Практическая аэродинамика самолета Ил-86

министерство гражданской авиации
центр ГА СЭВ - ИПК


Б.П.Бехтир





практическая аэродинамика самолета ил-86















Ульяновск 1991

МИНИСТЕРСТВО ГРАЖДАНСКОЙ АВИАЦИИ


Орденов Ленина и Дружбы народов Центр совместного обучения летного, технического и диспетчерского персонала гражданской авиации стран-членов СЭВ- институт повышения квалификации









В.П.Бехтир


ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА САМОЛЕТА
ИЛ-86
(учебное пособие)


2 издание, доработанное
















БКК 053-01
Б-55






В.П.Бехтир. Практическая аэродинамика самолета Ил-86.
Ульяновск: Центр ГА СЭВ, 1991-135с.


В методическом пособии изложены особенности характеристик скоростного дозвукового самолета и практическая аэродинамика самолета Ил-86.
Даны геометрические и аэродинамические характеристики самолета. Излагается динамика полета самолета и даются летные характеристики в различных элементах полета как в обычных, ток и в сложных условиях (при отказе двигателя, при обледенении самолета и при полете в неспокойном воздухе),
Пособие предназначено для летного и инженерно-технического состава, эксплуатирующего самолет Ил-86, может быть использовано другими специалистами гражданской авиации, по своему содержанию полностью соответствует существующим программам подготовки летного состава гражданской авиации.





© Ульяновский Центр ГА СЭВ, 1989.
© Ульяновский Центр ГА СЭВ, 1991, с изменениями.
















1. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ КОМПОНОВОЧНОЙ
СХЕМЫ И АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ОСОБЕННОСТИ
САМОЛЕТА ПРИ РАЗЛИЧНОЙ КОНФИГУРАЦИИ


1.1. Особенности аэродинамической компоновки самолета


Скоростной пассажирский реактивный самолет Ил-86 предназначен для эксплуатации на авиалиниях средней и большой протяженности от 2000 до 5000 км с коммерческой загрузкой до 42000 кг на крейсерской скорости 850-900 км/ч. Максимальная крейсерская скорость на высоте 11000 м при MCA 930 км/ч.
Самолет Ил-86представляет собой свободнонесущий моноплан цельнометаллической конструкции с низкорасположенным стреловидным крылом, четырьмя турбовентиляторными двигателями, однокилевым хвостовым стреловидный оперением (рис.1).
Особенностью конструктивной схемы самолета является установка двигателей на пилонах под крылом.

Такая конструкция имеет следующие преимущества:

- двигателя разгружают тонкое крыло и уменьшают изгибающий момент при нормальной нагрузке в полете;
- двигатели на пилоне, вынесенные вперед, являются противо-флаттерными балансирами;
- за счет массы демпфируются колебания крыла при попадании в болтанку;
- техникам легко обслуживать двигатели из-за низкого их расположения;
- конструктивно проще бороться с пожаром, ставя противопожарные перегородки на пилонах;
- удобно устанавливать реверс тяги двигателей, он не влияет на путевую управляемость на пробеге;




Рис. 1. Общий вид самолета Ил-86












- мал шум, так как двигатели расположены далеко от борта самолета;
- малы потери тяги, так как прост канал воздухозаборника;
- меньше масса оперения и фюзеляжа по сравнению с самолетами, у которых двигатели находится в хвостовой части фюзеляжа;
- более передние центровки, проще управляемость ввиду большего плеча от центра тяжести самолета до руля высоты;
- короче пути топлива к двигателям.

Конструкция имеет и ряд недостатков:

- велик разворачивающий момент при отказе крайнего двигателя, самолет быстро входит в крен;
- ввиду большого разворачивающего момента нужен большой киль и руль направления;
- при посадке самолета с креном более 4° двигатели касаются земли;
- требуется положительное поперечное V крыла, что увеличивает поперечную устойчивость и требует установки автоматических систем;
- при пробеге камни с бетона отбрасываются струей газов на оперение;
- ввиду низкого расположения двигателей засасываются посторонние предметы в двигатели;
-при аварийной посадке двигатели ударяется о землю, вследствие чего увеличивается вероятность пожара;
- при разрушений двигателя возможно поражение бака и фюзеляжа обломками;
- при пожаре двигателя загорается крыло самолета;
- пульсирующие газы, вырываясь из двигателя, уменьшают срок службы горизонтального оперения;
- гондолы увеличивают лобовое сопротивление;
- интерференция в месте стыка гондолы и крыла увеличивает лобовое сопротивление и уменьшает, число Mкр;
- при эволюциях возникают большие нагрузки на двигатели;
- за счет газов, вырывающихся из сопла, изнашивается ВПП;
- опасно производить посадку на воду.
Установка двигателей на пилонах под крылом является вынужденной в связи с применением тонких гибких стреловидных крыльев с большим удлинением крыла
· и большой нагрузкой на один квадратный метр крыла.



Крыло имеет нижнее расположение, что дает ряд преимуществ: крыло самолета имеет относительно малое расстояние от поверхности земли, в результате чего коэффициенте подъемной силы Су при взлете и посадке будет большим ввиду влияния (с высоты 8-10 м) земли. Благодаря этому улучшаются взлетно-посадочные характеристики самолета:
- шасси самолета невысокое и при вполне достаточной прочности имеет меньшую массу и проще убирается;
- при низкоплане обеспечивается превышение горизонтального оперения относительно крыла, что положительно сказывается на продольной устойчивости в управляемости;
- меньшая опасность для экипажа и пассажиров при посадке самолета с убранным шасси;
- лучший обзор верхней и передней полусфер из самолета.
Высокий уровень аэродинамического качества на расчетных крейсерских скоростях полета достигается за счет применения крыла, сформированного из скоростных профилей ЦАГИ, площадью по базовой трапеции 330м2.
Крыло характеризуется заметным изменением геометрических параметров сечений в средней части при практически постоянной геометрии консоли. В корневых сечениях крыла установлены достаточно толстые профили толщиной Сmах до 13%, умеренной положительной кривизны с передним положением толщины и кривизны по хорде.
Такие профили имеют близкое к треугольному распределение воздушной нагрузки с очень плавным восстановлением давления вдоль всей хорды. Сечения консоли обладает практически полочным распределением воздушной нагрузки вдоль хорды (вплоть до максимума верхней поверхности) и малым уровнем разряжения, что обеспечивает высокие критические значения числа М.
Фюзеляж, рационально сочетающий преимущества формы я удлинения своих частей, обладает минимально возможным сопротивлением и высоким критическим значением числа М.
Установка двигателей на пилонах под: крылом обеспечивает благоприятные условия для потока на входе в двигатели в широком







диапазоне эксплуатационных условий при минимальном приросте сопротивления на крейсерских режимах.
Для уменьшения отрицательного влияния пилонов в гондол на эффективность полностью отклоненного предкрылка выполнена специальная подрезка пилонов внешних гондол в области стыка с нижней поверхностью крыла, а в области пилонов внутренних гондол - профилированный, охватывающий пилон, вырез в предкрылке, закрывающийся в убранном положении, что способствует достижению высоких несущих свойств и увеличению критических углов атаки.
Стреловидное оперение, характеризующееся минимальным приростом сопротивления, обеспечивает потребные запасы устойчивости и балансировку продольного момента самолета в широком диапазоне центровок (Хт = 16 - 33% САХ), а также управляемость на взлете в случае отказа критического двигателя и выполнение посадки при боковом ветре при выбранных размерностях аэродинамических поверхностей управления (см.рис 1),
Требования, предъявляемые к взлетно-посадочным характеристикам самолета Ил-86, обусловили применение на стреловидном крыле мощной системы механизации, которая позволила реализовать значительные приращения коэффициента подъемкой силы.
Система механизации состоит из предкрылка, расположенного по всему размаху крыла, занимающего до 17,5% хорды базовой трапеции и охватывающего 76% размаха крыла, а также из двухщелевого закрылка с фиксированным дефлектором.
Полный выпуск закрылка обеспечивает приращение коэффициента подъемной силы
· Су13 EMBED Equation.3 1415 1,2.
Примененный предкрылок, улучшая обтекание крыла на больших углах атаки, повышает максимальный коэффициент подъемной силы Су max до значений 2,4-2,45 (при отклонении предкрылка на 35° и закрылка на 40°), обеспечивает благоприятный характер изменения продольного момента самолета до углов атаки
· = 18-20° в тем самым надежную защиту эксплуатационных углов атаки сверху. Выход на углы атаки менее 0° о полностью отклоненным предкрылком, особенно при отклонении закрылка на полный угол, может приводить к срыву потока на нижней поверхности







крыла и появлению тряски. Поэтому при выполнении посадочного маневра полет на углах атаки менее 0° не допускается.
Отклонение механизация, наряду с повышением несущих свойств крыла, сопровождается ростом лобового сопротивления и уменьшением аэродинамического качества крыла (на графике выражается перестройкой поляры самолета). Величина максимального аэродинамического качества при полном выпуске закрылков я предкрылков уменьшается практически на 50% в сравнении со значением для крейсерской конфигурации; коэффициент же подъемной силы, соответствующий максимальному аэродинамическому качеству, возрастает до Су max = 1,5.
Применение механизации крыла позволяет получить приращение положительной подъемной силы за счет использования следующих факторов:
- изменение геометрии крыла за счет увеличения несущей площади крыла путем раздвижки звеньев закрылка и предкрылка, а также увеличения кривизны сечений крыла при отклонении закрылка и предкрылка;
- реализация безотрывного обтекания крыла большой кривизны до больших углов атаки за счет повышения устойчивости потока над верхней поверхностью путем организации перепуска часта воздушного потока через профилированные щели между пред крылом, основной частью крыла и элементами щелевого закрылка.
Изменение аэродинамических характеристик при убранной и отклоненной механизации определяется характером распределения воздушной нагрузки по хорде и размаху крыла;
При отклонении закрылков увеличивается скорость потока в разрежение его над верхней поверхностью как основной части крыла, так и элементов закрылка. Под нижней поверхностью скорость потока понижается, давление увеличивается. Это приводит к образовании дополнительной подъемной силы и некоторому смещению равнодействующей подъемной силы назад, к хвостовой частя крыла. Смещение равнодействующей подъемной силы назад вызывает приращение продольного момента на пикирование.








Отклонение закрылков способствует увеличению подъемной силы и сопровождается сдвигом максимальной подъемной силы в сторону меньших углов атаки (рис.2).
Отклоненный предкрылок начинает участвовать в создании положительной подъемной силы на углах атаки превышающих угол нулевой подъемной силы предкрылка. Отклонение, предкрылка затягивает начало срыва потока с крыла до больших углов атаки, смещает в сторону увеличения углов атака максимальную подъемную силу как с неотклоненным, так и с отклоненным закрылком.


1.2. Компоновка крыла самолета

Крыло самолета Ил-86 выполнено стреловидным, в результате чего крыло имеет большее число Мкр и более слабый волновой кризис, но обладает рядом особенностей, присущих стреловидному крылу:
- большие скорости отрыва и посадочные, и как следствие, -большие длина разбега и пробега;
- более низкое качество, и тем самым большее лобовое сопротивление самолета, меньше дальность и продолжительность полета;
- склонность к концевому срыву потока с крыла на больших углах атаки;
- меньше коэффициент максимальной подъемной силы, а значат больше скорость сваливания;
- тяжелее, чем прямое крыло, более склонно к флаттеру, менее подвергается влиянию механизации;
- сильнее закручивается в полете на уменьшение угла атака, что требует увеличения жесткости крыла;
- обладает лишней поперечной устойчивостью, дающей раскачку самолета ("голландский шаг");
- хуже поперечная управляемость на больших углах атаки из-за срыва потока с концов крыла;
- обладает особенностям поперечной управляемости - реверсом элеронов, всплыванием элеронов;
- обладает обратной реакцией по крену на отклонение руля направления.





- хуже поперечная устойчивость при числе M>Мmax. Площадь крыла 330м2 выбирается из условия обеспечения расчетных взлетно-посадочных характеристик и нагрузок на 1м2 крыла.

Средняя аэродинамическая хорда в САХ = 7,57м необходима для того, чтобы привязаться центровкой к конструкции самолета. Относительно САХ устанавливаются предельно передние и задние центровки, рекомендуемые в эксплуатации, рассматриваются вопросы устойчивости и управляемости.
Угол поперечного V = 6°48' (по линии носков профилей). Положительная величина поперечного V крыла улучшает поперечную устойчивость самолета, создает большую безопасность при посадке на фюзеляж.
Кроме того, увеличивается расстояние от конца крыла до ВПП, что важно при появлении крена после отрыва самолета или при посадке, уменьшается длина, а значит масса стоек.
Но положительное V крыла является вынужденным из-за расположения двигателей на пилонах под крылом.
Удлинение крыла
·. и сужение
· выбираются с таким расчетом, чтобы максимально приблизиться к форме эллипса для получения большего аэродинамического качества меньшего сопротивления самолета, уменьшения изгибающего момента и массы крыла.
Крыло самолета ИЛ-86 имеет геометрическую крутку - 4° и аэродинамическую крутку, заключающуюся в разнице кривизны профилей.

Аэродинамическая и геометрическая крутка позволяют:
- улучшить распределение подъемной силы по размаху крыла в сторону большего нагружения корневой части я разгружения концевой;
- достигать больших углов атаки, прежде чем начнется срыв потеха на его концевых частях;
- улучшать характеристики продольной устойчивости самолета;
- улучшать работу элеронов на больших углах атака;









- увеличивать запас по углу атаки до начала тряси;
- уменьшить угловые скорости при сваливании (повысить противоштопорные характеристики);
- повысить в целом Мкр и
· кр концевых сечений;
- уменьшить сопротивление самолета;
- сдвигать начало срыва потока ближе к борту фюзеляжа.



1.3 Геометрические характеристики самолета и их аэродинамическое обоснование

Общие геометрические данные

Длина самолета 60,21м
Высота самолета 15,5м
Колея шасси 9,9м
Расстояние от передней опоры шасси до основной 21,05м
Расстояние от передней опоры шасси до
средней основной 22,32м

Фюзеляж

Длина 56,1м
Диаметр миделя 6,08м
Ширина проема входной двери 1,15м
Грузовая дверь 1,84x2,47м
Дверь буфета-кухни 0,85х1,67м
Аварийный выход 1,07x1,9м
Плечо до внутреннего двигателя 10,7м
Плечо до внешнего двигателя 17,3м
Расстояние до земли (двигателя) 0,917...1,117м












Рис. 2. Аэродинамические характеристики самолета Ил-86 при выпуске шасси и механизации










Рис. 3. Механизация крыла самолета Ил-86

Крыло

Размах 43,06м
Площадь 300м2
Средняя аэродинамическая хорда 7,57м
Сужение
· 3,5
Удлинение
· 7
Угол стреловидности 35°
Угол поперечного V 6°43'
Установочный угол крыла +3°
на конце крыла -1°
Геометрическая крутка -4°
Скор. Сконц. 139%
fкор. fконц, 0,71%
Хс 25...35%
Xf 20...50%


Горизонтальное оперение

Площадь горизонтального оперения 96,5м2
Площадь руля высоты 15,89м2
Удлинение
·. 4,36
Сужение
· 3,41
bкор. 7.26
b конц. 2,12
Поперечное V 5°
С 10%

· 37°30'
Отклонение руля высоты
(Кш max ) -2515°
Отклонение руля высоты
(Кш min ) -10°30'...7°30'
Диапазон триммирования
(Кш max ) ±5°







Отклонение стабилизатора +2°...-12°
Скорость вращения стабилизатора <5°/с 0,22
Скорость вращения стабилизатора >5°/с 0,44

Вертикальное оперение

Площадь вертикального оперения 56,06м2
Площадь руля направления 16,27 м2
Высота 8,52м
Удлинение
· 1,3
Сужение
· 2,5
bкор 9,4м
bконц 3,76м
Стреловидность 45°
С 10,5%
Максимальный угол Кш max ±27°
при Кш min ±5°30'
Угол отклонения при появлении
"скачка" ±17°
Диапазон триммирования Кш max ±15°

Тормозные щитки

Площадь. 9,87м2
Размах 9,87м
Углы отклонения 58°
Время выпуска 2с

Спойлеры

Площадь 15,59м2
Размах 20,08м
Углы отклонения секции 1 и 4 40°
секции 2 33°
секции 3 27°







В элеронном режиме 1-4 22+2-1°
В тормозном режиме 1-3 38±l°
В смешанном полете 40+1°
На пробеге max 38°
В полете тормозной режим 20°

Предкрылки

Площадь 38,5м2
Размах 40,8м
Углы отклонения 35°
Время выпуска от одной 50с
от двух 25с

Закрылки

Площадь 67м2
Внутренние 29м2
Наружные 38м2
Размах 30,45м
Угол отклонения 40°
Время выпуска от одной 60с
от двух 30с

Элероны

Площадь без компенсация 9,44м2
Размах 5,43м
Углы отклонения:
Кш max ±25°
Кш min ± 12°30'
Диапазон триммирования Кш max ± 10°










1.4. Аэродинамические характеристики самолета

Под аэродинамическими характеристиками самолета понимаются зависимость коэффициента Су от утла атаки Су=f(
·), а также поляра самолета (кривая, выражающая зависимость коэффициента Су от коэффициента Сх).

Поляра самолета ИЛ-86 для малых чисел М(0,3-0,35)

По графикам (см. рис.2) можно определить аэродинамические характеристики самолета для каждого угла атаки. Для этого на оси абсцисс кривой Су=f(
·) находится заданный угол атки
·, на оси ординат - значение Су, на поляре - значение Су и Сх. По значениям Су и Сх определяется К= Су /Сх; СR = 13 EMBED Equation.3 1415 и угол качества
· = Cх/Су.
Точка пересечения кривой Су=f(
·) с осью абсцисс дает значение угла атаки нулевой подъемной силы
·0, значение которого ввиду большой геометрической крутка положительно и равно +2°, для этого угла атаки Су=0, К=0, а Сх =СR, .
Касательная к поляре, проведённая из начала координат, определяет в точке касания наивыгоднейший угол атаки
·нв=8°.
При этой величине угла атаки самолет имеет уточненное в результате летных испытаний Кmax=17,5. При помощи касательной, проведенной параллельно оса ординат, определяется велчина Сх min = 0,021, которая соответствует
·0 = +2°, а касательная (параллельно оси абсцисс) дает величину Су max = 1,25. которая соответствует
·кр =22-25° (см.рис.2 ).
При приближения к
·кр на
·тр=17-18° наступает срыв пограничного слоя в корне крыла, а концевые части крала, благодаря аэродинамической и геометрической крутке (-4°), а также аэродинамическим гребням, еще имеют плавное обтекание.











Приближение значения утла атаки к
·кр и наступление среза в полете обычно обнаруживается по тряске самолета, по которой пилот узнает о выходе самолета на углы атаки, близкие к критическому (см. рис.2).


Поляра самолета Ил-86 при выпущенном положения шасси

При выпуске шасси характер обтекания крыла не изменяется а коэффициент подъемной силы Су на любом угле атаки остается без изменения, а коэффициент лобового сопротивления на всех углах атаки увеличивается на Сх=0,015, При увеличении Сх аэродинамическое качество уменьшается до 11,3, a
·нв увеличивается до 10° (табл.I).

Таблица 1

Аэродинамические характеристики самолета при выпуске механизации

Положение механизац.

·кр.
СУМ

·0
Схо
Схм

·НВ
К
Vсв
210т
Vсв
160т
Vпр
мин

Механизац. убрана
22-25°
1,25
2
0,021
0,021

17,5
330
286
410

Шасси выпущено
22-25°
1,25
2
0,036
0,036
10°
11,3
330
286
390


·з = 15°

·пр = 25°
22°
1,8
0
0,075


9,2
260
230



·з = 30°

·пр = 25°
22°
2,15
-2°
0,121
0,11

8,4
250
216



·з = 40°

·пр = 35°
19°
2,4
-4°
0,175
0,16
6,5°
6,35
234
204












Скорости сваливания при массе самолета 210т:

1) при
·3 = 0°
·пр = 0°
13 EMBED Equation.3 1415

2) при
·3 = 30°
·пр = 25°
13 EMBED Equation.3 1415

3) при
·3 = 40°
·пр = 35°
13 EMBED Equation.3 1415

На самолете ИЛ-86 шасси выпускается:

- на траверзе ДПРМ при V = 410-430 км/ч Пр и устанавливается скорость 390-410 км/ч Пр;
- при посадке с прямой на расстоянии 25 км при V = 410-430 км/ч Пр и устанавливается скорость 390-410 км/ч Пр;
- при посадке с одним отказавшим двигателем шасси выпускается так же;
- пра посадке с двумя отказавшими двигателями наV = 400-420 км/ч Пр перед входом в глиссаду и устанавливается V = 325-360км/ч Пр;
- при посадке с тремя отказавшими двигателями на V=400км/ч Пр перед входом в глиссаду;
- при экстренном снижении на V
·530км/ч Пр;
- при самовыключении четырех двигателей шасси выпускается на V = 450км/ч Пр на высоте не менее 1000м.











Поляра самолета ИЛ-86 для различных значений числа М


При значениях числа М>0,4 сказывается влияние сжимаемости воздуха. Увеличивается избыточное давление под крылом и разряжение над крылом. Это увеличивает Су на любой величине угла атаки.
Ввиду больших скоростей обтекания срыв потока с крыла происходит раньше, что уменьшает
·кр и Су mах. Вследствие увеличения избыточного давления перед крылом а разряжения за крылом, увеличивается коэффициент лобового сопротивления Сх, а на графике поляра уходит вправо (см.рис.2).
При больших значениях числа М появляются ответвляющиеся поляры. Угол качества увеличивается, а качество падает. При М=0,85, Кmах =15,
·кр =16° Су mах = 1.


1.5. Механизация крала самолета и ее влияние на аэродинамические характеристики

Для улучшения взлетно-посадочных характеристик самолет ИЛ-86 имеет двухщелевые выдвижные закрылки, выдвижные предкрылки, тормозные щитки. Органами поперечной управляемости, а также для уменьшения подъемной силы в увеличения сопротивления самолета при снижении и на пробеге служат спойлеры.

3акрылки

При выпуске закрылки увеличивают кривизну крыла, площадь крыла, вызывают отсос пограничного слоя с верхней поверхности крыла. Все это увеличивает Су, но еще в большей степени Сх вызывает следующее изменение летных характеристик самолета (рис.3).

1. Уменьшается скорость отрыва самолета при взлете. В момент отрыва подъемная сила практически равна силе тяжести самолета
13 EMBED Equation.3 1415.




При отклоненных закрылках на тех же углах атаки (
· = 10-12°) Су больше, следовательно, равенство y = G достигается при меньшей скорости на разбеге.
В стандартных условиях при т = 210т,
·пр= 0,
·=0 скорость отрыва составляет 400км/ч Пр; при
·3= 30°,
·пр= 25°- Vотр.=295км/ч Пр.
2. Уменьшается длина разбега самолета. При взлете с массой 210т в стандартных условиях при убранных предкрылках и закрылках длина разбега будет 3000-3200м, а при закрылках, выпущенных на 30° и предкрылках - на 25° длина разбега составит 2000-1900м.
3. Упрощается расчет на посадку за счет меньших скоростей. Самолет с массой 175т снижается на V = 275км/ч Пр при относительно небольших углах атаки. Пилот имеет большую возможность для уточнения расчета.
4. За счет большего лобового сопротивления стадии выравнивания и выдерживания будут меньше на 500-600м.
5. Меньше посадочная скорость и длина пробега после приземления. Самолет приземляется при подъемной силе, практически равной силе тяжести самолета, т.е. 13 EMBED Equation.3 1415. Так как при выпушенных закрылках Су больше, то приземление происходят при меньшей скорости. Уменьшение посадочной скорости вызывает уменьшение длины пробега самолета.
При больших углах отклонения закрылков лобовое сопротивление самолета увеличивается в большей степени, чем уменьшается трение на пробеге, вызванное дополнительной подъемной силой.
Увеличение сопротивления вызывает более быструю потерю скорости и, в свою очередь, уменьшает длину пробега самолета. При стандартных атмосферных условиях и массе 160т при
·3=40°,
·пр= 35° скорости и длина пробега будут значительно меньше, чем при
·3 = 0,
·пр= 0 (табл.2).











Таблица 2

Посадочные характеристика при m=160т

Положение
механизации
Посадочные характеристики


Vзп км/ч
Vпoc км/ч

· потр.пос. м

· факт, пос. м


·3=0°
·пр=0°
350
330
3300
2000


·3=25°
·пр=25°
280
260
2600
1550


·3=40°
·пр=35°
260
230
1900
1150


Следовательно, применение двухщелевых закрылков улучшает взлетные и посадочные характеристики самолета.
При выпуске закрылков центр давления крыла смещается назад в самолет, "вспухая", приобретает пикирующий момент. Пилот, сохраняя подъемную силу, равную силе тяжести самолета, уменьшает угол атаки,

Предкрылки

Предкрылки предназначены для улучшения взлетных и посадочных характеристик самолета. Они выпускаются перед взлетом на предварительном старте и при посадке после выпуска шасси (в два приема). Углы отклонения предкрылков 25 и 35°. Они служат для увеличения
·кр и Су max, а следовательно, для уменьшения скорости сваливания. Это позволяет иметь меньше скорости отрыва, посадочные, сокращается длина разбега и пробега.
Предкрылки расположены на передней кромке крыла по всему размаху. При выпуске они сдвигаются вперед, отклоняясь вниз. Это увеличивает кривизну крыла и его площадь. Поток, проходя через щель









между предкрылками и крылом, увеличивает скорости обтекания на верхней поверхности крыла, что увеличивает разность давления над крылом и под ним, а значит и Су max на
· 0,5. Сдув готового сорваться с верхней части крыла потока увеличивает
·кр на 4–5°. Это приводит к уменьшению скорости сваливания на 30–40 км/ч.
Выпуск предкрылков сдвигает центр давления вперед, это уменьшает величину пикирующего момента, улучшает характеристики продольной управляемости.
Выпуск закрылков с предкрылками обеспечивает требуемые значения Су для взлета в посадки. Кроме того, вследствие улучшения обтекания концевых частей профиля обеспечивается благоприятный характер изменения коэффициента продольного момента самолета mz до углов атаки 24–25° и этим обеспечивается достаточная устойчивость и управляемость на эксплуатационных углах атаки. Следует подчеркнуть, что при углах атаки менее 0° возникает срыв потока на нижней поверхности профиля крыла и возникает тряска при полностью выпущенных закрылках и предкрылках. Это следует учитывать при заходе на посадку, не допуская полета на углах атаки менее 0° и не создавая на глиссаде перегрузки менее 0,75.

Спойлеры

На крыле самолета установлено по четыре спойлера на левой и правой сторонах. Пилот отклоняет элероны и спойлеры в элеронном режиме на соответствующие углы. Когда при отказе правой или левой систем проводка управления рассоединена, левый штурвал связан с двумя элеронами и двумя секциями № 4 спойлеров. Правый штурвал – с шестью секциями спойлеров, работающими в элеронном и тормозном режимах: три секции на правой половине полукрыла и три секции – на левой.
В элеронном режиме постоянно работают все секции спойлеров. При повороте любого штурвала перемещение левой проводки передается на элероны и секции № 4 спойлеров, перемещение правой проводки – на секциях 1,2,3.








В полете обе половины отклоняются при движении штурвала более 8-10°. Полностью в воздухе они отклоняются на 22° (20° по РЛЭ в воздухе) в элеронном режиме.
В тормозном режиме спойлеры управляются ручкой. На шкале ручки имеются деления соответственно выпуску спойлеров на углы 0, 10, 20, 30 и 38°, а также надписи "Уборка" и "Выпуск". Ручка в заданном положении фиксируется.
В тормозном режиме работают только секции 1,2,3. На пробеге и прорванном взлете спойлеры отклонены до 38+1°. В полете, в тормозном режиме они выпускаются лишь на угол 20° (РЛЭ).

Выпуск спойлеров

1) При обычной посадке командир ВС плавно опускает переднюю опору. В процессе опускания дает команду бортинженеру: "Спойлеры, реверс", который выпускает спойлеры и тормозные щитки и докладывает: "Спойлеры и щитки выпущены, реверс включен".
2) В случае необходимости для увеличения вертикальной скорости снижения с любой высоты командир ВС до эшелона перехода выпускает спойлеры в тормозном режиме. Выпуск и уборку спойлеров производит в прямолинейном полете плавно, в два приема, и контролирует их положение но индикатору и сигнализации. Одновременно балансирует самолет стабилизатором.
3) При экстренном снижении командир ВС отклоняет спойлеры на 20° в тормозном режиме. Одновременно отклоняет стабилизатор в штурвал для парирования возникающего при выпуске спойлеров кабрирующего момента.

Тормозные щитки

Предназначены для уменьшения подъемной силы и увеличения лобового сопротивления. Расположены в корневой части крыла у фюзеляжа (4 шт.) Выпускаются на пробеге и сокращают его длину на 20%.








Выпускаются на посадке при установке РУД в положение "Мал. газ" и развороте тележки основной опоры шасси в момент, касания ВПП. Щитки выпускаются от ручки "Спойлеры" при ее отклонении более чем на 31° после обжатия правой и левой основных опор шасси.
Убираются тормозные щитки от ручки "Спойлеры" во всех случаях.
Если при выпущенных закрылках и предкрылках выпустить тормозное щитки на 58° и спойлеры на 38°, то картина обтекания и распределения давления по профилю значительно изменятся. В верхней части профиля впереди тормозного щитка или спойлера поток тормозится, а давление увеличивается. За щитком или спойлером создается большое разряжение и давление уменьшается. При таком изменении давления коэффициент подъемной силы значительно уменьшается, а Сх – увеличивается, причем при выпуске щитков в большей степени, чем при выпуске спеллеров.
Кривая зависимости Су – f (
·) при выпущенных закрылках на10°, предкрылках на 35°, тормозных щитках на 58°, спойлерах на 38° изображена на рис. 2. Видно, что если после приземления выпустить щитки и спойлеры на полный угол, то на
· =3° Cу уменьшается от 1 до ~ 0,2,.что значительно уменьшит подъемную силу самолета, увеличит нагрузку на колеса. Больше будет сила сцепления пневматиков с бетоном, меньше длина пробега.

1.6. Влияние земли на аэродинамические
характеристики

В процессе выравнивания, и выдерживания самолета Ил-86 сказывается влияния земли самолет. Ил-86 имеет низкое расположение крыла и закрылки, отклоненные на угол 40°. Поэтому в процессе выравнивания и выдерживания под крылом образуется Воздушная подушка (см. рис.2). Поток воздуха из под крыла частично уходит на верхнюю поверхность крыла, увеличивая скорости обтекания верхней поверхности крыла. Повышение давления под крылом и увеличение разряжения над крылом увеличивает разность давления, над крылом и под ним, а следовательно, увеличивает С и y самолета.








При движения крыла у земли скос потока, вызванный крылом, значительно уменьшается. Следовательно, индуктивное сопротивление, которое пропорционально величине скоса, также уменьшается. Так как скос потока увеличивается при увеличении Cу. и уменьшается с ростом удлинения, то уменьшение скоса потока у земли аналогично увеличению эффективного удлинения крыла у земли.
Уменьшение, индуктивного сопротивления и увеличение разности давления над крылом и под ним приводит к увеличению Су на любом угле атаки и увеличению максимального качества.
Влияние земли на характеристики самолета зависит от расстояния между крылом и землей и величины прироста коэффициента подъемной силы
·Су_ и оценивается в зависимости от отношения расстояния задней кромки, средней аэродинамической хорды до земли к ее величине, а при выпушенном закрылке - в зависимости от отношения расстояния задней кромки закрылка на середине его размаха до земли к длине хорды крыла в этом сечении (см. рис.3).



2. ОСНОВНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ

2.1. Сила тяги и удельный расход топлива

На самолете ИД-86 установлено четыре двигателя НК-86, которые на взлетном режиме при частоте вращения ротора высокого давления 7400 об/мин дают тягу 520кН. Это обеспечивает самолету высокую тяговооруженность
13 EMBED Equation.3 1415
Благодаря большой тяговооруженности и четырем силовым установкам обеспечивайся высокая безопасность полета. При отказе одного двигателя обеспечивается безопасность продолжения взлета на трех двигателях.







При отказе одного двигателя обеспечивается возможность продолжения полета на трех двигателях. При отказе двух двигателей обеспечивается возможность продолжения полета и безопасная посадка, на ближайшем аэродроме.
Для улучшения посадочных характеристик двигатели оборудованы системой реверсирования тяга.
Следует учитывать потери силы тяги при установке двигателей на самолет. Эти потери объясняются уменьшением расхода воздуха за счет каналов воздухозаборников, уменьшением скорости истечения газа из реактивного сопла за счет реверса и отклонения оси сопла от оси самолета.
Тяга двигателя зависит от расхода воздуха и соотношения скорости истечения газа из реактивного сопла и скорости полета самолета.
P=GB(W–V)/q, Н(кН)
где GB – расход воздуха, равный
· 300 кг/с;
W–V/q – удельная тяга (Руд),
W – скорость истечения газа из реактивного сопла, равная
· 500м/с,
V – скорость полета самолета.
q – ускорение свободного падения, равное 9,81м/с .
Из формулы видно, что чем больше секундный расход воздуха и больше удельная тяга, тем больше реактивная тяга. Расход воздуха через двигатель зависит от сжатия воздуха динамической 13 EMBED Equation.3 1415и степени сжатия компрессора 13 EMBED Equation.3 1415, а скорость истечения газа из реактивного сопла зависит от степени расширения газа на турбине 13 EMBED Equation.3 1415и степени расширения газа на реактивном, сопле 13 EMBED Equation.3 1415
Удельным расходом топлива (Cр) называется часовой расход топлива в килограммах, необходимый для получения 1H тяги двигателя в 1ч.






13 EMBED Equation.3 1415

где Сh - часовой расход топлива, кг;
P - сила тяги, Н.


2.2. Дроссельная характеристика двигателя

Дроссельной характеристикой двигателя называется зависимость тяги, удельного расхода топлива и температуры газов перед турбиной от частоты вращения ротора турбины.
На режиме малого газа 55% (25-40° РУД) двигатель работает устойчиво, обеспечивая минимальную тягу 6 кн, при этом режиме вся энергия газов расходуется на вращение двигателя. Тяга двигателя при этом небольшая из-за малой частоты вращения, а следовательно, небольшого расхода воздуха и степени сжатия компрессора, а также малых скоростей истечения газа из реактивного сопла (рис.4). Часовой расход топлива невелик, но удельный (из-за малой тяги) довольно значительный и достигает 0,1 13 EMBED Equation.3 1415

При увеличении режима работы двигателей увеличивается количество подаваемого топлива, мощность и частота вращения ротора турбины, что привело к увеличению степени сжатия компрессора, росту расхода воздуха и скорости истечения газов из реактивного сопла.
Удельный расход топлива в процессе увеличения РУР будет уменьшаться, так как двигатель рассчитан на крейсерский режим работы (n = 80 – 90% ВД), где КПД его будет максимальным. При выходе двигателя на взлетный режим часовой расход топлива, температура газов и частота вращения ротора турбины становятся максимальными. Это дает максимальные значения степени сжатия компрессора, расхода воздуха, скорости истечения газа из реактивного сопла и тяги, которая при n = 94,5% (115° РУД) равна 130 кН.








Рис. 4. Дроссельная характеристика двигателя





Рис. 5. Скоростная характеристика двигателя




При закрытии клапанов перепуска из-за увеличения расхода воздуха через турбину реактивная тяга увеличивается, а удельный расход топлива уменьшается (см. рис.4).
При включении реверса тяги возникает обратная тяга, достигающая 40 кН. При включении реверса на большой скорости обратная тяга будет больше, чем на малых скоростях.

2.3. Скоростная характеристика двигателя

Скоростной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода от скорости полета самолета.
При увеличении скорости полета происходит рост секундного расхода воздуха через двигатель по причине увеличения суммарной степени сжатия. Суммарная степень сжатия увеличивается, т.к. динамическая степень сжатия увеличивается более значительно, чем уменьшается степень сжатия компрессора. Удельная тяга 13 EMBED Equation.3 1415, несмотря на рост скорости истечения газов из реактивного сопла из-за более сильного увеличения скорости полета V, уменьшается. Процесс уменьшения удельной тяги идет более быстро, чем рост расхода воздуха, и поэтому тяга двигателя по скорости уменьшается, доходя до нуля, когда скорость полета будет равна скорости истечения газа W (рис.5). Удельный расход топлива при этом непрерывно увеличивается, особенно на больших скоростях, ввиду увеличения подачи топлива в связи с ростом расхода воздуха и уменьшением тяги двигателя.

2.4. Высотная характеристика двигателя

Высотной характеристикой двигателя называется зависимость тяги и удельного расхода топлива от высоты полета.
При стандартной атмосфере о достижением высоты 11000м температура, атмосферное давление в плотность воздуха уменьшаются, а на высотах от 11000 до 25000м температура не изменяется.







Тяга двигателя с поднятием на высоту уменьшается (рис.6), падает расход воздуха из-за уменьшения его плотности, но до 11000м уменьшение расхода замедляется ростом степени сжатия компрессора, которая увеличивается из-за уменьшения температуры наружного воздуха.
После 11000м температура наружного воздуха становится постоянной, степень сжатия не увеличивается, расход воздуха уменьшается пропорционально падению плотности (см.рис.6).
Удельная тяга (Руд) до высоты 11000м растет ввиду роста скорости истечения газов W , увеличение которой объясняется ростом степени сжатия компрессора. Поэтому из-за увеличения удельной тяги (Руд) тяга двигателя медленнее падает из-за роста расхода воздуха, а после 11000м тяга падает пропорционально уменьшению плотности воздуха, так как ничто не замедляет ее уменьшения (рис,7), она уменьшается в 2 – 2,5раза.
Удельный расход топлива Ср с поднятием на высоту уменьшается из-за роста степени сжатия компрессора и роста КПД двигателя.


Таблица 3
Параметры двигателя НК-86 (Н=0,V=0)

Режимы
Положение РУД. гр
ВД, %
НД, %
Часовой расход, кг/ч
Температ. за турбин. °С

Взлетный
115±3
94,5
89,5
7700
<620

Номинальный
98±1
91
83
6000
560

0,85 номин.
88±2
88,5
79
5100
520

0,7 номин.
80±3
85,5
74
4200
480

0,6 номин.
74±3
83,5
70
3600
455

0,4 номин.
62±3
77.5
60
2450
405

Малый газ
25-40
55,5
28
1000
400












Рис. 6. Высотная характеристика двигателя




Рис.7. характеристики двигателя
2.5. Влияние температуры и давления окружающего воздуха на тягу двигателя

В зависимости от принятого закона регулирования для определенного двигателя можно получить различный характер изменения рабочих параметров двигателя в зависимости от температуры окружающего воздуха. Так, для двигателя НК-86 закон регулирования принят по постоянной физической частоте вращений компенсатора II каскада. В соответствии с указанным законом частота вращения ротора турбины двигателя температура поддергивается расчетной на взлетном режима + 30°С (см.рис.7).
Несмотря на то, что с понижением температуры воздуха плотность его растет, частота вращения ротора поддерживается постоянной в результате увеличения расхода топлива, при этом температура газов перед турбиной также останется почти постоянной. За счет повышения плотности воздуха и, следовательно, увеличения весового заряда воздуха, а также увеличения степени повышения давления в компрессоре при понижении температуры на входе в двигатель тяга двигателя возрастает.
При температуре воздуха + 30°С на взлетном режиме топливный насос-регулятор дает максимальную производительность.
При дальнейшем понижении температуры воздуха на входе в двигатель плотность воздуха возрастает, увеличивается потребная работа компрессора, а располагаемая работа турбины увеличиться не может, так как насос выдает максимальную производительность (шайба стоит на упоре).
В связи с этим падает частота вращения, производительность насоса уменьшается, уменьшается расход топлива и снижается температура газов перед турбиной, а тяга двигателя в результате увеличения массового расхода воздуха остается почти постоянной.
При уменьшении давления на 20 мм рт.ст. из-за уменьшения расхода воздуха тяга двигателя уменьшается на 3–4%. Степень сжатия компрессора не изменяется, так как давление падает по всему тракту двигателя.








3. ГОРИЗОНТАЛЬНЫЙ ПОЛЕТ


Для выполнений горизонтального полета подъемная сила должна уравновешивать вес самолета (силу тяжести), а сила тяги силовой установки - лобовое сопротивление самолета: у=т·g, а Р=Х (рис.8).
Величину потребной скорости в м/с можно определить из условия горизонтального полета 13 EMBED Equation.3 1415
Потребная тяга в (кН) для горизонтального полета будет равна 13 EMBED Equation.3 1415
Величины Су и Сх для нахождения качества горизонтального полота К берутся с поляр горизонтального полета с учетом влияния сжимаемости воздуха.


3.1. Скорость и тяга, потребные для горизонтального полета.

Скорость, потребная для горизонтального полета Vгп обеспечивает создание подъемной силы, равной силе тяжести самолета. Величину потребной скорости можно определить из условия горизонтального полета 13 EMBED Equation.3 1415
Решив это уравнение, относительно Vгп, получим выражение скорости, потребной для горизонтального полета 13 EMBED Equation.3 1415
Тяга, потребная для горизонтального полета Ргп , определяется из условия X= Ргп. Разделив почленно первое уравнение на второе, получим
Из этогро выражения следует, что тяга, потребная для горизонтального полета, равна
13 EMBED Equation.3 1415
Как видно из формул, значения скорости и силы тяги, потребные для горизонтального полета, зависят от массы самолета, величины угла атаки и высоты полета.






Рис.8. Схема сил в горизонтальном полете




Рис. 9. Потребные и располагаемые тяги m = 210 т





3.2. Зависимость потребной тяги от угла атаки и скорости

1) При увеличении угла атаки самолета до критического
·кр
·22-25° коэффициент подъемной силы Су возрастает. Для сохранения подъемной силы, равной массе самолета, скорость необходимо уменьшать. При критическом угле атаки коэффициент Су max= 1,25, а скорость, потребная для горизонтального полета будет минимальной. Вычислим Vгп min для полетной массы самолета 210т. при высоте Н=0.
13 EMBED Equation.3 1415
2) При уменьшении угла атаки до наивыгоднейшего
·нв=8° аэродинамическое качество увеличивается, а потребная тяга уменьшается. При
·нв=8° и Кmax=17,5 потребная тяга минимальная. Если полетная масса самолета равна 210т, то 13 EMBED Equation.3 1415, при этом скорость наивыгоднейшая у земли
13 EMBED Equation.3 1415
При уменьшении угла атаки в сторону больших скоростей, вследствие уменьшения аэродинамического качества, тяга, потребная для горизонтального полета, увеличивается.
Если горизонтальный полет происходит на скоростях, которым соответствует число М>0,4, то вследствие сжимаемости воздуха коэффициент Су и Сх увеличиваются, а аэродинамическое качество К несколько уменьшается. Уменьшение аэродинамического качества вызывает увеличение потребной тяги.
Для вычисления Ргп необходимо иметь поляры режимов го-ризонтальных пакета. Для построения поляр режимов горизонтального полета берутся поляры для различных значений числа М, в этой системе координат наносятся кривые, которые показывают для. каждого значения Су (угла атака) величину Сх с учетом сжимаемости воздуха. Эти кривые носят название поляр горизонтального полета (полетные поляры).







Выполняя горизонтальный полег при больших значениях числа М на заданной высоте, самолет как бы "переходит" с поляры одного числа М на поляру другого числа М. Для определения Ргп из полетных поляр берут значения Су и Сх, по которым вычисляют аэродинамическое качество и потребную тягу для выполнения полета сначала на малых высотах, а затем на больших высотах полета.
Таким образом, поляра режимов горизонтального полета на данной высоте показывает для каждого значения Су гп, потребного для горизонтального полета, значение Сх гп с учетом сжимаемости воздуха при различных числах М.
Поляра горизонтального полета позволяет определить все значения коэффициента Су гп (скоростей полета), при которых сжимаемость воздуха влияет на коэффициент Сх гп.

3.3. Кривые потребных и располагаемых значений тяги

Кривые потребных и располагаемых значений тяги позволяю? определить основные летные характеристики самолета.
Эти кривые строят для различных полетных масс и высот. Кривая потребной тяги показывает зависимость тяги, потребной для горизонтального полета, от скорости полета.
Кривая располагаемой тяги показывает зависимость располагаемой тяги силовой установки самолета от скорости полета. Располагаемая тяга силовой установки самолета - это сумма тяги двигателей при ,их работе на номинальном режиме.
По кривым потребных и располагаемых значений тяги (см. рис.9) можно определить следующие характерные скорости горизонтального полета самолета ИЛ-86.
1) Правая точка пересечения кривых потребных и располагаемых значений тяги дает угол атаки
·=3°, которому соответствует теоретически максимальная скорость горизонтального полета Vmax=900 км/ч. Самолет ИЛ-86 по условиям прочности имеет ограничение по приборной скорости на малых высотах, поэтому выполнять горизонтальный полет на максимальной скорости ЗАПРЕЩАЕТСЯ.








2) Скорость V=750км/ч Пр. является расчетной приборной скоростью, достигать которую запрещается, потому что при ее превышении наступает остаточная деформация планера.
3) Скорость V= 670 км/ч Пр. (q= 22 кН/м2 с Н=0м до 8200м)
является максимальной приборной скоростью по прочности планера
самолета в обычной эксплуатации и при экстренном снижении.
4) Vнн =550км/ч Пр. Наивыгоднейшая скорость набора высоты соответствует максимальному произведению (
· P·V), а значит в максимальной вертикальной скорости.
5) V нв = 510 км/ч Пр.
· нв=8°. Наивыгоднейшая скорость полета самолета соответствует Кmах = 17,5,
· Рmах=260кН максимальной величине угла набора высоты, минимальной потребной тяге Pmin 120кн, а значит и минимальному часовому расходу топлива Ch =Суд · Р .
6) Vпракт. min=410км/ч Пр.
·=10-11°. Скорость практически минимальная из соображений устойчивости и управляемости. Это скорость, которую необходимо иметь к концу уборки закрылков при взлете. На этой скорости выполняется полет по глиссаде
при убранных закрылках в зависимости от массы самолета.
Скорость практически минимально допустимая выбирается из следующих соображении:
- запас до скорости сваливания 25%;
- возможна тряска самолета из-за срыва потока;
- при малой скорости полета большие затраты тяги и расходы топлива, следовательно, низкая экономичность полета;
- уменьшение запаса по
· и Cу уменьшает вертикальные восходящие порывы, при которых самолет сваливается;
- при малых скоростях уменьшены запасы статической устойчивости и уменьшены запасы всех видов управляемости, увеличены расходы рулей;
- возвращение самолета с больших углов атаки на полетные углы атаки приводит к значительной потере высоты.
7) Скорость V=370км/ч Пр, на которой при данной массе в конфигурации срабатывает АУАСП.









8) Скорость V 350 км/ч Пр, на которой при данной массе и конфигурации возникает предупредительная тряска самолета.
9) Скорость сваливания V= 330км/ч Пр,
·
·22-25°. На этой скорости при данной марсе происходит сваливание самолета. При нарушенных центровках (предельно задних) сваливание может произойти с энергичным задиранием носа и уходом в штопор.
Все скорости, на которых теоретически возможен полет самолета, называются теоретическим диапазоном скоростей горизонтального полета (
·Vтеор.). Величина этого диапазона есть разность между минимальной и максимальной скоростями:
·Vтеор =Vmax-Vmin= 900-330км/ч.
Практический диапазон скоростей включает в себя вcе скорости, на которых возможен практический полет самолета, т.е. обеспечивается безопасность полета:
·VVпракт=Vпракт max-Vпракт min=670-410=260км/ч.
Весь диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей между которыми является наивыгоднейшая скорость 510 км/ч Пр. Первый режим горизонтального полета выполняется на скоростях, больших наивыгоднейшей (510км/ч). В этом режиме самолет достаточно устойчив и управляем, этот режим ограничен числом М mах = 0,88 и Vmax = 670км/ч Пр.
Если при полете на V Пр = 600 км/ч Пр самолет уменьшит скорость, та для сохранения высоты полета пилот возьмет штурвал на себя, увеличивая тем самым угол атаки. Это приведет к тому, что лобовое сопротивление будет изменяться при уменьшении скорости по кривой Ргп. Возникает избыточная тяга
·Р возвращающая самолет на исходную скорость полета.
При полете во втором режиме (V < 510км/ч) на скорости 400км/ч Пр и ее уменьшении для сохранения высоты полета пилот увеличивает угол атаки, что приводит к росту лобового сопротивления. Располагаемая тяга будет меньше потребной и для восстановления исходной скорости потребуется увеличить тягу двигателей,
В этом режиме значительно ухудшается продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета. Кроме того, при выходе на больше углы атаки наблюдается тряска, которая затрудняет управление








самолетом, но вместе с тем является и предупредительным сигналом пилоту о наличии больших углов атаки (второго режима).


3.4. Влияние массы самолета на летные характеристики

При выполнении палата в результате выгорания топлива масса самолета уменьшается. Уменьшение полетной массы вызывает значительное изменение летных характеристик самолета.
Для выполнения горизонтального полета с тем же утлом атаки, но с меньшей массой, необходима меньшая скорость (13 EMBED Equation.3 1415), а для получения меньшей скорости нужна меньшая тяга (P=G/K), Поэтому на графике вся кривая потребной тяги при меньшей массе смещается вниз и влево (рис,10, табл.4).


Таблица 4

Влияние массы на скорость и тягу, потребные для горизонтального полета

т ,т
Vcв
VH. км/ч
Vmax

·Р кН

210
330
510
900
260

190
314
490
910
270

170
295
460
920
280

150
278
430
930
290


Это приводят к уменьшению минимальной скорости (наивыгоднейшей), к увеличению максимальной скорости, избытка тяги, а значит угла набора в вертикальной скорости.









*U -
3.5. Влияние высоты на летные данные самолета

Для обеспечения равенства подъемной силы и силы тяжести самолета при выполнении горизонтального полета необходимо выполнить равенство 13 EMBED Equation.3 1415 Для выполнения в горизонтальном полете этого условия на большей высоте с тем же углом атаки из-за меньшей плотности надо иметь большую скорость, а для ее получения нужна та же тяга. Связь между приборной и истинной скоростей устанавливается через высотный коэффициент 13 EMBED Equation.3 1415т.е. 13 EMBED Equation.3 1415, где
·о и
·н берутся для соответствующей высоты полета самолета (табл.5).


Таблица 5

Высотный коэффициент

н, м
2000
4000
6000
7000
8000
9000
10000
11000

13 EMBED Equation.3 1415
1,17
1,22
1,36
1,44
1,53
1,62
1,73
1,83


На больших высотах приборным эксплуатационным скоростям соответствуют большие истинные скорости, поэтому кривая потребной тяга не только уходит вправо, но и поднимается вверх из-за влияния сжимаемости (рис.11).
Располагаемая тяга из-за влияния высота все время уменьшаемся. Это приводит к увеличению наивыгоднейшей скорости, скорости сваливания, росту максимальной скорости (вначале), уменьшению избытка тяги
·Р. Изменение скоростей с поднятием самолета на высоту изображено на рис. 12.
1. Максимальные скорости на номинальном режиме для различных значений полетной массы даны в табл 6.






Рис. 10. Влияние массы на Рис. 11. Влияние высоты на
летные характеристики летные характеристики


Рис. 12, Изменение скоростей с поднятием на высоту и летные ограничения

Рис. 13. Удельная дальность Рис. 14. Дальность полета
Таблица 6

Влияние высоты на скорость

Высота, м

Скорость,км/ч



Vmin
Vнв
V max

·Рmax.кН

0
330
510
900
260

4000
395
620
930
180

8000
495
780
940
80

10000
650
880
900
30


2. Ограничение по числу Мmax доп = 0,88 с высоты 8200м. При превышении числа М=0,88 в горизонтальном полете при малых значениях массы или на снижении при любой массе происходит ухудшение продольной устойчивости по скорости, волновая тряска самолета, непроизвольное появление крена при несимметричном парораспределении давления на половинах крыла, вибрация самолета при наличии волнового срыва пограничного слоя, обратная реакция по крену на отклонение руля направления. Самолет становится неустойчивым в поперечном отношении (см.рис. 12, табл.7).
3. Ограничение по Vmax доп 670км/ч Пр, q= 22кН/м2 существует до высоты 8200м. Это ограничение по прочности самолета. При ее превышении возможны остаточные деформации планера самолета.
С учетом ограничения по Мmax доп = 0,88 и Мmax доп = 670 км/ч Пр максимальные скорости горизонтального полета будут следующие (табл.7).











Таблица 7

Изменение максимально допустимой скорости в зависимости от высоты полета

Высота, м
Скорость звука а, км/ч
Максимальная скорость, км/ч
М=V/a





истинная приборная



0
1225
670
670
0,55

1000
1211
710
670
0,58

2000
1197
765
670
0,655

3000
1183
800
670
0,68

4000
1167
818
670
0,7

5000
1154
870
670
0,75

6000
1139
910
670
0,8

7000
1124
965
670
0,85

8000
1108
1020
670
0,88

9000
1093
1085
670
0.88

10000
1073
1160
670
0,88

11000
1062
1230
670
0,88

12000
1062


0,88



4. V hh = 550 км/ч Пр наивыгоднейшая скорость набора высоты, соответствует максимальному произведение (
·P·V), а значит и максимальной вертикальной скорости набора высоты.
5. V hв = 510 км/ч,
· hв = 8°, Кmax = 17,5. Наивыгоднейшая скорость полета соответствует максимальному качеству, наивнгоднейшему углу атаки, максимальному избытку тяги, а значит максимальному углу набора. На ней будет минимальный часовой расход топлива.
6. V = 410 км/ч Пр. Скорость практически минимальная.
7. Скорость сваливания самолета, зависящая от массы самолета.
На высотах Н > 8000 м теоретически полет самолета с углом атаки
·кр
·22° не возможен, так как располагаемая тяга на номинальном режиме меньше потребной тяги.





Следовательно, здесь величина минимальной полетной скорости определяется наличием располагаемой тяги. Угол атаки, соответствующий этой скорости, будет уменьшаться. На потолке теоретическом при данной массе он будет равен 8°, это приводят к росту минимальной скорости.
Для самолета ИЛ-86 путем расчетов и летных испытаний определены минимальные и минимально допустимые скорости горизонтального полета при разных положениях закрылков (см.табл.1).
Для самолета с убранными закрылками минимально допустимая скорость должна быть на 25-30% больше скорости сваливания. Установленная для всех полетных масс и высот полета Vmin доп = 410 км/ч Пр гарантирует от случайной потери скорости и сваливания. При уменьшении массы на 1т скорость эта уменьшается на 1км/ч Пр.,

3.6. Полет на минимальных скоростях

В случае потери скорости при торможении в крейсерской конфигурации на углах атаки 15-16° возникает ощутимая тряска, срабатывает звуковая и световая сигнализация АУАСП. При увеличении утла атаки до 17-18° тряска становится интенсивной, затрудняющей считывание показаний с приборов.
В полете с отклоненными предкрылками предупредительная тряска на больших углах атаки отсутствует. О выходе самолета за границу допустимых углов атаки предупреждает только сигнализация АУАСП.
Во взлетной конфигурации, начиная с угла атаки 19°, а в посадочной конфигураций, начиная с величины 16,6-17°, начинается незначительная неустойчивость по скорости, и самолет легче увеличивает угол атаки при неизменном положении штурвала. При достижении величины утла атаки 22° и более устойчивость восстанавливается.
При полете с закрылками, отклоненными на 15°, и с убранными предкрылками на углах атаки 14,5 - 15° возникает заметная тряска и срабатывает АУАСП.










Во всех случаях непреднамеренного выхода (под действием руля высоты) на углы атаки, превышающие допустимые, эффективность органов управления сохраняется и вывод самолета на эксплуатационные углы атаки обеспечивается отклонением штурвала от себя на величину не более 1/3 хода от нейтрального положения. При этом до выхода на допустимые углы атаки и прекращения тряски, не следует отклонять рычаги поперечного и путевого управления. Следует следить за тем, чтобы в процессе вывода самолета с больших углов атаки перегрузка была не менее 0,5ед.
В крейсерском полете (число M=0,78-0,85) при достижении углов атаки 10-11 в результате увеличения перегрузки до 1,4-1,6ед возникает слабая тряска конструкции, вызванная срывом потока. При дальнейшем увеличении угла атаки срабатывает звуковая и световая сигнализация АУАСП, предупреждающая экипаж о выходе самолета за границу допустимых углов атаки. Интенсивность тряски при этом возрастает.
Скорости сваливания самолета Ил-86 представлены в таблице 8.

Таблица 8

Зависимость скорости сваливания от массы в положения механизации

Масса, т

Положение механизации
210
206
200
190
180
170
160
150
140
130

Скорость сваливания, км/ч


·з=0°,
·пp=0°
330
325
322
314
304
295
286
278
268
258


·з=0°,
·пр=25°
298
295
290
282
276
268
260
250
244
234


·з=15°,
·пр=0°
290
286
284
276
268
260
252
244
235
225


·з=15°,
·пp=250
264
260
258
250
244
238
230
224
216
203


·з=30°,
·пр=25°
250
245
242
236
230
223
216
210
202
195


·з=40 °,
·пр=35°
234
230
228
222
216
210
204
198
132
184










Маневр на самолете ИЛ-86 ограничивается:
- допустимой маневренной перегрузкой;
- срабатыванием маневренной сигнализации АУАСП;
- началом предупредительной тряска при возникновении срыва потока из-за выхода на большие углы атаки во всех конфигурациях или малые углы атаки с полностью отклоненными предкрылками;
- срабатыванием сигнализации предельных кренов.
Углы атаки по указателю АУАСП в зависимости от числа М при выполнении маневра не должны превышать следующих значений.

Таблица 9

Зависимость угла атаки от значения числа М

Число М
0,5 и мен.
0,6
0,7
0,8
0,85
0,88

Угол атаки, град
15
13,6
12,1
10,7
10
9,5


Уменьшение угла атаки (при срабатывании АУАСП) объясняется уменьшением
·кр. и Су max вследствие влияния сжимаемости воздуха.
Уменьшение критического угла атаки следует учитывать при полете самолета в неспокойном воздухе. При больших скоростях полета и действии восходящего порыва возможны выхода самолета на закритические углы атаки и сваливание. Поэтому при полете в неспокойном воздухе максимальное значение числа М ограничено.

3.7. Полет на максимальной скорости с предельным значением числа М

Усилия на колонке штурвала от руля высоты в процессе разгона изменятся незначительно.
Поведение самолета нормальное.
Выполнение разворотов и виражей на приборной скорости, равной 670км/ч и числе М, равном 0,88, трудностей не представляет. В случае непреднамеренного выхода на значения числа М более 0,88 необходимо принять меры для его уменьшения путем дросселирования двигателей.






На высоте 11000м в диапазоне значений числа М (0,7-0,36) реакция самолета по крену на отклонение руля направления прямая, при значении М>0,9 самолет имеет обратную реакцию, которая выражается в том, что изменяется характер поведения самолета при отклонении руля направления.
В связи с хорошей поперечной управляемостью самолета обратная реакция практически не усложняет пилотирования. При увеличении высоты полета при постоянной V =670км/ч Пр увеличивается истинная скорость полета самолета, и на высоте 8200 м она будет максимальной (V= 1050км/ч Ис). При дальнейшем увеличении высоты полета самолета вступает в силу ограничение по числу М (Мmах = 0,88), по устойчивости и управляемости; истинная скорость полета уменьшается, и на высоте 11000м она будет равна 1063 км/ч · 0,88 = 931км/ч. На высотах больше11000м скорость звука постоянна и поэтому при постоянном значении числа М максимальная скорость остается постоянной (V=931км/ч Ис). При постоянном значении числа М приборная скорость с поднятием на высоту непрерывно уменьшается (до V= 542км/ч Пр на высоте 11000м) (см.рис.12).

3.8. Влияние температуры наружного воздуха на летные характеристики самолета.

Изменение температуры наружного воздуха оказывает значительное влияние на изменение латных характеристик реактивного самолета Ил-86.
При изменении температуры наружного воздуха изменяется располагаемая тяга вследствие изменения расхода воздуха через двигатель и степени сжатия компрессора. Потребная тяга не изменяется, но изменяется скорость, потребная для горизонтального полета, ввиду изменения плотности, что приводит (на графике) к смещению кривой потребной тяги вправо или влево (см. рис.9).
При увеличении температуры наружного воздуха (МСА) до +20°С располагаемая тяга за счет уменьшения расхода воздуха и степень сжатия также уменьшается.








Скорость, потребная для горизонтального полета, ввиду меньшей плотности, будет большая. На графике кривая потребной тяги сместится вправо (см.рис.9).
Потребная скорость рассчитывается по формуле 13 EMBED Equation.3 1415. Такое изменение потребных и располагаемое тяг приводит к уменьшению максимальной скорости, избытка тяги, к росту минимальной и наивыгоднейшей скоростей.
При уменьшении температуры наружного воздуха располагаемая тяга увеличивается, а потребная скорость горизонтального полета, вследствие роста плотности, уменьшается, что приводит к смещению кривой потребной тяги влево. Такое изменение потребной и располагаемой тяг уменьшает максимальную, наивыгоднейшую и минимальную скорости, увеличивает избыток тяги.
Поэтому при отклонении температуры наружного воздуха от стандартной для поддержания исходного числа М полета необходимо увеличить частоту вращения ротора двигателя.
Особенно сильно изменение температуры наружного воздуха сказывается на характеристике набора высоты. При повышении температуры наружного воздуха увеличиваются время набора, расход топлива, пройденное рассстояние.

3.9. Влияние выпуска шасси закрылков и спойлеров на летные характеристики самолета.

При выпуске шасси увеличивается лобовое сопротивление самолета, это приводит к уменьшению качества, увеличению потребной тяги, уменьшению избытка тяги (см.рис.9, табл.10).














Таблица 10

Изменение характеристик

Положение механизации
Кmах
Vmin
Vhb

·Ркн
Vmax

Все убрано
Шасси выпущено

·з=15°,
·пр=25°

·з =25°,
·пр=25°

·з =40°,
·пр=35°
17,5
11,3
9,2
8,4
6,35
336
330
264
245
234
510
260 197
156 135 55
800
700
650
600
500


Выпуск закрылков, увеличивая лобовое сопротивление, увеличивает и Су, поэтому на графике кривая потребной тяги смещается вверх и влево.
При закрылках, отклоненных на 40°, и массе 175т, потребная тяга на глиссаде равна 280кН, а это значит, что при двух отказавших двигателях на двух работающих на взлетном режиме не обеспечивается горизонтальный полет. Поэтому при двух работающих двигателях при заходе на посадку закрылки выпускаются лишь на 15°, а предкрылки на 25°. Тогда потребная тяга на глиссаде будет равна 190кН, что обеспечат глиссаду снижения и уход при необходимости на второй круг. Поэтому, если при полете по глиссаде откажут два двигателя, а при даче взлетного режима не обеспечивается глиссада снижения, рекомендуется убрать закрылки до 25°.

3.10. Выполнение горизонтального полета

На самолете ИЛ-86 режим горизонтального полета устанавливается по значению числа М. Для обеспечения заданной скорости полета в зависимости от температуры наружного воздуха подбирается частота вращения ротора двигателя. Крейсерский горизонтальный полет разрешается выполнять на любом режиме работы двигателя, до







номинального включительно. Время работы двигателей на режимах, до номинального включительно, не ограничено (в пределах ресурса).
При регулярной эксплуатации самолета на линиях наивыгоднейший с точки зрения экономии топлива режим крейсерского полета определяется минимальным соотношением высоты и скорости (числа М) полета протяженностью маршрута и коммерческой нагрузкой. При достижении заданного эшелона следует убедиться в том, что включился режим стабилизации высоты автопилота и самолет перешел в горизонтальный полет. Необходимо доложить службе УВД о занятии заданного эшелона, сверить показания высотомеров командира ВС, второго пилота и бортинженера и убедиться в том, что их показания не расходятся с показанием таблиц, При необходимости рассчитывается поправка и выдерживается высота полета, с учетом этой поправки.
Устанавливается режим работы двигателей, обеспечивающий выполнение полетного задания. Режим дальнего крейсирования, обеспечивающий минимальный километровый расход топлива, выполнятся при значении числа М=0,8 (угол атаки по АУАСП 7-8°), режим скоростного крейсирования при М=0,82.
Этим значениям числа М соответствуют истинные скорости дальнего крейсирования 850км/ч Ис, а для скоростного крейсирования - 800км/ч Ис.
Не допускай превышения максимального значения числа М=0,83, не следует уменьшать скорость отклонением штурвала на, себя. Уменьшается скорость за счет уменьшения режима работа двигателей.
Выполнение маневра на скоростях близких к минимально допустимым, требует от пилота повышенного внимания. Маневры необходимо выполнять плавным движением, рулей и с углом крена не более 20°. Крены при разворотах, выполняемых по приборам, не должны превышать 20°.
Для самолета Ил-86 скорость, соответствующая минимальному часовому расходу топлива, определяется через удельную дальность. Удельная дальность - это величина, обратная километровому расходу.
(-1/Cк), которая обозначает количество километров, пролетаемое самолетом при расходовании 1кг топлива (табл.11).








Таблица 11

Воздушная скорость, часовой расход топлива в режиме крейсерского полета (Н=10200м, t° по МСА = - 51,3°С)

Масса
самолета. т
Дальнее
крейсирован.
Крейсирование по числу М



0,78
0,8
0,82
0,83
М


т/ч
(км/т)
число М
км/ч Ис
508 838
523 860
537 881
546
892
Пр
Ис

140
7820 (107,5)
0,782
840
7790 107,6
8100 105,8
8490 102,6
8890 100,3



·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·3
9600 89,6
9950 87,5
10420 85,6


185
9510
88,1
0,805
865
9510 88,1
9840 87,4
10210 85,3
10680 83,5


190
9750
85,9
0,805
865
9750 85,9
10100 85,2
10470 83,2
10960 81,4


Измен.
МСА
± 10°С

кг/ч
190
190
210
215




Ис
19
19
20
20








Таблица 12

ВРЕМЕННЫЕ НОРМЫ РАСХОДА ТОПЛИВА
для самолетов ИЛ-86 с двигателями НК-86, дифференцированные в зависимости от продолжительности беспосадочного полета по расписанию

Часы
мин 0
10
20
30
40
50

0
-
3360
4960
6560
8170
9870

1
11570
13270
14970
16670

·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
·
Примечания. 1. Для работы двигателей на земле (руление, опробование, работа ВСУ) норма расхода топлива 1950кг на один полет (независимо от продолжительности).
2. Для полетов продолжительностью до 3ч 30мин предусмотрена скорость крейсерского полета, соответствующая числу М=0,82. При полетах большей продолжительности - на режимах, соответствующих расходу топлива на 1% больше минимального.

3.11. Влияние направления и скорости ветра на дальность полета.

На часовой расход топлива и продолжительность полета ветер не влияет. От силы ветра зависит дальность полета, так кок ветер существенно изменяет путевую скорость. В безветрие путевая скорость равна истинной или воздушной скорости полета.







При наличии ветра путевая скорость отличается от воздушной по величине и направлении. Путёвая скорость W равна геометрической сумме двух векторов скоростей: вектора истинной скорости Vист. самолета относительно воздушной среды и вектора скорости ветра относительно земли U , т.е. W = Vист, + U. Векторы Vист и U могут иметь различное направление относительно земли. Векторный треугольник не лежит в горизонтальной плоскости.
Для расчетов в навигации и пилотировании используют проекцию векторов W, Vист и U на горизонтальную плоскость. Проекция пространственного векторного треугольника на горизонтальную плоскость называется навигационным треугольником скоростей. Угол
· между векторами воздушной в путевой скоростей называется углом сноса.
При полетах в одном направлении вектор существенно влияет на дальность полета. Для учета влияния ветра вводится понятие эквивалентного ветра, которая, являясь только встречным или попутным, изменяет дальность полета (уменьшает или увеличивает ее) так же, как и фактический ветер с данным углом ветра.
Скорость эквивалентного ветра равна разности между истинной и путевой скоростями и в зависимости от скорости ветра и его направления, определяется по таблицам или расчетам. По известному прогнозу ветра величина и направление его берутся средними по маршруту. При отсутствии прогноза скорость и направление ветра берутся осредненными по статистическим данным.

3.12. Дальность и продолжительность полета.
Влияние изменения высоты, скорости полета, температуры воздуха на дальность и продолжительность полета.

Дальностью полета называется расстояние, пройденное самолетом за время набора высоты, горизонтального полета и снижения.
Дальность горизонтального участка зависит от величины запаса топлива для горизонтального полета я от интенсивности его расходования, т.е. от километрового расхода (Ск мин).
Километровый расход - это расход топлива в полете на 1км пути. На один километр самолет расходует количество топлива равное






С км = С ч/ V , где V- скорость, км/ч. Если брать в м/с , то С км = С ч/3,6 V. Расход топлива в час записывается Сч=Ср · Р кг/ч.
Часовые расходы топлива на больших высотах значительно меньше, чем у земли. Часовой расход (Сч=Ср · Р) зависит от тяги, потребной для горизонтального полета (Ргп ), которая на любой высоте при постоянной величине: угла атаки будет постоянной. Зато удельный расход Суд с поднятием на высоту падает из-за уменьшения температуры наружного воздуха, а также роста степени сжатия компрессора и повышения КПД двигателя.
Удельный расход топлива о поднятием на высоту также уменьшается, потоку что при постоянной Vnp на большей высоте истинная скорость больше, а это требует меньшего дросселирования двигателей (см. рис.4)
Километровые расходы топлива Скм = Сч/V уменьшаются в связи с меньшими часовыми расходами и большими истинными скоростями полета бывают минимальными на Н=11000м.

3.13. Влияние скорости на часовой и километровый расход топлива при полете на одной и той же высоте.

Для выполнения горизонтального полета с любой скоростью (Vmax,V1, V2, Vнв) (см. рис.9) необходимо, чтобы располагаемая тяга двигателя равнялась потребной тяге. Это значит, что для полета со скоростями, меньшими Vmax двигатель необходимо дросселировать так, чтобы на графике тяги кривая располагаемой проходила через точки 1,2,3 (см.рас.9),
Часовой расход топлива зависит от его удельного расхода и от величины тяги (Сч=Суд Р) будет минимальным на наивнгоднейшей скорости Vнв Где качество максимальное. Это происходит потому, что при уменьшении скорости от Vmax до Vнв тяга Ргп уменьшается гораздо сильнее, чем растет Ср при уменьшении частоты вращения двигателя.











При скорости меньше наивыгоднейшей часовой расход топлива увеличивается из-за увеличения потребной тяги.
Километровый расход топлива (Скм = Суд/3,6·Ргп/V) зависят от удельного расхода топлива Ср и соотношения Ргп/V. Величина Ргп/V есть тангенс угла наклона касательной из начала координат к потребной тяге (см.рис.9) На этой скорости ввличина Ргп/V будет минимальной, так как tg
· = P/V будет минимальным. Удельный расход топлива Суд будет минимальным на скорости, близкой Мmax. Поэтому минимальные километровые расходы будут на скорости большей, чем Vhb, во меньшей чем Vmax.
Каждая величина скорости самолета Ил-86 соответствует одному из трех режимов полета.
Первый режим соответствует полету с минимальными часовыми расходами топлива и применяется при полете в зоне ожидания и с целью восстановления ориентировки.
При средних массах самолета минимальные часовые расходы получаются в диапазоне наивыгоднейших скоростей. Для высоты 11000м это истинные скорости около 800км/ч.
Второй режим соответствует полету с минимальными километровыми расходами топлива и называется режимом дальнего крейсирования, соответствует V = 850км/ч Ис (М=0,8).
Третий режим соответствует полету на максимальной скорости, он называется режимом скоростного крейсировання, соответствует V = 900км/ч Ис (М=0,82).
Для самолета ИЛ-86 можно определить рейсовое топливо, коммерческую загрузку, взлетную массу в зависимости от дальности полета.

4. ВЗЛЕТ

Взлет состоит из разбега самолета и воздушного участка набора высоты 400м. Момент отделения самолета от земле называет отрывом.
В процессе разбега самолет приобретает скорость отрыва, т.е. такую скорость, при которой на угле атаки отрыва возникает подъемная сила,








практически равная взлетной кассе самолета. После отрыва на воздушном участке самолет продолжает набирать безопасную высоту и скорость. Расстояние, которое проходит самолет от начала разбега до набора высоты 10м, (35ф) называют взлетной дистанцией
· взл.

4.1. Руление на старт

Получив разрешение на руление, необходимо осмотреть участок выруливания, убедиться в том, что включено ручное управление поворотом колес передней опоры шасси, следует включить стояночный тормоз и дать команду: "Экипаж, выруливаем". Двигатели плавно выводятся на режим, обеспечивающий страгиваете самолета с места.
На рулении не допускается использование повышенных режимов работы двигателей. В противном случае не исключена возможность воздействия реактивной струи газов на находящихся поблизости людей, самолеты, наземное оборудование.
Во избежание попадания посторонних предметов в воздухозаборники двигателей руление на старт по узким РД (внешние двигатели находятся над грунтом) выполняется на режиме малого газа работы внешних двигателей и на пониженных режимах работы внутренних двигателей.
Минимальная ширина РД при рулении на двух внутренних двигателях составляет 22м, на четырех двигателях - 36м.
На предварительном старте необходимо проверить, что предкрылки и закрылки отклонены на 25°/30°, стабилизатор установлен на взлетный угол (рис.15), спойлеры и тормозные щитки убраны, механизмы триммерного эффекта находятся в нейтральном положении (табл.13).
После получения разрешения на выруливание на исполнительный старт, включается управление поворотом колес передней опоры шасси от педалей и выполняется руление по оси ВПП на 5-10м.














Рис. 15. Взлет самолета Ил-86



Рис. 16. Схема сил на взлете



Рис. 17. Участки взлетной дистанции







Таблица 13

Положение стабилизатора в зависимости от центровки самолета

Взл.масса.т
Центр,% САХ


34
32
30
28
26
24
22
20
18
16

210
-3,5
-4
-4,4
-4,8
-5,2
-5,6
-6
-6,5
-7
-7,4

200
-3,2
-3,7
-4,1
-4,5
-4,9
-5,2
-5,7
-6
-6,5
-7

180
-2,8
-3,2
-3,6
-4
-4,4
-4.7
-5.2
-5,5
-6
-6,5

160
-2,5
-2,8
-3,3
-3,7
-4
-4.2
-4,5
-5
-5,2
-5,5

140
-2
-2,2
-2,5
-3
-3,2
-3,5
-3,8
-4
-4,4
-4,7


4.2.Полет в нормальных условиях

Командир ВС удерживает самолет тормозами и дает команду: "Двигателям взлетный". Плавно и синхронно перемещает рычаги управления всеми двигателями в положение 65-70°. Убедившись в нормальной работе двигателей, перемещает РУД вначале внешних, а затем внутренних двигателей во взлетное положение. Бортинженер докладывает командиру ВС о выходе двигателей на взлетный режим, а также об их исправности.
По команде "Взлетаем" отпускаются тормоза и начинается разбег самолета, который выполняется с углом атака крыла 3 °.
Разбег выполняется с отклоненным от себя штурвалом. Направление на разбеге выдерживается соответствующим отклонением педалей и перемещением их при необходимости на полный ход.
Второй пилот в процессе разбега докладывает значения скорости: "Скорость растет: 150, 180,... " и далее через каждые 20км/ч. При достижении скоростей V1, Vп.ст. и V2 докладывает соответственно: "Рубеж", "Подъем" и "Безопасная". Бортинженер следит за приборами силовых установок, удерживает РУД во взлетном положении.
При достижении скорости V1после доклада второго пилота "Рубеж" командир ВС переносит правую руку с РУД на штурвал.







На скорости Vп ст командир ВС после доклада второго нилота "Подъем" выключает управление поворотом колес передней опоры шасси и отклонением штурвала на себя начинает подъем передней опоры (см.рис.15). Отрыв самолета происходит при скорости, превышающей Vп ст = VR примерно на 15...20км/ч (табл.14). Угол тангажа по ПКП-72 составит около 9°.

Таблица 14

Скорости взлета

Скорость,
км/ч
Масса, т


210
206
200
190
180
170
160
150
140

Vп ст
V2
V2 безоп
275 295
410
270 290 406
266 288 400
260 280 390
255 275 380
245 265 370
240 255 355
235 245 345
235 245
345


При уменьшении угла отклонения закрылков на 5° скорости Vп ст. и V2 увеличиваются на 10км/ч,
На высоте не менее 5м при положительной вертикальной скорости дается команда: "Шасси убрать".
Разгон самолета на участке начального набора высоты выполняется так, чтобы к высоте 10,7м скорость была не менее V2 (табл. 14). О ее достижении докладывает второй пилот. Продолжается разгон до скорости (V2+ 20км/ч), которая выдерживается до высоты начала уборки закрылков.
На высоте не менее 120м при скорости не менее 320-340км/ч Пр по команде командира ВС бортинженер убирает закрылки с 30° до 15°.
При необходимости выполняется первый разворот с закрылками, отклоненными на 15°, а предкрылками на 25°, V
·340 км/ч.
На скорости не менее 340 км/ч Пр продолжается набор высоты с разгоном до скорости 390-410 км/ч Пр.
Уборка закрылков и предкрылков производится в прямолинейном полете. Если в процессе уборки механизации крыла самолет начнет






крениться, следует приостановить уборку переключателем резервного управления закрылками, устранить крен поворотом штурвала и выполнить посадку с механизацией крыла в том положении, при котором началось кренение самолета.
При достижении скорости 390-410км/ч Пр дается команда: "Механизацию убрать". В процессе уборки механизации командир ВС снимает усилия на штурвале соответствующим отклонением стабилизатора, обеспечивая положение руля высоты, близкое к нейтральному (±2°).
Если при отпускании переключателя управления на штурвале стабилизатор продолжает перемениться, следует немедленно перейти на резервное управление стабилизатором.
Первый разворот с убранной механизацией крыла выполняется на скорости не менее 410км/ч Пр. При развороте не следует превышать угол крена 20°.
По команде командира ВС бортинженер перемещает рычаг управления двигателями с взлетного на номинальный режим.
Взлетные характеристики зависят от массы самолета и атмосферных условий. Наиболее характерные скорости представлены в табл.15.

Таблица 15

Характеристики взлета

Параметры взлета

Масса самолета т.


140
150
160
170
180
190
200
210

Скорость подъема
передней опоры са-
молета, Vп ст км/ч




















235
235
240
245
255
260
265
275

Безопасная скорость
взлета V2 км/ч

245

265

280

295


245

255

275

290


Скорость начала
уборки закрылков, км/ч











320



340



Скорость в начале
полной уборки ме-
ханизации, км/ч





















390



410



Безопасная скорость
(механизация убрана),
км/ч
335

355

380

400






370

390

410



345







Данные скорости представлены на графике в РЛЭ, их рекомендуется округлять в сторону увеличения до 5 км/ч.

4.3. Силы действующие на самолет при взлете.

При разбеге на самолет действуют следующие силы: подъемная, сила лобового сопротивления, сила тяжести, сила тяги, сила реакции ВПП (N), равная и противоположная силе давления колес (m-y), сила трения Fтр.
Величина силы трения Fтр, определяется величиной силы реакции N=m-y и коэффициентом трения f , причем при большей силе N и коэффициенте f сила трения Fтр=fN=(т-у) большая (рис.16). Коэффициент трения качения зависит от состояния поверхности ВПП:
-для бетона равен 0,03-0,04;
- для твердого грунта 0,05-0,06.
При взлете о полосы, покрытой слоем вода или слякоти более 2-3мм, возникает явление гидроглиссирования. Оно заключается в том. что вода не успевает выскочить из-под авиашин в в результате образовавшихся сил самолет приподнимается над поверхностью ВПП (см.рис.16). Образуется сила Хгл, которая увеличивает длину разбега самолета.
Разбег является прямолинейным ускоренным движением. Для создания ускорения необходимо, чтобы сила тяги силовой установки была значительно больше суммы силы лобового сопротивления и силы трения, т.е. P>X + Fтр»
При увеличении скорости на разбеге силы, действующие на самолет, изменятся следующим образом:
- подъемная сила и сила лобового сопротивления увеличиваются;
- сила трения уменьшается, так как давление самолета на ВШ и ее реакция (N=m-y) уменыиавтся;
- сумма силы лобового сопротивления и силы трения на бетонной ВПП практически не изменяется;
- Сила тяги силовой установки несколько уменьшается, вследствие чего и избыток силы тяги [
·Р=Р – (X-FTp)] также уменьшается.









4.4. Скорость отрыва самолета

В момент отрыва самолета подъемная сила практически равна силе тяжести самолета:13 EMBED Equation.3 1415. Из этого выражения скорость отрыва будет определяться следующим образом
13 EMBED Equation.3 1415
Как видно из формулы, величина скорости отрыва зависит от взлетной массы самолета, плотности воздуха и Су отр. При большей массе, меньшей плотности воздуха и меньшем коэффициенте Су отр. скорость отрыва большая.
Плотность воздуха зависит от высоты аэродрома над уровнем моря, от температуры и атмосферного давления.
При увеличении температуры и уменьшении давления плотность воздуха уменьшается, вследствие чего истинная скорость увеличивается. При этом отрыв самолета на одной и той асе величине угла атаки с заданной полетной массой происходит на одной и той же приборной скорости, так как 13 EMBED Equation.3 1415остается величиной постоянной.
При увеличении угла атаки, а также при отклонении закрылков Су отр. возрастает, а скорость отрыва уменьшается. Нормальный отрыв самолета Ил-86 происходит при величине угла атаки 10-11°, при этом закрылки и предкрылки отклонены на 30°/25°, коэффициент Су отчетом влияния земля Су отр.
·1,5 (взят из поляр для соответствующего положения механизации с учетом влияния земли).
Например. Скорость отрыва для m = 210т при МCА. и Су отр. = 1,5 на
·
·10-11°.
13 EMBED Equation.3 1415

4.5. Длина разбега

Если известны скорость отрыва и время разбега, то среднее ускорение самолета будет 13 EMBED Equation.3 1415 , где tразб - время разбега самолета.



Длина разбега в этом случае определяется по формуле
13 EMBED Equation.3 1415, где Vотр=jср· tразб
Длина разбега самолета Ил-86 со взлетной массой 210000кг при МСА ( t = 15°С, B = 760 мм, безветрие) при скорости отрыва 290км/ч и времени разбега 45с составляет 1700-1800м.
Ускорение на разбеге определяется:
jср=Vотр/tразб=80/45
·1,77м/с
Длина разбега определяется:
13 EMBED Equation.3 1415
Как видим из формулы, длина разбега определяется скоростью отрыва и средним ускорением, причем при уменьшении скорости отрыва к увеличении ускорения длина разбега уменьшается.
Среднее ускорение самолета jср при разбеге зависит от избытка тяги Р=Р-(Х-Fтр) и массы самолета т=G/q, а при большем избытке тяги и меньшей массе самолета ускорение большее,
13 EMBED Equation.3 1415
Величина длины разбега зависит от следующих эксплуатационных факторов.
Плотность воздуха. При уменьшении давления на 20 мм рт.ст. тяга двигателя меньше, истинная скорость отрыва больше, длина разбега больше на 4-6%.
При увеличении температуры воздуха на 15°С вследствие уменьшения тяги и увеличения истинной скорости отрыва длина разбега больше на 4-5%.
Взлетная масса. При увеличении взлетной массы на 1т вследствие роста приборной скорости отрыва длина разбега больше на 3%.
Ветер. При встречном ветре 5м/с ввиду уменьшения путевой скорости отрыва длина разбега меньше на 12-13%, а при попутном - больше на 15-20%.








Уклон ВПП. При уклоне 0,01 длина разбега самолета изменяется на 6-7%.
Угол атаки: Угол атаки в момент отрьша должен быть 10-11° (тангаж Vср
·9°). Если при отрыве угол атаки будет меньше, то коэффициент Сотр. также меньше, а скорость отрыва и длина разбега будут большими. При выполнении взлета необходимо помнить, что на данной величине угла атаки (10-11°) каждому значению полетной массы соответствует своя приборная скорость отрыва. Если пилот обеспечит отрыв самолета на этой скорости, то это значит, что отрыв произошел при величине угла атаки 10-11° и длина разбега будет соответствовать расчетной по номограмме взлета.

4.6. Условия эксплуатации самолета.

Летная эксплуатация самолета разрешается в зоне температур воздуха, ограниченных линиями "минимальная для арктических условии" и "максимальная межконтинентальная ИКАО". На земле допускается эксплуатировать самолет при температуре наружного воздуха от -40 -до +35°С.
Высота аэродрома не должна превышать 1000м.
В условиях обледенения разрешается полеты при температуре наружного воздуха не ниже -20°С, Если температура ниже -20°С. необходимо принять меры для выхода из зоны обледенения.

Допускается эксплуатация самолета:
- при посадочном минимуме I категории, (ВПР 60м, видимость на ВПП 800м) на аэродромах, сертифицированных по I и II категориям ИКАО, в автоматическом и директорном режимах;
- при ВПР 100м и видимости на ВПП 1200м с использованием РСП - ОСП и ПСП;
- при ВПР 120м и видимости на ВПП 1500м с использованием РСП; - при ВПР 150 м и видимости на ВПП 2500м с использованием ОСП;
Минимум самолета для взлета равен минимуму для посадки на аэродроме взлета.






Взлет и посадка самолета запрещаются в следующих случаях:

- коэффициент сцепления на ВПП менее 0,3;
- ВПП покрыта слоем слякоти (или мокрого снега) толщиной более 12мм;
- ВПП покрыта сплошным слоем сухого снега толщиной более 50 мм;
- ВПП покрыта слоем льда;
- на мокрой ВПП вода занимает более 50% всей площади. Состояние ВПП рассчитывается по графикам РЛЭ, с помощью которых уменьшаются располагаемые параметры ВПП в зависимости от толщины слоя осадков.

4.7. Расчет максимальной взлетной массы и скоростей на взлете согласно НЛГС-2


При определении максимальной взлетной массы самолета и скоростей на взлете используется ряд новых определений:
1) Высота расположения - атмосферное давление, выраженное в единицах измерения высоты в соответствии с международной стандартной атмосферой.

2) Градиент набора высоты тангенс угла наклона траектории при наборе высоты, выраженный в процентах. Для самолета Ил-86 рассматривается полный градиент набора не менее 35% на участке набора от момента уборки шасси до набора-высоты 120м при одном отказавшем двигателе и закрылках, отклоненных на 30°, предкрылках - на 25°.
Градиент
·н=tg
·н·100%
Полный градиент набора высоты - это предельно достигаемое значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях.
Чистый градиент набора высоты - наиболее вероятное значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях при массовой эксплуатации самолета.







3) Полная траектория полета - траектория полета, построенная по полному градиенту набора высоты. Полная траектория взлета - это траектория взлета, построенная по полному градиенту набора высоты на взлете.

4) Чистая траектория полета - траектория, построенная по чистому градиенту набора высоты на взлете.

5) Скорость срыва Vср - минимальная скорость самолета, полученная в летных испытаниях, при торможении самолета в прямолинейном полете.

6) Безопасная скорость взлета V2 - скорость, которая не менее чем на 20% превышает минимальную скорость срыва. Это минимальная скорость, на которой самолет при одном отказавшем двигателе может быть переведен в набор высоты с креном без скольжения.

7) Скорость принятия решения V1 - наибольшая скорость, при которой пилот, обнаружив отказ одного двигателя, должен принять решение о продолжении или прекращении взлета (время реакции пилота 3с).

8) Скорость отрыва передней опоры самолета VR=Vп ст - на 3% меньше скорости отрыва самолета.

9) Относительная скорость принятия решения V1/V2 - отношение скорости принятия решения к скорости отрыва передней опоры. Нужна для нахождения скорости принятия решения.

10) Располагаемая длина разбега при взлете – длина ВПП, уменьшенная на длину участка выруливания (100м).

11) Располагаемая дистанция прерванного взлета - расстояние, равное сумме длины ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания, и длины концевой полосы безопасности (КПБ), в направлении которой производится взлет (рис.17).





12) Располагаемая дистанция взлета (РДВ) - расстояние, равное сумме длины ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания, длину КПБ, и свободной зоны полосы воздушных подходов. Участок свободной зоны, включенный в РДВ, должен быть не более 0,5 длины ВПП.
ПВП - участок от торца КПБ, свободный от препятствий высотой более 10,7м.(35ф) (рис. 18).

13) Потребная дистанция прерванного взлета - сумма длины разбега при четырех работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного двигателя, длины разгона до V1, при трех работающих двигателях и длины участка торможения до полной остановки самолета (см.рис.17).

14) Потребная длина продолженного взлета - сумма длины разбега при четырех работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного двигателя, длины разбега на трех двигателях от точки отказа до точки отрыва и длины воздушного участка взлетной дистанции до набора высоты 10,7м (35футов) (см.рис.17).

15) Потребная длина разбега - это условная величина, равная сумме фактической длины разбега самолета до скорости отрыва в случае отказа одного двигателя на скорости V1 и 1/2 длины воздушного участка взлетной дистанция до набора высоты 10,7м (35 футов).

Примечание. Условием определения взлетной массы являются требования - потребная длина разбега не превышает располагаемую длину ВПП для разбега, потребная длина продолженного взлета не превышает располагаемую длину для продолжения взлета, потребная длина прерванного взлета не превышает располагаемую длину прерванного взлета.

16) Сбалансированная длина ВПП - или сбалансированная длина взлетной дистанции Д - располагаемая ВПП+КПБ, 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 (см.рис.17).






17) Дпотр - потребный участок прерванного взлета, равный потребному участку продолженного взлета. При m = 210т и отказе двигателя на V = 240-260км/ч Дпотр = 3000м. Условием определения взлетной масоы по Д - является требование, чтобы Дпотр уложилась в Драспол.
18) При нестандартных условиях Д - параметр, который зависит от располагаемой дистанции прерванного взлета (ВПП + КПБ - 100м), располагаемой дистанции продолженного взлета (ВШЫШП-ШОм) уклона, ветра, состояния ВПП. Если условия благоприятные, то Д увеличивается и масса будет больше, если неблагоприятные, то Д уменьшается и масса самолета будет меньше.

19) Сбалансированная длина разбега Р - располагаемая длина ВПП, на которой в случае отказа одного двигателя на скорости V1, самолет может завершить как разбег, так и прерванный взлет.

20) Минимальная эволютивная скорость Vmin эв
· 1,05 Vcв - это минимальная скорость, на которой достаточно рулей для балансировки самолета в горизонтальном полете с одним отказавшим двигателем с креном без скольжения.

21) Минимальная эволютивная скорость Vmin эв разбега - это минимальная скорость, на которой достаточно рулей для продолжения взлета при одном отказавшем двигателе.
Для расчета максимально допустимой взлетной массы необходимо иметь следующие данные:
- располагаемую длину прерванного взлета РДПВ (сумма длин ВПП и КПБ минус 100м) (рис. 19);
- располагаемую длину прерванного взлета РДПВ (сумма длин ВПП и КПБ минус 100м);
- располагаемую длину продолженного взлета РДВ (сумма длин ВПП плюс ПВП минус 100м);
- уклон аэродрома, ветер, состояние ВПП, температуру, высоту (давление).










Рис, 18. Схема взлета самолета согласно ЕНЛГС





Рис. 19. Параметры, характеризующие прерванный и продолженный взлет самолета.







4.8. Определение максимальной взлетной массы

Максимальная взлетная масса самолета в зависимости от высоты расположения аэродрома и температуры окружающего воздуха может ограничиваться:
- градиентом скороподъемности по требованиям к безопасному набору высоты после взлета с одним неработающим двигателем;
- максимальной путевой скоростью движения по земле из условия прочности авиашин колес шасси;
- располагаемыми взлетной дистанцией, длиной разбега, дистанцией прерванного взлета на аэродроме вылета;
- возможностью обеспечения надлежащего зазора над препятствием;
- максимально допустимой посадочной массой на аэродроме назначения и запасных аэродромах.

Порядок расчета

1) Определяется максимальная взлетная масса, ограниченная градиентом скороподъемности в зависимости от высоты и температуры с точки зрения обеспечения градиента 3% на участке от момента уборки шасси до набора высоты 120м при одном отказавшем двигателе, при закрылках, отклоненных на 30°.
Пример: Н=500м, t =+35°С, m=182т

2) Максимальная взлетная масса, ограниченная путевой скоростью движения по земле из условия прочности авиашин колес шасси, при закрылках, отклоненных на 30°, Vmax =330км/ч,
Пример: t=+35°С, Н=1000м, m>210т

3) Полный градиент набора высоты на взлете со взлетной конфигурацией самолета с выпущенным и убранным шасси (см. рис.17). Чистый градиент меньше на 1%.
Пример: При т =210т и МСА
·= 2,5% / 3,5%
При т =210т, Н=500м
·= 1%/2% ( при t=+35°С)








4) Полный градиент набора .высота с убранной механизацией (см.рис.17),
Пример: MCA, m=210n,
· =4,6%
При t =+35°С, Н=500м, m=210т,
· =1,65%

5) Определяется параметр Д по располагаемой дистанции прерванного взлета (ВПП+КПБ) и располагаемой дистанции продолженного взлета (ВПП+ПВП), уклону, ветру, состоянию ВПП.

6) По найденному параметру Д, температуре и высоте определяется масса.

7) Определяется параметр R по располагаемой дистанции прерванного взлета (ВПП+КПБ) и располагаемой дистанции разбега (ВПП).
8) По меньшему весу определяются V1, Vп ст, V2.

9) Определяется потребная длина разбега при массе 210т
Пример: Н=500м, t =+35°,
·потр =3600м

10) Определяется возможность преодоления препятствий в полосе воздушных подходов при взлете.
Номограмма позволяет определить максимально допустимую массу и высоту начала уборка закрылков. Для этого по характеристикам высоты препятствия (дальность, высота препятствия + 10м) находят допустимую приведенную массу и по наибольшей из них назначат траекторию начального набора высоты.
При наборе начальной высоты уборка закрылков осуществляется после преодоления препятствия, а если оно выше 120м, уборку закрылков следует начинать после набора высоты 50м над препятствием.
Затем по приведенной массе и фактическим условиям взлета определяется максимально допустимая взлетная масса, ограниченная наличием препятствии в направлении взлета.

4.9. Взлет при боковом ветре

Максимально допустимая боковая составляющая скорости ветра при взлете и посадке в зависимости от коэффициента сцепления приведена в таблице.



Таблица 16

Зависимость боковой составляющей скорости ветра от коэффициента сцепления

Коэффициент сцепления
0,6 и больше
0,5
0,4
0,3

Скорость ветра, м/с
15
12
8
5


Максимально допустимая попутная составляющая скорости ветра при взлете в посадке 5м/с.
Максимально допустимая скорость ветра любого направления при рулении 30м/с.
Если взлет самолета выполняется при левом боковом ветре, то при разбеге с боковым ветром воздушный поток набегает на самолет под некоторым углом
·. Следовательно, относительно движения потока воздуха самолет движется со скольжением под утлом
· (рис. 20).
Результирующая скорость набегающего W при наличии стреловидности крыла раскладывается на составляющие W1 и W2. Составляющая W1 определяет величину аэродинамических сил: у левого крыла больше, а у правого меньше. Вследствие этого подъемная сила у2 и сила лобового сопротивления Х2 левого крала значительно больше, чем у1 и Х1 правого. В результате разности подъемных сил (у2 > у1). У самолета возникает кренящий момент на правое крыло (по ветру). А в результате разности лобовых сопротивлений (X2>X1) возникает разворачивающий момент, под действием которого самолет разворачивается влево, т.е. против ветра. Разворачивающий момент также создается боковой силой Z
· , возникающей вследствие скольжения самолета в набегающем потоке.
Так как крыло самолета Ил-86 имеет положительное поперечное V = +6°48' , то при наличии скольжения самолета в набегающем потоке угол атаки левого крыла несколько больше, чем правого. Вследствие разности углов атаки, разность подъемных сил (у2 и у1) и лобовых сопротивлений (X2 и X1)










Рис. 20. Взлет самолета с боковым ветром.









увеличивается, а значит кренящий и разворачивавший моменты также несколько увеличиваются.
Таким образом, при взлете с боковым ветром самолет стремится развернуться против ветра к имеет тенденцию к кренению по ветру.
При увеличении скорости на разбеге угол скольжения самолета (
· ) в набегающем потоке уменьшается, следовательно, кренящий и разворачивающий моменты также несколько, уменьшаются. После отрыва появляется снос самолета по ветру.
На протяжении всего взлета самолет, двигаясь в воздушном потоке со скольжением, испытывает большее лобовое сопротивление. Тяга двигателей за счет косой обдувки меньше. Поэтому при боковом ветре 15м/с длина разбега больше на 10%. В связи о этим, направление на разбеге следует выдерживать педалями и поворотом штурвала в сторону против ветра. По мере увеличения скорости разбега необходимо постепенно уменьшить поворот штурвала с таким расчетом, чтобы самолет отделился от ВПП без крена. На скорости Vп ст после доклада второго пилота "Подъем" выключить управление поворотом колеса передней опоры самолета и отклонением штурвала на себя начать подъем передней опоры. В момент подъема передней опоры необходимо установить педали нейтрально.
Направление полета после отрыва и в наборе высот следует выдерживать углом упреждения.
Методика выполнения взлета при попутном ветре такая же, как и в нормальных условиях.

4.10. Взлет с ВПП, покрытой осадками

Руление во РД и ВПП, покрытым атмосферными осадками, выполняется на малой скорости при повышенном внимании. Рукоятку управления поворотом колес передней опоры самолета следует отклонять плавно, при необходимости на разворотах использовать ассиметричную тягу двигателей, не допуская резкого изменения режима их работы.









Не следует прибегать к использованию повышенных режимов работы двигателей во избежание повреждения других самолетов в наземного оборудования кусками льда в снега (от действия реактивной струи).

Приложенные файлы

  • doc 8832889
    Размер файла: 3 MB Загрузок: 0

Добавить комментарий