Взлет

Условия базирования относятся к основным летно-техническим характеристикам транспортного самолета. Требования, предъявляемые к взлетно-посадочным характеристикам, в значительной мере влияют на выбор таких параметров самолета как тяговооруженность (P/G), нагрузка на крыло (G/S), тип механизации крыла и др. Поэтому необходимость расчета взлетной дистанции возникает на любом этапе проектирования самолета.

Этап взлета начинается с разбега самолета и заканчивается достижением скорости, высоты и конфигурации самолета, необходимых для начала полета по маршруту. Для гражданских самолетов высота начала полета по маршруту устанавливается НЛГ и составляет 400 м над уровнем взлетной полосы. Схематически участок взлете показан на рис. 10.1. На высоте 10,7 м (35 футов) скорость самолета должна как минимум на 20% превышать скорость сваливания во взлетной конфигурации и на 10%-минимальную эволютивную. В целях безопасности до высоты 120 м не допускается изменение конфигурации крыла. Уборка шасси начинается на высоте 3—5 м. Начиная с высоты 120 м и разгона до скорости,, на 20% превышающей скорость сваливания, при новом положении закрылков и предкрылков происходит поэтапное изменение конфигурации крыла от взлетной к крейсерской. Одновременно происходит дальнейший набор высоты. При достижении высоты 400 м и крейсерской конфигурации взлет считается закончившимся, двигатели переводятся со взлетного режима на номинальный, и начинается режим набора крейсерской высоты полета. Взлет самолета осуществляется по возможности против ветра. Попутный ветер увеличивает потребную для взлета. длину ВПП. Боковая составляющая ветра затрудняет выполнение взлета и для каждого самолета существует ее предельно допустимая величина (не менее 5 м/сек для пассажирских самолетов). В процессе взлета не допускается уменьшение скорости и высоты полета.

Летная полоса (ЛП) наряду с располагаемой дистанцией разбега (РДР) может иметь концевые полосы безопасности (КПБ), на которые в случае прекращения взлета при отказе двигателя или какой — либо системы допускается выкатывание самолета. Взлетная дистанция складывается из разбега от страгивания до точки отрыва и воздушного участка от отрыва до достижения высоты 10,7 м над уровнем ВПП.

Движение самолета при разбеге описывается уравнениями

AL=v

г и v <10.1)

Ydf=P ‘ cos (a

где L-длина пробега, t—время, V—скорость, G—вес самолета, а—угол атаки, Р—суммарная тяга, <р—угол заклинення двигателей, g—ускорение силы тяжести, Х = Сх • • Vі • —сила

аэродинамического сопротивления, коэффициент

аэродинамического сопротивления, р—плотность воздуха, S —площадь крыла, F—f * CG— Су• • V2 • S/2)—сила трения при движении по взлетно-посадочной полосе, /—коэффициент силы трения, Су—коэффициент подъемной силы.

До достижения скорости подъема передней стойки шасси-V’n. cT разбег осуществляется при постоянном угле тангажа. На скорости V’n. cr отклонением штурвала “на себя” угол атаки увеличивается, и при равенстве подъемной силы весу самолета на скорости V’otp в
момент отрыва основных стоек шасси самолета от ВПП разбег заканчивается.

Разбег, как правило, осуществляется при максимальной взлетной тяге двигателей. Основными параметрами, определяющими длину разбега являются: взлетный вес самолета, суммарная тяга двигателей, коэффициент сопротивления трения шасси при движении по ВПП и аэродинамические силы, действующие на самолет при разбеге.

Коэффициент силы трения определяется качеством и состоянием ВПП и характеристиками колес шасси и имеет следующие значения:

сухое бетонное покрытие мокрое бетонное покрытие твердый грунт ВПП с травяным покровом ВПП с мокрым травяным покровом покрытое снегом обледеневшее ВПП мягкий песчаный грунт Скорость отрыва в основном определяется нагрузкой на крыло и величиной коэффициента подъемной силы в момент отрыва. Максимальная величина С» отр завивит от эффективности механизации крыла и предельного угла атаки на отрыве, определяемого условием касания ВПП хвостовой пятой. Расчет длины разбега осуществляется численным интегрированием уравнений (10.1). Для приближенной оценки можно пользоваться формулой

0.5 • V ото

лт

v d tb

где dV/d^cp.—величина ускорения при разбеге, вычисленная для значения скорости У— У(щ>./72. . ..

Для многодвигательного..самолета расчетным случаем является

отказ двигателя на взлете. В этой ситуации в зависимости от момента

> 

отказа взлет либо прекращается с использованием всех средств торможения, либо продолжается. Наибольшая скорость на разбеге, при которой в случае отказа двигателя или какой-либо другой системы возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета называется скоростью принятия решения— И. Эта скорость
зависит от характеристик самолета, параметров ВПП и атмосферных условий. При обнаружении отказа на скорости, меньшей или равной Vu командир самолета обязан прекратить взлет. При обнаружении отказа на скорости, большей чем Vi, взлет продолжается. Нормами летной годности установлено, что скорость принятия решения должна быть меньше указанной в РЛЭ скорости подъема передней стойки шасси (Vп. ст) и больше минимальной эволютивной скорости разбега (Vmin. эр), которая определяется как скорость, на которой при внезапном. отказе критического двигателя обеспечивается возможность управления самолетом с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения самолета. При достаточно большой длине ВПП расчетная скорость принятия решения может оказаться больше скорости начала подъема передней стойки шасси. В этом случае при обнаружении отказа двигателя или какой-либо другой системы на разбеге взлет должен быть прекращен.

В соответствии с НЛГ дистанция прерванного взлета представляет собой сумму трех величин:

а) длины участка разгона со всеми работающими двигателями с момента старта до момента отказа двигателя на скорости Vo™;

б) длины участка разгона с одним неработающим двигателем до момента обнаружения отказа;

в) длины участка торможения от этого момента до полной остановки самолета.

Потребная длина разбега при продолженном взлете должна быть не менее суммы длины разбега до момента отрыва и длины воздушного участка, равного половине расстояния от точки отрыва до точки траектории, в которой самолет достигает высоты 10,7 м над уровнем ВПП. Кроме того, потребная длина разбега при нормальном взлете должна быть на 15% больше длины разбега и указанного выше воздушного участка. Минимальная потребная для взлета длина ВПП определяется как большая из двух вышеуказанных величин, увеличенная на длину участка выруливания. Для магистральных самолетов длина участка выруливания принимается равной 50 м.

Для определения скорости принятия решения Vi рассчитываются

дистанции продолженного и прерванного взлета для разных значений скрорости отказа Votk. Время, отведенное по НЛГ на обнаружение отказа составляет 3 сек. Поэтому скорость принятия решения У несколько больше соответствующей ей скорости отказа. На каждое действие летчика по вводу средств торможения при прерванном взлете (включение механизма реверса, тормозной системы шасси, спойлеров и т. п.) отводится не менее чем по 1-ой секунде.

Пример зависимостей R(t), V it), С у it) и при

прерванном взлете показан на рис.10.2. Аналогичные зависимости, включая Hit), при продолженном взлете показаны на рис.10.3. С увеличением величины V отк дистанция прерванного взлета увеличивается, а дистанция завершенного взлета уменьшается. На рис.10.4 приведены зависимости потребной длины ВПП для завершенного взлета—Ьз и дистанции прерванного взлета— уменьшенной на длину КПБ, в функции скорости принятия решения Vi. Равенство длин ВПП, потребных для продолженного и прерванного взлета, определяет скорость принятия решения Кб и минимальную (сбалансированную) потребную длину ВПП для расчетного веса самолета. Поскольку скорость принятия решения К не может быть больше Кп. ст, может оказаться, что кривые длин завершенного и прерванного взлетов не пересекаются. В этом случае минимальная потребная длина ВПП определяется продолженным взлетом с отказом двигателя на скорости, при которой скорость распознавания отказа совпадает со скоростью подъема передней стойки.

С увеличением взлетного веса самолета минимальная потребная для взлета длина ВПП увеличивается как за счет увеличения длины разбега, так и за счет увеличения длины воздушного участка. Дополнительным фактором, увеличивающим длину взлетной дистанции с ростом веса самолета, может быть уменьшение угла отклонения закрылков на взлете для повышения аэродинамического качества. Это обусловлено ограничением на установившийся угол наклона траектории при взлете с отказавшим двигателем.

®Н — ~Q (10.3)

О 10 20 30 ’ 40 50 1.ео

Рис Л 0.3 Параметры движения при завершенном взлете

В соответствии с требованиями НЛГ градиент установившегося набора высоты т) н (тангенс угла наклона траектории набора высоты 0 н, выраженный в процентах)

77H=tg0H * 100%

при отказе критического двигателя на взлете должен быть не менее:

а) 2,4%—для самолетов с двумя двигателями;

б) 2,7%—для самолетов с тремя двигателями;

в) 3,0%— для самолетов с четырьмя и большим числом

двигателей.

Если конструкция механизма выдвижения и уборки закрылков допускает только дискретные положения механизации, то зависимость длины ВПП от взлетного веса может иметь ступенчатый характер.

Процедура расчета воздушного участка взлетной дистанции существенно отлична от расчета длины разбега. Отличие состоит в том, что дистанция разбега определяется в основном Характеристиками самолета и взлетной полосы, а на траекторию воздушного участка взлетной дистанции существенное влияние оказывает техника пилотирования. Нормы летной годности непосредственно не регламентируют способ пилотирования на воздушном участке, а имеющиеся в них ограничения могут выполняться различным образом. При этом различной оказывается и протяженность воздушного участка. Метод расчета этого участка взлета должен отвечать по меньшей мере двум условиям. Положенные в его основу допущения о способе пилотирования с одной стороны должны ориентироваться на среднюю квалификацию пилота, а с другой—соответствовать. такому режиму полета, при котором дистанция воздушного участка близка к минимальной.

Иногда в расчетной практике траектория воздушного участка взлетной дистанции считается прямолинейной с углом наклона, определяемым выражением (10.3).В этом случае полагается, что выход на установившийся угол наклона траектории происходит мгновенно. В реальном полете достижение установившегося угла наклона траектории требует некоторого времени, которое определяется методикой пилотирования на этом этапе полета. Поэтому более точные результаты дают методы расчета, учитывающие ограничения в

de__g_ rf • sin(g+y>) , c ( ) . p • V2_. d^_F L G +Lyia) 2 G

имеет пять независимых переменных H, L,V,@,a. Для решения ‘системы (10.4) необходимо дополнительное условие. При численном решении этой системы уравнений в качестве такого условия может использоваться закон изменения перегрузки ny(t) или угла атаки. Детальное исследование системы (10.4) показывает, что с погрешностью не превышающей 10%, минимальная длина воздушного участка— LBу, реализующаяся для магистральных пассажирских самолете®, может быть вычислена по формуле:

Н, 2 ■ G/S

0н Су• g • в которой Н = 10,7м — высота в конце взлетной дистанции, © н —установившийся угол наклона траектории с отказавшим двигателем, определяемый выражением (10.3), Су—производная коэффициента подъемной силы по углу атаки.

Выражение (10.5) получено в предположении, что управляющим параметром на начальном этапе взлета является угол атаки самолета. Использование при расчетах в качестве параметра управления угла атаки при отрыве отражает реальную практику пилотирования и упрощает обеспечение необходимого зазора между поверхностью ВПП и хвостовой пятой самолета. Второе слагаемое в выражении (10.5) учитывает, что выход на установившийся угол наклона траектории 0 н происходит не мгновенно. В этом случае производная ко­эффициента подъемной силы по углу атаки в знаменателе второго сла­гаемого выражения (10.5) определяет приращение перегрузки пу при выходе на установившийся угол наклона траектории при взлете.