Document 2545012

2008
НАУЧНЫЙ ВЕСТНИК МГТУ ГА
№ 127
серия Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов
УДК 629.735.015:681.3
ОБОСНОВАНИЕ ВЫБОРА ОПТИАЛЬНЫХ УГЛОВ ОТКЛОНЕНИЯ
ЗАКРЫЛКОВ САМОЛЕТА ИЛ-96-300 ПРИ УХОДЕ НА ВТОРОЙ КРУГ
В.Г. ЦИПЕНКО, М.Д. БЕКМУХАНБЕТОВ
Представлены результаты вычислительных экспериментов ухода на второй круг самолета Ил-96-300 в
реальных эксплуатационных условиях при отказах двигателей с целью обоснования выбора оптимальных углов
отклонения закрылков.
Данное исследование является продолжением работ по обоснованию выбора оптимальных
углов отклонения закрылков, проведенного в [1] на примере самолета Ил-96-300 с помощью
принятой математической модели динамики движения воздушных судов (ВС) [2]. Полученные
результаты могут быть использованы при разработке рекомендаций и предложений в
руководящую и техническую документацию самолета Ил-96-300 [3] по уточнению его летных
эксплуатационных ограничений и обеспечению безопасности полетов (БП) в сложных условиях
полета. В качестве примеров проведенных ниже исследований представлены результаты
вычислительных экспериментов ухода самолета Ил-96-300 на второй круг при отказах
двигателей и нестандартном положении закрылков.
Для выявления возможностей ухода самолета Ил-96-300 на второй круг в условиях
дефицита тяги рассматривается случай захода на посадку самолета с максимальной допустимой
посадочной массой 175 т с одним отказавшим двигателем (правым крайним № 4). В
вычислительном эксперименте (ВЭ) по изучению штатного варианта ухода на второй круг в
строгом соответствии с РЛЭ найдена оптимальная манера пилотирования с целью минимизации
бокового отклонения и скорейшего набора высоты, включающая в себя следующие основные
моменты:
– снижение по глиссаде следует осуществлять без крена, но со скольжением в сторону
отказавшего двигателя (β = 3,3°) – это позволяет на выравнивании избежать необходимости
обнуления крена, а перевод двигателей на малый газ в этом случае способствует парированию
рыскания (упреждения) без дополнительных действий рулями;
– после выполнения всех процедур по обеспечению ухода на второй круг следует изменить
направление скольжения на противоположное (β = –3,5°), что позволит избежать необходимости полного расхода руля направления;
– набор высоты следует осуществлять с тангажом ϑ = 10,5°, обеспечивающим необходимый
градиент набора высоты при росте скорости.
Такая манера пилотирования обеспечивает потерю высоты с момента перевода двигателей
на взлетный режим всего 8 м, а наибольшие по абсолютной величине значения крена (γ = –6°) и
бокового отклонения от оси ВПП (Z = 12,5 м) достигаются уже в наборе высоты при H = 130 м
в момент выхода закрылков во взлетное положение (δз = 25°) при скорости по прибору
Vпр = 279 км/ч и отклонении руля направления на 80 % от полного расхода (δн = –21,5°). Таким
образом достигается удовлетворительный запас управляемости самолетом и обеспечивается
безопасность маневра в умеренно неспокойной атмосфере.
Самая опасная ситуация при уходе на второй круг с одним отказавшим двигателем может
возникнуть в случае отказа еще одного двигателя с той же стороны (правого внутреннего № 3) в
момент перевода во взлетный режим. Именно такая последовательность событий была
положена в основу сценариев ВЭ данного исследования. Расчеты показали, что в этом случае
штатный режим захода на посадку по РЛЭ не обеспечивает ухода на второй круг, так как рули
не в состоянии парировать растущие крен и боковое отклонение ввиду малой скорости полета.
В.Г. Ципенко, М.Д. Бекмуханбетов
116
Поэтому был проведен ВЭ по поиску способа захода на посадку, который мог бы обеспечить
безопасный уход на второй круг даже в случае угрозы отказа второго двигателя.
В качестве первого приближения был рассмотрен следующий вариант: заход на посадку при
отказавшем двигателе № 4 с взлетным положением закрылков (δз = 25°) при соответствующей
по РЛЭ скорости (Vпр = 280 км/ч) и уход на второй круг при отказе двигателя № 3. Расчеты
показали (рис. 1 – короткий пунктир), что в этом случае балансировку самолета (постоянные
значения углов скольжения, рыскания, крена и тангажа) удается обеспечить только при
следующей манере пилотирования после отказа двух двигателей:
Рис. 1
Обоснование выбора оптимальных углов отклонения закрылков самолета Ил-96-300…
117
– выдерживать скольжение в сторону работающих двигателей (β = –3,5°) для парирования
разворачивающего момента;
– выдерживать крен в сторону работающих двигателей (γ = –7,1°) для минимизации
бокового отклонения от оси ВПП;
– выдерживать угол тангажа (ϑ = 7,5°), что обеспечит лишь горизонтальный полет на высоте
80 м с постоянной скоростью 283 км/ч.
При этом руль направления в полностью отклоненном положении (δн = –27°), что не
обеспечивает управляемости и не дает возможности парировать постоянно растущее
отклонение от оси ВПП. Кроме того, проявляется явная недостаточность тяги двигателей (в
эксплуатационных условиях) для разгона и набора высоты. Такая ситуация явно неприемлема с
точки зрения БП. Поэтому были рассмотрены другие варианты маневров захода на посадку при
угрозе отказа второго двигателя.
Так как полный расход перемещения руля направления свидетельствует о недостаточной
его эффективности, рассмотрены варианты с увеличенной скоростью захода на посадку.
В качестве второго приближения рассмотрен вариант, аналогичный предыдущему,но при
скорости захода на посадку Vпр = 290 км/ч (штатная скорость по первой редакции РЛЭ). В этом
случае примерно те же углы скольжения и крена (β = –3,5°, γ = –6,43°), позволяя
сбалансировать самолет, не приводят к безудержному росту бокового отклонения (Zmin = –95 м),
скорость на уровне 293 км/ч удается удержать только при тангаже ϑ = 6,5° (рис. 1 – длинный
пунктир). Максимальная потеря высоты составляет около 45 м, но появился участок
медленного набора высоты. Таким образом, в этой аварийной ситуации можно, перейдя на
высоте 120 м в горизонтальный полет, увеличить скорость до необходимой величины. Эта
величина определяется обеспечением управляемости рулем направления – так же, как и в
предыдущем варианте, здесь приходится использовать его полное отклонение.
Третье приближение (аналогично первому варианту), но при скорости захода на посадку
Vпр = 300 км/ч (минимальная эволютивная скорость при двух отказавших с одной стороны
двигателях). Расчеты показали, что при этой скорости захода на посадку с одним отказавшим
двигателем уход на второй круг даже после отказа еще одного двигателя с той же стороны не
требует полного расхода руля направления (рис. 1 – сплошная линия). Стабилизации набора
высоты можно добиться, выдерживая β = –3,5° и γ = –6,16° – при этом требуется лишь 98 %
расхода руля направления δн = –26,5°. Потеря высоты с момента перевода двигателей на
взлетный режим при этой скорости захода на посадку составляет около 60 м. Задавшись углом
тангажа ϑ = 5,5°, можно обеспечить медленный набор высоты с градиентом η = 0,5 % (при
норме на высоте 120 м в 2 %) с постоянной скоростью 302 км/ч. Именно эта скорость позволяет
в данной аварийной ситуации начать уборку закрылков в положение δз = –10° и обеспечить
разгон самолета. Такие условия можно считать предельно допустимыми для обеспечения БП на
таком аварийном заходе на посадку при достаточной располагаемой дистанции посадки (в 1,5
раза больше потребной при нормальных условиях для исправного самолета). Целесообразно
рекомендовать скорость захода на посадку в этих условиях с запасом, как при отказе двух
двигателей (315 км/час).
Проведенный анализ результатов расчетов показывает, что уход на второй круг на одном
работающем двигателе невозможен. Рекомендуемый же РЛЭ режим захода на посадку с двумя
отказавшими двигателями при δз = 10° на скорости 315 км/ч безусловно обеспечивает
безопасный уход на второй круг, так как превышает безопасную скорость начала уборки
механизации на взлете V3 = 310 км/ч.
В.Г. Ципенко, М.Д. Бекмуханбетов
118
Рис. 2
Обоснование выбора оптимальных углов отклонения закрылков самолета Ил-96-300…
119
Этот вариант (уход на второй круг, m = 175 т, не работают 2 двигателя справа (№ 3 и № 4),
δз = 10°, скорость снижения 315 км/ч) был рассмотрен в ВЭ для нахождения наивыгоднейшей
манеры пилотирования. В этом случае ( рис. 2) выдерживанием β = –3,5° и γ = –6,4° удается
сбалансировать самолет в боковом канале даже при 93 % использования руля направления
δн = –25°. Угол тангажа ϑ = 8,5° обеспечивает нормативный градиент набора на высоте 120 м
η = 2 %, а потеря высоты составляет 14 м.
Этот режим можно считать оптимальным. С одной стороны, увеличение угла выпуска
закрылков приводит к исследованной выше ситуации, когда не выполняются требования
безопасного градиента набора высоты 120 м, а избытка тяги практически нет. С другой
стороны, уменьшение угла выпуска закрылков потребует резкого увеличения скорости и
потребной посадочной дистанции (до 2 раз против потребной при нормальных условиях для
исправного самолета), что снижает уровень БП.
Таким образом, в процессе проведенных исследований разработана методика безопасного
захода на посадку и ухода на второй круг самолета Ил-96-300 с одним отказавшим двигателем
при угрозе отказа еще одного двигателя и показано, что режим захода на посадку и уход на
второй круг с двумя отказавшими двигателями, рекомендуемый РЛЭ, является оптимальным по
условиям обеспечения безопасности полета.
ЛИТЕРАТУРА
1. Ципенко В.Г., Бекмуханбетов М.Д. Исследование взлета самолета Ил-96300 с целью обоснования выбора
оптимальных углов отклонения закрылков // Научный Вестник МГТУ ГА, серия Аэромеханика и прочность, №111,
2007.
2. Кубланов М.С. Идентификация математической модели по данным летных испытаний самолета Ил-96-300 //
Решение прикладных задач летной эксплуатации ВС методами математического моделирования: Сб. науч. тр .- М.:
МГТУ ГА, 1993.
3. Руководство по летной эксплуатации Ил-96-300.- М.,1988.
BASIS SELEKTION OPTIMUM ANGLES OF DEVIATION CLOSES PLANE IL-96-300 AT GOING
OFF THE SECOND ROUND
Tcipenko V.G., Becmuhanbetov M.D.
The analysis results of plane Il-96-300 at going of the second round and discussing.
Сведения об авторах
Ципенко Владимир Григорьевич, 1938 г.р., окончил МЭИ (1961), доктор технических наук,
профессор, заведующий кафедрой аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУ ГА, автор более
250 научных работ, область научных интересов – аэродинамика, динамика полета и летная эксплуатация
воздушных судов.
Бекмуханбетов Мейрамхан Джумабаевич, 1953 г.р., окончил РКИИГА (1975), заместитель
генерального директора – технический директор ОАО Авиакомпании «ЮТэйр», соискатель кафедры
аэродинамики, конструкции и прочности ЛА МГТУГА, автор 5 научных работ, область научных
интересов – эксплуатация воздушного транспорта.