Министерство образования и науки, молодежи и спорта Украины

Кировоградская летная академия

Национального авиационного университета

Контрольная работа

по дисциплине: Летно-технические характеристики ВС

Выполнил: слушатель

________________________

учебная группа №______

Проверил: _______________

Кировоград

2012

В зависимости от максимальной взлетной массы воздушным судам присваиваются классы:

Класс	Максимальная взлетная масса, т		Новая классификация
	Самолеты	Вертолеты
1	75 и более	10 и более	Тяжелые 136 т.
2	От 30 до 75	От 5 до 10	Средние до 136 т.
3	От 10 до 30	От 2 до 5	Легкие менее 7000 кг
4	До 10	До 2

Распределим ВС по классам в зависимости от их максимальной взлетной массы.

Классификация	Типы ВС	Максимальная взлетная масса, кг	Типы ВС /иностранных авиакомпаний/	Максимальная взлетная масса, кг
Тяжелые свыше 136 000 кг (300 000 фунт)	Ан-225 Мрия	600 000 (1 322 773)	Boeing 747	365 142 (805 000)
			Boeing 777	262 470 (578 647)
	Ан-124 Руслан	405 000 (892 872)	Airbus 340	208 000 (458 561)
			DC-8-73	158 757 (349 999)
			MD-11	286 200 (630 962)
Средние до 136 000 кг (до 300 000 фунт)	Ту-204	110 755 (244 172)	Airbus 320	73 500 (162 039)
	Ту-154	94 000 (207 234)	Boeing 737-100	53 070 (116 999)
	Ан-72	34 500 (76 059)	DC-9-30	54 900 (121 033)
	Як-42	53 500 (117 947)	Fokker 100	43 090 (94 997)
	Ту-334	46 100 (101 633)	Jetsream 41	10 880 (23 986)
	Ту-134	47 000 (103 617)	Falcon 50	17 600 (38 801)
	Ан-140	19 000 (41 887)	DC-3	11 430 (25 198)
	Ан-26	24 000 (52 910)	Falcon 10	8 500 (18 739)
	Ан-24	21 000 (46 297)
	Як-40	16 000 (35 273)
Легкие до 7 000 кг (15 500 фунт)	Ан-38	2 500 (5 511)	Jetsream 31	6 950 (15 322)
	Ан-28	6 500 (14 330)	Beech	1 247 (2 749)
	Л-410 УВП	6 600 (15 550)	Cessna 170	1 406 (3 099)
	Ан-2	5 500 (12 125)	Cessna 177	1 270 (2 799)
			МD 520/530	1 519 (3 348)
Вертолеты	Ми-6	42 500 (93 696)
	Ми-10	38 000 (83 775)
	Ми-8	12 000 (26 455)
	Ми-2	2 550 (5 621)

Оценка влияния условий эксплуатации на летные характеристики самолета

Оценка выполняется по алгоритму для реализации которого необходимо иметь кривые Жуковского (рис.1),

Рис. 1. Кривые Жуковского для самолета с ТРД по тягам (а) и самолета с ТВД по мощностям (б).

Высота полета H фиксирована (Н=0), полетная масса m фиксирована, атмосфера стандартная.

а также основные расчетные соотношения:

V_п =(1) Р_п =(2)N_п =V_п, Р_п (3) V_y = (4)

sin (5) L_п = (6) t_п = (7) (8),

где: m – полетная масса самолета, =9,81 м/с² – ускорение силы тяжести, - коэфициент аэродинамической подъемной силы при заданном угле атаки; - плотность воздуха; S – площадь крыла самолета; N_п, V_п, Р_п – потребные для полета самолета на фиксированной высоте с фиксированной полетной массой, заданным углом атаки значения скорости, тяги и мощности силовой установки; ΔN и ΔР – избытки мощности и тяги силовой установки в наборе высоты с углом наклона траектории необходимые для уравновешивания составляющей силы тяжести самолетаGsin;V_y – вертикальная скорость набора высоты; L_п и t_п – соответственно дальность полета (в километрах) и время (в минутах); - количество израсходованного топлива (в литрах); и - соответственно километровый и часовой расход топлива; К – аэродинамическое качество самолета; - коэффициент аэродинамической силы лобового сопротивления самолета.

Для оценки влияния параметра полета: полетной массы, высоты полета, температуры наружного воздуха задаются изменением параметра полета и по приведенным выше формулам и кривым Жуковского оценивается качественное или количественное его влияние на летные характеристики самолета.

Влияние полетной массы самолета. Изменение полетной массы самолета m приводит к соответствующему изменению потребной скорости (1), потребной тяги (2) и потребной мощности (3), также к изменению вертикальной скорости набора высоты (4) и угла набора высоты (5).

При практическом потолке самолета более 11 000 м увеличение полетной массы на 1 % уменьшает практический потолок на 50-70 м, а при потолке менее 10 000 м практический потолок уменьшается на 80-130 м.

Дальность планирования самолета L_пл не зависит от полетной массы и равна произведению высоты начала планирования Н на аэродинамическое качество самолета L_пл=НК.

Влияние высоты полета. Изменение высоты полета сопровождается соответствующим изменением температуры и плотности наружного воздуха. Это приводит к изменению потребной скорости (1) и потребной мощности(3) горизонтального полета.

С увеличением высоты полета потребные скорость V_п и мощность N_п растут, а с уменьшением высоты полета уменьшаются.

Потребная тяга Р_п горизонтального полета с изменением высоты полета остается постоянной вплоть до скоростей и высот полета, при которых, самолет выходит на за критические числа М полета.

Влияние температуры наружного воздуха. При неизменном барометрическом давлении изменение температуры наружного воздуха вызывает соответствующее изменение плотности воздуха, а следовательно изменение потребной скорости полета (1) и мощности (3). Потребная тяга от температуры воздуха не зависит (2).

Кроме того, изменение температуры приводит к соответствующему изменению располагаемой тяги и мощности силовой установки: с увеличением температуры они понижаются, а с понижением растут. Это приводит к уменьшению вертикальной скорости набора (4) и угла набора высоты (5).

Влияние отказа одного из двигателей проявляется через увеличение лобового сопротивления самолета и соответствующие уменьшение располагаемой силовой установки.

Увеличение силы лобового сопротивления приводит к увеличению потребной тяги при полете на той же высоте и том же угле атаки. Но отказ двигателя приводит к уменьшению избытка тяги и мощности. В результате вертикальная скорость набора высоты (4) и угол набора (5) уменьшаются, угол снижения и вертикальная скорость снижения увеличиваются, время набора высоты и потребная дистанция увеличиваются, а время снижения и дистанция снижения уменьшаются.

Рис. 2. Изменение вертикальной скорости набора с высотой полета для самолетов с различными типами двигателей: с поршневыми невысотными (1), поршневыми высотными (2), турбовинтовыми (3) и турбореактивными (4).

Рис. 3 Изменение скорости набора с высотой полета четырехдвигательного самолета: 1, 2, 3 - работают соответственно два, три и четыре двигателя.

Влияние режима работы двигателей. Изменение режима работы двигателей вызывает соответствующее изменение тяги и мощности, что приводит к изменению скорости полета, угла наклона траектории и вертикальной скорости. На высотах 4000—7000 м с увеличением тяги силовой установки на 1 % вертикальная скорость набора увеличивается на 1,5—2 %.

Характер изменения вертикальной скорости набора высоты зависит от типа силовой установки (рис.2) и от числа работающих двигателей (рис.3). Самолет с поршневым двигателем имеет максимальную вертикальную скорость на границе высотности двигателей. Самолет с ТВД с увеличением высоты до некоторого значения увеличивает вертикальную скорость набора. При дальнейшем увеличении высоты вертикальная скорость набора постепенно снижается. Вертикальная скорость самолета с ТРД уменьшается с увеличением высоты полета. Особенно сильно вертикальная скорость набора начинает уменьшаться на высотах более 10 000 м (теоретически на Н> 11 000 м).

Из рис.3 следует, что отказ двигателя приводит к уменьшению вертикальной скорости набора высоты, уменьшению теоретического и практического потолков. При отказе двигателя на высоте, большей практического потолка, самолет не может производить набор высоты и снижается. Набор высоты с одним отказавшим двигателем возможен только на высотах меньших высоты практического потолка - Нпр.

Влияние ветра. В установившемся полете самолета при встречном и попутном ветре потребная истинная скорость полета (относительно воздуха) не изменяется Но относительно поверхности земли самолет движется с путевой скоростью , которая больше или меньше истиной скорости на величину скорости ветраW.

Рис.4. Влияние направления ветра на изменение характеристик набора высоты:

1 – штиль; 2 – попутный; 3 – встречный.

В результате при попутном ветре путевая скорость увеличивается, а при встречном уменьшается. При этом дальность полета соответственно увеличивается или уменьшается (рис.4). Угол набора высоты (5) при встречном ветре увеличивается, а при попутном уменьшается. Вертикальная скорость (4) набора V_y и время набора заданной высоты от ветра не зависят.

Влияние обледенения самолета. Современные транспортные самолеты оборудованы совершенными противообледенительными системами (ПОС). Однако при отказах ПОС или при полете в условиях очень сильного обледенения ситуация осложняется. Обледенение самолета приводит к ухудшению его аэродинамических и летных характеристик: с_ха возрастает, а аэродинамическое качество самолета уменьшается. Ухудшаются срывные характеристики: угол атаки начала срыва, угол атаки сваливания и критический угол атаки крыла и оперения, а также с_{yа max} уменьшаются.

Ухудшение аэродинамических характеристик самолета вызывает ухудшение летных характеристик на всех этапах полета. Из-за возможного обледенения входных устройств и воздушных винтов тяга и мощность самолета падают. Обледенение планера приводит к значительному увеличению массы самолета.

Уменьшается вертикальная скорость и угол набора высоты, увеличиваются вертикальная скорость снижения и угол наклона траектории при том же угле атаки.

Минимально допустимая скорость горизонтального полета увеличивается, а максимально допустимая скорость уменьшается. Сужается диапазон скоростей полета,уменьшается практический потолок.

У некоторых самолетов ухудшаются характеристики устойчивости в продольном движении («клевок»). Клевком называется потеря устойчивости самолета в продольном движении в результате срыва потока на нижней поверхности горизонтального оперения. Наиболее вероятен клевок при обледенении горизонтального оперения.

Влияние сдвига ветра и ливневых осадков. Под сдвигом ветра понимают резкое изменение величины и (или) направления скорости ветра, измеренное на дистанциях 100 м или 30 м по высоте.

Сильные вертикальные сдвиги ветра отмечаются в условиях гроз, в зоне атмосферных фронтов, при выпадении сильных осадков, в приземных инверсиях температуры, в горной местности и в приморских районах. Сдвиг ветра невидим и при наличии только штатных бортовых приборов обнаружить его достаточно сложно.

Проблема встречи самолета со сдвигом ветра состоит в том, что чем больше полетная масса самолета, тем больше требуется времени на компенсацию сдвига ветра изменением скорости полета за счет увеличения тяги двигателей. Сдвиги ветра делятся на вертикальные и горизонтальные. Наиболее опасна встреча самолета с вертикальным сдвигом ветра на малых высотах - на этапах захода на посадку, посадки и взлета (рис. 5).

Рис. 5. Траектория взлета и предпосадочного снижения самолета в условиях сдвига ветра: а - положительного; б - отрицательного

Предположим, что самолет на траектории предпосадочного снижения попал в сильный положительный вертикальный сдвиг ветра (см. рис. 5,а). Если пилот не вмешивается в управление, то при снижении на каждые 30 м самолет будет терять истинную скорость на 20 км/ч. Это приведет к уменьшению подъемной силы и отклонению траектории от расчетной вниз. Если самолет в этих условиях совершает взлет, то траектория движения отклоняется вверх от расчетной траектории.

При взлете самолета в условиях отрицательного вертикального сдвига ветра (рис. 5,б) по мере набора высоты его истинная скорость уменьшается и траектория отклоняется вниз.

При горизонтальном сдвиге ветра самолет стремится изменить направление полета.

Учитывая скоротечность указанных участков траектории от пилота требуются своевременное и энергичное вмешательство в управление для восстановления заданной траектории либо ухода на второй круг, если параметры движения самолета выходят за пределы требований РЛЭ.

Наиболее типичным случаем является попадание самолета на траектории предпосадочного снижения в микропорыв (рис. 6).

Рис. 7. Траектория предпосадочного снижения самолета

через микропорыв

Среднестатистический микропорыв представляет собой небольшой по размерам (около 2 км в диаметре) интенсивный нисходящий поток, переходящий в кольцевой вихрь при столкновении с поверхностью земли, распространяющийся во всех направлениях.

Первые микропорывы встречаются на расстоянии 18...20 км до атмосферного фронта. На малых высотах сдвиг ветра может вызываться или сопровождаться дождями и грозами. По статистике 2/3 общего числа катастроф в условиях сдвига ветра были связаны с ливневыми осадками.

Дождевые капли, падая, увлекают за собой частицы воздуха, в результате создается более мощный нисходящий поток. Сталкиваясь с самолетом, дождевые капли передают часть кинетической энергии самолету и изменяют характеристики его движения.

Растекаясь по поверхности, они образуют неравномерный, волнистый, шероховатый слой воды, который постепенно стекает с самолета. Это приводит к искажению аэродинамического профиля крыла, уменьшению подъемной силы и увеличению лобового сопротивления. Ухудшение аэродинамических характеристик приводит к соответствующему ухудшению летно-технических характеристик самолета. Попадая в тракт двигателей, они снижают тягу.

Кроме того, ливневые осадки ухудшают видимость, повышают напряженность работы экипажа, ухудшают взлетно-посадочные характеристики самолета. В соответствии с документами, определяющими летную работу, взлет и посадка самолетов в условиях ливневых осадков ограничиваются.

Многолетняя практика летной эксплуатации позволила выработать следующие рекомендации:

• экипаж должен быть готовым к полету в условиях сдвига ветра;

• он должен уметь правильно оценивать метеообстановку и при вероятности встречи со сдвигом ветра увеличить скорость захода на посадку на 10...30 км/ч по сравнению с обычными условиями полета;

• экипаж должен иметь информацию о сдвиге ветра;

• если параметры полета вблизи земли на траектории захода на посадку отклоняются за пределы ограничений необходимо своевременно уйти на второй круг.