Уч.пос.Введ-е в проф.-уточн - MSTUCA

3
40-летию МГТУ ГА
посвящается
ВВЕДЕНИЕ
Дальнейшее развитие гражданской авиации (ГА) России связано с
созданием и оснащением ГА новыми типами летательных аппаратов (ЛА),
которые по своим летно-техническим и эксплуатационным характеристикам
должны обеспечивать более высокий в сравнении с существующим уровень
безопасности и интенсивности полетов, экономию авиатоплива, снижение
расходов на техническое обслуживание и ремонт (ТОиР) и в целом себестоимости авиаперевозок. В данном комплексе работ особое место занимает
проблема повышения эффективности технической эксплуатации ЛА.
Сложные условия и характер задач технической эксплуатации, высокая
ответственность за обеспечение безопасности и экономичности полетов диктует особые требования к инженерно-техническому персоналу, занятому в сфере
технической эксплуатации и ТОиР ЛА.
В вопросах разработки и внедрения современных систем ТОиР авиационной
техники, формирования режимов и технологий контроля технического
состояния, поиска и распознавания причин отказов и повреждений элементов
конструкции и функциональных систем ЛА и их предупреждения современный
инженер должен быть специалистом высокой квалификации. В этой связи
Федеральным Государственным образовательным стандартом третьего поколения по подготовке специалистов с высшим образованием для Инженерноавиационной службы ГА предусматривается изучение новой специальной учебной дисциплины «Введение в специальность», которая занимает особое место в
теоретической и профессиональной подготовке студентов на начальном этапе
их обучения.
Данное учебное пособие предназначено для студентов 1 курса, обучающихся по направлению 162300 – Техническая эксплуатация летательных аппаратов и двигателей, введенному Федеральным государственным образовательным стандартом 3-го поколения (ФГОС-3) с 2011 года. Оно позволяет
обеспечить введение студента в сферу эксплуатации воздушного транспорта
уже на первом этапе обучения в Университете.
Главная цель учебного пособия – помочь студентам адаптироваться к условиям в вузе, получить первоначальные знания об объектах эксплуатации воздушного транспорта, ознакомиться с особенностями будущей профессиональной деятельности.
4
ГЛАВА 1
ОБЩИЕ ВОПРОСЫ ОРГАНИЗАЦИИ УЧЕБНОГО
ПРОЦЕССА В УНИВЕРСИТЕТЕ
1.1. Структура Университета и его подразделений
Московский государственный технический Университет гражданской
авиации (МГТУ ГА) является Федеральным государственным образовательным учреждением высшего профессионального образования, которое подчиняется Федеральному агентству воздушного транспорта (ФАВТ) Министерства
транспорта Российской Федерации (РФ). Организационная структура Университета и его подразделений приведена на рис. 1.1.
Университет осуществляет свою деятельность в соответствии с Федеральными законами «Об образовании» и «О высшем и послевузовском профессиональном образовании», Типовым положением об образовательном учреждении высшего профессионального образования (высшем учебном заведении)
РФ, нормативными актами Министерства образования и науки РФ, Министерства транспорта РФ, ФАВТ и Уставом МГТУ ГА.
Руководство деятельностью Университета осуществляет ректор, которому
подчинены проректора по соответствующим направлениям деятельности:
Проректор по учебно-методической работе и качеству (УМР и К);
Проректор по учебно-воспитательной работе и заочному обучению (УВР
и ЗО);
Проректор по финансово-экономической и коммерческой деятельности
(ФЭ и КД);
Проректор по научной работе и развитию сети филиалов (НР и РСФ);
Проректор по административно-хозяйственной работе (АХР);
Проректор по организационно-правовой работе (ОПР).
На проректоров Университета возложена ответственность за уровень развития и функционирование Университета по закрепленным за ними направлениям
деятельности, при этом общими для всех проректоров обязанностями являются:
- планирование, организация и контроль качества работы подчиненных
подразделений и должностных лиц;
- подбор кандидатов на вакантные должности руководителей подчиненных подразделений;
- обеспечение организованности и порядка, трудовой дисциплины в
подчиненных подразделениях;
- организация, координация и контроль работы факультетов и кафедр по
закрепленным направлениям деятельности;
- руководство работой по созданию и совершенствованию внутри университетской организационно-распорядительной, методической и нормативной документации по закрепленным направлениям деятельности;
Рис. 1.1. Организационная структура
Московского государственного технического университета гражданской авиации (МГТУ ГА)
5
6
- контроль за выполнением законов, других нормативно-правовых актов,
локальных документов Университета по направлению деятельности в подчиненных подразделениях;
- обеспечение представления достоверной отчетной, статистической и
другой информации по закрепленным направлениям деятельности;
- выполнение функций по направлению деятельности, связанных с функционированием системы менеджмента качества Университета;
- организация взаимодействия и развития связей с учебными заведениями
и предприятиями России и иностранных государств с целью обмена опытом и
установления взаимовыгодного сотрудничества;
- внедрение передового отечественного и зарубежного опыта работы по
закрепленным направлениям деятельности;
- регулярное обновление информации на сайте Университета по направлению деятельности;
- организация и контроль работы подразделений по охране труда, обеспечению техники безопасности и соблюдению правил пожарной безопасности;
- организация, координация и контроль работы, определенной специальными приказами по Университету, в области предотвращения и ликвидации
чрезвычайных ситуаций, гражданской обороны и режимной деятельности.
Общее руководство деятельностью Университета осуществляет ученый
совет, который является выборным представительным органом, действующим
на основании Устава МГТУ ГА. Ученый совет реализует предоставленную
Университетом автономию через самоуправление, необходимое для эффективного принятия решений в своей уставной деятельности на основе принципа
сочетания единоначалия и коллегиальности.
Ученый совет – это коллективный орган, в состав которого входят руководители Университета, ведущие ученые и преподаватели, студенты и аспиранты,
а также представители структурных подразделений и профсоюзных организаций. Возглавляет ученый совет ректор Университета – председатель ученого
совета. Основные задачи ученого совета определены Уставом МГТУ ГА и
Положением об ученом совете Университета.
Основным результатом деятельности ученого совета является решение
совета, принятое на его заседании.
Следующий уровень административного руководства, который непосредственно связан с организацией обучения студентов, это факультеты (см.
рис. 1.1):
- Механический факультет (МФ);
- Факультет авиационных систем и комплексов (ФАСК);
- Факультет прикладной математики и вычислительной техники (ФПМВТ);
- Факультет менеджмента и общественных коммуникаций (ФМОК);
- Заочный факультет (ЗФ).
Возглавляют факультеты деканы, которые вместе со своими заместителями
и методическим персоналом формируют деканаты. Деканаты курируют
7
студентов нескольких направлений и специальностей. На рис. 1.2 представлена
организационная структура Механического факультета.
Преподаватели, которые непосредственно проводят занятия, организационно объединены в кафедры. Кафедра - это базовое организационное звено
вуза, которое определяет содержание и обеспечивает требуемое качество подготовки специалистов в соответствии с квалификационными требованиями, устанавливаемыми Федеральными государственными образовательными стандартами (ФГОС), учебными планами и программами. Выпускающие кафедры по
направлениям и специальностям формируют облик специалиста на заключительных этапах обучения. Кафедры, как правило, входят в состав соответствующих факультетов. Отдельные кафедры Университета являются общеуниверситетскими, так как обеспечивают учебный процесс на нескольких факультетах (см.рис. 1.1).
1.2. Учебный процесс и его обеспечение
Направления, специальности, профили подготовки. Все направления и
специальности, по которым реализуются образовательные программы в вузах
РФ, разбиты на группы, каждой из них присвоен шестизначный номер. МГТУ
ГА в настоящее время осуществляет подготовку по 11 направлениям и специальностям, которые имеют коды и наименования, представленные в табл. 1.1.
Общероссийский классификатор направлений и специальностей по образованию предназначен для использования в процессе автоматизированной
обработки и обмена информацией на всех установленных государством образовательных уровнях в Российской Федерации с охватом как государственных,
так и негосударственных образовательных учреждений при решении следующих основных задач:
- определение прогнозной потребности, регулирование приема и выпуска
специалистов;
- регламентация лицензионной деятельности и статистического учета в
образовании;
-интеграция системы высшего профессионального образования и среднего
профессионального образования Российской Федерации в международное
образовательное пространство.
Объектами классификации являются направления и специальности высшего
и среднего профессионального образования.
Под направлением или специальностью понимают совокупность знаний,
умений и навыков, приобретенных в результате обучения и обеспечивающих
постановку и решение определенных профессиональных задач. В целом
Классификатор представляет собой свод кодовых обозначений объектов
классификации, наименований этих объектов и их дополнительных
классификационных признаков (см. табл. 1.1.). Обучение по направлению или
специальности осуществляется на основе Федеральных Государственных обра-
Рис. 1.2. Организационная структура Механического факультета (МГТУ ГА)
8
9
зовательных стандартов - ФГОС (не путать с ГОСТ), которые являются
основными нормативными документами, регламентирующими подготовку
выпускников вуза по конкретному направлению или специальности .
Таблица 1.1
Классификатор направлений и специальностей
Код
162300
162500
162107
161000
Наименование направления
(специальности)
Квалификациясрок обучения
Направление:
Техническая Бакалавр - 4,5 г.
эксплуатация ЛА и двигателей
Магистр - 1,5 г.
Направление:
Техническая
эксплуатация
авиационных Бакалавр - 4.0 г.
электросистем
и
пилотажноМагистр - 2.0 г.
навигационных комплексов
Специальность: Техническая
Инженер - 5.5 лет
эксплуатация транспортного радиооборудования
Направление: Аэронавигация
Очная
Заочная
Очная
Очная
Заочная
Очная
Очная
Заочная
Очная
280700
Направление:
безопасность
190700
Направление:
Технология Бакалавр - 4,0 г.
транспортных процессов
090302
Специальность:
Специалист - 5,5
Информационная
безопасность лет
телекоммуникационных систем
Очная
230100
Направление: Информатика и
вычислительная техника
Бакалавр - 4,0 г.
Очная
231300
Направление:
математика
Очная
080200
031600
Техносферная
Бакалавр - 4,0 г.
Форма
обучения
Прикладная
Направление: Менеджмент
Бакалавр - 4,0 г.
Бакалавр - 4,0 г.
Бакалавр - 4,0 г.
Направление: реклама и связи
Бакалавр - 4,0 г.
с общественностью
Очная
Очная
Заочная
Очная
Заочная
Очная
10
Исходя из особенностей и характера направления или специальности,
внутри их могут вводиться профили, маршруты, специализации, которые
предполагают получение более углубленных профессиональных знаний в
различных областях деятельности по выбранному направлению или специиальности. Студент, обучающийся по данному направлению или специальности,
может выбирать один из профилей, маршрутов подготовки или одну из специализаций.
Учебный план. На основе ФГОС учебное заведение разрабатывает
учебные планы по направлениям и специальностям. Они регламентируют
содержание, уровень теоретической и практической подготовки студентов вуза.
В учебном плане указывается:
- перечень учебных дисциплин;
- перечень курсовых проектов, курсовых и контрольных работ;
- объем общих и аудиторных часов по каждой дисциплине;
- распределение дисциплин по курсам и семестрам;
- распределение учебных часов по видам учебных занятий;
- формы контроля знаний (зачеты, экзамены);
- время и продолжительность практик и дипломного проектирования.
В учебном плане предусмотрено изучение учебных дисциплин по следующим циклам:
- гуманитарные и социально-экономические дисциплины;
- математические и естественнонаучные дисциплины;
- общепрофессиональные дисциплины;
- специальные дисциплины.
Учебный план составляется таким образом, чтобы максимальный объем
учебной нагрузки студента не превышал 54 часов в неделю, включая все виды
его аудиторной и внеаудиторной учебной работы.
На основе учебного плана учебным отделом Университета разрабатывается
расписание занятий, которое считается одним из важных документов вуза по
организации учебного процесса. В расписании занятий предусматривается
последовательность изучения студентами дисциплин и посещение различных
видов учебных занятий (лекций, лабораторных и практических занятий и т.п.)
по неделям, дням и часам с указанием места (аудиторий) их проведения.
Содержание дисциплин учебного плана по направлениям и специальностям
раскрывается в примерных и рабочих учебных программах по соответствуюющим дисциплинам.
Рабочие учебные программы разрабатываются преподавателями, читающими данную дисциплину, с учетом постоянного совершенствования и внедрения эффективных методик преподавания дисциплины, а также для отражения
в них изменений в науке и технике, происшедших в период от разработки
учебной программы до текущего момента.
11
В каждом цикле учебного плана дисциплины делятся на основные и по
выбору (элективные). Первые из них студенты изучают в обязательном
порядке. Из перечня дисциплин по выбору студенту предоставляется право
выбора дисциплины для изучения, после чего выбранная дисциплина также
становится обязательной.
Виды учебных занятий. Основными видами учебных занятий в вузе
являются: лекции, семинары, практические и лабораторные занятия,
консультации, домашние задания, расчетно-графические работы, курсовые
проекты, курсовые и контрольные работы, выпускные квалификационные
работы – ВКР (дипломные проекты, дипломные работы, бакалаврские
квалификационные работы, магистерские диссертации).
Лекция является одним из важнейших и наиболее сложных видов учебных
занятий, на которой в устной форме систематически и последовательно
излагается студентам теоретический учебный материал. На лекциях читается
наиболее важный (узловой) материал. Каждая лекция должна быть логически
завершенной и иметь целевую установку. Лекция требует от обучаемых хорошо
развитого абстрактного мышления, а от преподавателя - умения руководить их
мыслительной деятельностью. Все другие виды занятий так или иначе связаны
с содержанием лекции, логически следуют за ней и опираются на нее.
Каждому студенту, слушающему преподавателя, рекомендуется вести конспект лекций.
Для чего надо конспектировать лекции? Конечно же, для того, чтобы развивать свою память. Чтобы запечатлеть в сознании нужный материал, необходимо пользоваться как можно большим количеством чувств.
Президент Линкольн, например, выработал в себе привычку все читать
вслух, при этом он говорил: «... я вижу то, что читаю, во-вторых, я слышу это, и
поэтому я лучше запоминаю».
Кроме того, делая записи, пометки, значительно легче сосредоточиться на
подаваемом материале.
Рекомендуется записывать название и план лекции, основные мысли, те
сведения, которые оказались новыми для вас или забытыми, формулировки
определений, законов, излагаемые на доске выкладки, чертежи, рисунки и
основные выводы. Не следует при конспектировании дословно записывать весь
текст лекций. При составлении конспекта лекций необходимо уметь отличать
главное от второстепенного, понимать и отражать связи между основными
частями лекций, четко оформлять рисунки.
Следует обращать внимание на интонацию лектора, чтобы легче различать,
что надо записать в конспект. По каждому предмету (дисциплине) необходимо
иметь отдельную тетрадь. Чтобы запись лекции не мешала, а помогала умственной деятельности, следует применять различные вспомогательные технические приемы, которые дают возможность меньше писать, а больше думать.
12
Можно рекомендовать, например, такое составление конспекта лекций:
1. Оставлять поля в тетради, свободные места, что даст возможность дополнять конспект материалом учебника.
2. Разделять материал лекции на разделы, главы, параграфы и пункты, обозначая их порядковыми номерами.
3. Подразделять текст на абзацы, подчеркивая главное.
4. Формулы нумеровать, а особо важные - выделять рамочкой.
5. Применять различные условные знаки, скобки и т.п., а иногда и сокращать слова в записи.
6. Факты и примеры, иллюстрирующие общие положения, записывать
cжато.
7. Вырабатывать умение слушать и следить за записью на доске и вести записи в тетради.
Известный педагог Архангельский С.И. отмечал: «Психологи утверждают,
что запись способствует лучшему запоминанию материала. К тому же не пишущий, а только слушающий студент не может глубоко осознавать сказанное».
Семинар - важнейшая форма подведения итогов и контроля самостоятельной работы студентов над научной и учебной литературой.
Семинар обычно следует за лекцией и является формой усвоения и закрепления теоретического материала и проверки умения применять теоретические
положения к решению практических задач. На семинарах студенты отрабатывают навыки ясного и четкого изложения своих мыслей по существу вопроса.
Практические занятия, проводимые в аудиториях, имеют целью связать
теоретические знания, полученные на лекциях, с их практическим применением. На этих занятиях студенты обучаются методам и приемам решения
конкретных задач, приобретают навыки их самостоятельного решения, учатся
применению теории к практике.
Формы проведения практических занятий зависят от содержания изучаемой
дисциплины, уровня подготовки студентов, имеющейся учебно-материальной
базы и целей обучения. Основу этих занятий составляет практическая работа
каждого студента по приобретению умений и навыков использования
закономерностей и методов, составляющих содержание дисциплины, в
профессиональной деятельности или в подготовке к изучению дисциплины,
формирующих профессию выпускника.
Практические занятия могут проводиться в составе учебной группы или
индивидуально с каждым студентом. В большинстве случаев на этих занятиях
используются макеты, схемы, модели, разрезы изучаемых узлов и агрегатов.
Лабораторные работы (занятия) проводятся, как правило, после проведения лекций по соответствующим темам учебных дисциплин и являются
связующим звеном между теорией и практикой.
13
Лабораторные занятия проводятся методом выполнения эксперимента на
лабораторном оборудовании с последующим анализом полученных результатов. К этим занятиям студенты должны готовиться заранее, руководствуясь
соответствующими методическими пособиями и указаниями преподавателя.
Перед проведением лабораторного занятия студенты должны:
- знать тему и место проведения занятий;
- знать содержание работы, требования техники безопасности при ее проведении;
- сдать зачет (коллоквиум), подтверждающий готовность студента к проведению занятия.
По окончании лабораторной работы проводится анализ и обработка полученных данных и составляется отчет с формулировкой выводов.
Лабораторные занятия способствуют усвоению основ теории и установлению в сознании студентов связи между теорией и практикой.
К практическим и лабораторным занятиям студент обязательно должен
проработать соответствующий лекционный материал. Иначе теряется всякий
смысл занятий. Студент должен усвоить основные определения, формулировки
теорем и положений, все выводы и формулы, а также самостоятельно решить
задачи и примеры, предложенные преподавателем.
Консультации - одна из форм проведения учебного процесса. С помощью
консультаций преподаватель контролирует самостоятельную работу студентов
и оказывает им помощь в работе с учебной и научно- технической литературой.
Для студентов консультации являются формой разрешения затруднений при
изучении лекционного и другого учебного материала.
Контрольное домашнее задание закрепляет материал читаемого раздела
(темы) дисциплины путем решения примеров (задач) или расчета, например,
устройства, процесса и т.д.
Расчетно-графическая работа предназначена для развития у студентов
пространственного представления, например, конструкции или изображения
схемы отдельного устройства, а также для выработки навыков по разработке и
оформлению элементов конструкций и схем в соответствии с требованиями
ЕСКД (Единой системы конструкторской документации).
Курсовые проекты (работы) - это учебные инженерные работы студентов,
проводимые для приобретения навыков проектирования изделий или их узлов,
а также систем и процессов в Гражданской авиации.
Перед студентами ставится задача разработать конкретное устройство (или
его часть), выполняющее заданные функции с заданными параметрами.
Студентам предоставляется творческая свобода при самостоятельном выборе методов и средств решения поставленной задачи. Они должны при этом комплексно использовать всю совокупность знаний, навыков и умений, приобретенных на лекциях, семинарах, практических и лабораторных занятиях по
конкретной дисциплине (или по нескольким учебным дисциплинам).
14
В соответствии с учебным планом для всех направлений и специальностей
курсовое проектирование предусматривается, как правило, по основополагающим учебным дисциплинам. В результате проведения курсового проектирования студенты должны быть подготовлены к решению более сложной
инженерной или научной задачи (проблемы), которую предстоит реализовать
студенту на этапе дипломного проектирования.
Курсовое проектирование завершается выполнением курсового проекта или
курсовой работы, которые защищаются студентами перед комиссией, назначенной заведующим кафедрой.
Курсовые проекты (работы) состоят из пояснительной записки и графической части. В пояснительной записке объемом 25…30 страниц излагается
содержание выполненной работы. В графической части содержатся рисунки и
чертежи, выполненные в соответствии с Единой системой конструкторской документации.
Учебные, производственные и преддипломные практики проводятся в сроки, установленные учебным планом.
Учебная практика является одним из основных видов подготовки студентов, в ходе которой формируются профессиональные первичные умения путем
ознакомления с реальным производством по специальности и приобретения
навыков работы в коллективе. Учебная практика является также начальным
звеном подготовки студентов к работе на производстве. Она закрепляет и углубляет теоретические знания, готовит их к изучению последующих дисциплин,
позволяет эффективнее знакомиться с основами будущей профессиональной
деятельности. По итогам учебной практики предусматривается дифференцированный зачет на основе отчетов студентов.
Производственные и преддипломные практики проводятся под руководством преподавателей выпускающих кафедр на базе отраслевых предприятий и организаций, с которыми Университет заключает соответствующие
договора.
Преддипломная практика проводится, как правило, по месту будущей
работы выпускника. Руководителем преддипломной практики, как правило,
является руководитель дипломной работы (проекта).
Производственная и преддипломная практики студентов являются важнейшей частью подготовки высококвалифицированных специалистов. Они позволяют студенту знакомиться с деятельностью предприятий, организаций и учреждений; изучать работу их служб; закреплять и расширять теоретические и практические знания; приобретать более глубокие практические навыки по своей
специальности; собирать, обобщать и анализировать материал для дипломного
проекта (работы).
При прохождении практик студенты должны строго придерживаться определенных обязанностей, с которыми можно ознакомиться на основании «Положения по проведению практик».
15
Дипломное проектирование является заключительным этапом обучения
студента в вузе, а дипломный проект (работа) является выпускной квалификационной работой (ВКР), характеризующей степень соответствия уровня
подготовки выпускника квалификационным требованиям по соответствующему направлению или специальности.
Основной целью дипломного проектирования является приобретение студентами навыков самостоятельного решения комплексных инженерных задач
по совершенствованию процессов и систем технической эксплуатации и
ремонта авиационной техники, способствующих успешной деятельности и
быстрому вводу в строй выпускников Университета на инженерных
должностях авиа-предприятий ГА.
Важнейшей особенностью высшего базового образования является обучение в течение 4-х лет (по направлению 160900) и 4.5 года (по направлению
162300), охватывающее более широкую область знаний, чем одна специальность. Эти направления являются базой для изучения ряда органически связанных между собою последующих образовательных программ. Студент, заканчивающий Бакалавриат, защищает бакалаврскую квалификационную работу – это «усеченная» (по объему решаемых студентом задач) дипломная работа.
Студент Университета, получивший высшее базовое образование и квалификацию бакалавр, может продолжить обучение в МГТУ ГА на следующем
уровне образования – в Магистратуре - с последующей защитой магистерской
диссертации и присвоением квалификации - магистр.
Образовательные программы подготовки магистров имеют научно-исследовательскую направленность и реализуются ведущими учеными Университета
под руководством заведующих специальными кафедрами.
Студенты Университета могут принимать участие в очных соревнованиях
по творческому применению знаний по дисциплинам, изучаемым в Университете. Такие соревнования проводятся в форме студенческих олимпиад как
внутри МГТУ ГА, так и во Всероссийском масштабе. Основной задачей
студенческих олимпиад является совершенствование учебной и внеучебной
работы студентов. Проводятся они с целью повышения качества подготовки
специалистов, развития творческих способностей студентов, а также выявления
творчески одаренной молодежи.
Обеспечение учебного процесса. Учебную и научно-исследовательскую
работу ведут кафедры и научно-исследовательские подразделения Университета, возглавляемые опытными учеными-педагогами, среди которых
академики, заслуженные деятели науки и техники, отличники воздушного
транспорта РФ и др. Около 30% преподавателей – доктора наук, профессора. За
40 лет подготовлено около 20000 инженеров, более 350 магистров и бакалавров
техники и технологии.
Учебные и научные лаборатории оснащены новейшей аппаратурой, современной компьютерной техникой, тренажерами, стендами, макетами, действую-
16
щими образцами авиационного и радиоэлектронного оборудования самолетов,
техническими средствами обучения и контроля знаний.
Единая университетская телекоммуникационная сеть (более 500 ПК)
включает компьютерные классы для групповых и индивидуальных занятий
студентов, информационную систему библиотеки, автоматизированные рабочие места управленческих подразделений, программно-аппаратный комплекс с
выходом во внешние компьютерные сети.
В Университете созданы и успешно работают студенческие научные
подразделения, в которых студенты совершенствуют теоретические знания и
приобретают практические навыки работы, они занимаются проектированием
и постройкой легких летательных аппаратов, разработкой и модернизацией
авиационного оборудования и радиоэлектронных систем.
На учебном аэродроме УАТЦ Университета, расположенного в районе
аэропорта Шереметьево, студенты проходят практику на различных типах
самолетов и вертолетов ГА России (Ил-86, Ил-76, Ил-62М, Ту-154М, Як-40,
Ан-24, Ми-2, Ми-8).
Библиотека Университета (более 1 млн. книг) обеспечена фондом учебной
литературы по всем направлениям и специальностям подготовки кадров для
ГА, актуальным проблемам науки и техники, общественным наукам. Она
является одной из лучших библиотек России по авиационной тематике. К
услугам читателей – современные читальные залы с электронными каталогами
и множительной техникой.
1.3. Основные требования к обучающимся
Общие положения. В целях обеспечения в коллективе обучающихся добросовестного отношения к обучению, высокого уровня учебной дисциплины, рационального использования учебного времени, повышения качества учебного
процесса и полной реализации главных задач Университета в области образования, вытекающих из законодательства РФ об образовании и Устава МГТУ
ГА, в Университете действуют Правила внутреннего распорядка, выполнение
которых является обязательным для всех обучающихся в Университете.
Студенты Университета обязаны:
- овладевать знаниями, выполнять в установленные сроки все виды заданий,
предусмотренные учебным планом и образовательными программами, посещать все занятия, предусмотренные расписанием;
- соблюдать Устав Университета, Правила внутреннего распорядка и Правила проживания в общежитии, приказы, указания и распоряжения руководства
Университета;
- с уважением относится к преподавателям и другим работникам, а также к
обучающимся в Университете, соблюдать законы, нормы этики и морали,
правила общежития;
17
- постоянно стремиться к повышению общей культуры, нравственному и
физическому совершенствованию.
Студенты обязаны бережно и аккуратно относиться к имуществу Университета (беречь инвентарь, учебники, учебные пособия, приборы и т.п.).
Студентам запрещается без разрешения администрации Университета выносить
предметы и различное оборудование из лабораторий, учебных и других
помещений.
Студенты должны быть дисциплинированными, опрятными, соблюдать и
поддерживать порядок и чистоту в помещениях. В помещениях Университета
запрещается:
- хождение в пальто и головных уборах;
- громкие разговоры, шум;
- курение в неустановленных местах;
- употребление спиртных напитков, наркотических веществ.
Надлежащую чистоту и порядок во всех учебных и учебно-производственных помещениях обеспечивает технический персонал.
Учебный порядок. Обучение в Университете ведется на русском языке.
Учебные занятия на дневной и заочной формах обучения проводятся по
расписанию, составленному в соответствии с рабочим учебным планом.
Учебный год дневной формы обучения состоит из двух семестров. После каждого семестра студентам предоставляются каникулы общей продолжительностью в течение года 7…10 недель. Сокращение продолжительности
каникул, установленных учебными планами, не допускается.
Учебная нагрузка студента дневной формы обучения, связанная с обязательными аудиторными занятиями, не должна превышать в среднем за период
обучения 27 часов в неделю. При этом в указанный объем не входят практические занятия по факультативным дисциплинам. Максимальный объем общей
учебной нагрузки студента дневной формы обучения, с учетом его самостоятельной работы, не должен превышать 54 часа в неделю.
При заочной форме обучения студенту предоставляется возможность занятий с преподавателем в объеме не менее 160 часов в учебный год.
Начало учебного занятия в Университете оповещается звонком. По окончании занятий также дается звонок. После начала занятий во всех учебных и
прилегающих к ним помещениях должны быть обеспечены тишина и порядок,
необходимые для нормального хода занятий. Недопустимо прерывать учебные
занятия, входить и выходить из аудиторий во время их проведения.
Продолжительность академического часа 45 минут. После окончания двух
академических часов устанавливается перерыв продолжительностью 10 минут.
После четырех академических часов занятий – обеденный перерыв,
продолжительностью 40 минут. До начала учебного занятия и в перерыве
между занятиями в аудиториях, лабораториях, учебных мастерских и каби-
18
нетах ведущие занятия подготавливают необходимые учебные пособия и
аппаратуру.
Для проведения учебных занятий в аудиториях, лабораториях студенты делятся на учебные группы. Численность учебных групп устанавливается приказом ректора в зависимости от характера практических занятий. Для проведения
лабораторных занятий группы делятся на подгруппы.
В каждой учебной группе, на каждом курсе или потоке, по представлению
декана факультета, приказом по Университету назначается командир группы из
числа наиболее успевающих и дисциплинированных студентов. Командиры
групп, потоков, курсов подчиняются непосредственно деканам факультетов и
проводят в группе (потоке, на курсе) все его распоряжения и указания.
Функции командира включают:
- персональный учет посещения студентами всех учебных занятий;
- представление в деканат факультета сведений о неявке или опоздании студентов на занятия с указанием причин опоздания;
- наблюдение за состоянием учебной дисциплины в группе на лекциях и
практических занятиях, а также за сохранность учебного оборудования и инвентаря;
- своевременная организация получения студентами группы учебников и
учебных пособий;
- назначение на каждый день в порядке очереди дежурного по группе;
- получение и выдача стипендии студентам группы;
- выполнение распоряжений декана и заместителя декана, связанных с
организацией учебной и учебно-воспитательной работы.
Распоряжения командира группы в пределах указанных выше функций
обязательны для всех студентов данной группы. В каждой учебной группе
ведется журнал установленной формы, который хранится у командира. Командир регулярно предъявляет в деканат журнал для проверки. Преподаватель
производит запись в журнале о проведенном занятии под роспись.
За отличную и хорошую успеваемость, активное участие в научно-исследовательской работе, культурно-массовой и спортивно-массовой работе, в
общественной жизни Университета для студентов устанавливаются следующие
меры поощрения: объявление благодарности; награждение грамотой; награждение ценным подарком; выдача премии.
За нарушение учебной дисциплины и Правил внутреннего распорядка
администрация Университета может применять следующие дисциплинарные
взыскания: замечание; выговор; отчисление из Университета.
Вопросы для самоконтроля
1. Какими руководящими и нормативными документами регламентирована
деятельность вуза в РФ?
2. Дайте характеристику оргструктуры Университета (МГТУ ГА).
19
3. Какова оргструктура Механического факультета Университета?
4. Изложите структуру и содержание типового Учебного плана.
5. Какие виды учебных занятий введены в вузе и каковы их цели?
6. Перечислите основные требования к обучающимся; в чем заключается
учебный порядок, вводимый в вузе?
ГЛАВА 2
ГРАЖДАНСКАЯ АВИАЦИЯ КАК ОТРАСЛЬ
НАРОДНОГО ХОЗЯЙСТВА
2.1. Основные этапы развития гражданской авиации
9 февраля 1923 года было принято Постановление об организации при
Главном управлении воздушного флота Совета по гражданской авиации. На
Совет, как на постоянный межведомственный орган, возлагались функции
руководства и управления всеми сторонами деятельности гражданской авиации, в том числе открытие и развитие новых воздушных линий.
Созданная в 1922 году Инспекция гражданского воздушного флота была
передана Совету в качестве его исполнительного и технического органа.
Была разработана трёхлетняя программа восстановления и расширения
объектов авиационной промышленности на 1923…1926 годы.
Для освобождения страны от иностранной зависимости в области авиации
конструкторское бюро А.Н. Туполева при ЦАГИ, Н.Н. Поликарпова и
Д.П. Григоровича при заводе «Дукс» и другие ОКБ приступили к
проектированию отечественных гражданских самолётов.
Весной 1923 года специалисты одесских авиаремонтных мастерских,
возглавляемые В.Н. Хиони, построили двухместный учебно-тренировочный
самолёт «Конёк-Горбунок». Всего было изготовлено 30 таких машин. Хорошие
летно-технические данные (скорость - свыше 120 км/ч, потолок - 3200 м)
позволили применять самолёт не только для обучения и тренировки лётчиков,
но также и для уничтожения вредителей сельскохозяйственных культур.
В октябре 1923 года поднялся в воздух АНТ-1 – первый самолёт конструктора А.Н. Туполева. Это был лёгкий спортивный одноместный самолёт с
двигателем «Анзани» мощностью 35 л.с. Самолёт развивал скорость до
135 км/ч.
В 20-х годах основным материалом конструкции самолётов было дерево.
Разработка плана строительства металлических самолётов была поручена
комиссии под руководством А.Н. Туполева.
В конце 1923 года инженеры ЦАГИ В.Л. Александров, В.В. Калинин и
А.М. Черемухин сконструировали для гражданской авиации первый пассажирский четырехместный самолет АК-1. Это была прочная и надёжная машина, развивавшая скорость до 146 км/ч и имевшая потолок 2200 м, эксплуатировалась на авиалинии Москва – Казань.
20
26 мая 1924 года над Москвой совершил полёт первый отечественный
самолёт цельнометаллической конструкции АНТ-2.
С середины 20-х годов самолётостроение стало всё больше переходить на
металлические конструкции. Появление прочного сплава и его применение в
самолётостроении дало возможность изменить аэродинамические качества самолётов, найти более совершенные конструкции.
Одно из ведущих конструкторских бюро по созданию гражданских самолётов было организовано в Харькове инженером К.А. Калининым. В 1925 году
им были построены трехместный самолет К-1, затем К-2 и его санитарный брат
К-3. Самолеты К-4 выпускались небольшой серией в пассажирском, санитарном и аэрофотосъемочном вариантах. На одном из таких самолетов, названном «Червона Украiна», пилот М.А. Снегирев и штурман И.Т. Спирин в 1928
году выполнили большой перелет по маршруту Харьков – Москва – Иркутск –
Москва – Харьков.
В 1927 году конструкторский коллектив под руководством Н.Н. Поликарпова создал самолет У-2 – биплан деревянной конструкции с полотняной обшивкой и мотором М-11, нашедший широкое применение как учебный,
санитарный, сельскохозяйственный, транспортный, связной. На нем летчики
охраняли от пожаров лесные массивы, вели разведку рыбных промыслов.
Самолет при взлетном весе 890… 1110 кг развивал крейсерскую скорость до
120 км/ч. Короткие (100…150 м) разбег и пробег позволяли эксплуатировать
его на площадках ограниченных размеров.
В 1926 году завершились испытания первенца отечественного тяжелого
самолетостроения АНТ- 4 (ТБ-1). Этот двухмоторный цельнометаллический
моноплан превосходил по своим данным все заграничные самолеты подобного
типа. Он использовался как в военной, так и в гражданской авиации. Серийная
постройка самолетов, имевших взлетный вес 6200 …7928 кг и скорость до
207 км/ч, началась во второй половине 1928 года.
В октябре 1928 года наша гражданская авиация впервые была представлена
на международной выставке в Берлине, в которой участвовало 26 государств.
Были представлены самолеты АНТ-3, У-2, К-4. Участие отечественной гражданской авиации в международной выставке привлекло внимание мировой
общественности. Многие органы зарубежной печати одобрительно отзывались
о советских машинах, отмечали достижения нашей страны в области авиации.
В середине 20-х годов были приняты меры по организации отечественного
авиамоторостроения. В 1926 году конструктор А.Д. Швецов создал двигатель
М-11 воздушного охлаждения. Который затем почти тридцать лет выпускался
серийно и устанавливался на многих легких самолетах.
В развитии отечественного самолетостроения большая заслуга принадлежала ЦАГИ. Благодаря вводу в эксплуатацию новых, хорошо оборудованных
лабораторий, мощной аэродинамической трубы ЦАГИ стал подлинным
центром научно-исследовательской работы в области авиации.
21
Авиационная промышленность постепенно увеличивала выпуск самолетов.
В 1923 году их было изготовлено около 150, а в 1924 году – более 200.
Знаменательным в истории авиации был 1925 год, когда страна отказалась от
приобретения иностранных самолетов. Потребности в авиатехнике стали
удовлетворяться за счет отечественного производства.
В январе 1925 года прошла реорганизация управления авиационной
промышленностью. Все авиапредприятия были объединены в единую организацию, получившую название Авиатрест, и зачислены в список промышленных объектов общесоюзного значения, что ставило их в преимущественное
положение по сравнению с предприятиями других отраслей промышленности и
создавало благоприятные условия для работы.
В первые годы становления гражданского воздушного флота основным
источником его пополнения специалистами различных категорий была военная
авиация. В гражданскую авиацию поступало пополнение и из учебных
заведений.
Авиационных инженеров готовили также в Киевском политехническом,
Харьковском технологическом и некоторых других институтах. Пилоты и
авиатехники для гражданской авиации готовились в Московской, Ленинградской, Качинской, Борисоглебской, Оренбургской и Вольской авиационных
школах.
Делу подготовки кадров для гражданской авиации во многом способствовали аэроклубы, авиамодельные и планерные кружки.
15 июля 1923 года открылась первая в нашей стране регулярная воздушная
линия Москва – Нижний Новгород. Первый рейс по этой трассе, освоенной год
назад во время проведения Всероссийской ярмарки, выполнил известный
летчик Я.Н. Моисеев.
С 1 августа 1928 года начались регулярные полеты гидросамолетов на
линии Иркутск – Якутск с ответвлением от Витима на Бодайбо – крупный
центр Ленских золотых приисков. Эта линия протяженностью 2706 км была
одной из самых грузонапряженных и не имела себе равных по трудности
географических и метеорологических условий.
В Средней Азии возникли Ташкентский и Душанбинский узлы воздушных
сообщений. Вошли в строй авиалинии Москва – Ташкент, Ташкент – Душанбе,
Чарджоу – Хива – Ташауз, Фрунзе – Алма-Ата. Прокладывались новые трассы
на Украине, Северном Кавказе, в Закавказье.
Закладывались основы авиации специального применения.
Аэрофотосъемка имела важное значение для составления и обновления
планов и карт, учета и размежевания земель, уточнения побережий морей,
фарватеров рек, для решения других актуальных задач народного хозяйства.
Авиация стала оказывать существенную помощь исследователям Арктики.
Полярные летчики оказывали существенную помощь топографам,
промысловикам и гидрографам. Они вели разведку ледовой обстановки,
22
осуществляли проводку судов через ледовые поля, выполняли другие работы,
способствующие освоению богатств этого сурового края.
В плане на 1938…1942 гг. был сделан акцент на ускоренное развитие
оборонной промышленности, создание крупных государственных резервов по
топливу, электроэнергии и другим видам продукции, на перемещение
производительных сил на Урал, Поволжье, Восток и строительство
предприятий-дублёров. Аэрофлот успешно справлялся с государственными
заданиями. В это время он, как резерв военной авиации, был подчинён Наркому
обороны К.Е. Ворошилову. В 1939 г. Аэрофлот на линиях союзного значения
имел уже более 230 основных и 390 запасных аэродромов и около 810 - на
местных линиях. Интенсивно проводились испытания новой техники, осваивались и внедрялись в эксплуатацию более комфортабельные пассажирские
самолёты ПС-35, ПС-40, ПС-41. На важнейших магистралях появились хорошо
зарекомендовавшие себя новые самолёты ПС-84 на 25 пассажиров с дальностью полёта до 2000 км, что значительно повысило регулярность движения и
коммерческую загрузку линий.
В 1940 г. перевозки пассажиров возросли по сравнению с 1937 г. почти в 2
раза, грузов- в 1,3 раза, почты - в 1,6 раза.
Успехам работы авиаторов способствовал рост престижа СССР как
авиационной державы. 1 февраля 1936 г. Советский Союз вступил в члены
Международной авиационной федерации (ФАИ), которая за пять предвоенных
лет зарегистрировала 124 мировых рекорда, установленных СССР. До этого
СССР принадлежали 62 мировых рекорда из 168.
Годы Великой Отечественной войны стали серьёзным и трудным испытанием для гражданской авиации. В первые дни войны началась перестройка
Аэрофлота на военный лад.
Фронтовые части ГВФ участвовали во всех крупных оборонительных и
наступательных операциях советских войск. Они доставляли действующей
армии боеприпасы, вооружение и ГСМ; эвакуировали раненых из прифронтовых зон в тыл, перевозили в госпитали медикаменты и консервированную
кровь; обеспечивали деятельность партизанских отрядов; осуществляли воздушную разведку и ночное бомбардирование боевых порядков, опорных пунктов
противника на поле боя и в ближайшем тылу; выполняли воздушно-десантные
операции; разбрасывали в тылу противника листовки. Важнейшей задачей являлось поддержание постоянной воздушно-транспортной связи Москвы с фронтами и тылами, а также штабов фронта и воздушных армий с наземными и авиационными частями.
Героическим тружеником и бойцом фронтовых формирований Аэрофлота
стал самолет ПС-84 (с сентября 1942 г. – ЛИ-2), вооруженный турбинными и
хвостовыми пулемётными установками, а самым классовым – У-2 (с сентября
1944 г. – По-2). С первых дней войны он использовался как связной и санитарный (С-1 и С-2), а позднее – и как бомбардировщик. В 1943 г. каждый авиаполк
ГВФ включал 60…80 самолётов У-2 и П-5; 3…5 Ли-2 и С-47.
23
В послевоенные годы в ГВФ продолжает поступать новая техника. С 1 июня
1947 года начались перевозки пассажиров на Ил-12, созданном ОКБ С.В. Ильюшина.
В марте 1948 года в подразделения Аэрофлота поступил Ан-2 (ОКБ
О.К. Антонова). Он предназначался для перевозки пассажиров и грузов на
местных линиях.
Новым шагом к техническому прогрессу Аэрофлота стало внедрение 36местного пассажирского самолёта Ил-14, ставшего на долгие годы основным
транспортным средством ГВФ. С 1954 года началось внедрение в эксплуатацию
вертолётов Ми-1 и Ми-4. В середине 50-х годов аэропорты первого класса
оборудовались курсоглиссадной системой посадки ПС- 50.
В мае 1956 г. в ГВФ поступает Ту-104 - самолет с двумя турбореактивными
двигателями. Крейсерская скорость – 800…850 км/ч, максимальная - 1000 км/ч.
А в 1957 г. на испытания в Аэрофлот поступили первые отечественные турбовинтовые самолеты. Дальний магистральный Ту-114, разработанный в КБ
А.Н. Туполева, имел высокие летно-технические характеристики: скорость 800
км/ч, дальность полета 7000…8000 км, он мог взять на борт 170…220
пассажиров.
Средний магистральный самолет Ил-18, созданный коллективом ОКБ
С.В. Илюшина, развивал крейсерскую скорость до 650 км/ч.
В 1959 г. на базе пассажирского самолета Ан-10 был создан грузовой Ан-12,
перевозивший грузы до 20 т весом.
В начале 60-х годов XX века на воздушные линии вышли самолеты Ту-124
и Ан-24, сыгравшие важную роль в улучшении воздушного сообщения на
ближних магистралях и местных воздушных трассах, заменив на многих из них
самолеты Ли-2 и Ил-14.
В 60-е годы XX века отечественная гражданская авиация была оснащена
реактивными лайнерами второго поколения - Ил-62 и Ту-134.
Одним из лучших представителей второго поколения турбореактивных
машин стал Ту-154 (крейсерская скорость самолета - 850 км/ч, перевозит более
160 пассажиров).
Началась эксплуатация реактивного самолета Як-40, разработанного ОКБ
А.С. Яковлева.
В июле 1957 г. поднялся в воздух первый вертолет с двумя газотурбинными
двигателями – Ми-6.
В различных отраслях народного хозяйства использовались многоцелевые
вертолеты Ка-15, Ка-18. Начиная с 1967 г., стали выполняться полеты на
вертолетах Ми-8, способных перевозить до 4 т груза с крейсерской скоростью до 225 км/ч. В пассажирском варианте Ми-8 имеет 28 мест. С началом
эксплуатации вертолетов Ми-8 стали возможны перевозки крупногабаритных
грузов до 3т на внешней подвеске на расстояние до 15 км. В 1968 г. на
эксплуатацию в гражданскую авиацию поступили вертолеты Ми-2 и Ка-26.
Вертолет Ми-2, оснащенный двумя газотурбинными двигателями, имел
24
крейсерскую скорость до 200 км/ч. В сельскохозяйственном варианте он
поднимал до 900 кг химикатов. Производительность Ми-2 по сравнению с
ранее поступившими в аэрофлот вертолетами Ми-1 и Ка-15 была в 2…2,5 раза
выше, а себестоимость обработки одного гектара почти в 1,5 раза ниже.
Улучшению пассажирских перевозок способствовало поступление во
второй половине 70-х годов на эксплуатацию Ил-86 - широкофюзеляжного
самолета-аэробуса - представителя нового поколения отечественных пассажирских лайнеров.
Аэрофлот получил и 120-местный самолет Як-42. Так же как и Ил-86, он
начал регулярные полеты с пассажирами в конце 1980 года.
В ноябре 1977 г. первый пассажирский рейс совершил самолет Ту-144,
разработанный ОКБ Туполева. Это был первый в мире пассажирский сверхзвуковой самолет, способный достигать крейсерской скорости до 2500 км/ч и
совершать полеты на высоте более 16 км.
В 1984 г. началась эксплуатация самолета-гиганта Ан-124 «Руслан», а также Ан-225 «Мрия».
Итоги работы в первый перестроечный период выявили отсталость и
необходимость быстрого технического перевооружения Аэрофлота. Парк самолетов и вертолетов устарел, авиатехника уступала зарубежным аналогам по надежности и топливной эффективности. Разработка и внедрение новых типов
самолетов Ту-204, Ил-96-300, Ил-114, Ан-70, Ан-74 запаздывали.
Работа в новых условиях хозяйствования и хозрасчета выявила ряд противоречий. Это повлекло за собой ориентацию предприятий на получение прибыли и погоню за более доходными перевозками вместо удовлетворения спроса
населения. Снизилось внимание к культуре перевозок. Рост цен на авиатехнику,
запчасти и оборудование заставил Аэрофлот повысить свои тарифы.
Потеряв надежду на получение от промышленности новых современных
экономичных самолетов, МГА стало закупать технику за рубежом. Авиация
вернулась к принципу 20…30-х годов, когда техника закупалась на Западе.
В настоящее время отечественная гражданская авиация выполняет свыше
40% объема международных авиаперевозок. Общий парк воздушных судов
составляет 5500 ед., в том числе 1770 магистральных авиалайнеров, 495 грузовых самолетов. Производственная система гражданской авиации включает
330 аэропортов и аэродромов, действуют 17 авиаремонтных предприятий.
Воздушный парк страны пополняется самолетами: Ил-96-300, Ту-204, Ту-214,
Ту-334, Ил-114, Ан-14, Ан-38, Ан-3. В составе ГА функционируют 4 научноисследовательских института. Гражданская авиация остается важнейшей
составной частью транспортной системы России.
25
2.2. Этапы развития инженерно-авиационной
службы гражданской авиации
Гражданская авиация в нашей стране начала свою деятельность в 1923 году.
09 февраля 2008 г. отмечался ее 85-летний юбилей. За этот период произошли
существенные изменения во всех сферах деятельности авиационной промышленности и гражданской авиации. Инженерно-авиационная служба (ИАС), как
одна из важнейших сфер деятельности ГА, также прошла большой путь
развития и совершенствования. Под влиянием научно-технического прогресса
она коренным образом преобразилась. Если в начале зарождения ГА
техническая эксплуатация воздушных судов (ВС) была уделом профессионального мастерства механиков-одиночек, то на начало третьего тысячелетия она
превратилась в симбиоз науки, мастерства и менеджмента. И в настоящее время
мы уже по-другому смотрим на ее содержание, даем ей другое определение.
Техническую эксплуатацию мы определяем как область научной и практической деятельности, направленной на поддержание летной годности ВС, обеспечение их потребной исправности и готовности к полетам.
Техническая эксплуатация вносит свой вклад в решение двух главных проблем ГА: обеспечение безопасности полетов ВС и обеспечение эффективности
их использования. В этом и состоит ее основное предназначение.
В своем развитии техническая эксплуатация (ТЭ) ВС, как сфера деятельности, прошла несколько этапов, рис. 2.1.
Рис. 2.1. Этапы развития организационных форм ИАС
26
В первые два десятилетия деятельности ГА структура эксплуатационнотехнической службы, предшественницы современной инженерно-авиационной
службы, была весьма простой, как и сама эксплуатируемая авиационная
техника (AT). Каждый самолет обслуживался закрепленным за ним старшим
или младшим мотористом. Существовала система «закрепленного обслуживания». Комплектование инженерных должностей производилось из числа
механиков-практиков. По мере поступления в эксплуатацию новых, более
совершенных типов самолетов, совершенствуются и методы их технической
эксплуатации.
С 1930 г. в Ленинградском, а с 1933 г. в Киевском институтах ГВФ началась
подготовка инженерных кадров. Для проведения испытаний AT, организации и
проведения НИР в 1930 г. создается НИИ ГВФ (ГосНИИГА).
К 1935…1936 гг. объем пассажирских перевозок возрос настолько, что возникла необходимость перехода эксплуатационных предприятий на 2…3-х сменную работу. Система «закрепленного обслуживания» перестала отвечать требованиям новых задач, стоящих перед ГА. В этот период вводится новая система
технического обслуживания самолетов, при которой технический состав не
закрепляется за самолетом, а сводится в технические бригады, которые обслуживают в течение смены все самолеты. Такая система технического обслуживания явилась значительным шагом вперед, т.к. она позволяла использовать
самолеты в течение суток, а также давала возможность более рационально
использовать технический состав.
В послевоенный период авиационная промышленность стала поставлять
более совершенные пассажирские самолеты. Перед ИАС ГА были поставлены
задачи по дальнейшему совершенствованию методов технического обслуживания, основанных на более узкой специализации инженерно-технического состава, более широкой механизации процессов обслуживания, более прогрессивной
организации труда. Решение этих вопросов было связанно с внедрением новых
форм организации технического обслуживания - сети линейных эксплуатационно-ремонтных мастерских (ЛЭРМ).
В 50-е годы формируется сеть ЛЭРМ. Их преимущества еще более проявились, когда в ГА стала массовой эксплуатация самолетов с ГТД (Ту-104, Ил-18,
Ан-10 и др.). В данный период силами научно-исследовательских организаций,
учебных заведений и эксплуатационных предприятий формируются научные
организационно-методические основы технического обслуживания и ремонта
(ТОиР) новых для ГА типов самолетов. К 1963 г. ЛЭРМ были организованы в
63-х аэропортах ГА.
В 60-е годы в связи с возрастающими объемами работ по техническому обслуживанию AT многие ЛЭРМ в крупных аэропортах по объемам работ,
штатной численности инженерно-технического персонала (ИТП), Организации
по ТО уже переросли организационные формы линейных мастерских. В
1966…1967 гг. ГосНИИГА готовит научное обоснование по реорганизации
ЛЭРМ в авиационно-технические базы (АТБ) 5-ти групп в зависимости от
27
класса авиапредприятия и объема работ. В этот период проводятся крупные
исследования по разработке и внедрению новых режимов (программ) ТОиР
самолетов с увеличенной в несколько раз периодичностью выполнения форм
ТО. Проводятся исследования и внедряются в практику эксплуатации новые,
существенно увеличенные ресурсы и сроки службы (до ремонта и межремонтные) самолетов и двигателей. Это был революционный период в развитии
технической эксплуатации ВС.
Так, в 1962 г. были разработаны и утверждены новые, более прогрессивные
регламенты технического обслуживания самолетов Ту-104, Ил-18 и Ан-10 с сокращенными объемами работ и увеличенной периодичностью их выполнения.
Впервые введены периодические формы обслуживания, выполняемые через
500 и 1000 часов налета. Этим был сделан существенный, качественно новый
шаг вперед. На периодических формах обслуживания простои самолетов в расчете на один час налета сократились на 46, а трудоемкость - на 13 процентов.
Аналогичные работы выполнялись и на самолетах с поршневыми двигателями - Ил-14, Ли-2, Ан-2, Як-12.
Решением указанных задач занимались большие группы специалистов
ГосНИИ, линейных эксплуатационно-ремонтных мастерских аэропортов Внуково, Шереметьево, Борисполя, Ленинграда, Ростова-на-Дону, Свердловска, а
также ОКБ и заводов авиационной промышленности.
Программой исследования предусматривались:
 во-первых, разработка предложений по изменению объемов
регламентных работ и периодичности их выполнения на основе анализа
статистических данных об отказах и повреждениях оборудования и
функциональных систем самолетов;
 во-вторых, экспериментальная эксплутационная проверка этих
разработок. Проверка проводилась на группах самолетов, при этом в каждой из
них было по семь самолетов одного типа.
В результате совместных усилий был обобщен опыт технического обслуживания самолетов в ряде подразделений, расположенных в различных районах
страны. На основе полученных материалов выявлена действительная потребность самолетов каждого типа в предупредительных работах и текущем
ремонте с учетом их конструктивных особенностей и установлена соответствующая периодичность выполнения этих работ, табл. 2.1.
В 70-е годы в отрасли формируется сеть АТБ, закладываются основы новых
научных направлений в области ТЭ ВС:
 по исследованию эксплуатационной технологичности ВС и оптимизации
процессов их технической эксплуатации;
 по управлению процессами технической эксплуатации ВС и формированию программ их ТОиР;
 по технической диагностике и неразрушающему контролю технического
состояния AT;
28
 по информационному обеспечению поддержания летной годности ВС.
В эти годы учеными ГосНИИГА, МИИГА, КИИГА, РКИИГА положено начало работам по созданию основ теории ТОиР AT по состоянию. Особенностью
проводимых в этот период исследований является сочетание достаточно высокой степени формализации решаемых задач с четкой практической направленностью результатов исследований.
Таблица 2.1
Характеристика режимов ТО самолетов
Як-12
Послеполетное
Ан-2
При
кратковременной стоянке
Ли-2
Виды технического обслуживания
Нетрудоемкие
Трудоемкие, периодические
Предполетное
Тип
самолета
Ил-18
Ту-104
Ан-10
Ил-14
через каждые
часов налета
через каждые
часов налета
через каждые
часов налета
через каждые
налета
через каждые
налета
100, 500, и 1000
100, 800, и 1600
100, 300 и 900
100 и 300 часов
100 и 300 часов
В 80-е годы ученые, работающие в сфере технической эксплуатации, инициируют и решают ряд важных для науки и практики задач. В частности, были
продолжены исследования: по анализу и синтезу эксплуатационной технологичности ВС; управлению эффективностью ПТЭ ВС и оптимизации программ
их ТОиР; по разработке и внедрению методов ТОиР AT по состоянию; по развитию диагностической базы эксплуатационных предприятий.
По результатам выполненных исследований подготовлен ряд монографий,
учебников, учебных пособий, по которым обучаются студенты и аспиранты и
которые используются в практической работе предприятий. Прикладные результаты исследований нашли отражение в многочисленных государственных,
межотраслевых и отраслевых нормативно-технических и нормативно- методических документах. К сожалению, многие из этих документов не могут
работать в новых хозяйственных условиях (после распада СССР).
Содержание и объёмы ТОиР современного ВС должны определяться не
тогда, когда он уже окончательно изготовлен, и не по прототипу, как это
зачастую делалось. Эта задача должна решаться конструкторами ещё на этапах
проектирования и начала постройки ВС одновременно с решением задач
обеспечения его конструктивно-эксплуатационных свойств. Именно на ранних
29
этапах должна формироваться программа ТОиР на длительный период
эксплуатации ВС, которая, в свою очередь, служит основой при разработке
эксплуатационно-технической документации. Задача разработки программ
ТОиР является сравнительно новой для авиационной промышленности. Эта
задача порождена потребностями эксплуатации. Успех её решения во многом
зависит от того, как скоро будет разработано полное и эффективное
методическое обеспечение по формированию программ и созданы
необходимые информационные ресурсы.
В конечном итоге вопрос ставится так, чтобы одновременно с новым типом
ВС Заказчику передавалась и программа его ТОиР на длительный период
эксплуатации. В соответствии с данной программой заказчик обязан осуществлять своевременную подготовку потребной производственно-технической базы для эффективной технической эксплуатации ВС. Обеспечение потребного уровня конструктивно-эксплуатационных свойств ВС, наличие к началу
их эксплуатации прогрессивных программ ТОиР и соответствующей им
эксплуатационно-технической документации позволяет реализовать на
практике принципиально новую концепцию обслуживания и ремонта,
основанную на стратегии «по техническому состоянию». Это позволяет ввести
в практику гибкие программы ТОиР, для большинства агрегатов и
комплектующих изделий упразднить межремонтные ресурсы, для ряда типов
ВС отказаться от проведения весьма трудоемких капитальных ремонтов. В
результате можно получить без ущерба для безопасности и регулярности
полетов существенное (до 30 %) сокращение расходов на ТОиР, повысить
показатели технического использования и исправности ВС.
Научно-технический прогресс в области технической эксплуатации ВС
предполагает также радикальные изменения в развитии производственной
материально-технической базы эксплуатационных и ремонтных предприятий,
форм организации и управления процессами ТОиР. Производственная база
предприятий гражданской авиации, занятых ТОиР авиационной техники, и её
материально уют-техническое оснащение в настоящее время часто не соответствует техническому уровню эксплуатируемых ВС. Это снижает эффективность их использования. Для изменения существующего положения требуется
строительство новых и реконструкция действующих ангаров, широкое
внедрение в практику ТОиР современных средств технической диагностики и
неразрушающего контроля, средств механизации и автоматизации производственных процессов. Данные задачи должны решаться с учётом проводимой
работы по специализации и кооперированию производства, интеграции имеющейся производственной базы АТБ и ремонтных заводов.
В последнее время введены в действие отраслевые научно-технические
программы по разработке и производству средств механизации и сокращения
ручного труда. В целях технического перевооружения производственных процессов, внедрения современных средств механизации и автоматизации, создания благоприятных условий для работы и повышения производительности
30
труда на предприятиях отрасли проводится аттестация продукции по категориям качества, организован пересмотр технических условий на серийную наземную технику.
В гражданской авиации принята концепция новой системы организации
ТОиР магистральных самолётов, которая предусматривает:
 отказ от капитальных ремонтов этих самолетов и упразднение применительно к ним понятий «ресурс до 1-го ремонта», «межремонтный ресурс»;
 проведение необходимых ремонтно-восстановительных работ на планере
«по состоянию» на протяжении всего периода эксплуатации самолета с
совмещением таких работ с периодическими формами ТО;
 разработку единого технологического процесса ТОиР;
 интеграцию информационной и производственной базы, трудовых и материальных ресурсов эксплуатации и ремонта, организации и управления производством.
Важными звеньями совершенного инженерно-технического обеспечения
являются «Заказчик» и предприятия промышленности, выпускающие продукцию, их заинтересованность в повышении качества и эффективности использования ВС.
2.3. Современные проблемы обеспечения эффективности
и безопасности эксплуатации воздушного транспорта
С точки зрения обеспечения безопасности полетов воздушное судно
принято характеризовать комплексным, интегральным свойством его конструкции и летных качеств; характеристик систем, агрегатов и оборудования,
определяемым термином лётная годность.
Летная годность - это комплексная характеристика воздушного судна,
определяемая реализованными в его конструкции принципами и решениями,
позволяющая совершать безопасные полеты в ожидаемых условиях и при
установленных методах эксплуатации.
Летная годность обеспечивается на этапах создания ВС в соответствии с
действующими авиационными правилами (нормами летной годности). Затем в
течение всего периода эксплуатации ВС его летная годность должна поддерживаться путем соблюдения установленных правил летной эксплуатации,
технического обслуживания и ремонта.
Под cохранением летной годности понимаются все мероприятия, которые
гарантируют, что в любой момент всего срока службы ВС соответствуют
действующим требованиям летной годности .
Проблема сохранения летной годности ВС является одной из актуальных в
сфере технической эксплуатации авиационной техники. Ее особая актуальность В современных условиях работы отрасли обуславливается рядом важных обстоятельств. К числу их относятся: образование множества самос-
31
тоятельных авиакомпаний и рассредоточение между ними действующего
парка ВС; изменение принципов, правил и форм государственного регулирования В авиационной отрасли; эксплуатация парка стареющих ВС; необходимость обеспечения конкурентоспособности отечественных ВС новых типов и повышения эффективности процессов их создания и эксплуатации.
В настоящее время исключительно актуальным стал вопрос о дальнейшем
развитии отечественной правовой, нормативно-технической и методической
базы в гражданской авиации России в части сохранения летной годности ВС
как эксплуатируемых, так и вновь создаваемых. При решении данной проблемы требуются новые подходы, привлечение к работе подготовленных
специалистов ряда организаций и предприятий. При этом необходимо более
глубокое изучение с целью возможного использования основных положений,
принципов и правил обеспечения и сохранения летной годности ВС, содержащихся в документах ИКАО, а также в документах Федеральной авиационной администрации США и объединенной европейской администрации Европейских государств (EASA).
Проблема сохранения летной годности ВС, играющая огромную роль в
обеспечении безопасности полетов, имеет комплексный, разносторонний
характер. Она требует объединения усилий авиационных властей, промышленности, науки, эксплуатантов и служб обеспечения эксплуатации ВС.
Специалистам, занятым этой проблемой, необходимо знать основные
сведения о нормировании летной годности ВС; общие требования к летной
годности в ожидаемых условиях эксплуатации; основные факторы сохранения
летной годности ВС; принципы и основные положение системы сохранения
летной годности; правила и процедуры государственного регулирования и
контроля за сохранением летной годности ВС.
Необходимо также владеть умениями: применять современные методы
обоснования эксплуатационно-технических требований к новым образцам
авиационной техники, анализировать и оценивать конструктивно-эксплуатационные свойства ВС; оценивать эффективность применяемых программ и
режимов ТОиР; разрабатывать планы-графики отхода ВС на ТОиР.
Для изучения рассматриваемых проблем необходимо дать определение ряда
терминов, применяемых в авиационной сфере.
Государство разработчика - государство, обладающее юрисдикцией в отношении организации, ответственной за типовую конструкцию ВС.
Государство регистрации - государство, в реестр которого занесено ВС.
Государство эксплуатанта - государство, в котором находится основное
место деятельности эксплуатанта или, если эксплуатант не имеет такого места
деятельности, постоянное место пребывания эксплуатанта.
Типовая конструкция - конструкция образца авиационной техники,
соответствие которой требованиям сертификационного базиса устанавливается по результатам сертификации образца.
32
Модификация авиационного изделия означает изменение его типовой
конструкции, которое может существенно повлиять на ограничения массы и
центровки, прочность конструкции, летные характеристики, работу силовой
установки, эксплуатационные характеристики и другие качества, влияющие
на летную годность.
Организация, ответственная за типовую конструкцию - держатель
сертификата типа ВС, существующий в течение всего срока эксплуатации
данного типа ВС (сертификационного базиса) и их состояние обеспечивает
безопасную эксплуатацию.
Авиационные правила - свод процедур, правил, норм и стандартов,
выполнение которых признается в качестве обязательного условия обеспечения
безопасности полетов и охраны окружающей среды от воздействия авиации.
Нормы летной годности (НЛГ) - часть авиационных правил, содержащая
минимальные государственные требования к гражданским воздушным судам,
их двигателям и оборудованию, направленные на обеспечение безопасности
полетов.
В Нормах летной годности, как правило, содержатся только те требования и
рекомендации, которые влияют на безопасность полета и выполнение которых
является обязательным на всех этапах разработки и эксплуатации ВС.
При разработке общих требований к летной годности использован вероятностный подход к оценке уровня безопасности полетов, при котором
регламентирована вероятность возникновения особых ситуаций при отказах
функциональных систем ВС.
Существо этих требований сводится к тому, что более опасные ситуации
должны быть отнесены к событиям менее вероятным, чем менее опасные
ситуации.
Например, катастрофическая ситуация, вызванная отказом функциональных
систем ВС, не должна быть отнесена к событиям более частым, чем практически невероятным.
Так как уровень безопасности полета существенно зависит от работоспособности функциональных систем ВС и от степени его защищенности на
случай отказов этих систем, требованиями обусловлено, что если отказ
функциональной системы приводит к возникновению опасных ситуаций, т.е.
экипажу должна быть обеспечена возможность своевременного обнаружения
отказа, ликвидации его последствий и завершения полета с отказавшей
системой.
При нормировании требований к летным характеристикам соблюден
принцип, заключающийся в том, что при отказах авиатехники, которые могут
встретиться в эксплуатации, ВС должно благополучно завершить полет.
Поэтому в требованиях занормированы запасы энерговооруженности,
устойчивости и управляемости ВС при отказах двигателей на всех этапах
полета: на взлете, при полете по маршруту, при заходе на посадку, уходе на
второй круг и на посадке.
33
В нормах летной годности даются рекомендации по определению расчетных масс ВС, диапазонов скоростей полета, значений маневренных перегрузок и перегрузок в неспокойном воздухе, которые используются при расчете
эксплуатационных и расчетных нагрузок, действующих на элементы
конструкции планера ВС.
Сертификационный базис - комплекс требований к летной годности и
охране окружающей среды, распространенных на данный образец авиационной
техники.
Полномочный орган по летной годности - организация, облеченная
полномочиями по регулированию в области сертификации, утверждения и
признания соответствия авиационных изделий нормам летной годности.
Директива по летной годности - нормативный документ, определяющий
авиационные изделия, состояние которых является небезопасным, или в
которых такое состояние может иметь место, либо может развиваться в других
изделиях той же типовой конструкции. Он предписывает корректирующие
действия, которые должны предприниматься, либо условия или ограничения,
при которых разрешается дальнейшая эксплуатация таких изделий.
Минимальный перечень оборудования (MEL) - это перечень, предусматривающий эксплуатацию ВС, в определенных условиях с неработоспособным конкретным оборудованием, который составляется эксплуатантом в
соответствии с типовым минимальным перечнем оборудования (MMEL),
установленным для данного типа ВС, или более жесткими требованиями.
Типовой минимальный перечень оборудования (MMEL). Перечень,
установленный для конкретного типа ВС организацией, ответственной за
типовую конструкцию, утверждаемый государством разработчика и
содержащий изделия, неработоспособность одного или нескольких из которых
не препятствует началу полета. MMEL может быть связан с особыми
эксплуатационными условиями, ограничениями или процедурами.
Образец авиационной техники - тип ВС, тип авиационного двигателя, тип
воздушного винта, тип вспомогательного двигателя.
Основная силовая конструкция - конструкция, воспринимающая
полетные и наземные нагрузки и нагрузки от избыточного давления.
Основные силовые элементы - элементы основной силовой конструкции,
которые воспринимают значительную часть (долю) полетных и наземных
нагрузок и нагрузок от избыточного давления и чья целостность существенна
для сохранения общей целостности конструкции ВС.
Критические места конструкции - детали, элементы, зоны, локальные
места конструкции, долговечность и эксплуатационная живучесть которых
определяют уровень безопасности по условиям прочности конструкции в
целом.
Особая ситуация из-за отказа - воздействие на ВС и его пассажиров как
прямое, так и косвенное, вызванное или инициированное одним или большим
числом отказов с учетом связанных с этим неблагоприятных условий
34
эксплуатации или окружающей среды. В зависимости от степени опасности
особые ситуации могут классифицироваться следующим образом:
Усложнение условий полета - особая ситуация, при которой безопасность
полета ВС понижается незначительно, а предпринимаемые членами экипажа
действия вполне соответствуют их возможностям. К усложнению условий
полета можно отнести, например, незначительное уменьшение запасов по
параметрам безопасности или функциональных возможностей, незначительное
увеличение рабочей нагрузки экипажа, связанное с внесением обычных
изменений в план полета, или появление некоторых неудобств для лиц,
находящихся на борту.
Сложная ситуация - особая ситуация, при которой возможность ВС или
способность членов летного экипажа справиться с неблагоприятными
эксплуатационными условиями снижается до такой степени, что будут иметь
место, например, значительное уменьшение запасов по параметрам
безопасности или функциональных возможностей, значительное увеличение
рабочей нагрузки экипажа или создание условий, снижающих эффективность
его работы, или серьезные неудобства для лиц, находящихся на борту, включая
возможное получение ими телесных повреждений.
Аварийная ситуация - особая ситуация, при которой возможность ВС или
способность членов летного экипажа справиться с неблагоприятными
условиями снижается до такой степени, что будут иметь место весьма
значительное уменьшение запасов по параметрам безопасности или
функциональных возможностей, такая физическая напряженность или высокая
рабочая нагрузка, при которых невозможно полагаться на точное или полное
выполнение членами летного экипажа возложенных на них задач, либо
тяжелые телесные повреждения или телесные повреждения со смертельным
исходом относительно малого числа лиц, находящихся на борту.
Катастрофическая ситуация - особая ситуация, при которой исключается
безопасное продолжение полета и посадка.
Сертификационное требование к системе ТОиР (CMR) - периодически
выполняемая летным или наземным экипажем проверка, необходимость
которой обусловлена требованиями к конструкции в целях подтверждения
соответствия применимым сертификационным требованиям к типу ВС путем
обнаружения и, тем самым, ограничения периода времени для возможного
проявления значимого скрытого отказа.
Скрытый отказ - потеря функции системы ВС или ее составной части, не
явная для экипажа в момент наступления этого события во время нормального
полета.
Составная часть с ограниченным сроком эксплуатации - любая
составная часть, для которой предусмотрены: срок снятия с эксплуатации,
ограничение срока службы, списание составной части, ограничение предельного срока службы или ограничение ресурса. Любая составная часть с ограниченным ресурсом или сроком службы должна сниматься с эксплуатации по
35
достижении предела своего срока службы (в часах, циклах или по календарному сроку) либо до этого.
Текущее состояние составных частей с ограниченным сроком
эксплуатации – это состояние данной составной части характеризуется учетными данными, отражающими ограничение срока эксплуатации, общее
количество наработанных часов или циклов, а также количество часов или
циклов, остающихся до достижения установленного срока снятия с
эксплуатации. Указанные учетные данные должны также отражать любую
модификацию, выполненную в соответствии с директивами по летной
годности, эксплуатационными бюллетенями, либо доработки изделия
разработчиком/изготовителем или эксплуатантом, которые влияют на
ограничение срока эксплуатации или изменяют его.
Регистрируемые эксплуатационные данные - данные, по которым можно
определить текущее состояние составных частей ВС с ограниченным сроком
эксплуатации. В этих данных указывается каждый случай установки или снятия
с эксплуатации составной части, имеющей ограниченный срок эксплуатации, с
четкой идентификацией этой части, указанием даты и места установки и
снятия.
Прочность планера ВС и его деталей проверяется при проведении
статических испытаний, в программу которых включаются нормируемые
случаи нагружения, являющиеся расчетными для основных частей планера ВС,
а также испытания всех частей и элементов конструкции планера ВС, для
которых расчет на прочность не дает надежного решения. Прочность тех
панелей и элементов конструкции планера ВС, для которых расчет показывает
существенное влияние повышенных температур (деталей, подверженных
воздействию струи двигателя), проверяется статическими испытаниями как с
нагревом, так и без нагрева. После снятия нагрузки в силовых элементах
конструкции не должно быть видимых остаточных деформаций.
При испытании опытных и первых серийных ВС производится подробный
анализ всех разрушений, имевших место в процессе испытаний, и принимаются
решения по необходимым доработкам конструкции по обеспечению
необходимых запасов прочности.
Конструкция планера ВС должна в течение определенного времени
эксплуатации (установленного ресурса) выдерживать без разрушений,
угрожающих безопасности полета, воздействие повторяющихся в эксплуатации
нагрузок. Удовлетворение этому требованию должно подтверждаться
совместным рассмотрением результатов теоретического анализа, результатов
лабораторных испытаний на выносливость и данных опыта эксплуатации ВС.
При эксплуатации производится анализ условий нагружения ВС и
состояния элементов конструкции (наличие разрушений и повреждений) при
увеличении налета парка ВС с целью уточнения программ лабораторных и
стендовых испытаний на выносливость.
36
Испытаниям на выносливость подвергаются крыло, в том числе элероны,
закрылки и другие элементы механизации крыла, горизонтальное и вертикальное оперение, фюзеляж с герметической кабиной, шасси, система управления,
двигательная установка, элементы остекления герметической кабины.
Программа испытаний на выносливость каждой части ВС включает все те
режимы нагружений, имеющих место в нормальной эксплуатации, для которых
сочетание величины повторяющихся нагрузок и числа циклов нагружений
может повлиять на ресурс ВС.
Если во время испытаний на выносливость разрушается какой-либо
конструктивный элемент, то производится его ремонт или замена с выполнением соответствующих доработок на уже построенных ВС, а испытания продолжаются с целью выявления других опасных мест конструкции и проверки
эффективности ремонта.
Должен быть определен перечень критических мест конструкции,
рассмотрение совокупности которых обеспечивает полноту анализа конструкции в целом. Перечень критических мест разрабатывается (прогнозируется)
на этапе проектирования конструкции и уточняется по результатам лабораторных испытаний и опыта эксплуатации.
Для уточнения перечня критических мест проводится анализ результатов
детального контроля состояния конструкции (в том числе с использованием
инструментальных методов) с разборкой (расклепкой) неразъемных
соединений. Такому контролю обязательно подвергаются конструкции по
завершении натурных лабораторных испытаний на сопротивление усталости и
остаточную прочность, а также при возможности (и в случае необходимости)
отдельные ВС парка (или их части) с большой наработкой (сроком службы).
Для всех критических мест конструкции, в особенности для особо
ответственных конструктивных элементов, в соответствии с последующими
требованиями и рекомендациями должны устанавливаться условия,
обеспечивающие безопасную отработку назначенных ресурсов (сроков
службы).
При проектировании ВС должна быть обеспечена эксплуатационная
живучесть конструкции. Исключение могут составлять те части (элементы,
детали) конструкции, где требования эксплуатационной живучести практически невыполнимы.
Должны быть обеспечены условия осмотра и определены средства контроля
(в том числе инструментального) силовых элементов конструкции в процессе
эксплуатации, особенно в зонах вероятного возникновения усталостных,
коррозионных и случайных эксплуатационных повреждений. Должен быть
обеспечен возможно более медленный рост вероятных повреждений с тем,
чтобы требуемая периодичность осмотра (инструментального контроля),
позволяющая надежно обнаружить повреждение до достижения конструкцией
предельного состояния, была приемлемой.
37
Для критичных по условиям коррозионной прочности мест конструкции,
устанавливаемых на основе имеющегося опыта, при проектировании должна
быть предусмотрена эффективная антикоррозионная зашита. Одновременно
должно быть обращено внимание на выбор соответствующего конструкционного материала, зачтена его чувствительность к коррозии под напряжением и к другим видам коррозии, а также рассмотрена степень агрессивности
окружающей среды. Особое внимание должно быть обращено на поверхности
стыкующихся элементов, допускающих взаимное перемещение в процессе
нагружения, а также на те элементы конструкции, в которых возможно
возникновение коррозии под напряжением, где необходимо предусмотреть
мероприятия, обеспечивающие отсутствие значительных внутренних остаточных напряжений (монтажных, сварочных, технологических и др.).
В соответствии с современными нормами летной годности конструкция ВС
должна обладать эксплуатационной живучестью. Исключения составляют
только те элементы и детали конструкции, в отношении которых требования
эксплуатационной живучести практически невыполнимы.
Конструкция ВС должна быть спроектирована таким образом, чтобы при
эксплуатации обеспечивался высокий уровень ее безопасности по условиям
прочности.
Под безопасностью конструкции по условиям прочности подразумевают
как свойство самой конструкции, так и способы поддержания ее прочности при
длительной эксплуатации
Оценка безопасности конструкции по условиям прочности должна показать,
что в пределах установленного назначенного ресурса (срока службы) в
ожидаемых условиях эксплуатации практически невероятны аварийные и
катастрофические ситуации из-за усталости конструкции, повреждения
коррозией и случайных факторов.
Безопасность конструкции по условиям прочности обеспечивается:
 соответствующей конструкцией ВС;
 технологическими процессами изготовления ВС;
 техническим обслуживанием и ремонтом;
 выполнением бюллетеней по доработкам;
 соблюдением установленных правил и условий эксплуатации.
Она подтверждается:
 результатами соответствующих расчетов;
 исследованием фактических условий эксплуатации, в том числе
характеристик среды и действующих нагрузок;
 результатами прочностных испытаний;
 с результатами лабораторных и стендовых испытаний конструкций
основных компонентов ВС, их частей и материалов;
 опытом эксплуатации ВС данного типа и (или) ВС аналогичных типов.
38
В настоящее время при создании конструкции ВС реализуются три
основных принципа (подхода) обеспечения ее безопасности по условиям
прочности:
 безопасный ресурс (срок службы);
 безопасность разрушения (отказа);
 допустимость повреждения.
Последние два из указанных принципов объединяются обобщенным
термином «эксплуатационная живучесть».
Силовая установка включает в себя двигатели, воздушные винты,
топливную и масляную системы, системы управления и контроля работы
двигателей и агрегатов силовой установки, воздухозаборники, пожарную
защиту.
По требованию летной годности двигатели и их системы в силовой
установке ВС должны располагаться и быть изолированными друг от друга
таким образом, чтобы каждый двигатель с соответствующими системами мог
управляться и работать независимо от других двигателей.
Системы силовой установки должны обеспечивать работу всех двигателей
при всех ожидаемых условиях эксплуатации в пределах ограничений,
указанных в РЛЭ. Для контроля за работой силовой установки на ВС должны
быть установлены приборы и сигнализаторы как текущих значений параметров
двигателя и систем силовых установок, так и параметров, необходимых для
раннего обнаружения неисправностей в двигателе, которые могут явиться
причиной возникновения опасных ситуаций.
Элементы силовой установки ВС должны быть выполнены и смонтированы
так, чтобы был обеспечен доступ к ним для проведения необходимых осмотров
и технического обслуживания по возможности без необходимости
разъединения частей конструкции или снятия агрегатов. Двигатель должен
быть спроектирован так, чтобы возможное при эксплуатации попадание в него
посторонних предметов, регламентированных в требованиях норм, не вызвало
возникновения опасных (сложных) ситуаций.
Статические и динамические напряжения, деформации и нагрузки в деталях
и узлах двигателя, а также вибрации в местах его подвески к ВС и крепления
агрегатов не должны превышать значений установленных с учетом опыта
эксплуатации и результатов специальных испытаний.
Качество изготовления элементов ротора, не удерживаемых при
разрушении корпуса двигателя, должно подвергаться усиленному контролю на
всех этапах производства.
Учитывая важность надежной работы двигателя для обеспечения
безопасности полета ВС, в нормы включен большой по объему, количеству и
качеству проверок раздел требований к стендовым испытаниям опытных,
серийных и ремонтных двигателей, а также к объему проверок опытных
двигателей на ВС в летных испытаниях.
39
В Нормах летной годности сформулированы требования к функциональным системам (ФС) ВС, определяющие состав минимально необходимого оборудования, устанавливаемого на ВС для обеспечения безопасности
полетов. Даны также основные требования, регламентирующие условия
функционирования и надежности работы как отдельных систем, так и наиболее
важных их элементов.
Особое место отведено требованиям к компоновке кабины экипажа с целью
унификации размещения органов управления ФС и приборов для обеспечения
эффективного их использования экипажем в ожидаемых условиях эксплуатации ВС.
Смысл требований к ФС сводится к тому, что системы должны быть
достаточно надежными в ожидаемых условиях эксплуатации ВС, удобными для
использования их при эксплуатации и отказо-безопасными, когда при
появлении возможных в эксплуатации отказов ФС обеспечивается безопасное
завершение полета.
В качестве ожидаемых условий эксплуатации по массовым и центровочным
характеристикам приводятся допустимые массы и центровки ВС применительно ко всем предусмотренным его конфигурациям, этапам и режимам
полета.
В перечень ожидаемых условий эксплуатации включают: максимальную
массу ВС при рулении, максимальную взлетную массу, максимальную посадочную массу, максимальную массу ВС без топлива, максимальную массу
топлива, максимальную коммерческую нагрузку ВС, предельно-переднюю и
предельно-заднюю центровки ВС.
В перечне ожидаемых условий эксплуатации по режимам работы
двигателей приводятся данные по параметрам и максимально-допустимой
продолжительности непрерывной работы двигателей на различных режимах:
взлетный режим, максимальный продолжительный режим, полетный малый
газ, земной малый газ, режим максимального реверса, а также на других
фиксированных режимах, использование которых может быть предусмотрено в
соответствии с конкретными особенностями конструкции ВС и его силовой
установки, летных характеристик, условий применения и т.п.
В качестве ожидаемых условий эксплуатации по вопросам, касающимся
необходимых объема, периодичности и качества технического обслуживания
ВС, должен быть определен комплекс работ, выполняемых инженернотехническим и рабочим составом инженерно-авиационной службы, в целях
своевременной подготовки ВС к полетам и сохранения их летной годности на
протяжении установленных для эксплуатации ресурсов и срока службы.
В процессе разработки и испытаний ВС в качестве исходных данных для
определения условий эксплуатации должны учитываться:
 допустимая интенсивность эксплуатации в часах налета ВС (количество
полетов) в год;
40
 ресурс ВС до списания по допустимому налету часов, количеству посадок
или сроку службы;
 начальный назначенный ресурс к началу пассажирских перевозок;
 первоначальный ресурс до первого ремонта;
 ресурс двигателя (начальный, до первого ремонта, до списания);
 ресурсы (сроки службы) комплектующих изделий;
 виды технического обслуживания и ремонта.
Для установления ожидаемых условий эксплуатации, связанных с
особенностями применения ВС, используются сведения, приведенные в
руководящих документах общего назначения, которые регламентируют
правила полетов, их организацию и обеспечение.
Наземные средства обеспечения полета должны выбираться в зависимости
от назначения ВС и степени использования конкретных трасс маршрутов и
аэродромов.
Каждое ВС должно проектироваться с учетом того, что оно должно быть в
максимальной степени приспособлено к существующим и перспективным
наземным средствам обеспечении полета или при необходимости должно быть
обеспечено специальными для данного типа ВС средствами.
В числе ожидаемых условий эксплуатации, связанных с инженерноавиационным обеспечением полетов, указываются состав и характеристики
средств, используемых для технического обслуживания ВС в целях
поддержания его в исправном и работоспособном состоянии в соответствии с
установленными нормативами.
В состав ожидаемых условий эксплуатации включаются минимумы для
взлета и посадки. Они характеризуют метеорологические условия, в которых
должна быть предусмотрена возможность безопасного выполнения указанных
этапов полета.
Минимумы для взлета и посадки устанавливаются для аэродрома и
командира ВС. Они существенно зависят от состава используемого
оборудования, летно-технических характеристик ВС на режимах взлета и
посадки, параметров аэродрома и квалификации экипажа ВС.
В качестве ожидаемых условий эксплуатации изготовителем должен быть
разработан перечень топлив и масел, других жидкостей и газов, необходимых
для обеспечения нормальной эксплуатации ВС с учетом особенностей
конструкции его систем и агрегатов.
Допустимые параметры и режимы полета включают в себя: высоты полёта,
горизонтальные и вертикальные скорости, перегрузки, углы атаки и
скольжения, крена и тангажа.
В качестве ожидаемых условий эксплуатации по параметрам (режимам)
полета рассматриваются эксплуатационные и предельные ограничения
параметров и режимов полета ВС, а также рекомендуемые режимы полета.
41
Для конкретного типа ВС ожидаемые условия эксплуатации по параметрам
полета будут сугубо индивидуальными.
Вопросы для самоконтроля
1. Выделите основные этапы развития Гражданской авиации.
2. Приведите примеры приоритета отечественных ученых и конструкторов в
развитии авиационной науки и техники.
3. Каковы основные этапы развития Инженерно-авиационной службы ГА?
4. Какие главные научные направления в области технической эксплуатации ВС являлись и являются в настоящее время приоритетными?
5. Дайте определение понятиям «летная годность» и «сохранение летной
годности.
6. Что такое «эксплуатационная живучесть» и чем она обеспечивается?
7. Как классифицируются особые ситуации в полете?
ГЛАВА 3
ОБЩИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ГРАЖДАНСКИХ
САМОЛЕТОВ И ВЕРТОЛЕТОВ
3.1. Требования к летно-техническим и эксплуатационным
характеристикам летательных аппаратов
Требования, предъявляемые к самолетам и вертолетам гражданской авиации, разнообразны и зависят от их конкретного назначения.
Основные требования к транспортным самолетам и вертолетам направлены
на обеспечение безопасности полетов, регулярности вылетов, экономичности
эксплуатации и комфорта.
Безопасность полетов обеспечивается:
 большой энерговооруженностью самолета и вертолета за счет установки
двух, трех и более двигателей;
 оснащением крыла средствами механизации, обеспечивающими хорошие
взлетно-посадочные характеристики;
 правильным расчетом прочности и живучести конструкции с учетом всех
возможных эксплуатационных нагрузок;
 противопожарными конструктивными мероприятиями;
 дублированием важнейших функциональных систем и устройств;
 наличием эффективных противообледенительных систем;
 оснащением пилотажно-навигационным и связным оборудованием,
обеспечивающим выполнение полетов в любое время года и суток;
42
 оборудование пассажирских кабин запасными аварийными выходами и
приспособлениями для быстрого покидания самолета.
Экономичность эксплуатации транспортных самолетов и вертолетов
достигается:
 большой весовой отдачей (отношение массы перевозимой полезной
нагрузки к собственной массе самолета или вертолета);
 возможностью варьировать полезную нагрузку;
 увеличением налета часов на списочный самолет или вертолет;
 улучшением топливной эффективности;
 высокой крейсерской скоростью; применением передовой технологии и
организации перевозочного процесса для снижения его стоимости;
 сокращение числа членов экипажа;
 сокращением трудоемкости, продолжительности и стоимости технического обслуживания и ремонта.
Комфорт для пассажиров обеспечивается:
 наличием просторных кабин, оборудованных в соответствии с эстетикотехническими требованиями;
 оснащением самолетов системами кондиционирования воздуха, обеспечивающими поддержание в кабинах нормальных условий жизнедеятельности
при полетах на любых высотах;
 оборудованием пассажирских мест удобными креслами, съемными столиками, индивидуальным освещением, вентиляцией и сигнализацией;
 хорошей звукоизоляцией кабин;
 выполнением полетов на высотах, где «болтанка» менее возможна;
 оборудованием пассажирских кабин буфетами, гардеробами, туалетами и
другими бытовыми помещениями.
Особые требования предъявляются к грузовым самолетам. К числу таких
требований относятся:
 большая грузоподъемность, увеличенные размеры грузовых отсеков;
 наличие средств крепления (швартовки) грузов;
 наличие внутрисамолетных средств механизации погрузки-разгрузки.
Многие из перечисленных требований находятся в противоречии друг с
другом: улучшение одних характеристик влечет ухудшение других. Например,
увеличение максимальной скорости полета вызывает увеличение посадочной
скорости и ухудшение его маневренных свойств; выполнение требований
прочности, жесткости и живучести входит в противоречие с требованием
обеспечения минимальной массы конструкции; увеличение дальности полета
достигается за счет снижения массы перевозимого груза и т.п. Невозможность
одновременного выполнения противоречивых требований делает невозможным
создание универсального самолета или вертолета. Каждый самолет или
вертолет проектируется для выполнения конкретных задач.
43
3.2. Классификация самолетов, вертолетов и авиадвигателей
3.2.1. Классификация самолетов
Многообразие типов самолетов и их использование в народном хозяйстве
обусловило необходимость классификации их по различным признакам.
Среди многочисленных признаков, по которым можно классифицировать
самолет, наиболее важным является назначение. Этот признак определяет
выбор летно-технических характеристик, размеры и компоновку самолета,
состав оборудования на нем и пр.
Основное назначение гражданских самолетов – перевозка пассажиров,
почты и грузов, выполнение различных народнохозяйственных задач. В
соответствии с этим по назначению самолеты подразделяются на: транспортные, специального назначения и учебные. В свою очередь, транспортные
самолеты подразделяются на пассажирские и грузовые. По максимальной
взлетной массе самолеты разбиваются на классы, табл. 3.1.
Таблица 3.1
Классы самолетов
Класс
1
Максимальная взлетная
масса, т
75 и более
2
От 30 до 75
3
От 10 до 30
4
До 10
Тип самолета
Ил-96, Ил-86, Ил-76Т,
Ил-62, Ту-154, Ту-204
Ан-12, Ил-18, Ил-114,
Ту-134, Як-42
Ан-24, Ан-26, Ан-30,
Ил-14, Як-40
Ан-2, Л-410, М-15
Учебные самолеты служат для подготовки и тренировки летного состава в
различных учебных заведениях гражданской авиации.
Самолеты специального назначения: сельскохозяйственные, санитарные,
для охраны лесов от пожаров и вредителей, для аэрофотосъемочных работ и др.
По дальности полета самолеты подразделяются на магистральные дальние
(свыше 6000 км), магистральные средние (от 2500 до 6000 км), магистральные
ближние (от 1000 до 2500 км) и самолеты местных воздушных линий (до 1000
км).
44
Грузовые самолеты в отличие от пассажирских имеют большие внутренние
объемы в фюзеляже, позволяющие размещать различные грузы, более прочный
пол, оснащены средствами механизации погрузо-разгрузочных работ.
Классификация самолетов приведена на рис. 3.1. Из всего многообразия
конструктивных признаков выделены основные: количество и расположение
крыльев; тип фюзеляжа; тип двигателей, их количество и расположение; тип
шасси; тип и расположение оперения.
Рис. 3.1. Классификация самолетов
Рассмотрим особенности схем самолетов, обусловленные количеством и
расположением крыльев.
По количеству крыльев самолеты подразделяются на монопланы, то есть
самолеты с одним крылом, и бипланы – самолет с двумя крыльями, расположенными одно над другим. Достоинством бипланов является лучшая, по
сравнению с монопланом, маневренность, благодаря тому, что при равной
площади крыльев размах их у биплана оказывается меньшим. Однако в
следствие большого лобового сопротивления из-за наличия межкрыльевых
стоек и расчалок, скорость полета биплана невелика. В настоящее время в
гражданской авиации эксплуатируется самолет – биплан Ан-2.
45
Большинство современных самолетов выполнено по схеме моноплана.
По расположению крыла относительно фюзеляжа различают низкопланы,
среднепланы и высокопланы. Каждая из этих схем имеет свои достоинства и
недостатки.
Низкоплан – самолет с нижним расположением крыла относительно
фюзеляжа. Именно такая схема получила наибольшее распространение для
пассажирских самолетов, благодаря следующим ее достоинствам:
 значительное приращение подъемной силы вследствие экранирующего
влияния земли;
 небольшая высота стоек шасси, что уменьшает их вес, упрощает уборку и
уменьшает объемы отсеков для размещения шасси;
 удобство обслуживания авиадвигателей при размещении их на крыле;
 при аварийной посадке на воду обеспечивается хорошая плавучесть;
 при аварийной посадке с невыпущенными шасси приземление происходит на крыло, что создает меньше опасности для пассажиров и экипажа.
Недостатком такой схемы является то, что в зоне стыка крыла и фюзеляжа
нарушается плавность отсекания воздуха и возникает дополнительное
сопротивление, называемое интерференцией, и обусловленное взаимным
влиянием крыла на фюзеляж. Кроме того, на низкоплане трудно защитить
двигатели, расположенные на крыле и под крылом, от попадания пыли и грязи
с взлетно-посадочной полосы аэродрома.
Среднеплан – самолет, у которого крыло расположено примерно по
середине высоты фюзеляжа. Основное преимущество такой схемы –
минимальное аэродинамическое сопротивление.
К недостаткам схемы относится трудность с размещением пассажиров,
грузов и оборудования в средней части фюзеляжа в связи с необходимостью
пропускать здесь продольные силовые элементы крыла.
Высокоплан – самолет, у которого крыло крепится к верхней части
фюзеляжа.
Основные преимущества высокоплана:
 малая интерференция между крылом и фюзеляжем;
 размещение двигателей высоко от поверхности взлетно-посадочной
полосы. Что уменьшает вероятность их повреждения при рулении по земле;
 хороший обзор нижней полусферы;
 возможность максимального использования внутренних объемов
фюзеляжа, оборудования его средствами механизации загрузки и выгрузки
крупногабаритных грузов.
К недостаткам схемы относятся:
 трудность уборки шасси в крыло;
 сложность обслуживания двигателей, расположенных на крыле;
 необходимость усиления конструкции нижней части фюзеляжа.
46
 По типу фюзеляжа самолеты разделяются на однофюзеляжные,
двухбалочные с гондолой и «летающее крыло».
 Большинство современных самолетов имеет один фюзеляж, к которому
крепятся крыло и хвостовое оперение.
 В зависимости от типа и расположения оперения различают три основные
схемы:
 заднее расположение оперения;
 переднее расположение оперения (самолет типа «утка»);
 бесхвостые самолеты типа «летающее крыло».
Большинство современных гражданских самолетов выполнено по схеме с
хвостовым оперением. Эта схема имеет следующие разновидности:
 центральное расположение вертикального киля и горизонтальное
расположение стабилизатора;
 разнесенное вертикальное оперение;
 V – образное оперение без вертикального киля.
По типу шасси самолеты подразделяются на сухопутные и гидросамолеты.
Шасси у сухопутных самолетов, как правило, колесное, иногда – лыжное, а у
гидросамолетов – лодочное или поплавковое.
Самолеты различают также по типу, числу и расположению двигателей. На
современных самолетах применяются поршневые (ПД), турбовинтовые (ТВД) и
турбореактивные (ТРД) двигатели.
Расположение двигателей на самолете зависит от их типа, количества, габаритов и назначения самолета.
У многомоторных самолетов двигатели с воздушными винтами устанавливаются в гондолах перед крылом.
Турбореактивные двигатели располагаются чаще всего на пилонах под
крылом или в хвостовой части фюзеляжа.
Достоинства первого способа: непосредственное размещение двигателей в
потоке воздуха, разгрузка крыла от изгибающих и крутящих моментов,
удобство обслуживания двигателей. Однако близкое от земли расположение
двигателей связано с опасностью попадания в них посторонних предметов с
поверхности ВПП. На самолетах с таким расположением двигателей создаются
также трудности в пилотировании с одним отказавшим двигателем (полет с
несимметричной тягой).
При втором способе основными достоинствами являются следующие:
 чистое от надстроек крыло имеет лучшие аэродинамические характеристики (имеется больше места для размещения средств механизации крыла);
 не возникает сложностей при полете с нессиметричной тягой;
 уменьшается уровень шума в кабинах самолета;
 крыло защищает двигатели от грязи при движении самолета по земле;
 обеспечивается удобное обслуживание двигателей.
Однако такая схема размещения двигателей имеет и серьезные недостатки:
47
 горизонтальное оперение необходимо переносить вверх и усиливать киль;
 фюзеляж в зоне расположения двигателей необходимо усиливать;
 центровка самолета по мере выгорания топлива перемещается назад,
уменьшая устойчивость самолета.
3.2.2. Классификация вертолетов
Классифицируются вертолеты по различным признакам, например, по
величине максимальной взлетной массы (табл. 3.2), по виду привода несущего
винта, количеству и расположению несущих винтов или способу компенсации
реактивного момента этих винтов.
Таблица 3.2
Классы вертолетов
Класс
1
Максимальная взлетная
масса, т
10 и более
2
От 5 до 10
3
4
От 2 до 5
До 2
Тип вертолета
Ми-6, Ми-10К,
Ми-26
Ми-4, Ми-8, Ка32
Ка-26, Ми-2
Ка-15, Ка-18
У большинства современных вертолетов несущий винт приводится во
вращение через трансмиссию от двигателей. Несущий винт при вращении
испытывает действие реактивного момента Мреакт, являющегося реакцией
воздуха и равного Мкр – крутящему моменту на валу несущего винта. Этот
момент стремится вращать фюзеляж вертолета в сторону, противоположную
вращению винта. Способ уравновешивания реактивного момента крутящего
винта в основном определяет схему вертолета.
Одновинтовая схема вертолета в настоящее время является наиболее
распространенной. Вертолеты такой схемы имеют рулевой винт, который
выносится на длинной хвостовой балке за плоскость вращения несущего винта.
Тяга, создаваемая рулевым винтом, позволяет уравновесить реактивный
крутящий момент несущего винта. Изменяя величину тяги рулевого винта,
можно осуществлять путевое управление, то есть поворот вертолета
относительно вертикальной оси.
Вертолеты одновинтовой схемы проще других в изготовлении и
эксплуатации и поэтому позволяют получить относительно меньшую
стоимость летного часа. Такие вертолеты компактны, имеют мало
выступающих в поток частей и позволяют достигать большей чем при других
48
схемах скорости полета. Иногда для увеличения скорости на таких вертолетах
может устанавливаться крыло. При подлете с горизонтальной скоростью на
крыле создается подъемная сила, в результате чего несущий винт частично
разгружается.
Затраты мощности (8…10%) двигателя на привод рулевого винта, а также
наличие длинной хвостовой балки и несущего винта большого диаметра, увеличивающих габариты вертолета, являются недостатками данной схемы.
У вертолетов двухвинтовой схемы уравновешивание реактивного
крутящего момента достигается сообщением винтам противоположного
вращения. Двухвинтовые вертолеты могут иметь различное расположение
несущих винтов.
При соосной схеме вал верхнего несущего винта проходит через полый вал
нижнего. Плоскости вращения винтов удалены друг от друга на такое
расстояние, что бы исключить столкновение между лопастями верхнего и
нижнего винтов на всех режимах полета.
Путевое управление вертолета соосной схемы обеспечивается за счет
установки лопастей верхнего и нижнего винтов на разные углы атаки.
Возникающая при этом разность крутящих моментов на несущих винтах
вызывает поворот вертолета в требуемую сторону. Иногда для улучшения
путевого управления такие вертолеты снабжают рулями поворота, действие
которых подобно действию аналогичных рулей на самолете. Продольное и
поперечное управление осуществляется одновременным наклоном плоскостей
вращения обоих несущих винтов.
Вертолеты с соосными винтами наиболее компактны и маневренны, имеют
высокую весовую отдачу. Однако сложность конструкции удорожает их производство и вызывает трудности при эксплуатации, особенно в регулировке
несущей системы.
При продольной схеме несущие винты устанавливаются на концах
фюзеляжа. Винты, вращающиеся в противоположные стороны, синхронизированы так, что лопасти одного винта при вращении всегда проходят между
лопастями другого.
Достоинством вертолетов такой схемы является длинный, емкий фюзеляж,
внутри которого можно перевозить крупногабаритные грузы. В остальном они
уступают вертолетам одновинтовой схемы.
Вертолеты поперечной схемы имеют два несущих винта, расположенных в
одной плоскости по бокам фюзеляжа и вращающихся в противоположные
стороны. С точки зрения аэродинамики такая схема расположения несущих
винтов является наиболее целесообразной, но крылья, воспринимающие
нагрузки от несущих винтов, значительно утяжеляют конструкцию вертолета.
49
3.2.3. Классификация авиадвигателей
Силовая установка предназначена для создания тяги. Она включает в себя
двигатели, воздушные винты, гондолы двигателей, топливную и масляную
системы, системы управления двигателями и винтами и др.
В зависимости от конструктивной схемы и характера рабочего процесса
двигатели классифицируются на поршневые (ПД) и газотурбинные (ГТД). В
свою очередь газотурбинные двигатели подразделяются на: турбореактивные
(ТРД), турбовинтовые (ТВД), двухконтурные турбореактивные (ДТРД) и турбовентиляторные, рис. 3.2.
Рис. 3.2. Классификация авиационных двигателей
ТРД имеют малую массу, компактные и надежные, поэтому занимают
доминирующее положение на магистральных самолетах.
ТВД по сравнению с турбореактивными имеют более высокую топливную
эффективность, однако их конструкция существенно утяжелена и усложнена
воздушным винтом, вызывающим к тому же дополнительные шумы и
вибрации. ТВД устанавливают на крыле и в носовой части фюзеляжа. Наличие
воздушного винта на ТВД ограничивает другие варианты их расположения на
самолете.
ТРД устанавливают на крыле, под крылом на пилонах, внутри фюзеляжа, по
его бортам в хвостовой части. Каждая схема размещения имеет свои
преимущества и недостатки и выбирается с учетом типа и числа двигателей,
аэродинамических, прочностных, массовых и других особенностей самолетов,
условия их эксплуатации.
Поршневые двигатели работают на авиационном бензине марок Б-70 и Б95/130. Тепловая энергия сгоревшего в цилиндрах топлива преобразуется в
50
механическую и передается воздушному винту, который создает необходимую
для полета тягу. Газотурбинные двигатели работают на авиационном керосине
марок Т-1, ТС-1, РТ-1 и др.
Вопросы для самоконтроля
1. Что такое «безопасность полетов» и чем она обеспечивается?
2. Чем достигается «экономичность эксплуатации»?
3. По каким направлениям обеспечивается «комфорт пассажиров»?
4. По каким признакам и критериям классифицируются самолеты? Недостатки
и преимущества различных конструктивных схем самолетов.
5. Классификация вертолетов. Каковы преимущества и недостатки различных
конструктивных схем вертолетов?
6. Дайте классификацию авиационных двигателей.
ГЛАВА 4
АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ
САМОЛЕТОВ
4.1. Содержание науки об аэродинамике
Аэрогидромеханика (механика жидкости и газа) – наука, изучающая законы
движения и равновесия жидкостей и газов и их силового взаимодействия с
обтекаемыми телами и граничными поверхностями. Механика жидкого тела
называется гидромеханикой, механика газообразного тела – аэромеханикой.
Развитие воздухоплавания, авиации и ракетостроения вызывало особый
интерес к исследованиям силового взаимодействия воздуха и других
газообразных сред с движущимися в них телами (крылом самолёта,
фюзеляжем, винтом, дирижаблем, ракетами и др.).
Проектирование и расчёт самолетов (вертолетов) основываются на
результатах, полученных при аэродинамических исследованиях. С учетом
аэродинамики можно выбрать рациональную внешнюю форму самолета
(принимая во внимание взаимное влияние его частей) и установить допустимые
отклонения во внешней форме, размерах и т.д. при производстве.
Для аэродинамического расчета самолета, т.е. для определения возможного
диапазона скоростей, высоты и дальности полета, а также для определения
таких характеристик, как устойчивость и управляемость самолета, необходимо
знать силы и моменты, действующие на самолет в полете. Для расчета
летательного аппарата на прочность, надежность и долговечность необходимо
знать величины и распределение аэродинамических сил по поверхности
летательного аппарата. Ответ на эти вопросы дает аэродинамика.
Очень важным является определение аэродинамических характеристик
летательного аппарата и его частей при полете со сверхзвуковыми скоростями,
51
так как в этом случае возникает дополнительная задача определения
температуры на поверхности обтекаемого тела и теплообмена между телом и
средой.
Аэродинамика играет большую роль не только при проектировании и
расчете самолета (вертолета), но и при его летных испытаниях. С помощью
данных аэродинамики и летных испытаний устанавливают допустимые для
самолета величины деформаций, скоростей, а также режимы полета, при
которых имеют место вибрации, тряска самолета и т.д.
Согласно
принципу
механического
взаимодействия
нескольких
движущихся тел силы, действующие на тела, зависят от их относительного
движения. Суть относительного движения заключается в следующем: если в
неподвижной воздушной среде тело (например, самолет в воздухе) движется
прямолинейно и равномерно со скоростью V∞, то при одновременном
сообщении среде и самолету обратной скорости V∞ получается так называемое
«обращённое» движение, т.е. на неподвижное тело набегает воздушный поток
(например, поток воздуха в аэродинамической трубе на неподвижную модель
самолета), при этом скорость невозмущенного потока равна V∞. И в том, и в
другом случае уравнения, описывающие относительное движение самолета и
воздуха, будут инвариантными. Таким образом, аэродинамические силы
зависят только от относительного движения тела и воздуха.
Для определения аэродинамических характеристик тел (например, крыла,
фюзеляжа и других частей летательного аппарата), обтекаемых воздушным
потоком, в настоящее время используется синтез теоретических и экспериментальных методов: теоретические расчеты с введением экспериментальных
поправок или экспериментальные исследования с учетом теоретических
поправок (на влияние вариации критериев подобия, граничных условий и т.д.).
И в том, и в другом случаях для расчетов и обработки экспериментальных
данных широко используются ЭЦВМ. После создания летательного аппарата
завершающим этапом являются летные испытания – эксперимент в натурных
условиях. Непосредственно измерить аэродинамические силы (как, например, в
аэродинамических трубах) при летных испытаниях затруднительно.
Аэродинамические характеристики определяются путем обработки измеренных
во время испытаний параметров движения летательного аппарата относительно
воздуха. Для получения достаточного количества опытных данных полеты
производятся на различных режимах.
Аэродинамика подразделяется на два раздела: аэродинамику малых
скоростей и аэродинамику больших скоростей. Принципиальное различие этих
разделов состоит в следующем. Когда скорости течения газа невелики по
сравнению со скоростью распространения звука, при аэродинамических
расчетах газ считается практически несжимаемым и изменения плотности и
температуры газа внутри потока не учитываются. При скоростях, соизмеримых
со скоростью звука, явлением сжимаемости газа пренебречь нельзя.
52
Задача аэродинамики – определение аэродинамических сил, от которых
зависят летные данные летательных аппаратов.
Аэродинамика
как
наука
развивается
в
двух
направлениях:
экспериментальном и теоретическом. Теоретическая аэродинамика находит
решения путём анализа основных законов гидроаэродинамики. Однако из-за
сложности процессов, происходящих при обтекании тел потоком воздуха,
решения при этом получаются приближенными и требуют экспериментальной
проверки. Экспериментальные аэродинамические исследования проводятся в
аэродинамических трубах или непосредственно в ходе летных испытаний
летательных аппаратов. Летные испытания позволяют получить наиболее
достоверные результаты. Они проводятся, как правило, уже после того, как
проведены испытания в аэродинамических трубах.
Аэродинамическими трубами называются устройства, в которых искусственно создается воздушный поток, обдувающий изучаемые тела.
На рис. 4.1 показана схема аэродинамической трубы. Вентилятор – 2 приводится во вращение электродвигателем – 1, позволяющим менять обороты
вентилятора и скорость воздушного потока. Воздух, всасываемый вентилятором, пройдя через обратный канал – 4, поступает через сужающееся сопло
– 7 в рабочую часть – 6, где помещается испытуемая модель – 5. Для потерь
энергии воздуха и предотвращения появления вихрей при поворотах потока
служат направляющие лопатки – 9, а для создания равномерного потока в
рабочей зоне – спрямляющая решетка – 8. Расширяющийся диффузор - 3
уменьшает скорость и соответственно повышает давление воздушного потока,
что позволяет уменьшить энергию, необходимую для вращения вентилятора.
Рис. 4.1. Схема аэродинамической трубы: 1 – электродвигатель; 2 – вентилятор; 3 – диффузор; 4 – обратный канал; 5 – испытуемая модель; 6 – рабочая
часть аэродинамической трубы; 7 – сопло; 8 – спрямляющая решетка; 9 – направляющие лопатки
53
Для определения аэродинамических сил, действующих на испытываемую
модель, применяются аэродинамические весы. Давление на различных участках
поверхности модели измеряются через специальные отверстия, соединенные с
манометрами.
4.2. Характеристика воздушной среды
Атмосферой называется газообразная оболочка, окружающая земной шар и
вращающаяся вместе с ним. Верхняя часть атмосферы состоит из ионизированных частиц, захваченных магнитным полем Земли. Атмосфера плавно
переходит в космическое пространство и её точную высоту установить трудно.
Условно высота атмосферы принимается равной 2500 км: на этой высоте
плотность воздуха близка к плотности космического пространства.
Исследование состояния атмосферы представляет большой интерес для
авиации, так как от свойств атмосферы зависят летно-технические характеристики летательных аппаратов. Особенно большое влияние на летные качества самолетов оказывают метеорологические условия.
С увеличением высоты падают давление и плотность воздуха. Параметры
атмосферного воздуха зависят от координат места и изменяются с течением
времени в определенных пределах. Значительное воздействие на состояние
атмосферы оказывает солнечное излучение. Атмосфера находится в
непрерывном взаимодействии с космосом и землей.
Атмосфера состоит из нескольких слоев: тропосферы, стратосферы,
химосферы, ионосферы, мезосферы и экзосферы, каждый их которых
характеризуется различным изменением температуры в зависимости от высоты.
В тропосфере температура уменьшается с высотой в среднем на 6,5 оС через
каждые 1000 м. В стратосфере температура остается почти постоянной. В
химосфере теплый слой воздуха лежит между двумя холодными слоями,
поэтому там существуют два температурных градиента: внизу в среднем +4 оС
на 1000 м, а вверху - 4,5оС на 1000 м. В ионосфере температура возрастает с
высотой в среднем на 10оС через каждые 1000 м. В мезосфере температура
уменьшается в среднем на 3оС через каждые 1000 м.
Все слои отделяются друг от друга зонами толщиной 1…2 км, называемыми
паузами: тропопаузой, стратопаузой, химопаузой, ионопаузой, мезопаузой.
Наибольший интерес для авиации в настоящее время представляют нижние
слои атмосферы, в частности, тропосфера и стратосфера.
Многолетние наблюдения состояния атмосферы в различных местах
земного шара показали, что значения температуры, давления и плотности
воздуха изменяются в зависимости от времени и координат в весьма широких
пределах, что не позволяет точно предсказывать состояние атмосферы в момент полета. Например, в Сибири температура воздуха зимой на уровне океана
иногда достигает 2130 К, а летом 3030 К, т.е. в течение года она изменяется на
900К. В средних широтах температура изменяется примерно на 700К. В изме-
54
нениях температуры на различных высотах также наблюдаются значительные
колебания.
Значителен диапазон колебаний давления: в средних широтах на уровне
океана оно изменяется от 1,04 до 0,93 бар (1 бар = 10 5 Н/м2). Соответственно
изменяется и плотность воздуха (в пределах ±10%).
Отсутствие определенности в состоянии атмосферы у Земли и в изменении
ее состояния с увеличением высоты создает серьезные затруднения при аэродинамических расчетах летных характеристик самолетов, которые, как уже отмечалось, существенно зависят от состояния атмосферы. Необходимость унификации расчетов, связанных с летательными аппаратами, при решении практических задач, например, единообразное градуирование различных летных
приборов (измерители скорости, махометры и т.п.), пересчет летных характеристик самолетов, полученных в конкретных атмосферных условиях, на другие
привела к созданию условных характеристик атмосферы – стандартов. Такие
характеристики были введены в форме условной стандартной атмосферы (СА),
которая имеет вид таблицы численных значений физических параметров
атмосферы для ряда высот.
4.3. Общие сведения о законах аэродинамики
Аэродинамика дает качественное объяснение природы возникновения аэродинамических сил и с помощью специальных уравнений позволяет получить их
количественную оценку.
При изучении движения газов исходят из предположения, что эти среды
являются сложными с непрерывным распределением вещества в пространстве.
Поток газа (в дальнейшем – воздуха) в аэродинамике принято представлять в
виде отдельных элементарных струек – замкнутых контуров в виде трубок,
через боковую поверхность которых воздух перетекать не может, рис. 4.2. Если
в любой точке пространства скорость, давления и другие характерные величины постоянны по времени, то такое движение называется установившимся.
Применим к течению воздуха в струйке два наиболее общих закона природы: закон сохранения массы и закон сохранения энергии.
Для случая установившегося движения закон сохранения массы сводится к
тому, что через каждое поперечное сечение струйки в единицу времени протекает одна и таже масса воздуха, то есть:
ρ1f1V1= ρ2f2V2=const ,
где: ρ – массовая плотность воздуха в соответствующих сечениях струйки;
f – площадь сечения струйки;
V – скорость воздуха.
Это уравнение называется уравнением неразрывности струи.
55
Произведение ρfV представляет собой секундный массовый расход воздуха, проходящего через каждое поперечное сечение струйки.
Для малых скоростей течения (М < 0,3), когда сжимаемостью воздуха можно пренебречь, то есть когда ρ1 = ρ2 = const, уравнение неразрывности принимает вид:
f1V1= f2V2=const.
Из этого уравнения видно, что при М < 0,3 скорость течения в струйке
обратно пропорциональна площади ее поперечного сечения.
По мере увеличения скорости она начинает все заметнее влиять на
изменение плотности. Например, при скоростях, соответствующих М > 1, рост
скорости возможен лишь при увеличении площади поперечного сечения
струйки.
Рис. 4.2. К выводу уравнения неразрывности и уравнения Бернулли
Это объясняется тем, что плотность воздуха с увеличением скорости падает
настолько быстро, что произведение ρV начинает уменьшаться.
Применение закона сохранения энергии для случая установившегося движения позволяет установить взаимосвязь давления и скорости воздуха в струе.
Считая воздух несжимаемым и лишенным трения, рассмотрим баланс
энергии, поступающей через два произвольно взятых сечения I-I и II-II струйки
за время Δτ.
Кинетическая энергия массы воздуха m, проходящая через сечение I-I,
будет равна
, а потенциальная энергия, равная работе силы тяжести
относительно некоторого условного уровня, – mgh1. Помимо этого воздух,
находящийся выше первого сечения, производит работу, продвигая находящуюся впереди массу воздуха. Эта работа определяется как произведение силы
давления P1f1 на путь V1Δτ. Таким образом, энергия воздуха, передаваемая за
время Δτ через сечение I-I, составит:
mgh1 + P1f1 V1 Δτ.
56
С учетом принятых ранее допущений уравнение баланса энергии для обоих
сечений может быть записано в следующем виде:
mgh1 + P1f1 V1 Δτ =
mgh2 + P2f2 V2 Δτ.
Разделив обе части этого уравнения на величину объема воздуха,
проходящего через каждое сечение за время Δτ (то есть на величину f1V1Δτ и
f2V2Δτ соответственно), получим уравнение Бернулли для струйки движущегося газа без учета сжимаемости:
P1+
Величина
ρgh1=P2+
ρgh2= const.
обычно называется скоростным напором или кинематичес-
ким давлением.
Для случая, когда h = h, то есть течение происходит в горизонтальной плоскости, уравнение Бернулли может быть представлено в упрощенном виде:
P1+
=P2+
= const.
Таким образом, на основании уравнения Бернулли можно сделать вывод,
что при установившемся движении сумма статического давления и динамического давления есть величина постоянная.
Уравнение Бернулли с учетом сжимаемости газа имеет следующий вид:
,
где k – показатель адиабаты.
Для воздуха при k = 1,4 уравнение Бернулли с учетом сжимаемости воздуха
можно записать так:
Уравнение Бернулли позволяет объяснить физическую сущность возникновения аэродинамических сил на крыле самолета и воздушном винте.
4.4. Характеристики крыла самолета и аэродинамические силы
Под крылом понимается часть летательного аппарата, предназначенная для
создания аэродинамической подъемной силы.
57
Крылом называют тело, которое создает в потоке жидкости подъемную
силу, значительно превышающую силу лобового сопротивления. Как правило,
крыло самолета имеет форму симметричную относительно некоторой
плоскости – плоскости симметрии.
Любое сечение крыла плоскостью, параллельной плоскости симметрии
крыла, называется профилем крыла. В разных сечениях профиль крыла может
быть различным по форме размера и ориентации.
Один из возможных профилей крыла изображен на рис. 4.3. Точка А –
передняя кромка профиля, В – задняя кромка профиля или точка схода
профиля. Линия АВ, соединяющая две наиболее удаленные точки профиля, т.е.
переднюю и заднюю кромки профиля, называется хордой профиля b. Хорда
делит профиль на две части – верхнюю и нижнюю. Угол между хордой
профиля и направлением невозмущенного потока называется углом атаки α,
если вектор скорости невозмущенного потока параллелен плоскости профиля.
В более общем случае угол атаки измеряется между хордой профиля и
проекций скорости невозмущенного потока на плоскость профиля.
Рис. 4.3. Геометрические параметры профиля
При изучении геометрических характеристик профиля обычно пользуются
системой прямоугольных координат, у которой начало совпадает с передней
кромкой профиля, ось ОХα направлена вдоль хорды по направлению к задней
кромке, ось OYα – вверх.
В этой системе координатных осей уравнения верхнего и нижнего контуров
профиля имеют вид: yв = f1(x) и yн = f2(x).
Толщина профиля в произвольной точке хорды выражается как разность
ординат точек yв и yн. Наибольшая длина перпендикулярного к хорде отрезка
между верхним и нижним контурами профиля, т.е. (yв - yн)max, называется
максимальной толщиной или просто толщиной профиля и обозначается с.
58
Отношение максимальной толщины профиля с к длине хорды b носит
название относительной толщины профиля:
или в процентах
.
Относительная толщина аэродинамических профилей крыльев и лопастей
винтов обычно находится в пределах от 3 до 25%. Тонкие профили применяются, например, на концах лопастей винтов и в крыльях сверхзвуковых самолетов.
Линия, соединяющая середины отрезков yв – yн, построенных в разных точках хорды, называется средней линией профиля (пунктирная линия на рис. 4.3).
В частном случае, когда профиль симметричен, средняя линия совпадает с
хордой. Наибольшая ордината средней линии называется кривизной профиля f,
а ее отношение к хорде называется относительной кривизной:
или в
процентах
.
Относительная кривизна современных профилей крыльев и лопастей винтов
обычно не превышает 2%. Кривизна профилей самолетов 20-х и 30-х годов
доходила до 6 … 8%.
Абсциссы наибольшей толщины профиля и наибольшей кривизны
соответственно обозначаются xc и xf (см. рис. 4.3). Отношения этих величин к
хорде носят названия относительных абсцисс соответственно толщины и
кривизны:
,
. Значения у дозвуковых профилей колеблются
в пределах 25… 30%, у сверхзвуковых - 40 … 50%.
Радиусы кривизны в «головке» и «хвостовике» профиля (rгол, rхв) также
относятся к хорде, например, относительный радиус
, и их часто выражают в процентах от длины хорды.
Серии профилей можно получить путем деформации какого-либо исходного профиля по заданному закону с сохранением неизменными одного или
нескольких перечисленных выше безразмерных параметров.
Взаимодействие между газом (воздухом) и движущимся в нем крылом
приводит к возникновению непрерывно распределенных по всей поверхности
крыла так называемых аэродинамических сил, которые могут быть
охарактеризованы величинами нормального p и касательного τ напряжений в
каждой точке поверхности крыла.
Результирующая сила давления и трения, возникающих при движении
летательного аппарата относительно воздушной среды, сила , называется
полной аэродинамической силой. Часто под полной аэродинамической силой
понимают только результирующую нормальных сил, пренебрегая при этом
силами трения.
Момент полной аэродинамической силы относительно передней кромки
крыла Mz называется продольным моментом или аэродинамическим моментом
тангажа. Момент Mz считается положительным, если он стремится повернуть
крыло в сторону увеличения угла атаки α, и отрицательным – в обратную
59
сторону. Положительный момент называется кабрирующим, а отрицательный –
пикирующим.
При теоретическом и экспериментальном исследованиях силового взаимодействия движущегося тела с окружающей его средой обычно рассматривается не результирующая сила , а проекции этой силы на оси той или иной системы координат, которая выбирается в зависимости от условий задачи. В аэрородинамике используются две системы координат: скоростная и связанная.
В скоростной системе координат ось OXα совпадает с направлением
скорости полета, ось OYα перпендикулярна к оси OXα и лежит в плоскости
симметрии летательного аппарата. Ось OZα составляет с осями OXα и OYα
правую систему координат (направленную вдоль правого крыла).
При аэродинамических расчетах начало координат обычно совмещают с
передней кромкой крыла. В связанной системе координат ось OX направлена
вдоль хорды крыла или продольной оси самолета, ось OY перпендикулярна оси
OX и лежит в плоскости симметрии летательного аппарата, ось OZ составляет с
осями OX и OY правую систему. В скоростной системе координат проекции
силы обозначаются Xα, Yα, Zα, а в связанной – X, Y, Z, рис. 4.4.
При рассмотрении плоских течений аэродинамическая сила раскладывается
на две составляющие Xα, Yα (X, Y):
.
В скоростной системе координат проекция силы
на направление, перпендикулярное к скорости невозмущенного потока, называется аэродинамической подъемной силой Yα, а проекция силы
на направление, противоположное движению крыла, называется лобовым сопротивлением Xα. В
связанной системе координат силы Y и X называются аэродинамической
нормальной и продольной силами соответственно. Составляющие силы в этих
двух системах координат связаны между собой следующими зависимостями:
или
.
Рассмотрим силы, действующие на цилиндрическое крыло бесконечного
размаха, обтекаемое потоком жидкости, в связанной системе координат, начало
которой находится на расстоянии xc от передней кромки крыла.
60
Рис. 4.4. Составляющие полной аэродинамической силы в скоростной и
связанной системах координат
Для оценки аэродинамических свойств профиля вводится понятие о качестве профиля K. Аэродинамическим качеством профиля называется отношение
подъемной силы к силе лобового сопротивления:
или через аэродинамические коэффициенты
. Эта величина представляет собой тангенс
угла наклона полной аэродинамической силы
к направлению невозмущенного потока (см. рис. 4.4), т.е.
.
Чем меньше лобовое сопротивление при той же подъемной силе, тем больше качество.
Безразмерные величины
и K являются основными аэродинамическими коэффициентами профиля крыла.
Зависимость коэффициента лобового сопротивления Cxα от угла атаки α
имеет обычно вид параболы (рис. 4.5): сначала Cxα изменяется незначительно (в
области летных углов), а затем, начиная с углов атаки, несколько меньших αкр,
быстро возрастает, что обусловлено усилием отрыва пограничного слоя.
При некотором значении α коэффициент Cxα достигает минимального
значения Cxα min. У симметричного профиля Cxα min достигается при α = 0, а у
несимметричного с
– при отрицательном значении угла атаки, близком к
углу нулевой подъемной силы.
Характер изменения коэффициента Cx в зависимости от угла атаки в
значительной мере отличается от характера изменения Cxα = f(α). Аэродинамический коэффициент Cx на больших положительных углах атаки в отличие
от коэффициента Cxα может стать отрицательным.
61
Рис. 4.5.Изменение аэродинамического коэффициента сопротивления
профиля крыла Cxα в зависимости от угла атаки α
Аэродинамическое качество профиля крыла также зависит от угла атаки.
Для профилей крыльев максимальное значение качества Kmax достигает порядка
25. Угол атаки α = αнв, при котором качество имеет максимальное значение,
называется наивыгоднейшим углом атаки. При угле атаки, равном α 0, качество
равно нулю.
Рис. 4.6. Поляра I рода
Рис. 4.7. Поляра II рода
Большое практическое значение имеют зависимости Cyα = f(Cxα), Cу = f(Cx),
называемые соответственно полярами I (рис. 4.6) и II (рис.4.7) рода, поскольку
позволяют определить величину и направление аэродинамической силы.
Каждая точка поляры соответствует определенному углу атаки α.
62
Вопросы для самоконтроля
1. Дайте определение понятий «гидромеханика», «аэромеханика»,
«аэродинамика».
2. Изобразите схему и поясните принцип работы «аэродинамической трубы.
3. Атмосфера и ее структура (основные слои). Каковы особенности слоев
атмосферы?
4. Поясните закон сохранения массы воздуха (уравнение неразрывности
струи).
5. Составьте уравнение баланса энергии для двух сечений.
6. Напишите уравнение Бернулли и поясните его.
7. Поясните геометрические параметры крыла самолета.
8. Дайте схему и поясните основные составляющие полной аэродинамической силы.
9. Что такое «качество» крыла?
10. Поясните зависимость коэффициента лобового сопротивления от угла
атаки крыла.
11. Изобразите поляру 1-го рода. Каково ее предназначение?
ГЛАВА 5
ОСНОВНЫЕ ЭКСПЛУАТАЦИОННО-ТЕХНИЧЕСКИЕ
ХАРАКТЕРИСТИКИ СОВРЕМЕННЫХ ОТЕЧЕСТВЕННЫХ
И ЗАРУБЕЖНЫХ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ
Днем рождения гражданской авиации в нашей стране считается 9 февраля
1923 г., когда в России был образован постоянный Совет по гражданской
авиации.
В самом начале развития гражданской авиации были созданы и поступили в
ГА самолеты: ПС-9, ПС-40, П-5, Сталь-2, ПО-2 и др. В предвоенные годы в
эксплуатацию поступили самолеты: АНТ-14, АНТ-20, АНТ-6, а после Отечественной войны ГА получила самолеты: Ил-12, Ил-14, Ан-2.
Во второй половине 50-х годов на трассах гражданской авиации появились
первые турбореактивные и турбовинтовые самолеты: Ту-154, Ан-10, Ан-12,
Ил-18, Ту-114, а также вертолеты: Ми-1, Ми-4, К-15, К-18, К-26.
В последующие годы (1959…1980гг.) поступили на эксплуатацию самолеты: Ан-24, Як-40, Ту-134, Ту-154, Ил-62, Ил-86, Ил-76Т и вертолеты: Ми-8Т,
Ка-32, которые эксплуатируются до настоящего времени. В 1968 г. в России
был создан первый в мире уникальный сверхзвуковой самолет Ту-144 (рис.5.1.).
63
5.1. Основные характеристики некоторых типов отечественных и
зарубежных самолетов и вертолетов
Рис.5.1. Самолет Ту-144: взлетная
масса- 180 т.; двигатели: 4×НК-144,
тяга - 20 т.; максимальная скорость2,35 М; дальность - 6 500 км; кол-во
пассажиров - 140
На рубеже ХХ и ХХI веков на эксплуатацию в авиапредприятия России
поступили отечественные самолеты Ил-96-300 (рис. 5.2) и самолет Ту-204.
Рис. 5.2. Самолет Ил-96-300: длина - 5,35м;
размах крыла- 57,66 м; число мест- 235;
максимальная взлетная масса - 240т.;
двигатели: 4 × ПС-90А; крейсерская скорость
- 900 км/ч; максимальная высота полета 13 000 м; дальность полета - 10 000 км . На
рис. 5.3 представлены основные данные по
самолетам Ил-86, Ту-154М и Ту-134.
Рис. 5.3. Самолет Ил-86: длина - 59,4 м;
размах крыла - 48,06 м; число мест - 346;
максимальная взлетная масса - 210 т.;
двигатели: 4 × НК-86; крейсерская скорость 900 км/ч; максимальная высота полета –
11 400 м; дальность полета – 5 000 км
Рис. 5.4. Самолет Ту-154М: длина - 47,9 м;
размах крыла - 37,55 м; число мест - 126;
максимальная взлетная масса - 100т.
двигатели: 3 ×Д-30КУ; крейсерская скорость
- 860 км/ч; максимальная высота полета 12 100 м; дальность полета – 5 000 км
64
Рис. 5.5. Самолет Ту-134: длина - 37,05 м;
размах крыла - 29,00 м; число мест - 68;
максимальная взлетная масса - 47 т.;
двигатели: 2 ×Д-30-3; крейсерская скорость 820 км/ч; максимальная высота полета –
12 100 м; дальность полета – 3 000 м
На рис. 5.6…5.9 представлены основные
данные по самолетам зарубежного производства Боинг 767-300ЕR, Аэробус А310, Аэробус А-320 и ДС-10-40F.
Рис. 5.6. Боинг 767-300ER: длина - 48,5 м; размах крыла - 47,6 м;
число мест – 197; максимальная
взлетная масса – 186,8 т.;
двигатели - General Electric x 2;
крейсерская скорость - 900 км/ч;
максимальная высота полета 13 100 м; дальность полета 10 600 км
Рис. 5.7. Аэробус А- 310: длина46,66 м; размах крыла - 43,9 м;
число мест-183; максимальная
взлетная масса - 157…164т.;
двигатели: 2 × CF6-80C2 или
2×PW-4156A;
крейсерская
скорость - 858 км/ч; максимальная
высота полета – 12 400 м;
дальность полета – 9 000 км
Рис. 5.8. Аэробус А- 320: длина 37,57 м; размах крыла – 34,1 м;
число мест – 140; максимальная
взлетная масса - 75,5 т.; двигатели:
2 × CFМ-56 - 5В4Р; крейсерская
скорость - 900 км/ч; максимальная
высота полета - 11 760 м; дальность
полета - 3 300 км
65
Рис. 5.9. Самолет ДС-10-40Ф: длина 52,50 м; размах крыла - 50,42 м; число
мест
–
235;
максимальная
коммерческая нагрузка – 71 т.;
максимальная взлетная масса - 259 т.;
двигатели: 3 х Д-30КУ; крейсерская
скорость – 860 км/ч; максимальная
высота полета – 12 100 м; дальность
полета – 5 000 км
На рис. 5.10…5.12 представлены
основные данные отечественных вертолетов Ми-8МТ, Ми-26 и К-32.
Рис. 5.10. Вертолет Ми-8МТ:
максимальная взлетная масса – 13 т.;
максимальная коммерческая загрузка
- 4 000 кг; практическая дальность 500 км; крейсерская скорость – 230
км/ч; статический потолок - 1 760 м
Рис.
5.11.
Вертолет
Ми-26:
максимальная взлетная масса – 56 т.;
максимальная коммерческая загрузка
- 20 000 кг; практическая дальность 590 км; крейсерская скорость - 250
км/ч; статический потолок - 1 800 м
Рис.
5.12.
Вертолет
К-32:
максимальная взлетная масса – 12,7 т.;
максимальная коммерческая загрузка 3 700 кг; практическая дальность - 800
км; крейсерская скорость – 230 км/ч;
статический потолок - 3 500 м
66
5.2. Конструктивно-эксплуатационные характеристики отечественных
и зарубежных авиационных двигателей
На рис. 5.13…5.17 даны общие виды некоторых типов отечественных авиадвигателей и указаны их основные характеристики.
Рис. 5.13. Двигатель НК-8-2У (начало
эксплуатации – 1974г.): тяга - 10 500
кгс; удельный расход топлива - 0,59
кг/кгс.с; степень повышения давления 10,8; температура газа перед турбиной 1200 0К; степень двухконтурности - 1,02;
удельная масса - 0,2 кг/кгс.т; компрессор
- число ступеней: 4+6; камера сгорания кольцевая; турбина – число ступеней:
1+2; сухая масса – 2100 кг; габаритный
диаметр - 1442 мм
Рис. 5.14. Двигатель Д-30КУ (начало
эксплуатации – 1974г.): тяга – 11 000
кгс; удельный расход топлива – 0,497
кг/кгс.с; степень повышения давления –
17,4; температура газа перед турбиной 1375 0К; степень двухконтурности - 2,4;
удельная масса - 0,209 кг/кгс.т;
компрессор – число ступеней: 3+11;
турбина –число ступеней: 2+4
Рис.
5.15.
Двигатель
НК-86.
Устанавливается на самолеты Ил-86. Тяга
- 13тс
67
Рис. 5.16. Двигатель ПС-90А
Устанавливается на самолеты Ил-96.
Тяга - 16тс
Рис. 5.17. Вертолетный
двигатель
Устанавливается на
вертолеты Ми-17; К-32.
Мощность – 1500 л.с.
На рис. 5.18…5.20 представлены некоторые типы зарубежных авиадвигателей.
Рис. 5.18. Двигатель CF6-80. Устанавливается на самолетах: А-300; А-310;
А-330; Боинг-747; Боинг-767; МД-11. Тяга – 178…300 кН.
68
Рис. 5.19. Двигатель CFM 56-5. Устанавливается на самолетах: А-320;
А-340; Боинг-737. Тяга - 190-260 кН
Рис. 5.20. Двигатель PW 2000. Устанавливается на самолетах: Боинг-757;
А-340; МД Дуглас С-17. Тяга – 170…190 кН
5.3. Основные элементы конструкции планера самолета
Планер состоит из следующих основных частей: крыла, фюзеляжа и
хвостового оперения. В качестве примера рассмотрена конструкция самолета
типа Ту-154.
Крыло (рис. 5.21) – основная часть самолета, создающая при движении его
в воздухе подъемную силу и обеспечивающая поперечную устойчивость ЛА.
Крыло самолета Ту-154 стреловидной формы, состоит из центроплана и двух
отъемных частей – левой и правой (ОЧК). Внутренний объем крыла используется для размещения топлива. Силовая часть крыла – кессонной конструкции,
воспринимающая основные нагрузки. Носок и хвостовая части крыла воспри-
69
нимают местные воздушные нагрузки и передают их на силовые элементы
кессонной части крыла.
Носовая часть крыла снабжена воздушно-тепловым и электротепловым
противообледенительным устройством. Теплый воздух в носок центроплана
для его обогрева подается от компрессоров двигателей самолета.
Основными элементами силового набора крыла являются три лонжерона,
которые вместе с верхним и нижними панелями образуют кессон. Конструктивными элементами силового набора крыла являются также нервюры,
стрингеры и обшивка.
Лонжерон – это балка, воспринимающая изгибающий момент и поперечную силу, состоящая из верхнего и нижнего поясов, связанных между собой
стенкой и подкрепляющими стойками.
Нервюры – поперечные элементы каркаса крыла, обеспечивающие восприятие аэродинамической нагрузки с обшивки и стрингеров, передачу ее на
лонжероны и поддерживающие заданную форму профиля сечения крыла.
Стрингеры – продольные элементы крыла, скрепленные с обшивкой и
нервюрами, предназначенные для восприятия осевых усилий растяжения и
сжатия при изгибе крыла. Через обшивку они воспринимают также и местные
аэродинамические нагрузки. Стрингеры представляют собой профили П-, Z-, Гобразного или другого сечения.
Обшивка крыла является наружной оболочкой каркаса и служит для
придания крылу обтекаемой формы, а также передачи аэродинамических нагрузок на каркас крыла. Обшивка выполнена из алюминиевых сплавов и
является работающей, то есть включена в силовую схему крыла.
Рис. 5.21. Схема крыла: 1 – носовая часть центроплана; 2 – внутренний
предкрылок; 3 – кессон центроплана; 4 – средний предкрылок; 5 – кессон ОЧК;
6 – внешний предкрылок; 7 – концевой обтекатель; 8 – элерон; 9 –
аэродинамическая перегородка; 10 – элерон-интерцептор; 11 – хвостовая часть
ОЧК; 12 – внешний закрылок; 13 – средний интерцептор; 14 – внутренний
интерцептор; 15 – внутренний закрылок; 16 – хвостовая часть центроплана
70
Механизация крыла самолета. Основным способом улучшения взлетнопосадочных характеристик самолета является оснащение крыла специальной
механизацией (рис. 5.21). Главная задача механизации крыла – создание на
взлете наибольшей подъемной силы без значительного увеличения лобового
сопротивления, а при посадке – наибольшей подъемной силы и наибольшего
сопротивления. Кроме того, механизация крыла на современных лайнерах
используется для улучшения их маневренности, а также активного парирования
перегрузок, возникающих во время полета. К элементам механизации крыла
относятся: щитки, закрылки, предкрылки, интерцепторы, элероны.
Щитки представляют собой отклоняемые вниз поверхности, расположенные в нижней задней части крыла. В нормальном положении щитки вписываются в контур крыла. Величина хорды щитка составляет до 25% от хорды
крыла, угол отклонения щитка – 60%. В результате при отклонении щитков
происходит возрастание как коэффициента подъемной силы, так и коэффициента лобового сопротивления. Использование щитков позволяет увеличить
угол планирования, сократить посадочную дистанцию и длину пробега.
Закрылки представляют собой подвижную хвостовую часть крыла, которая
в отличие от элеронов может отклоняться только вниз. Хорда закрылков
составляет 30-40% хорды крыла. На взлете закрылки отклоняются на угол до
300, а на посадке – до 600.
Предкрылком называется профилированная передняя часть крыла,
выделенная из основного профиля. Предкрылок может размещаться либо по
всему размаху крыла, либо на концевых его частях против элеронов.
Предкрылок выдвигается вперед и вниз, увеличивая площадь крыла в плане и
кривизну профиля. Использование предкрылков позволяет на 40-50%
увеличить Сy max главным образом за счет увеличения критического угла атаки.
Предкрылки повышают также поперечную устойчивость и управляемость
самолета на больших углах атаки при взлете и посадке.
Интерцепторы – отклоняющиеся пластины, расположенные на верхней поверхности крыла. Другое название интерцепторов – спойлеры или пластинчатые элероны. Интерцепторы способны отклоняться на угол до 90 0. Применяются в полете и на земле. Выпуск интерцепторов в полете одновременно на
обоих консолях крыла уменьшает подъемную силу и увеличивает лобовое сопротивление, что позволяет выполнять снижение по более крутой траектории.
Отклонение интерцепторов только на одной консоли крыла осуществляется при
использовании элеронов и повышает эффективность поперечного управления.
На земле интерцепторы обеспечивают сокращение длины пробега при посадке
и дистанции прерванного взлета.
На концевых частях крыла располагаются органы поперечного управления –
элероны. Элероны синхронно отклоняются в противоположные направления.
При этом происходит перераспределение аэродинамической нагрузки по
размаху крыла, что приводит к созданию момента крена самолета.
71
Фюзеляж предназначен для размещения экипажа, пассажиров, грузов и
оборудования. К фюзеляжу самолета Ту-154 крепятся крыло, оперение,
силовые установки и другие агрегаты ЛА. Масса конструкции фюзеляжа
достигает 40% массы всей конструкции самолета, а аэродинамическое
сопротивление – до 50% полного сопротивления ЛА.
Форма поперечного сечения фюзеляжа может быть различной у разных
типов ЛА: круглой, овальной, образованной пересечением двух окружностей и
др. Но с точки зрения аэродинамики и обеспечения необходимой прочности
при минимальной массе наиболее выгодным является фюзеляж круглого
сечения. На самолете Ту-154 фюзеляж балочной конструкции, круглого сечения. Работающая металлическая обшивка фюзеляжа подкреплена продольным
и поперечным силовым набором в виде стрингеров и шпангоутов.
Стрингеры – продольные элементы, подкрепляющие обшивку при работе
фюзеляжа на изгиб.
Шпангоуты придают заданную форму поперечного сечения, обеспечивают
поперечную жесткость, а также воспринимают местные нагрузки. Часть
шпангоутов выполнена усиленными. Они служат для крепления крыла,
оперения, двигателей, шасси и т.д.
Фюзеляж выполнен герметичным за исключением отсеков шасси,
центроплана крыла и хвостовой части. Герметизация обеспечивается с
помощью уплотнительных лент, закладываемых между листами обшивки и
деталями каркаса. С внутренней стороны кабины все соединительные швы
покрываются герметизирующими замазками. Входные двери, люки, окна
герметизируются резиновыми профилями и прокладками.
Для теплоизоляции кабин применяются пористые и рыхловолокнистые
материалы с малой теплопроводностью (минеральная вата, стекловата).
Теплоизоляционное покрытие служит и звукоизоляцией.
Хвостовое оперение - это несущие поверхности, предназначенные для
обеспечения устойчивости, управляемости и балансировки самолета.
К оперению относятся горизонтальное оперение, состоящее из стабилизатора и руля высоты, и вертикальное оперение, состоящее из неподвижного
киля и руля направления. Неподвижные поверхности обеспечивают равновесие
(балансировку) и устойчивость. При отклонении рулей создаются
аэродинамические силы и моменты, необходимые для управления полетом. Для
повышения эффективности управления на самолете Ту-154 стабилизатор
выполнен переставным (управляемым). Конструкция киля, стабилизатора и
рулей аналогична конструкции крыла.
Вопросы для самоконтроля
1. Назовите типы современных отечественных магистральных самолетов и
вертолетов; выделите их основные эксплуатационно-технические характеристики (ЭТХ).
72
2. Какие Вам известны типы зарубежных магистральных самолетов; каковы
их ЭТХ?
3. Какие типы авиационных двигателей устанавливаются на современных
отечественных и зарубежных самолетах; какими ЭТХ они наделены?
4. Основные элементы конструкции планера и их назначение.
5. Схема крыла и его основные конструктивные элементы; их назначение.
ГЛАВА 6
ОСОБЕННОСТИ КОНСТРУКЦИИ И ТЕХНИЧЕСКОЙ
ЭКСПЛУАТАЦИИ САМОЛЕТНЫХ СИСТЕМ И ОБОРУДОВАНИЯ
6.1. Особенности конструкции и обслуживания шасси
В разделе рассмотрены особенности конструкции и технической эксплуатации на примере шасси самолета Ил-86.
Шасси выполнено по четырехопорной схеме. На передней опоре установлено два колеса. Каждая основная опора имеет четырехколесную тележку. Левая и правая опоры крепятся к фюзеляжу. Колеса передней опоры управляемые.
Управление осуществляется или в режиме руления от рукояток с максимальным углом поворота на ±600, или во взлетно-посадочном режиме от педалей с максимальным углом поворота на ±100.
Управление уборкой и выпуском шасси электрогидравлическое, от кнопок
“УБОРКА”, “ВЫПУСК”. При уборке колеса всех опор подтормаживаются.
Передняя и средняя опоры убираются вперед по направлению полета, левая и
правая опоры – перпендикулярно направлению полета. Все опоры в убранном и
выпущенном положениях фиксируются замками, а их отсеки закрываются
створками.
Шасси имеет сигнализацию убранного и выпущенного положения опор,
сигнализацию работы тормозной системы, систему контроля температуры
тормозов колес, систему охлаждения тормозов колес и сигнализацию системы
управления поворотом колес.
Блокировка системы уборки предотвращает ошибочную уборку шасси на
земле при обжатых амортизаторах стоек. На рабочем месте бортинженера
имеется выключатель блокировки.
На стоянке предусмотрено стопорение замка выпущенного положения
передней опоры штырем с красным вымпелом. Перед взлетом этот штырь
должен быть снят и убран (обычно его передают бортинженеру или
показывают ему, куда он убран).
Все опоры имеют бескамерные шины одного размера, которые накачиваются до одинакового давления 880+49 кПа (9+0,5 кгс/см2).
Колеса основных опор тормозные. В тормозной системе имеется блокировка, исключающая при не обжатых амортизаторах возможность торможения,
пока колеса не раскрутятся до оборотов, соответствующих скорости 150 км/ч.
73
При обжатых амортизаторах эта блокировка отключается. На стоянке должен
быть включен стояночный тормоз и под каждое колесо левой и правой опор
должны быть установлены упорные колодки.
В приведенной ниже табл. 6.1 даны основные характеристики шасси самолета Ил-86.
Таблица 6.1
Основные данные по конструкции и обслуживанию шасси
Характеристика
Передняя
Средняя
Левая и праопора
опора
вая опоры
Тип колес
КТ-185
КТ-171
КТ-171
Размер бескамерных шин
1300×480 1300×480
1300×480
+49
+49
Давление в шинах,
880
880
880+49
кПа (кгс/см2)
(9,0+0,5)
(9,0+0,5)
(9,0+0,5)
Допустимое травление из
49
49
49
шины за сутки, не более кПа
(0,5)
(0,5)
(0,5)
2
(кгс/см )
Разница в давлении в
25
25
25
шинах на одной тележке, не
(0,25)
(0,25)
(0,25)
2
более кПа (кгс/см )
Угол поворота передних
колес:
режим руления
режим взлетно-посадочный ±(10±3)°
Стояночное обжатие амортизатора, мм:
пустой самолет
200
120
120
загруженный до 210 т
250
300…340
300…340
Начальное давление азота в 3,92±0,098 49,196±0,098 49,196±0,098
амортизаторах, МПа (кгс/см2)
40
52
62
Количество АМГ-10 в амортизаторе, мл
13 000
26 000
26 000
Передняя опора самолета - установлена в нише фюзеляжа и крепится
цапфами к двум узлам между шпангоутами №15 и №16. В выпущенном положении удерживается замком, установленным на задней стенке ниши, а в
убранном – замком, укрепленным на потолке ниши.
Основные узлы конструкции опоры приведены на рис. 6.1.
74
Рис. 6.1. Передняя опора самолета: 1 – агрегат подтормаживания колеса при
уборке; 2 – коромысло (рычаг); 3 – шток; 4 – поворотный хомут; 5 – указатели
усадки амортизатора и грубой посадки; 6 – гидроцилиндр поворота колес;
7 – подкос; 8 – цапфа; 9 – траверса; 10 – цилиндр амортизатора; 11 –
гидроцилиндр уборки-выпуска; 12 – задняя серьга подвески; 13 – узлы
крепления тандера при вывешивании самолета; 14 – колесо КТ-185
На поворотном хомуте закреплена стрелка, показывающая угол поворота
колес, и указатели обжатия амортизатора и грубой посадки.
Амортизатор поглощает работу внешних сил, возникающих при посадке и
движении самолета по земле. Он представляет собою цилиндр, внутри которого
перемещается шток.
Рабочий объем заполнен АМГ-10 и азотом под давлением. При обжатии
штока давление азота возрастает и растет сопротивление внешней силе,
вдвигающей шток. При обратном ходе штока часть запасенной энергии
давления во время проталкивания жидкости через дроссельные отверстия
обратного клапана в амортизаторе превращается в тепло. Начальная величина
давления азота и начальный объем азота очень важны для правильной
расчетной работы амортизатора. При их несоответствии нормам будет или
жесткий удар, или излишняя жесткость амортизатора.
Замки выпущенного и убранного положений по схеме однотипны. Каждый
замок состоит из двух щек, между которыми находятся крюк замка, защелка и
75
пружины крюка и защелки. Серьга амортизатора нажимает и поворачивает
крюк замка, а защелка заскакивает за хвостовик крюка, запирая замок, рис. 6.2.
Рис. 6.2. Замок выпущенного положения
средней опоры: 1 – серьга амортизатора;
2 – крюк; 3 – пружина защелки; 4 – защелка;
5 – нажимные лапки; 6 – гидроцилиндр
открытия замка; 7 – концевой выключатель;
8 – пружина крюка; 9 – щека
На каждом замке установлено три концевых выключателя: один КВ для
системы сигнализации о положении шасси и два КВ функциональных,
обеспечивающих нужную последовательность работы агрегатов шасси при
уборке или выпуске.
Ниша закрывается трема парами створок: большими, средними и малыми.
Большие створки управляются посредством тяг от больших створок. Малые
створки управляются самой опорой. Большие створки закрываются на две пары
замков крюка, которые поворачиваются на закрытие пружинами, когда серьга
подвески створки зайдет за крюк.
Закрыть створки можно вручную или от электрогидравлической системы.
Основная левая (правая) опора самолета установлена в силовой коробке,
образованной задним лонжероном и силовыми балками, и ее ферма крепится в
двух точках: на задней балке и на лонжероне. В выпущенном положении опора
удерживается складывающимся подкосом, закрепленным одним концом на
балке фюзеляжа, а вторым – на цилиндре амортизатора. В месте перелома
складывающегося подкоса установлен замок выпущенного положения. При
уборке тележка стойки шасси помещается в отсеке фюзеляжа. Замок убранного
положения закреплен на балке фюзеляжа. Замки управляются своими гидроцилиндрами. На каждом замке установлено по три концевых выключателя
(КВ).
Основные узлы опоры выделены на рис. 6.3:
Гидроцилиндр уборки, подобно гидроцилиндру передней опоры, состоит из
цилиндра и расположенного внутри него поршня со штоком.
Поршень делит цилиндр на две камеры, которые соединяются с
магистралями нагнетания и слива через две пары гидравлических демпферов.
Демпфирование слива жидкости в конце хода уборки или выпуска шасси
способствует безударной постановке опоры на замки убранного или
выпущенного положения.
76
Рис. 6.3. Главная правая (левая) опора: 1 – термосвидетель; 2 – указатель
износа тормозов; 3 – рычаг корпуса тормоза; 4 – тормозная реактивная штанга;
5 – демпфер; 6 – коромысло тележки; 7 – звено шлиц-шарнира; 8 – серьга
подвески; 9 – указатель обжатия амортизатора; 10 – складывающийся подкос;
11 – замок выпущенного положения; 12 – основной гидроцилиндр дожатия
подкоса; 13 – аварийный гидроцилиндр дожатия; 14 – замок убранного положения; 15 – гидропереключатель; 16 – гидроцилиндр уборки; 17 – траверса;
18 – раскос; 19 – цилиндр амортизатора; 20 – указатель грубой посадки; 21 –
шток амортизатора
Шток амортизатора оканчивается башмаком, на оси которого крепится коромысло. В патрубках на концах коромысла закреплены стальные кованые оси,
на которые надеваются тормозные диски и колеса. Тормоза от проворачивания
при торможении удерживаются тормозными реактивными штангами.
Средняя основная опора самолета имеет амортизатор с подкосами и траверсами, четырехколесную тележку, гидроцилиндр уборки-выпуска с
гидропереключателем, шлиц-шарнир с указателем обжатия амортизатора. По
схеме крепления аналогична передней опоре. Амортизатор по схеме аналогичен
амортизаторам стоек левой и правой опор.
Гидроцилиндры уборки-выпуска опоры – двустороннего действия и имеют
возможность в конце хода штока на уборку или на выпуск для безударной
постановки опоры на замки выпущенного или убранного положения.
При нормальном протекании процесса выпуска средней, а также передней
опор в полость выпуска их гидроцилиндров давление не подается, а опоры выпускаются под действием собственной массы. Но если одна из этих двух опор
не встает на замок выпущенного положения, тогда в полость выпуска гидроцилиндра будет подано давление, и гидроцилиндр «дожмет» опору на замок.
77
Демпферы тележки предназначены для установки тележки в нейтральное
положение перед уборкой опоры и для гашения колебаний тележки при
рулении и после отрыва самолета от ВПП. По принципу действия – это
пневмогидравлические пружины, работающие и на растяжение, и на сжатие.
Тормозное колесо КТ171 состоит из двух боковин, стянутых болтами,
распорной радиально-упорных подшипников, принадлежащих только своему
колесу и невзаимозаменяемых по месту, двух обтюраторов, гайки с
контровочной шайбой, колпака (поводка) и тормоза колеса. В боковине
установлены вентиль для зарядки бескамерной шины, три легкоплавких пробки
с температурой плавления 142+5 0С.
Тормоз колеса обеспечивает затормаживание колеса при подаче в него из
тормозной системы самолета жидкости под давлением. Он имеет нажимной
диск и пакет подвижных и неподвижных металлокерамических дисков. Износ
дисков контролируется с помощью указателя.
Одним из основных элементов опор шасси является амортизатор.
Во время посадки самолет нагружается силами, которые возникают вследствие наличия вертикальной скорости парашютирования самолета, а затем силами торможения при пробеге. От неровностей на ВПП возникают дополнительные лобовые или боковые нагрузки на элементы шасси.
Цилиндр амортизатора вместе с траверсой и раскосом воспринимает
вертикальные и продольные нагрузки и передает их через узлы крепления на
консоли крыла (для главной левой или правой опоры) или на фюзеляж (для
передней и средней опоры). На рис. 6.4 показана схема жидкостно-газового
амортизатора.
Рис. 6.4. Схема жидкостно-газового амортизатора: I – азотная камера;
II- жидкостная камера; 1- диафрагма; 2 - игла; 3-обратные клапаны; 4 - шток
78
Газовая камера I заполняется сжатым азотом. Камера II заполняется маслом
АМГ-10. При посадке под действием силы Р масло перетекает через отверстие
в диафрагме в газовую камеру. При этом кольцевая щель между отверстием в
диафрагме 1 и веретенообразной иглой 2 постепенно уменьшается. Масло,
попадая в камеру I , сжимает азот, и давление в камере I повышается.
Таким образом, осуществляется упругое обжатие амортизатора, в процессе
которого происходит поглощение ударной энергии. При обратном ходе штока
4, который перемещается под действием сжатого азота, масло вытесняется из
газовой камеры, перетекая в камеру II как через кольцевые отверстия, так и
через обратные клапаны 3, которые при обратном ходе штока открываются.
Эксплуатация шасси, возможные повреждения. В эксплуатации элементы конструкции шасси испытывают очень высокие механические и тепловые
нагрузки, однако удачная конструкция опор показала в работе высокую степень
надежности. На долю элементов конструкции, шин, колес и тормозов приходится 4.6% всех повреждений. Очень многое в повышении надежности работы
перечисленных элементов зависит от грамотной эксплуатации шасси авиационным персоналом. Первостепенное внимание необходимо уделять шинам,
тормозам и гидроагрегатам.
Шина к эксплуатации не допускается, если на ней обнаружены:
 износ протектора до верхнего слоя каркаса;
 местное оголение верхнего слоя каркаса длиной до 100 мм, шириной до
25 мм без его повреждения;
 порезы протектора более 5 шт. длиной более 25 мм без повреждения
корда;
 отрыв протектора от каркаса;
 вздутие каркаса и его механические повреждения;
 механические повреждения тонкого внутреннего герметизирующего
резинового слоя, приводящие к негерметичности шины;
 трещины по всей покровной резине до корда.
Если экипаж выдерживает рекомендации по скоростям начала торможения
или начинает торможение на меньших скоростях при пробеге, то «жизнь» шин
значительно продлевается.
Термосвидетели следует осматривать через 30…40 мин. после посадки,
когда температура в зоне их установки достигнет максимума. Допускается
шестикратная замена одного термосвидетеля и трехкратная замена двух термосвидетелей для колеса, допускается трехкратное выплавление одного или двух
термосвидетелей для шины. При одновременном выплавлении трех термосвидетелей или легкоплавкой пробки шина, колесо и тормоз подлежат замене.
Особенности технического обслуживания (ТО) шасси. К основным
видам работ по ТО шасси относятся следующие: дефектация, демонтажномонтажные и регулировочные работы, зарядка маслом АМГ-10 и азотом
79
цилиндров амортизационных стоек шасси, зарядка воздухом пневматиков
колес, смазка шарнирных соединений.
При осмотре агрегатов шасси обращают внимание на состояние
амортизаторов, гасителей колебаний, авиашин, деталей тормозов колес,
сварных швов и шарнирных соединений, состояние зеркала штока
амортизационной стойки, подтекание жидкости.
При дефектации колес необходимо выяснить, нет ли трещин, забоин и
проворачивания пневматиков на барабанах колес. К эксплуатации допускаются
покрышки колес главных ног с полным истиранием протектора до первого слоя
корда и с сеткой старения на поверхности. Для пневматиков передних колес
допускаются к эксплуатации покрышки с порезами и проколами до третьего
слоя корда длиной до 40 мм.
В случае повышенной усадки пневматиков колес следует проверить
давление в пневматиках и дозарядить их. Давление в пневматиках колес
передней и главной ног шасси должно быть 9+0,5 кгс/см2. Допустимая разница
давлений воздуха в пневматиках должна быть не более 0,25 кгс/см2.
При эксплуатации самолета с взлетной массой 90…95 т давление в
пневматиках должно соответствовать 10 кгс/см2.
При монтаже и демонтаже колес, после очистки барабанов колес и
механизмов торможения, их следует обдуть сжатым воздухом и проверить
состояние и крепление ведущих шестерен датчиков автоматов торможения
колес.
Снятие колес передней и главных ног шасси производится при установке их
на домкраты или при установке самолета на подъемники. При этом колеса
главных ног должны стоять на тормозах и под них следует установить колодки.
Колеса главных ног можно снимать последовательно, устанавливая на домкрат
сначала одну, а затем другую ногу.
После регулировок или замены отдельных деталей шасси обязательно
производятся контрольная уборка и выпуск шасси. При этом проверяется
синхронность и время уборки – выпуска, исправность работы различных
агрегатов, одновременность срабатывания замков, плотность прилегания
створок и исправность сигнализации.
Проверка амортизаторов шасси заключается в контроле правильности
зарядки их азотом и гидравлической жидкостью.
В амортизационную стойку передней ноги шасси (в необжатом состоянии)
заливается 2800 см3 масла АМГ-10, и она заряжается техническим азотом до
начального давления 50±2 кгс/см2; в главную ногу соответственно 11600 см3 и
75±1 кгс/см2.
Видимая высота зеркала штока равна 31…176 мм (для взлетной массы) и
46…251 мм (для посадочной массы).
Недостаточное давление азота или малое количество жидкости в
амортизаторе приводят к тому, что при грубой посадке самолета часть энергии
удара воспринимается жестко и может произойти поломка шасси.
80
Дозаправка амортизационных стоек ног шасси маслом АМГ-10
осуществляется в следующей последовательности:
1. Устанавливают самолет на подъемник так, чтобы штоки были полностью
выдвинуты из стоек.
2. Через зарядный клапан стравливают давление азота.
3. Выворачивают зарядные клапаны из гнезд.
4. Заливают АМГ-10 в каждую стойку при полном обжатии.
Масло заливают через гнездо зарядных клапанов.
После выполнения регламентных работ по шасси осуществляется проверка
шасси на выпуск и уборку.
Все четыре опоры убираются и выпускаются одновременно. Системы
уборки и выпуска всех четырех опор однотипны. Однотипность принципиальных схем четырех систем существенно упрощает поиск повреждений и
позволяет ограничиться описанием работы только одной системы.
Вопросы для самоконтроля
1. Какую схему имеет конструкция передней опоры шасси?
2. Для чего предназначен амортизатор?
3. Какую конструктивную схему имеют главные опоры шасси?
4. Что называется пневматиком?
5. Перечислите характерные отказы и повреждения элементов шасси.
6. Охарактеризуйте конструкцию системы уборки и выпуска шасси в целом.
7. Перечислите основные работы по ТО шасси.
6.2. Конструкция и техническое обслуживание гидросистемы самолета
В качестве объекта для ознакомления с гидросистемой самолета выберем
гидравлическую систему самолета Ил-86, которая выполняет более 20
важнейших функций.
Общие сведения и основные характеристики гидросистемы.
Гидравлическая система состоит из четырех полностью независимых подсистем. В качестве рабочей жидкости применяется взрывопожаробезопасная
жидкость НГЖ-4 – синтетическая жидкость на основе фосфорорганического
эфира с загустителем – органическим полимером со специальной присадкой.
Жидкость агрессивна к резиновым прокладкам и шлангам, изготовленным
из резины, стойкой к АМГ-10 и за несколько часов их разъедает. Поэтому в
гидросистеме можно использовать только агрегаты с резиновыми деталями,
стойкими к НГЖ-4 (они отмечены белой точкой). Эти агрегаты имеют
специальную маркировку.
Жидкость ядовита и требует при эксплуатации принятия мер
предосторожности. Ядовиты как ее пары, так и сама жидкость. При попадании
жидкости на кожу надо немедленно промыть это место теплой водой с мылом,
81
при попадании в глаза – промыть их теплой водой и обратится к окулисту.
Пролитую жидкость надо засыпать опилками и убрать совком в специальную
емкость. Жидкость, попавшую на поверхность самолета, надо удалить чистой
ветошью и облитое место промыть теплой водой. Делать это надо быстро, так
как НГЖ-4 очень энергично разъедает лакокрасочные покрытия.
Заменителем НГЖ-4 может служить жидкость «Скайдролл-500В». Эти
жидкости можно смешивать. Основные характеристики гидросистемы
представлены в табл. 6.2.
Таблица 6.2
Технические данные гидросистемы самолета Ил-86 и ее подсистем
Характеристика
Первая, вторая, третья,
четвертая подсистемы
2
Рабочее давление, МПа (кгс/см )
20,6 (210). Допускаются
забросы до 22,6 (230). Работоспособность агрегатов сохраняется при давлении в пределах 18,6…22,6 (190…230)
0
Рабочая температура жидкости, С
До 80
Максимальное давление, ограничиваемое
предохранительными клапанами, МПа (кгс/см2)
23,5 (240)
Начальное давление азота в гидроаккумуляторах при 20 0С, МПа (кгс/см2)
9,8 (100)
Рабочее давление наддува гидробаков, кПа
10,8…21,6 (1,1…2,2)
2
(кгс/см )
Количество НГЖ-4 полное, л
По 90 в каждой системе;
Всего 360
Минимальный уровень НГЖ-4 в баке, л
2±1
Максимальный уровень НГЖ-4 в баке, л
27±1
Нормальный уровень НГЖ-4 в гидробаке, л
14±1
Производительность гидронасоса НП-108 на
номинальном режиме работы двигателя, л/мин.
Не менее 92
Производительность гидронасоса НП-109
4…70
турбонасосной установки, л/мин.
Производительность
насосной
станции
третьей гидросистемы, л/мин.
Не менее 8
Расход
воздуха
на
турбонасосную
0,4…0,5
установку, кг/с
Функциональное обеспечение источниками давления систем самолета.
Каждая из четырех независимых систем гидравлического воздействия в
системе управления призвана не только обеспечивать ту или иную функциональную систему самолета, но и являться резервной системой гидропитания
других систем в случае их отказа в работе.
Распределение потребителей по подсистемам представлено в табл. 6.3.
82
Таблица 6.3
Распределение потребителей по гидравлическим подсистемам
Первая
Вторая
Третья
Четвертая
подсистема
подсистема
подсистема
подсистема
―
Тормоза передТормоза всех колес Тормоза задних коних колес левой и
средней опоры
лес левой и правой
правой опор
опор
Выпуски и убоВыпуск и уборка
рка закрылков
―
закрылков и пред―
и предкрылков
крылков
Уборка и выУборка и выпуск
Уборка и выпуск
пуск левой
―
средней и передней
правой опоры
опоры
опор
Стабилизатор, Стабилизатор, ле- Стабилизатор, пра- Стабилизатор, пралевый нижний
вый верхний
вый верхний привод вый нижний привод
привод
привод
РВ, внешние
РВ, внутренние
РВ, левая внешняя, РВ, левая внутренлевая и правая
левые и правые
правая внутренняя няя, правая внешняя
секции
секции
секции
секция
РА72 курса,
РА72 курса, крена РА72 курса, крена
РА72 курса, крена
крена
Элерон левый
Элерон левый,
Элерон левый,
Элерон правый
элерон правый
элерон правый
РН, нижняя
РН, верхняя и
РН, верхняя и
РН, верхняя секция
секция
нижняя секции
нижняя секции
Гасители подъ- ГПС, левая секГПС, левая секция ГПС, правая секция
емной силы,
ция 2, правая
1, правая секция 1
4, левая секция 3
правая секция 3
секция 2
левая секция 4
Тормозные
Тормозные щитки
щитки внутрен―
―
внешние
ние
―
Поворот колес
Поворот колес
―
передней опоры
передней опоры
―
Стеклоочиститель Стеклоочиститель
―
левый
правый
Дожатие правой стойки на
замок выпущенного положения
―
―
Дожатие левой
стойки на замок
выпущенного положения при аварийном выпуске шасси
83
Агрегаты и источники давления гидросистемы. Сети источников
давления первой, второй, четвертой подсистем однотипны, в сети третьей
подсистемы дополнительно установлена насосная станция.
Источниками давления в каждой подсистеме являются два плунжерных
насоса НП-108 переменной производительности. Оба насоса установлены на
двигателе, причем верхний числится под №1. Производительность насоса
изменяется в зависимости от давления в системе. До давления 190 кгс/см2 (18,6
МПа) она максимальна. При большем давлении производительность начинает
уменьшаться и при давлении 20,6 МПа (210 кгс/см2) насос переходит на
минимальную производительность, обеспечивающую только смазку и
охлаждение насоса.
Насос имеет электромагнитный клапан, который при включении подает
жидкость в поршневую камеру наклонной шайбы. Производительность
снижается до минимальной, то есть насос выключается из работы. Выключатели насосов располагаются на панели гидросистемы под колпачками.
Выключать насосы надо только при разгерметизации гидросистемы. В нормальном полете оба насоса должны быть включены постоянно.
Одна турбонасосная установка ТНУ-86, состоящая из плунжерного насоса
НП-109 постоянной производительности, приводится во вращение воздушной
турбиной.
Турбина питается сжатым воздухом, поступающим из линии кольцевания
системы кондиционирования и отбираемым или от ВСУ, или от любого работающего двигателя. Турбонасосная установка установлена на двигателе и
позволяет питать гидросистему в полете при отказе двигателя и проверять
работу потребителей системы на земле при неработающих двигателях.
В каждой линии нагнетания установлено по одному гидроаккумулятору.
Они поддерживают давление в системе, сглаживают пульсации и помогают
насосам. Кроме того, во второй, третьей и четвертой гидросистемах установлено еще по одному гидроаккумулятору тормозов, отделенных от линий
нагнетания обратными клапанами, а в третьей гидросистеме размещен еще
один гидроаккумулятор насосной станции. Все восемь гироаккумуляторов
одинаковы по конструкции и представляют собой цилиндр с помещенным
внутри плавающим поршнем.
Для подключения наземной установки в каждой гидросистеме установлены
бортовые клапаны нагнетания и всасывания. Они располагаются с левой
стороны на двигателе. Возле штуцера всасывания находится штуцер наддува
гидробака.
Для каждого гидробака имеется своя система наддува, которая создает над
жидкостью избыточное давление, обеспечивающее нормальную работу
насосов. Наддув осуществляется воздухом, отбираемым от компрессора
двигателя или, если двигатель не работает, а включена турбонасосная
установка, ― от линии подачи воздуха к турбонасосной установке. Через
регулятор давления 3206А воздух поступает в гидробак. Давление наддува
84
измеряется датчиком, указатель давления установлен на панели гидросистемы.
В системе наддува имеются отстойник, фильтр, предохранительный клапан и
дренажный бак емкостью 48 л.
Агрегаты наддува находятся в пилоне рядом с гидробаком, а дренажные
баки ― за задним лонжероном крыла в районе перелома задней кромки. На
дренажном баке снизу имеется стравливающий клапан, открываемый вручную
нажатием кнопки.
Воздух стравливается вместе с парами и брызгами НГЖ-4, поэтому при
стравливании надо соблюдать осторожность, беречь глаза и руки.
В сети источников давления в каждой гидросистеме контролируется
давление жидкости и давление наддува, температура жидкости в гидробаках и
засорение фильтров.
Эти параметры ― общие для всех четырех подсистем гидравлической
системы и должны соответствовать пределам:
1. Уровень НГЖ-4 в гидробаке не менее 1-3 л;
2. Уровень НГЖ-4 в гидробаке не более 26-28 л;
3. Температура жидкости не выше 100 0С;
4. Давление жидкости не менее 150 кгс/см2.
При выходе за пределы этих параметров загорается лампочка сигнализации.
Лампочка также загорается при засорении фильтра линии нагнетания и фильтра
линии слива.
Вопросы для самоконтроля
1. Какие требования предъявляются к рабочим жидкостям, применяемым в
гидробаках ВС?
2. Какие рабочие жидкости применяются в гидросистемах гражданских ВС?
3. Какие функции выполняют четыре гидросистемы на самолете Ил-86?
4. Для чего предназначен гидроаккумулятор? Каково его устройство и
принцип действия?
5. Почему гидроаккумуляторы заряжаются именно азотом (а не воздухом)?
6. Как осуществляется контроль за давлением в гидросистеме?
7. Каким способом осуществляется контроль за количеством масла в баке?
8. Как контролируется величина давления наддува? Как сбросить давление
наддува в баках?
85
ГЛАВА 7
ОБЩИЕ СВЕДЕНИЯ О ПОЛЕТЕ САМОЛЕТА
7.1. Организация полетов в гражданской авиации
Организация работы службы движения – это комплекс организационнотехнологических мероприятий, обеспечивающих рациональное функционирование диспетчерских пунктов по планированию и координированию полетов,
непосредственному управлению воздушным движением (УВД), проводимых в
целях обеспечения безопасности, экономичности и регулярности полетов.
Работа по управлению воздушным движением в ГА организуется соответствующими службами эксплуатационных авиапредприятий и регламентируется
требованиями Наставления по производству полетов в ГА и другими
руководящими и нормативными документами по вопросам УВД.
Работа организуется и проводится, как правило, по двум периодам года
(осенне-зимнему и весенне-летнему), отличающимся своими особенностями.
Подготовка к работе к каждому из них осуществляется в соответствии с методическими указаниями по подготовке служб УВД предприятий гражданской
авиации к осенне-зимнему (весенне-летнему) периоду.
В целях обеспечения безопасности движения ВС воздушное пространство
по вертикали делится на нижнее и верхнее.
К нижнему воздушному пространству относится пространство до высоты
6100 м от уровня моря, соответствующего стандартному атмосферному
давлению 760 мм рт. ст. (1013,2 мбар). Пространство, начиная с высоты 6100 м
и выше, называется верхним воздушным пространством.
Для осуществления функций УВД (планирования, координирования,
управления и контроля за выполнением установленного режима полетов)
воздушное пространство также делится на зоны УВД. Зона УВД может
состоять из одного или нескольких районов УВД. Воздушное пространство
района УВД может разделяться на направления (секторы) как в плане, так и по
высоте.
Для организации полетов и УВД ВС определяются и согласовываются в
установленном порядке: районы аэродромов; районы аэроузлов; воздушные
трассы; местные воздушные линии; запретные зоны; специальные зоны и
коридоры.
Границы района аэродрома (подхода) устанавливаются в горизонтальной
плоскости по земным ориентирам (географическим координатам), в вертикальной плоскости по высоте деления воздушного пространства и указываются
в инструкции по производству полетов в районе аэродрома.
Близко расположенные аэродромы, на которых одновременно выполняются
полеты, требующие обязательной координации, объединяются в аэроузел.
Границы, порядок выполнения полетов и УВД в районе аэроузла определяются
инструкцией по производству полетов.
86
В районе аэродромов и аэроузлов устанавливаются коридоры входа и
выхода воздушных судов, зоны взлета и посадки, зоны ожидания, пилотажные
и другие зоны. Размеры зон устанавливаются в зависимости от типа ВС и условий базирования.
Зона взлета и посадки для аэродрома устанавливается с учетом летнотехнических данных ВС, выполняющих полеты на данном аэродроме, обеспечения непрерывного радиолокационного контроля и по своим размерам должна
обеспечивать возможность безопасного выполнения установленного маневра
после взлета и при заходе на посадку.
Зона взлета и посадки предназначена для выполнения ВС маневра снижения
и захода на посадку, набора высоты после взлета и полета по прямоугольному
маршруту.
В зону взлета и посадки входят: сектор захода на посадку; сектор набора
высоты; зона полетов по кругу; два нижних эшелона зоны ожидания; зона
полетов на малых высотах легких самолетов и вертолетов.
Воздушные трассы предназначены для полетов ВС всех ведомств.
Местные воздушные линии устанавливаются, как правило, в нижнем
воздушном пространстве и могут быть двух категорий:
- первой категории – для полетов на выделенных эшелонах шириной не
более 10 км;
- второй категории – для полетов на высотах ниже нижнего эшелона.
7.2. Основные этапы полета
Основными этапами полета являются взлет, набор высоты, горизонтальный
полет, снижение и посадка.
Типовой профиль полета представлен на рис. 7.1.
Рис. 7.1. Этапы выполнения полета: 1-2 - взлет; 2-3 – набор высоты;
3-4 - горизонтальный полет; 4-5 – снижение; 5-6 – посадка
Горизонтальный полет (ГП) для самолетов ГА является основным
эксплуатационным режимом. Для дальних магистральных самолетов ГА он
составляет более 90% от всего времени налета, для средних магистральных
87
самолетов – около 70%. Поэтому рассмотрение этапов и режимов полета
начнем с горизонтального полета.
Горизонтальный полет – прямолинейный полет на постоянной высоте с
постоянной скоростью. Для удобства принято считать, что все силы, действующие на самолет, приложены в центре масс, а центр давления совпадает с
центром масс самолета (рис. 7.2).
Рис. 7.2. Схема сил, действующих на самолет в горизонтальном полете
В горизонтальном полете на самолет действуют масса G, подъемная сила Y,
сила лобового сопротивления Q и сила тяги двигателей P. Для полета на
постоянной высоте необходимо равенство подъемной силы и массы: Y=G.
Для движения с постоянной скоростью требуется равенство силы тяги и
лобового сопротивления: P=Q. Если Y>G, то самолет будет подниматься, если
Y<G, то снижаться. Если P>Q, то самолет будет набирать скорость, если P<Q,
то скорость будет снижаться.
Из уравнения подъемной силы можно получить выражение для определения
скорости горизонтального полета:
.
(7.1)
Из уравнения расчета лобового сопротивления можно получить выражение
для расчета силы тяги, потребной для горизонтального полета:
.
(7.2)
Подставляя в (7.2) выражение Vгп, можно получить:
.
(7.3)
88
Как следует из (7.3), потребная тяга зависит от массы самолета и аэродинамического качества.
Минимальная потребная тяга будет при полете на наивыгоднейшем угле
атаки ( α=α нв ), то есть при полете с максимальным качеством
(7.4)
При определении летных
данных самолета удобно пользоваться зави-симостями тяги от скорости и
высоты полета, которые получили название кри-вых проф. Н.Е. Жуковского.
На рис. 7.3 показаны кривые Жуковского при различных высотах полета
( Н=0 и Н1>Н0).
Разность ординат этих кривых равна величине избытка тяги ∆Р, которая
определяется как разность располагаемых (Ррасп) и потребных ( Рпотр ) тяг.
Избыток тяги максимален на скорости, близкой к наивыгоднейшей и соответствующей αнв ( Кmax ).
Точка пересечения кривых потребных и располагаемых тяг соответствует
максимальной скорости полета Vmax , то есть наибольшей скорости, достигаемой самолетом в горизонтальном полете при максимальной тяге двигателя.
Из рассмотрения Vу max следует , что для набора высоты с максимальной
скороподъемностью необходимо выдерживать наивыгоднейшую скорость
полета при максимальном значении тяги.
Рис. 7.3. Зависимость потребных и располагаемых тяг от скорости полета
С увеличением высоты полета избыток тяги уменьшается, поэтому уменьшается и Vу max.
89
Высота полета, на которой Vу max=0, называется теоретическим потолком
самолета Нт. На этой высоте избытка тяги нет, поэтому возможен полет только
горизонтальный на наивыгоднейшей скорости. Уменьшение веса вследствие
расхода топлива по мере полета приведет к увеличению теоретического
потолка. Поэтому введено понятие практического потолка Нпр. На этой высоте
Vу max=0,5 м/с.
Набор высоты – это полет вверх по наклонной траектории с некоторой
вертикальной скорость Vу . Если при этом скорость сохраняется постоянной, то
набор высоты называется установившимся.
Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты с углом наклона
траектории к горизонту θ, показана на рис. 7.4.
Условия установившегося набора высоты можно записать в следующем
виде:
Y=G1=Gcosθ ;
P=Q+G2=Q+ Gsinθ.
Используя выражение расчета подъемной силы, можно получить выражение
для определения потребной скорости набора высоты:
.
При наборе высоты тяга затрачивается на преодоление лобового сопротивления θ и составляющей массы G2. Отсюда следует, что для набора высоты
требуется тяга большая, чем в горизонтальном полете на том же угле атаки.
Рис. 7.4. Схема сил, действующих на самолет при наборе высоты
Избыток тяги, необходимый для набора высоты, имеет выражение:
∆P = Gsinθ.
90
Вертикальная скорость набора Vy может быть найдена из следующих
соотношений:
;
;
.
Максимальное значение Vy
.
Снижение – прямолинейное движение самолета вниз по наклонной к
горизонту траектории. Снижение при отсутствии тяг двигателей называется
планированием. Для самолетов с ГТД на снижение двигатели работают на
режиме полетного малого газа.
Схема сил, действующих на самолет при планировании с углом наклона к
горизонту θ, показана на рис. 7.5.
Условия установившегося планирования можно записать в виде двух
уравнений:
Y=G1=Gcosθ ;
P=G2=Gsinθ.
Из первого уравнения может быть получено выражение для скорости
планирования Vпл:
.
Важной характеристикой планирования является дальность Lпл и высота Нпл
планирования, то есть расстояние по горизонту, которое проходит самолет от
начала до конца планирования, и высота, с которой планирование начинается.
Рис. 7.5. Схема сил, действующих на самолет при планировании
91
Из рис. 7.5 видно, что
Наибольшая дальность планирования соответствует планированию на
наивыгоднейшем угле атаки
Lпл max=Hпл Kmax.
Снижение самолета, летящего на высоте 9000…11000 м, обычно начинается
за 250…300 км от аэродрома.
Взлет самолета начинается с момента страгивания с места при разбеге и
заканчивается по достижении высоты 10 м. Проекция траектории движения
самолета на горизонтальную плоскость от начала до конца взлета называется
длиной взлетной дистанции Lвзл .
Из рис. 7.6 видно, что Lвзл состоит из наземного участка разбега и воздушного участка, который начинается в момент отрыва самолета от земли.
Рис. 7.6. Взлетная дистанция для самолетов с ГТД
Скорость отрыва Vотр обозначает такой момент, при котором подъемная
сила преодолевает вес самолета G.
После отрыва продолжается разгон самолета для того, чтобы он смог
совершить необходимые эволюции, то есть, чтобы увеличить эффективность
поверхностей управления.
Скорость, при которой самолет полностью управляем на воздушном участке
взлета, называется эволютивной скоростью Vэв :
Vэв ≈ 1,4V отр.
Посадка – этап полета, состоящий из снижения,
выдерживания, приземления и пробега по земле (рис. 7.7).
выравнивания,
92
Горизонтальная проекция траектории посадки самолета с высоты 15 м до
окончания пробега называется посадочной дистанцией Lпос.
Рис. 7.7. Траектория движения самолета при посадке:
I – снижение; II – выравнивание; III – выдерживание;
IV – парашютирование; V – пробег
В конце снижения примерно на высоте 7 м производится выравнивание
самолета таким образом, чтобы он двигался почти параллельно земле. Скорость
продолжает уменьшаться, и на высоте 1 м начинается выдерживание, чтобы
дать возможность самолету парашютировать и плавно коснуться земли. При
парашютировании подъемная сила Y уже меньше веса самолета. Скорость
самолета в момент приземления называется посадочной Vпос.
Заключительная стадия посадки – пробег по земле, когда скорость уменьшается до нуля.
7.3. Дальность и продолжительность полета
Дальность полета – расстояние, измеренное вдоль маршрута полета от
места вылета до места посадки, а продолжительность – время пребывания
самолета в воздухе.
Типовой профиль полета (см. рис. 6.1) состоит из трех основных участков:
набора высоты Lнаб , горизонтального полета Lгп и снижения Lсн .
Техническая дальность полета Lтехн – расстояние, которое самолет пролетает
до полного расхода топлива, за исключением невырабатываемого остатка. Этот
остаток топлива составляет около 1,5% общей заправки топлива и определяется
конструктивными недостатками топливной системы.
Практическая дальность полета Lпрак – дальность, при которой расходуется
располагаемый запас топлива за вычетом невырабатываемого остатка и
аэронавигационного запаса (АНЗ).
АНЗ существует для выполнения маневров перед посадкой, повторного
захода на посадку, а главное – для ухода на запасной аэродром.
93
По нормам ИКАО после окончания рейса на самолете должен оставаться
АНЗ на час полета.
В горизонтальном полете с постоянной скоростью дальность Lгп определяется двумя величинами: располагаемым для этого этапа количеством топлива
Gт гп и расходом топлива на один километр пройденного пути – километровым
расходом q:
Продолжительность полета Тгп на этом участке часто определяют через
дальность Lгп и скорость полета V:
Можно определить Тгп и через часовой расход топлива Сh
.
Важнейший вопрос, который возникает при расчете дальности и продолжительности полета, сколько топлива можно использовать в горизонтальном
полете.
За вычетом расходов топлива на взлет, набор высоты, снижение и посадку, а
также топлива на АНЗ запас топлива на горизонтальный полет можно определить, зная емкость топливных баков Gт б
Gт гп = Gт б – (Gт взл, наб + Gт сн, пос + Gт анз ).
Из рис. 7.1 видно, что полная дальность включает расстояния, проходимые
самолетом при наборе высоты и снижении. Эти расстояния тем больше, чем
больше высота горизонтального полета Нгп и меньше вертикальная скорость Vy.
Для каждого типа самолета составляются таблицы, содержащие сведения,
необходимые при расчете дальности набора высоты и снижения. В таблицах
указываются расходы топлива, длительность набора или снижения, проходимое расстояние, а также вариант загрузки по массе (взлетная масса) Gвзл.
Самолет с большим весом набирает высоту по более пологой траектории и в
течение более продолжительного времени, чем самолет с меньшей массой (при
одинаковой тяге двигателей).
Можно привести простые соотношения, показывающие зависимость
дальности при наборе высоты от Vy и Vнаб
Аналогичные выражения применимы и для расчета параметров снижения.
94
Вопросы для самоконтроля
1. Что называется режимом полета самолета?
2. Дайте характеристику каждому этапу полета самолета.
3. Дайте определение горизонтального полета самолета. Каковы условия
осуществления горизонтального полета?
4. Что называется потребной тягой? Проанализируйте формулу потребной
тяги.
5. Проанализируйте формулу скорости планирования самолета.
6. Что называется дальностью планирования самолета? От каких факторов
она зависит?
7. Дайте определение режима посадки самолета. Из каких этапов состоит
посадка самолета?
ЛИТЕРАТУРА
1. Смирнов Н.Н., Чинючин Ю.М. и др.Техническая эксплуатация летательных аппаратов: учебник. - М.: Транспорт, 1990.
2. Олянюк П.В. Воздушный транспорт в современном мире: учебное пособие. – Академия ГА, Санкт-Петербург, 2002.
3. Карпова Л.И. История авиации и космонавтики: учебное пособие. – М.:
МГТУ ГА, 2005. – Ч.1.
4. Смирнов Н.Н., Чинючин Ю.М. Современные проблемы технической эксплуатации воздушных судов: учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2007. – Ч.1.
5. Чинючин Ю.М., Смирнов Н.Н. Современные проблемы технической эксплуатации воздушных судов: учебное пособие. – М.: МГТУ ГА, 2008. – Ч.1.
6. Машошин О.Ф., Жильцов П.Д. Пособие по выполнению практических
занятий. – М.: МГТУ ГА, 2006. – Ч.1.
7. Жильцов П.Д. Пособие по выполнению практических занятий. – М.:
МГТУ ГА, 2007. - Ч.2.
8. Жильцов П.Д. Пособие по выполнению практических занятий. – М.:
МГТУ ГА, 2007. – Ч 3.
9. Найда В.А. Инженерные основы летно-технической эксплуатации ЛА.:
тексты лекций. – М.: МГТУ ГА, 2003.
10. Соловьев Б.А., Куландин А.А. и др. Устройство и летная эксплуатация
силовых установок: учебное пособие. – М.: Транспорт, 1991.
11. Устройство и эксплуатация силовых установок самолетов Ил-96-300,
Ту-204, Ил-114: учебное пособие. – М.: Транспорт,1993.
12. Никитин Г.А., Баканов Е.А. Основы авиации. – М.: Транспорт, 1984.
13. Правила внутреннего распорядка для студентов, аспирантов и слушателей МГТУ ГА. Утв. Приказом ректора МГТУ ГА 14.02.2003г. №59.
95
ОГЛАВЛЕНИЕ
Введение………………………………………………………………………3
Глава 1. Общие вопросы организации учебного процесса в
Университете……………………………………………………….4
1.1. Структура Университета и его подразделений…………………..4
1.2. Учебный процесс и его обеспечение……………………………...7
1.3. Основные требования к обучающимся…………………………...16
Глава 2. Гражданская авиация как отрасль народного хозяйства………...19
2.1. Основные этапы развития гражданской авиации………………..19
2.2. Этапы развития инженерно-авиационной службы
гражданской авиации………………………………………………25
2.3. Современные проблемы обеспечения эффективности
и безопасности эксплуатации воздушного транспорта………….30
Глава 3. Общие характеристики гражданских самолетов и вертолетов….41
3.1. Требования к летно-техническим и эксплуатационным
характеристикам летательных аппаратов…………………….…..41
3.2. Классификация самолетов, вертолетов и авиадвигателей….…...43
3.2.1. Классификация самолетов………………………….……………..43
3.2.2. Классификация вертолетов………………….…………………….47
3.2.3. Классификация авиадвигателей……………………………..……49
Глава 4. Аэродинамические характеристики самолетов……………….…50
4.1. Содержание науки об аэродинамике……………………………..50
4.2. Характеристика воздушной среды………………………………..53
4.3. Общие сведения о законах аэродинамики……………………….54
4.4. Характеристики крыла самолета и аэродинамические силы...…56
Глава 5. Основные эксплуатационно-технические характеристики
современных отечественных и зарубежных летательных
аппаратов …………………………………………………..…..….62
5.1. Основные характеристики некоторых типов отечественных
и зарубежных самолетов и вертолетов…………………………..63
5.2. Конструктивно-эксплуатационные характеристики
отечественных и зарубежных авиационных двигателей………..66
5.3. Основные элементы конструкции планера самолета……..……68
Глава 6. Особенности конструкции и технической эксплуатации
самолетных систем и оборудования …………………………….72
6.1. Особенности конструкции и обслуживания шасси …………….72
6.2. Конструкция и техническое обслуживание гидросистемы
самолета ………………………………………………...…………80
Глава 7. Общие сведения о полете самолета ………………….………….85
7.1. Организация полетов в гражданской авиации…………….…....85
7.2. Основные этапы полета………………………………….…..…...86
7.3. Дальность и продолжительность полета……………….….……92
Литература…………………………………………………………….……94