-пробег.
Схема
посадки
самолета.
Первый этап посадкивыравнивание
начинается на высоте 15
м, выполняется для
относительно
грубого
подвода самолёта к
поверхности ВПП (до
высоты 1...0,5 м) и
дальнейшего гашения вертикальной и поступательной скоростей. Силы, действующие
на самолёт при выравнивании:
Схема сил на выравнивании.
К концу выравнивания лётчик придает самолёту
угловое
положение,
близкое
к
посадочному.
Окончательное уточнение этого положения по мере
дальнейшего торможения и снижения происходит на
втором этапе посадки - выдерживании. Оно завершается
приземлением самолёта. В этот момент подъёмная сила Y
практически равна силе тяжести G. Из этого соотношения сил легко получить важную
лётную
характеристику
самолёта
посадочную
скорость:
Vпос 
2G
 c y.пос S
Посадочный угол атаки редко превышает 12 градусов. Поэтому наиболее
кардинальным средством снижения посадочной скорости оказывается механизация
крыла. Современные средства взлётно-посадочной механизации обеспечивают
практически удвоение коэффициента подъёмной силы самолёта при посадочных углах
атаки, что существенно снижает посадочную скорость, а, следовательно, повышает
безопасность посадки. Завершающим этапом посадки является пробег. Вначале он
выполняется с поднятым передним колесом, но по мере гашения скорости удерживать
самолёт в таком положении становится всё труднее, и он опускает нос. После
опускания переднего колеса пробег происходит с интенсивным использованием
тормозов. На некоторых типах самолётов для более энергичного торможения
используется реверсивное устройство реактивного сопла двигателя.
56
Силы, действующие на самолёт при пробеге
При пробеге на ВС действуют силы, показанные на рис.46. Они, как и при
разбеге, не остаются постоянными. Так, аэродинамические силы X и Y уменьшаются,
а нормальная реакция опор N, а, следовательно, сила трения тормозов значительно
больше, чем при разбеге. Например, при оптимальной интенсивности торможения (что
обеспечивается автоматом растормаживания колёс) коэффициент f равен:
0,6...0,7 — для сухой бетонной ВПП;
0,36...0,4 - для мокрой бетонной ВПП;
0,15...0,2 - для обледеневшей ВПП.
Скорости и дистанции на посадке:
Минимальная выбираемая скорость: VLS. Как общее правило, на различных этапах
полета пилотам не следует устанавливать скорость меньше чем VLS (минимальная
выбираемая скорость), определяемая как 1,23 VS1g при фактической конфигурации.
VLS = 1.23 Vs1g
* Коэффициент 1,23 применим к ВС с электрической системой управления (для
прочих ВС применим коэффициент 1,3).
Это правило действительно для посадки. В процессе посадки пилотам надлежит
выполнять заход на посадку в установившемся режиме с индикаторной земной
скоростью не меньшей, чем VLS, до высоты 50 футов над аэропортом назначения.
Скорость на конечном этапе захода на посадку: VAPP – скорость воздушного судна в
процессе посадки до высоты 50 футов над поверхностью ВПП. Положение
закрылков/предкрылков соответствует посадочной конфигурации при выпущенном
шасси. VAPP ограничивается скоростью VLS:
VAPP ≥ VLS
Общепринятой практикой считается сохранять граничное значение V LS
для определения VAPP. В отношении ВС производства «Airbus» при нормальном
производстве полетов VAPP определяется, как:
VAPP = VLS + поправка на ветер
Расчетная скорость: VREF. В случае отказа в полете, аварийной обстановки или
нестандартной конфигурации расчеты характеристик базируются на расчетной
конфигурации и на расчетной скорости. Скорость VREF означает устойчивую скорость
при заходе на посадку в точке на высоте 50 футов при установленной посадочной
конфигурации. В компании «Airbus» такая конфигурация именуется «CONF FULL»
(полная конфигурация).
Располагаемая посадочная дистанция (LDA) – это длина ВПП (TORA). Концевая
полоса безопасности в расчетах посадки не используется.
57
Рис.47-Располагаемая посадочная дистанция
Фактическая посадочная дистанция (ALD) Дистанция в горизонтальной
плоскости, необходимая для посадки, от точки на высоте 50 футов над посадочной
поверхностью и до полной остановки, должна определяться (для стандартных
значений температуры при каждом значении веса, давления и ветра, находящемся в
эксплуатационных пределах, устанавливаемых следующим образом:
• Самолет должен иметь посадочную конфигурацию
• До высоты 50 футов должен сохраняться установившийся режим захода на посадку с
индикаторной земной скоростью VLS.
2. Влияние эксплуатационных факторов на посадочные характеристики
самолета. Требования к характеристикам при уходе на второй круг
К основным посадочным характеристикам самолета относятся:
Vпос 
2G
 c y.пос S
Lпр  
V 2 пос
2 jx.ср
1. Посадочная скорость
2. Длина пробега.
Длина пробега зависит от посадочной скорости и среднего замедления. Все то,
что уменьшает величину посадочной скорости, уменьшает и длину пробега самолета.
Сила трения определяется по формуле Fтр = f (G – Y),
где f – коэффициент трения торможения, равный 0,05–0,25.
Рассмотрим факторы, влияющие на длину пробега самолета.
Плотность воздуха. При посадке на аэродром с пониженной плотностью воздуха
(высокая температура воздуха, низкое атмосферное давление, высокогорный
аэродром) длина пробега увеличивается, т. к. истинная посадочная скорость
увеличивается, обратная тяга двигателей уменьшается. При понижении давления на 20
мм рт. ст. длина пробега увеличивается на 5–6 %.
Температура наружного воздуха. При увеличении температуры на 15° увеличивается
истинная посадочная скорость и уменьшается обратная тяга, длина пробега
увеличивается на 5–6 %.
Механизация крыла. При посадке с убранными закрылками и предкрылками сy
уменьшается. Для самолета (Ту-204), масса которого равна 85 т, Vзп = 340 км/ч, Vпос =
320 км/ч, посадочная дистанция увеличивается в два раза.
Ветер. При посадке со встречным ветром, скорость которого равна 5 м/с, ввиду
уменьшения путевой скорости длина пробега уменьшается на 14–15 %, а при
58
попутном ветре, скорость которого равна 5 м/с, длина пробега увеличивается на 15–20
%.
Реверс тяги двигателей. Своевременное включение реверса тяги сокращает длину
пробега на 20–25 %.
Интерцепторы и щитки (воздушные тормоза) выпускаются сразу после
приземления, что увеличивает лобовое сопротивление самолета; уменьшается су, что
приводит к уменьшению подъемной силы и лучшей работе тормозов. Выпуск
интерцепторов и щитков (воздушных тормозов) уменьшает длину пробега на 20–25 %.
Запаздывание в их выпуске на 2 с приводит к увеличению длины пробега на 100-150
м.
Масса. При изменении массы воздушного судна на 1 т приборная скорость на
глиссаде изменяется на 1 км/ч, что изменяет длину пробега на 2–3 %.
Если проанализировать эффективность средств торможения, то поглощение
кинетической энергии распределяется следующим образом: тормоза колес шасси – 58
%, аэродинамическое сопротивление - 23,5 %, реверс тяги - 18,5 %.
Уход на второй круг
Уход на второй круг может быть вызван различными причинами, например,
отклонением в выдерживании режима и траектории захода на посадку, отказом какойлибо из систем самолета, ухудшением метеоусловий, появлением препятствий на
полосе и т. д.
Требования к характеристикам при уходе на второй круг
При уходе на второй круг должен выдерживаться минимальный градиент набора
высоты. Минимальные градиенты набора высоты зависят от типа воздушного судна.
Это касается способности ВС быстро набирать высоту в условиях отказа одного из
двигателей. Конфигурация воздушного судна:
• Один из двигателей не работает
• Тяга в режиме TOGA
• Шасси убрано
• Положение предкрылков и закрылков соответствует конфигурации захода на
посадку.
• 1,23 VS1g ≤ V ≤ 1,41 VS1g и убедиться, что V ≥ VMCL
Подлежащие соблюдению минимальные градиенты:
Самолет с одним неработающим Минимальный градиент набора
двигателем
высоты при уходе на второй круг
Двухдвигательный самолет
2.1%
Четырехдвигательный самолет
2.7%
При уходе на второй круг со всеми работающими двигателями в посадочной
конфигурации минимальный градиент для всех типов воздушных судов равен 3.2%.
59
Минимальные градиенты при уходе ВС на второй круг
Ошибки при выполнении посадки
К наиболее характерным ошибкам при выполнении посадки относятся следующие:
1. Высокое выравнивание чаще всего является следствием «подтягивания» на
малой высоте. В результате при уменьшении тяги двигателей самолет,
находящийся в горизонтальном полете (т. е. выровненный), быстро теряет
скорость, и происходит грубая посадка или грубая посадка с креном.
2. Грубая посадка. Если к началу выравнивания самолет будет иметь большую
вертикальную скорость, а высота начала выравнивания будет обычная (10 м), то
даже при энергичном выравнивании произойдет приземление на главные опоры
самолета, но с большой вертикальной скоростью. Вертикальная скорость к высоте
начала выравнивания должна быть не более 6 м/с, причем, чем больше
вертикальная скорость, тем на большей высоте должно происходить
выравнивание.
3. Потеря направления на пробеге происходит чаще всего при скользкой ВПП и
боковом ветре в случае, если пилот после приземления допускает ряд ошибок.
Потере направления способствует ухудшение путевой управляемости при
включенном реверсе.
4. Снос по ветру возникает при ранней уборке угла упреждения. Самолет выполняет
посадку со сносом и креном.
5. Потеря скорости на глиссаде ведет к ухудшению продольной управляемости
самолета.
6. Завышенные вертикальные скорости на глиссаде могут привести к тому, что
даже «дача» взлетного режима не спасет самолет от удара о землю перед ВПП.
7. Завышение посадочного угла тангажа может привести к касанию хвостовой
частью фюзеляжа ВПП.
60
Практическое занятие по теме №5
1. Контрольные вопросы и оценка выполнения заданий на самостоятельной
подготовке.
1. Схема сил и уравнения движения на снижении. Основные определения.
2. Параметры снижения магистральных ВС, факторы, влияющие на них.
1. Что понимается под располагаемой и потребной посадочной дистанции.
2. Общая схема захода на посадку и её этапы.
3. Влияние эксплуатационных факторов на посадочные характеристики самолета.
4. Порядок расчета посадочных характеристик по номограммам РЛЭ.
5. Требования к характеристикам при уходе на второй круг.
6. Изменения ЛТХ ВС при отказе критического двигателя.
7. Основные ошибки при выполнении посадки.
2. Задание на самостоятельную подготовку
1. Изучить «Введение в ЛТХ ВС», изд. Airbus 2002г. Часть Е - Посадка.
2. Изучить главу 7 учебного пособие «ЛТХ воздушных судов». Ульяновск 2020г.
3. Изучить «Методические указания по выполнению лабораторных работ» сост.
Е. Н. Коврижных, А. Н. Мирошин, Б. Н. Рознин. – Ульяновск : УВАУ ГА(И), 2015.
Порядок выполнения лабораторной работы №4.
4. Решить итоговый тест по дисциплине.
5. Быть готовым ответить на контрольные вопросы при сдаче зачета по
дисциплине.
61