Учебное пособие "Инженерные основы летно-технической эксплуатации ла" написано в соответствии с программой учебной дисциплины "



страница6/6
Дата14.08.2018
Размер1.1 Mb.
#44085
ТипУчебное пособие
1   2   3   4   5   6

Таблица 2.3.


Циклограмма действий экипажа самолета Ил-96 по управлению двигателями и системами самолета на посадке

Командир ВС


Второй пилот

Бортинженер


В процессе выравнивания самолета дает команду «малый газ»

Контролирует выравнивание самолета

Устанавливает РУД в положение «малый газ»

После приземления самолета опускает переднюю опору шасси и включает взлетно-посадочный режим управления колесами передней опоры шасси

Отключает автопилот кнопкой на штурвале

Контролирует включение взлетно-посадочного режима управления поворотом колес передней опоры шасси и давление в системе торможения колес

В процессе опускания передней опоры шасси дает команду: «Интерцепторы, реверс»

Производит отсчет скоростей (начала торможения, выключения реверса и др.)

Выпускает интерцепторы и включает реверс тяги двигателей. Контролирует выпуск интерцепторов и выход двигателей на режим максимальной обратной тяги

На скорости менее 265км/ч применяет торможение колес







Выдерживает направление пробега отклонением педалей руля направления, удерживая штурвал в отклоненном от себя положении

Контролирует пробег самолета

Контролирует давление в гидросистеме и системе торможения колес (основного и аварийного)

На скорости 120 км/ч дает команду: «Реверс выключить»

В конце пробега включает вентиляторы охлаждения колес

Выключает реверс тяги двигателей и контролирует перекладку створок реверса в положение прямой тяги

На скорости руления включает рулежный режим управления поворотом колес передней опоры шасси и освобождает ВПП

Осуществляет контроль переключения режима



На скорости 120-100 км/ч выключается реверс тяги, и бортинженер контролирует процесс его выключения по тем же светосигнальным табло, что и при включении реверса. Выключение реверса на малой поступательной скорости движения самолета по ВПП может привести к помпажу двигателей из-за нарушения потока входящего в двигатель воздуха, а также попаданию в них частиц, поднимаемых с ВПП направленной вперед струей выходящих газов. При необходимости (осадки на ВПП, ошибки экипажа, отказ основного торможения колес и др.) разрешается использовать реверс тяги до полной остановки самолета. В конце пробега на ВС, оборудованных системой охлаждения колес, включаются вентиляторы охлаждения тормозных колес шасси.


2.5.2.Эксплуатационные факторы ,влияющие на длину пробега

Посадочные характеристики самолета зависят от многих эксплуатационных и конструктивных факторов. К конструктивным факторам относятся: нагрузка на крыло, аэродинамическое качество, эффективность тормозных устройств, тип шасси, количество и расположение двигателей, давление в пневматиках колес и др.

Длина пробега самолета зависит от ряда эксплуатационных факторов. Некоторые из них зависят от пилота (угол атаки, выдерживание глиссады, скорости опускания колес, носовой опоры шасси, степень торможения и др.).

Другие факторы не зависят от пилота. К ним относятся: посадочная масса самолета, температура и давление атмосферного воздуха, направление и скорость ветра, уклон и состояние ВПП и др. При


увеличении посадочной массы самолета длина пробега увеличивается пропорционально увеличению его массы.

Температура и давление атмосферного воздуха определяют плотность, от которой зависит посадочная скорость. Чем больше плотность воздуха, тем меньше длина пробега.

При наличии уклона ВПП от действия посадочной массы самолета будет возникать дополнительная ускоряющая или замедляющая сила, так как величина тg раскладывается на две составляющие. Если пробег самолета происходит в направлении уклона, то длина пробега возрастает; при пробеге на уклон она уменьшается.

На влажной и мокрой ВПП величина силы сопротивления, ка­чения колес возрастает, а сила сцепления колес при торможения падает (в сравнении с сухим покрытием). Так как второй фактор при этом влияет более эффективно, то при посадке на влажную и мокрую ВПП длина, пробега увеличивается.

При посадке со встречным ветром длина пробега будет меньше, так как величина путевой посадочной скорости уменьшается на величину встречной составляющей скорости ветра. При попутном ветре длина пробега увеличивается.

Длину пробега для различных эксплуатационных условий посадки, отличающихся от стандартных, можно определить по мето­дике, аналогичной для определения длины разбега. Так как аналитический расчет длины пробега или посадочной дистанции очень сложен и требует большого количества расчетов, то для облегче­ния и ускорения определения длины посадочной дистанции или длины пробега широко применяются специальные номограммы.

На пробеге применяют различные средства торможения: тормоза колес, реверс тяги ТРД или отрицательная тяга воздушных винтов ТВД, аэродинамические тормоза (интерцепторы, парашю­ты, спойлеры, щитки и

др.) и аэродромные средства торможения. Тормоза колес и реверс тяги являются основными средствами торможения, а остальные вспомогательными.

Эффективность торможения зависит не только от энерговооруженности тормозного устройства, но и от навыков и умения пилота их применять. Применением тормозных устройств колес наибольшего эффекта торможения можно достичь в том случае, если тормоз включается во время пробега в тот момент движения колеса, когда сила сцепления достигает предельного значения, а тормозной момент находится около своего возможного максимума и не превышает величины момента сцепления. При этом качение колеса должно происходить без «юза».

Задача обеспечения безопасного и вместе с тем предельного эффективного торможения на большой скорости в настоящее время обеспечивается применением автоматической системы торможения. Для определения наивыгоднейшего режима торможения необходимо исходить не только из условий работы колеса при автоматическом торможении, но и из условий взаимодействия колеса (пневматика) с поверхностью ВПП в процессе перехода от каче­ния к блокировке.

Необходимым условием для качения колеса как особого вида движения является наличие силы сцепления между колесом и опорной поверхностью. Под силой сцепления понимают тангенциальную силу Т, которая возникает в плоскости контакта тормозного колеса с опорной поверхностью независимо от режима движения колеса (качения, скольжения, качения со скольжением). Природа силы сцепления контактирующих тел пневматик - ВПП аналогична природе силы трения при их относительном смещении.

Сцепление колес с покрытием принято оценивать коэффициентом сцепления μс:



T/N

где N — нормальная нагрузка, действующая на колесо.

Величина коэффициента сцепления зависит от скорости дви­жения, состояния поверхности, степени износа шины, давления в пневматике и нагрузки па колесо. С увеличением скорости движения самолета коэффициент сцепления уменьшается.

Мокрая поверхность ВПП приводит к уменьшению коэффициента сцепления из-за наличия жидкой пленки между пневматикой и поверхностью, которая препятствует непосредственному контакту взаимодействия тел. Наличие рисунка на протекторе увеличивает фактическую длину периметра контакта, создает благоприятные условия для вытеснения пленки воды и тем самым увеличивает коэффициент сцепления по сравнению с протектором, имеющим гладкую поверхность. Еще большее уменьшение коэффициента сцепления наблюдается на поверхности ВПП, покрытой мокрым снегом. Торможение самолета в этих условиях весьма затруднительно, так как при относительно небольшой величине силы сцепления малейшее превышение тормозного момента над моментом сцепления приводит к блокировке одного из основных колес шасси, что может вызвать разворот самолета в сторону заблокиро­ванного колеса.

Коэффициент сцепления на мокрой и покрытой снегом ВПП уменьшается по сравнению с коэффициентом сцепления на сухой ВПП в среднем в 1,5—2 раза, при этом примерно во столько же увеличивается длина пробега.

Коэффициент сцепления в значительной степени зависит от давления в пневматике. Удельное давление шины на поверхность примерно равно давлению, воздуха в пневматике. С ростом давления в пневма­тике уменьшается коэффициент сцепления, так как увеличивается удельное давление на поверхность и уменьшаются номинальная и контурная площади контакта.

Для сокращения длины пробега широкое примене­ние находит реверс тяги. Преимуществом его является независимость от состояния ВПП и незначительная зависимость от скорости пробега. Величина реверсивной тяги зависит в основном от массы, скорости и увеличения угла поворота газа, истекающего из реверсивного устройства. Для реверсирования тяги турбореактивных двигателей могут применяться различные типы устройств, задачей которых является изменение направления истечения газов под определенным углом.

Реверсивное устройство включается для торможения самолета после приземления, а также в аварийном случае — при прерванном взлете самолета. Кроме того, реверс может использоваться на режиме выравнивания и выдерживания.

Отрицательная тяга силовой установки с ТВД может быть по­лучена за счет постановки лопастей воздушного винта на такие углы установки, при которых углы атаки их оказываются отрица­тельными. При наличии поступательной скорости отрицательная тяга воздушного винта может возникнуть при положительных углах установки лопастей. Это достигается переводом РУД на режим земного малого газа.

После опускания носовой опоры шасси воздушные винты сни­мают с упора. В этом случае лопасти воздушного винта становятся в положение минимального установочного угла, что приводит к образованию отрицательной тяги, и тем большей, чем больше скорость самолета на пробеге. К концу пробега самолета отрицательная тяга уменьшается и по достижении определенной минимальной скорости совсем исчезает — появляется нулевая или положи­тельная тяга. Поэтому, чтобы лучше использовать эффект действия отрицательной тяги на пробеге, переводят РУД на земной малый газ и снимают винты с упора сразу же после

приземления самолета. Направление движения самолета во время пробега выдерживается рулем направления и управления колесом носовой опоры шасси, в случае необходимости — тормозами колес. Тормозной парашют является аэродинамическим тормозным средством, его тормозная сила не зависит от состояния ВПП. Эффективность использования тормозного парашюта опре­деляется выбором времени его выпуска. Чем раньше выпускается тормозной па­рашют, тем больше будет эффект его применения. Выпуск тормозного парашюта производится обычно после приземления самолета. В процессе эксплуатации тормозных парашютов воз­можны случаи обрыва фала в момент выпуска тормозного парашюта по причине превышения скорости вы­пуска его сверх допустимых значений, а также из-за ди­намической нагрузки, обусловленной неправильной укладкой парашюта.

Существенное влияние на пробег оказывает выпуск интерцептора (щитков, спойлеров) за счет значительного увеличения лобового сопротивления и снижения подъемной силы.


2.5.3 Способы сокращения посадочной дистанции
Посадочная дистанция может быть сокращена за счет уменьшения воздушного участка посадочной дистанции и длины пробега, которое может быть достигнуто за счет мастерства экипажа, точности расчета, эффективности использования механизации крыла. От опыта и мастерства эки­пажа зависит и участок пробега. Здесь важно своевременно и правильно использовать различные средства торможения (тормоза колес и реверс тя­ги). За счет правильного применения тормозов можно уменьшить длину пробега до 50 %. Тормоза включаются при касании ВПП всех колес шасси самолета. Эффективность тормозов решающим образом зависит от со­стояния поверхности ВПП, которая характеризуется коэффициентом сцепле­ния.

Использование отрицательной тяги ТВД является наиболее эффективным способом уменьшения длины пробега, так как не зависит от со­стояния ВПП. Уменьшение длины пробега может достигать 50 %.

Как известно, отрицательная тяга возникает, когда угол атаки лопастей винтов становится отрицательным. Это достигается снятием винта с упора при работе двигателя на режиме малого газа. Отрицательная тяга будет тем больше, чем больше скорость самолета на пробеге. Поэтому снимают винт с упора только после опускания передней опоры.

Для ТРД отрицательная тяга достигается изменением направления истечения газов из сопла, т. е. реверсированием тяги. Реверсивная тяга зависит в основном от массы, скорости и угла поворота газа, истекающего в обратном направлении. Отрицательную тягу принято оценивать коэффициентом реверсирования, который представляет собой отношение получаемой отрицательной тяги к статической тяге двигателя;


σ = Ррев/ Рст
где Ррев — отрицательная (реверсивная) тяга, Рст — статическая тяга дви­гателя

Для лучших реверсивных устройств σ = 0,5...0,7. При торможении за счет реверсирования тяги уменьшается износ покрышек. Эффективность торможения не зависит от состояния ВПП. Включение реверсивных устройств должно производиться после приземления самолета.


2.6. Руление после посадки.
В конце пробега самолета на скорости руления включается рулежный режим поворота колес передней опоры шасси. Движение самолета по РД производится на внутренних двигателях, работающих на режиме малого газа. Внешние двигатели выключаются на прямолинейном участке руления

после их охлаждения на режиме малого газа не менее 2 мин. В ночных условиях включаются рулежные и боковые фары. В процессе руления экипаж убирает закрылки, предкрылки и устанавливает стабилизатор в стояночное положение. Выключается также обогрев приемников полного давления воздуха и электрообогревных стекол пилотской кабины. При посадке в условиях обледенения, а также на ВПП, покрытую атмосферными осадками, уборка закрылков и предкрылков производится на стоянке после их осмотра.

После заруливания самолета на место стоянки выключается управление поворотом колес и включается стояночный тормоз. Проверяется давление в гидроаккумуляторах тормозов. При необходимости их подзаряжают от насосной станции. После подсоединения наземного источника электропитания и подключения его к бортсети самолета выключаются внутренние двигатели. На стоянке необходимо осмотреть двигатели, реверс тяги которых выключился на скорости  120 км/ч.
ГЛАВА 3. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ И ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ СИСТЕМ В ОСОБЫХ СИТУАЦИЯХ ПОЛЕТА

3.1. Полеты в условиях обледенения
В атмосфере при отрицательных температурах содержатся переохлажденные частицы влаги. При соударении с элементами конструкции летящего с большой скоростью ЛА они замерзают и с течением времени образуют слой льда. Обледенение происходит главным образом при полете в облаках, тумане, дожде и мокром снеге, где имеется видимая сконцентрированная влага. Наиболее «благоприятные» температурные условия для обледенения ЛА – О0 ...100С, хотя обледенение возможно и в более широком диапазоне температур.

Интенсивность обледенения, определяющаяся скоростью нарастания ледяного покрова в единицу времени, зависит от скорости полета размеров капель и концентрации сконденсировавшейся влаги в 1 м3 воздуха (водности воздуха). Толщина водяного покрова зависит от продолжительности полета в зоне обледенения. При полете ЛА на небольших скоростях, при которых обтекаемые поверхности имеют температуру ниже О °С, форма ледяного покрова зависит от размера пере-охлажденных капель. При малом диаметре капель форма льда обычно имеет пикообразный вид (рис. 3.1, а). Если переохлажденные капли крупных размеров, то при соударении с передними кромками обтекаемых поверхностей они сначала растекаются, а потом уже замерзают. В этом случае поверхность обледе­нения больше, чем при каплях малого размера (рис. 3.1, б). Обычно это полупрозрачный ледяной покров, имеющий пологое корытце на носке.


Рис.3.1. Виды обледенения Л А


При повышенных скоростях полета, когда передняя кромка профиля вследствие аэродинамического нагрева имеет положительную температуру, обледенение ЛА имеет желобкообразную (роговидную) форму (рис. 3.1, в). Это объясняется тем, что осевшая на передней кромке влага не замерзает, а сдувается воздушным потоком к более холодной части профиля, где и примерзает к обтекаемой поверхности. При сдувании капли сливаются друг с другом, образуя сплошную пелену. Поэтому желобковая форма льда не содержит пустот и имеет стекловидную структуру. С дальнейшим увеличением скорости полета, а следовательно, и аэродинамического нагрева, когда обтекаемые поверхности имеют положительные температуры, обледенение ЛА становится невозможным. Аэродинамический нагрев передней кромки приближенно может быть определен как:

Δt = V2/2000 ,

где V - скорость полета, м/с.

Эта формула справедлива для условий адиабатического нагрева.

В реальных условиях обледенения вследствие теплоотдачи и испарения влаги с обтекаемой поверхности ЛА нагрев оказывается на 40... 50 % ниже расчетных значений. Если, например, самолет пробивает облака со скоростью 720 км/ч, то средний нагрев передней кромки крыла будет не 20 °С. как это следует из формулы, а всего лишь 10... 12 °С. В этом случае при температуре облаков ниже - 12 °С произойдет обледенение самолета, так

как температура обтекаемой его поверхности окажется ниже ну­ля. При температуре облаков выше --12 °С или скорости полета выше 720 км/ч обледенение ЛА исключается.

Наиболее часто подвержены обледенению передние кромки крыла, стабилизатора и киля, лобовые стекла фонаря, воздухозаборники двигателей, элементы силовой установки, расположенные во всасывающем канале (стойки, лопатки направляющего аппарата, защитные сетки), антенны и приемники воздушного давления.

В результате обледенения искажаются формы профилей крыла и хвостового оперения, что может существенно увеличить Сх, массу ЛА, снизить Су, ухудшить устойчивость и управляемость ЛА. Появление на передней кромке горизонтального оперения даже сравнительно небольшого слоя льда может существенно осложнить пилотирование ЛА, особенно на предпосадочном планировании после выпуска закрылков. В этом случае угол атаки стабилизатора может приблизиться к критическому значению. Указанные явления относятся в первую очередь к ЛА, имеющим мощную механизацию крыла.

При обледенении воздухозаборника и элементов силовой установки во всасывающем канале уменьшается расход воздуха, а следовательно, уменьшается и тяга двигателя, повышается его температурный режим. При этом возможны неустойчивая работа (помпаж) и тряска двигателя. Ото- рвавшиеся куски льда могут попасть в компрессор и вывести его из строя. Учитывая это, при наличии условий обледенения командир экипажа и диспетчер службы движения перед вылетом должны выбрать такой эше­лон полета, который дал бы возможность лететь вне зоны обледенения. Если это не удается сделать и невозможно также обойти зону обледенения по маршруту полета, то экипаж должен привести в действие все бортовые противообледенительные средства. Для повышения надежности работы последних включение их в полете производят заранее, перед входом ЛА в зону обледенения. Если по тем или иным причинам включение противооб-леденительных средств не дает желаемых результатов и обледенение про­должается, то необходимо потребовать замены эшелона для выхода из зо­ны обледенения, а при необходимости посадить самолет на ближайшем аэродроме.

Полеты в условиях обледенения могут выполняться только на ЛА, оборудованных противообледенительными системами. На современных ЛА получили распространение воздушно-тепловые, электротепловые и электроимпульсные противообледенительные системы (ПОС). Они обеспечивают защиту от образования льда, а также удаление льда с обогреваемых поверхностей ЛА. От обледенения на ЛА защищаются предкрылки, носки крыла, стабилизатора и киля, воздухозаборники и входной направляющий аппарат двигателей, лобовые стекла и форточки фонаря кабины экипажа, приемники полного давления, датчики углов атаки, передние кромки лопастей и коки воздушных винтов. Функционирование электротепловых и электроимпульсных ПОС обеспечивается самолетными источниками электропитания, а воздушно-тепловых - горячим воздухом, отбираемым от двигателей.

Информацию о начале обледенения самолета экипаж получает от сигнализаторов обледенения планера и двигателей. Часть предкрылков, носков крыла и воздухозаборников двигателей может быть осмотрена экипажем в полете через форточки кабины экипажа и окна в пассажирских салонах. Основное управление ПОС осуществляется с пульта бортинженера. Включается ПОС крыла и оперения только в полете до входа в зону обледенения и выключается через 10 мин после выхода из нее.

Обогрев стекол включается с земли на все время полета независимо от климатических условий, а двигателей на земле - независимо от обледенения при температуре наружного воздуха ниже +5 °С при наличии тумана, мороси, дождя или снегопада. Опыт эксплуатации доказывает, что воздушно-тепловые системы достаточно эффективны и надежны в работе. Следует иметь в виду, что при полете на пониженных режимах работы двигателя снижаются расход и температура воздуха, отбираемого для про-тивообледенительной системы. При снижении, например, температура воздуха на входе в противообледенительную систему может быть ниже в 2 раза, чем в режиме набора высоты. При этом снижается и эффективность действия системы. Не рекомендуется также включать воздушно-тепловую систему на максимальном режиме работы двигателя, так как с уменьшением расхода воздуха может значительно повыситься температура газа и даже появиться помпаж компрессора.

На некоторых типах ЛА (Ил-86, Ил-96) применяется электроимпульсная ПОС крыла и хвостового оперения. Удаление льда производится созданием импульсной упругой деформации в обшивке защищенных поверхностей. Деформация создается электромагнитными индукторами, размещенными в обогреваемых участках крыла и хвостового оперения.
3.2. Полеты в условиях атмосферной турбулентности
Причиной атмосферной турбулентности является наличие в атмосфере градиентов температур, давлений и скоростей. На возникновение турбулентности в атмосфере оказывает влияние наличие резких фронтов погоды, струйных течений, рельефа местности.

В установившемся горизонтальном полете сумма вертикальных сил, действующих на ЛА, равна нулю, а перегрузка равна 1:


.
При действии вертикального порыва на ЛА изменяется угол атаки, а следовательно, и подъемная сила. Это вызывает вертикальные и угловые перемещения ЛА, которые дополнительно влияют на изменение угла атаки. При этом возрастает перегрузка на величину Δnу:

ny ={у+ΔY} (mg)= 1 = Δnу.

Учитывая, что вертикальные потоки (порывы) могут быть восходящими и нисходящими, и приращение перегрузки может быть как положительным, так и отрицательным, т.е. . Это вызывает дополнительные напряжения в силовых элементах конструкции. При большой турбулентности атмосферы возникающие нагрузки могут вызвать напряжения, превосходящие установленный запас прочности данного ЛА.

Дополнительную перегрузку при полете в турбулентной атмосфере можно определить следующим образом.

Увеличение угла атаки от вертикального порыва ветра (рис.3.2.)



где W — скорость вертикального порыва ветра; Δα — приращение угла атаки

Учитывая, что Δα мало, можно принять Δα = W/ V.
Увеличение перегрузки вслед­ствие изменения угла атаки.





Рис. 3.2. Увеличение угла атаки за счет вертикального порыва ветра




Из этой формулы видно, что при данном значении скорости вертикального порыва прирост перегрузки пропорционален скорости полета.

При полете в атмосферной турбулентности действующие на ЛА неуравновешенные силы вызывают не только вертикальные, но и боковые перегрузки . Однако горизонтальные составляющие порывов ветра обычно меньше влияют на движение ЛА.

При полете в атмосферной турбулентности действующие на ЛА неуравновешенные силы вызывают не только вертикальные, но и боковые перегрузки . Однако горизонтальные составляющие порывов ветра обычно меньше влияют на движение ЛА.

При полете в зоне турбулентности интенсивные порывы воздуха, изменяя углы атаки и скольжения, вызывают не только дополнительные перегрузки, продольные и боковые колебания ЛА, но и ухудшают его ус­тойчивость и управляемость. При скорости вертикальных порывов, пре­вышающих 10.. 12м/с, ЛА может выйти на режим тряски, вызванной срывами потока на возросших углах атаки. Дальнейшее увеличение вер­тикальных скоростей, а следовательно, и углов атаки может вызвать сва­ливание на крыло ЛА.

Пилотирование и выдерживание режима полета в турбулентной атмосфере выполняется в соответствии с требованиями Руководства по летной эксплуатации данного типа ЛА. При большой турбулентности командир экипажа имеет право (с разрешения диспетчера) изменить высоту полета или обойти зоны большой атмосферной турбулентности на безопасном расстоянии, особенно зоны с грозовой деятельностью и пыльной бурей. ЛА достаточно устойчивы и, как правило, сами без помощи пилота стремятся сохранить исходное балансировочное положение. Поэтому пилот не должен реагировать рулями на каждое отклонение ЛА от направления установившегося движения.



3.3.Самовыключение и запуск ГТД в полете
При полете на больших высотах не исключена возможность самовыключения ГТД, что объясняется сужением диапазона устойчивой работы камер сгорания с подъемом на высоту (рис. 3.3).

При этом непосредственными причинами самовыключения двигателей в полете могут быть: резкое изменение положения РУД, выключение или отказ в работе насосов подкачки, резкие эволюции самолета, особенно такие, которые связаны с уменьшением подачи воздуха в ка­меры сгорания, чрезмерное изменение положения регулирующей иглы воздухозаборника, помпаж компрессора. Во всех этих случаях на­рушается соотношение между массой подаваемого в двигатель топлива и воздуха, что вызывает изменение коэффициента избытка воздуха а. В тех случаях, когда а выходит за пределы устойчивой работы камер сгорания, происходит срыв пламени.




Рис. 3.3. Уменьшение диапазона устойчивой работы камеры сгорания с подьемом на высоту

Рис. 3.4. Изменение частоты вращения при работе двигателя на малом газе и авторотации (1)





Ротор остановившегося двигателя авторотирует под действием энергии набегающего потока. Поэтому под запуском двигателя в полете подразумевается переходный процесс, при котором двигатель с режима авторотации переходит на режим малого газа вследствие возобновления горения в камерах сгорания. На запуск двигателя в полете оказывают влияние давление, температура и скорость воздуха на входе в двигатель, коэффициент избытка воздуха и качество распыла топлива форсунками. При этом, чем выше давление и температура воздуха на входе в камеры сгорания на режиме авторотации, тем благоприятнее условия смесеобразования, а следовательно, и запуска двигателя. Низкие температуры и давление, наоборот, ухудшают условия запуска.

На успех запуска двигателя в полете также влияет и соотношение частот вращения ротора двигателя при работе на малом газе и режиме авторотации. При постоянной приборной скорости полета частота вращения ротора двигателя nавт с увеличением высоты возрастает, что объясняется увели­чением перепада давления воздуха на последних ступенях компрессора и на турбине. Частота вращения на режиме малого газа nмг многих двигате­лей с системами регулирования, обеспечивающими постоянный расход топлива, с увеличением высоты увеличивается быстрее, чем nавт (Рис. 3.4.). С подъемом на высоту разрыв между nмг и nавт увеличивается, а следовательно, увеличивается продолжительность запуска двигателя. При этом возникает опасность перегрева двигателя.

Для запуска двигателей на больших высотах требуется более точная дозировка топлива специальными автоматическими системами. При отсутствии таких систем запуск двигателя на больших высотах, как правило, более медленный. Иногда он сопровождается «зависанием частоты вращения», повышением температуры и в ряде случаев помпажем, что вызывается обогащением топливовоздушной смеси, уменьшением полноты сгорания, снижением перепадов давления на турбине. В настоящее время максимальная высота надежного запуска серийных двигателей составляет 8 - 9 км. При наличии специальных устройств она может быть увеличена.

Запускать в полете разрешается только исправный двигатель, когда экипажу известна причина его остановки и когда запуск не угрожает безопасности полета. Если полет производился на больших высотах, то необходимо снизиться и войти в зону высот надежного запуска для данного типа ЛА, установить рекомендуемые в Руководстве по летной эксплуатации скорость полета и частоту вращения авторотации двигателя. Перед запуском следует убедиться, что пожарный кран открыт. После этого нужно нажать кнопку «Запуск в воздухе» и через 3 - 5 с перевести рычаг управления двигателем из положения «Стоп» в положение «Малый газ». О характере процесса запуска двигателя судят по увеличению частоты вращения и температуры газа.

Если в течение 1 мин с момента нажатия на кнопку «Запуск в воздухе» частота вращения не увеличивается, то запуск двигателя прекращают (отпускается кнопка) и переводят рычаг управления двигателем в положение «Стоп». Перед повторной попыткой запуска необходимо снизиться на меньшую высоту полета, продуть двигатель на режиме авторотации не менее 30 с и затем повторить запуск. Чем ниже высота полета, тем лучше условия для запуска двигателей в полете. Однако по соображениям безопасности полетов на высотах ниже 2 км запускать двигатель не рекомендуется.

При запуске ТВД в полете выполяются в основном те же операции, что и для ТРД. Дополнительно перед включением кнопки «Запуск в воздухе» необходимо вывести винт из флюгерного положения и при достижении необходимой частоты вращения запустить двигатель. Учитывая, что в процессе вывода винта из флюгерного положения и запуска двигателя появляется отрицательная тяга, существенно усложняющая пилотирование самолета, остановившиеся ТВД в полете на самолетах с пассажирами запускать не рекомендуется.

3.4.Посадка ЛА с неисправными органами приземления

При отказе элементов систем управления уборкой и выпуском шасси могут быть случаи невыпуска передней опоры, одной из основных опор, обеих основных опор шасси. Если по тем или иным причинам не выпускается передняя опора шасси, то посадка ЛА производится следующим образом. Перед посадкой ЛА желательно его облегчить путем выработки или слива топлива, а также создать максимально возможную заднюю центровку, Командир экипажа докладывает руководителю полетов о неисправности шасси, получает разрешение на посадку и другие необходимые указания. Экипаж подготавливает переносные (бортовые) огнетушители в передней кабине, пассажиры пристегивают ремни, Заход на посадку, снижение и выравнивание выполняют в обычном порядке. В процессе выравнивания выключают все двигатели и закрывают пожарные краны.

Посадка ЛА производится на основные опоры шасси, и в двухточечном положении он удерживается штурвалом до тех пор, пока позволяет эффективность рулей высоты. В первой половине пробега, когда руль высоты еще достаточно эффективен, следует использовать имеющиеся средства торможения, взяв штурвал полностью на себя. Перед опусканием носа необходимо прекратить торможение. После остановки ЛА экипаж оказывает помощь в эвакуации пассажиров,

Если одна из основных опор шасси не выпускается, то посадка производится на другую (исправную). Всю подготовительную работу в этом случае выполняют так же, как и при посадке с невыпущенной передней опорой. Выравнивание и выдерживание производят с креном в сторону выпущенной опоры, перед приземлением выключают двигатели и автомат тормозов; закрывают пожарные краны. Приземляются на одну опору основного шасси, после чего самолет опускается на переднюю опору, для чего используются имеющиеся средства торможения. ЛА по возможности дольше удерживается элеронами от сваливания на крыло. В процессе пробега непосредственно перед сваливанием самолета на крыло в сторону не­выпущенной опоры необходимо включить аварийное торможение колес выпущенной опоры шасси.

В тех случаях, когда шасси полностью не выпускается или выпускается только передняя опора, посадку самолета производят на фюзеляж. При этом переднюю опору, если она выпускается, необходимо убрать или снять с замка выпущенного положения. Подготовку к посадке ведут ана­логично предыдущим случаям.

Посадку на фюзеляж производят по указанию руководителя полетов и только на грунт. При расчете посадки следует учесть уменьшенное лобо­вое сопротивление самолета из-за убранного шасси. Перед приземлением выключают двигатели, закрывают пожарные краны, обесточивают борто­вую электрическую сеть, открывают аварийные люки. При возникновении пожара после посадки ЛА или ранения пассажиров экипаж под руково­дством командира организует тушение пожара и оказывает помощь по­страдавшим.


ГЛАВА 4.ОТКАЗЫ ДВИГТЕЛЕЙ И СИСТЕМ ВС В ПОЛЕТЕ И ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПО ПАРИРОВАНИЮ ИХ ПОСЛЕДСТВИЙ
Характер ответных действий экипажа по парированию последствий отказа в полете зависит от многих факторов: вида сигнала об отказе, степени его опасности, этапа полета и др. Кроме того, эти действия происходят в условиях значительной неопределенности, связанной с неизвестным истинным техническим состоянием изделия по той причине, что данный внешний признак отказа может появиться либо из-за отказа изделия, либо из-за неисправности системы контроля изделия. Таким образом, принятие решения о возможных воздействиях экипажа происходит в условиях неопределенности, обусловленной наличием помех, на фоне которых требуется выделить полезный сигнал.

Множество возможных вариантов решений ограниченны имеющимися в распоряжении экипажа техническими средствами контроля и управления, а также ограниченными возможностями устранения причины возникшего отказа (замена отказавшего автомата в сети, замены предохранителя, замены перегоревшей электролампы светосигнализатора и др. элементарные воздействия по восстановлению технического состояния изделия в полете). В связи с этим, пространство возможных действий экипажа ограничено множеством следующих элементов:



  • изменение режима работы отказавшего изделия;

  • использование резервного изделия (например, перевод системы автоматического регулирования давления воздуха в гермокабине на работу от дублирующего командного прибора);

  • проверка неисправностей изделия с помощью средств встроенного контроля;

  • поиск дополнительной информации (дополнительный признаков отказа) для принятия решения;

  • отключение отказавшего изделия в системах с высокой степенью резервирования (например, одного из насосов подкачки топлива);

  • проверка исправности системы контроля отказавшего изделия;

  • неотключение (неизменение режима работы) изделия в случае обнаружения системы контроля данного изделия;

  • изменение плана или профиля полета;

  • восстановление технического состояния отказавшего изделия средствами и способами доступными в условиях полета.

Типовая схема действий экипажа по уточнению технического состояния изделия, признак отказа которого обнаружен в полете, представлена на рис.4.1.

Принимая решение об ответных воздействиях в случае обнаружения сигнала об отказе, экипаж должен знать о возможных последствиях своих решений. Возможные последствия от выполнения принятых экипажем решений при обнаружении признаков отказа показаны на примере отказа двигателя при взлете (рис.4.2.)

Результаты проведенных в ГосНИИГА опросов пилотов и бортинженеров гражданской аваиции, имеющих большой опыт рейсовой и летно-испытательной работы позволили оценить степень опасности возможных исходов от принятых решений по локализации отказов в полете. Наибольшая опасность возникает при отказе двтгателя на этапе продолженного взлета до набора безопасной высоты. Значительную опасность представляют такие отказы, как отказ стабилизатора типа «заклинивание», превышение допустимого уровня вибрации двигателя, несинхронный выпуск закрылков, отказ системы автоматического регулирования давления воздуха в гермокабине типа «перенаддув».

На основании анализа опасности последствий отказа экипаж принимает решение о воздействиях на систему ВС с целью парирования последствий отказа. В зависимости от степени влияния отказа на безопасность полетов принимается одно из двух возможных решений. Если возможны опасные последствия отказов, принимается решение об экстренном воздействии на систему ВС. Если имеется запас времени, принимается решение о проверке дополнительных признаков отказа. Алгоритмы действий экипажа в обоих случаях показаны на примере отказа двигателя (рис. 4.3.).

Рассмотрим действия экипажа по парированию последствий перечисленных выше отказов.
4.1.Отказ двигателя при взлете
Действия экипажа по парированию последствий отказа двигателя при взлете существенно различны в зависимости от того, произошел отказ до или после достижения скорости принятия решения V1. Рассмотрим случай отказа двигателя после достижения скорости V1 как наиболее опасной.

Поскольку деятельность экипажа в случае отказа двигателя при взлете строго регламентирована, целесообразно представить эти действия в виде циклограммы.

Циклограмма действий экипажа по парированию последствий отказа двигателя при взлёте после достижения скорости принятия решения ( на примере самолёта Ту-154) представлена в табл. 4.1.

Таблица 4.1.



Циклограмма действия экипажа по парированию последствий отказа двигателя при достижении скорости принятия решения


Командир ВС

Второй пилот

Бортинженер

После достижения скорости принятия решения даёт коман-ду: «взлёт продол-жаю»

Контролирует параметры полёта. Докладывает значения скорости.

Докладывает: «отказ двигателя №…»

Контролирует параметры силовой установки. При необходимости экстренно выключает двигатель.



Продолжает разгон ВС до безопасной скорости.

Убирает шасси.

Контролирует уборку шасси.

На высоте 120 метров даёт команду: «убрать закрылки».

Продолжает разгон ВС и набор высоты.



Импульсами убирает закрылки.

Контролирует параметры силовой установки. Контролирует уборку механизации ВС.

На высоте круга даёт команду: «выключить отказавший двигатель»

Докладывает диспетчеру о взлёте и отказе двигателя.

Контролирует параметры силовой установки. Выключает отказавший двигатель. Выключает генератор отказавшего двигателя. Закрывает краны: перекрывной топливный, отбора воздуха. Устанавливает номинальный режим двигателям.

В соответствии с циклограммой действия экипажа выключение отказавшего двигателя производится по команде командира ВС. Однако в ряде случаев (помпаж двигателя, самовыключение двигателя, загорание табло «пожар» и др.) бортинженер производит экстренное выключение отказавшего двигателя с последующим докладом командиру ВС.


4.2.Отказ стабилизатора типа «заклинивание»
Одним из характерных отказов системы управления самолетом является отказ стабилизатора типа «заклинивание» при заходе на посадку. Если при заходе на посадку после выпуска закрылков произошла остановка стабилизатора (перестало гореть в режиме мигания табло «стабилизатор включён» и остановилась стрелка указателя положения стабилизатора), необходимо выключить режим совмещённого управления и установить переключатель ручного управления стабилизатором в требуемое положение. Если после этого стабилизатор не переместился в требуемое положение, необходимо установить переключатель управления стабилизатором в нейтральное положение и уйти на второй круг. При этом следует проверить исправность указателя положения стабилизатора (признаками неисправного состояния указателя являются зашкаливание, колебание или фиксация стрелки указателя в произвольном положении и при этом мигает табло «стабилизатор включен» на каждом этапе перекладки стабилизатора не более 15с.), а также необходимо убедиться, что балансировочное положение руля высоты находится в установленных пределах, что свидетельствует о нормальной работе стабилизатора в совмещенном режиме (рис. 4.4.).
4.3.Превышение допустимого уровня вибраций двигателя
Значительная часть отказов силовой установки на самолетах с ТРД связана с превышением допустимого уровня вибраций двигателя. Признаком недопустимого уровня вибраций является загорание в полете табло «вибрация велика». В этом случае с помощью переключателя выбора двигателя определяется двигатель с повышенным уровнем вибрации и (при исправной виброаппаратуре) уменьшается режим работы двигателя до угасания табло «вибрация велика» и уменьшения виброскорости по указателю до 40%. Исправность виброаппаратуры проверяется с помощью средств встроенного контроля. Полет продолжается на вновь установленном режиме работы двигателя. Если при уменьшении режима работы двигателя виброскорость не снижается, двигатель следует

выключить. При неисправной виброаппаратуре двигатель не выключают, контролируя его работу по другим приборам контроля данного двигателя.

В каждом случае загорания табло «вибрация велика» экипаж делает в бортжурнале самолета запись о действиях по парированию последствий данного отказа, а также о режиме работы двигателя (положение РУД, частота вращения роторов двигателя) и условиях полетв (скорость, высота, этап полета, полетная масса). Инженерно-технический персонал должен при очередном техническом обслуживании провести анализ технического сосотояния двигателя.
4.4.Отказ системы автоматического регулирования давления воздуха в гермокабине типа «перенаддув»
В процессе летной эксплуатации наиболее опасными отказами системы автоматического регулирования давления (САРД) воздуха в гермокабине являются разгерметизация и перенаддув гермокабины. Основными причинами разгерметизации кабины являются неисправная работа САРД и нарушение герметичности гермокабины. Основные причины перенаддува гермокабины связаны с нарушениями в работе основной САРД. Рассмотрим действия экипажа в случае перенаддува гермокабины.

После срабатывания сигнализации о перенаддуве гермокабины (звучание сирены и мигание табло «перенаддув») экипаж должен проверить параметры САРД по указателям высоты и перепада давления в гермокабине. Если перепад превышает установленный уровень, а высота в кабине меньше установленной для данной высоты полета, необходимо включить дублирующий командный прибор и снова проверить параметры работы САРД по кабинному прибору. При восстановлении работы САРД разрешается выполнение полета по заданию. Если же после включения дублирующей САРД перепад давления в кабине продолжает возрастать, а высота в кабине продолжает уменьшаться, произвести аварийное снижение.


ГЛАВА 5. ИНЖЕНЕРНОЕ СОПРОВОЖДЕНИЕ ЗАДАЧ ПОИСКА НЕИСПРАВНОСТЕЙ АТ ОБНАРУЖЕННЫХ В ПОЛЕТЕ

Отказы АТ являются одной из причин авиационных происшествий и задержек вылетов ЛА. Особую значимость задачи поиска неисправностей приобретают в оперативном цикле технической эксплуатации, в том числе и в полете. Инженерно-авиационное сопровождение полетов при решении задач поиска неисправностей состоит в:



  • разработке рекомендаций экипажу по выявлению и устранению причин неисправностей, обнаруженных в полете и парированию их последствий;

  • проведении технической учебы с летным составом по методам и средствам поиска неисправностей;

  • внедрении в практику технической эксплуатации прогрессивных технологий поиска и устранения неисправностей таких, как технология поиска неисправностей с использованием результатов расшифровки полетной информации, с применением автоматизированной информацион-но-управляющей системы технологической подготовки процессов поиска и устранения неисправностей в оперативном цикле технической эксплуатации, с использованием бортовых систем сигнализации об отказах, с использованием наземно-бортовых автоматизированных систем диагностирования, с применением диагностических экспертных систем и др.


5.1. Организация поиска и устранения неисправностей АТ в оперативном цикле технической эксплуатации
Оперативный цикл технической эксплуатации ЛА характеризуется тем, что техническое обслуживание ЛА выполняется только по оперативным формам ТО и время стоянки ЛА в аэропорту посадки строго ограничено. В этих условиях схема организации работ по оперативному поиску и устранению неисправностей функциональных систем ЛА существенно зависит от уровня технологического обеспечения процессов поиска неисправностей. Если в эксплуатационном предприятии применяется система кодирования внешних признаков отказа и существует библиотека алгоритмов поиска неисправностей, то работы по поиску и устранению неисправностей могут быть организованы по схеме, представленной на рис. 5.1. Характерной особенностью данной схемы является анализ условий ТО в аэропорту посадки с точки зрения обеспеченности контрольно-проверочной аппаратурой и запасными частями. Если это не выполняется в полном объеме, то необходимо разработать транзитный вариант алгоритма поиска неисправности. Транзитный вариант алгоритма не гарантирует определение причины неисправности по данному внешнему признаку, но позволяет в данных условиях оперативно принять обоснованное решение о возможности своевременной подготовки ЛА к вылету.

Приведенная схема организации работ по поиску неисправностей функционирует в рамках автоматизированной информационно-управляющей системы технологической подготовки процессов поиска и устранения неисправностей в оперативном цикле технической эксплуатации ЛА. Взаимосвязь этой системы с производственными процессами опе-ративного ТО в АТБ показана на рис.5.2. Существенным преимуществом

данной системы является возможность передачи в цех подготовки производства АТБ (связь “3”) заблаговременно до посадки ЛА задания на подготовку необходимой для поиска неисправности контрольно-проверочной аппаратуры и необходимых запасных частей.

Структурно автоматизированная ИУС состоит из трех подсистем (рис.5.3): организационной, технологической и системы информационного обеспечения. Основными технологическими документами системы являются сборник кодов внешних признаков отказа (СКВПО) и сборник алгоритмов поиска отказов (САПО). Эффективность функционирования системы во многом зависит от совершенства автоматизированной базы данных (БД). Например, автоматизированная БД системы “Поиск”, разработанная в АТБ аэропорта Шереметьево, для всех типов самолетов семейства “Ту” и “Ил” в средине 80-х годов, использует 95 реквизитов и позволяет в течение нескольких минут получить справку по произвольному запросу за трехлетний период эксплуатации данного типа ЛА. Одна из экранных форм этой БД показана на рис.5.4.


5.2. Технология поиска неисправностей с использованием результатов расшифровки полетной информации
Использование полетной информации в эксплуатационных авиапредприятиях осуществляется в соответствии с “Руководством по организации сбора, обработки и использования полетной информации в авиационных предприятиях ГА РФ”. Согласно этому документу функции сбора анализа и расшифровки полетной информации возлагаются на подразделения полетной информации АТБ. Обработка полетной информации производится по программам “пилотирование” и “техника”. Программа “техника” обеспечивает контроль работоспособности бортовых

систем ЛА путем регистрации разовых команд и аналоговых параметров с помощью бортовых регистраторов параметров полета типа МСРП.

Технология поиска неисправностей с использованием результатов расшифровки полетной информации состоит в следующем: подразделение полетной информации производит расшифровку и экспресс-анализ полетной информации и в случае появления диагностического сообщения и проверки достоверности результатов расшифровки оформляет сигнальный лист об отказе. Схема использования результатов расшифровки полетной информации для поиска и устранения причины неисправности представлена на рис. . Порядок взаимодействия цехов и отделов АТБ после оформления сигнального листа об отказе представлен на рис. .

Использование результатов расшифровки полетной информации для поиска и устранения причины неисправности позволяет повысить достоверность результатов поиска неисправности и сократить затраты времени на поиск и устранение неисправностей.


5.3. Технология поиска неисправностей на основе применения автоматизированных систем диагностирования
Автоматизированные системы диагностирования (АСД) являются составной частью системы технической эксплуатации современных ГТД и широко применяются зарубежными и отечественными авиакомпаниями.

Современные АСД представляют собой автоматизированные наземно-бортовые комплексы, осуществляющие оперативный контроль, предварительную обработку и регистрацию данных на базе бортовых ЦВМ, а также наземную статистическую обработку данных и поиск неисправностей.


Структуру и содержание задач, решаемых АСД, рассмотрим на примере получившей широкое применение в эксплуатации самолетов Ил-86 АСД “Анализ-86”. В ее состав входят:

  • объекты диагностирования – силовая установка, система электро-снабжения, элементы планера, система измерения и регистрации данных;

  • штатные датчики двигателя и самолета;

  • система измерения и регистрации данных на магнитный носитель МСРП-256;

  • средства предварительной обработки данных (декодирование зарегистрированной информации, формирование выборок);

  • комплекс функциональных задач, осуществляющих распознавание состояния СД и их подсистем;

  • автоматизированный банк данных;

  • средства информирования пользователей;

  • комплекс технических средств (основой которого является ПЭВМ).

В процессе работы подсистемы осуществляются фильтрации входной информации, оценка состояния объектов диагностирования на различных режимах полета, анализ трендов и прогнозирование тенденций изменения параметров на базе хранящейся в банке статистической информации о предыдущих полетах.

Основными объектами диагностирования являются двигатели НК-86, в составе которых диагностируются:



  • система автоматического регулирования;

  • проточная часть;

  • динамическая система ротора и его опор.

На всех этапах полета контролируется вибросостояние двигателей, а на взлетном режиме определяется значение тяги.

Анализ диагностической информации и принятие решения о состоянии двигателя осуществляет группа инженеров, состоящая из инженера по эксплуатации, инженера лаборатории диагностики и представителя завода-изготовителя. Алгоритм принятия решения представлен на рис. 5.7., последовательность решения задач диагностирования – на рис. 5.8.

На самолетах Ил-96 и Ту-204 (двигатели ПС-90А) применяется АСД “Диагноз-90”. Система обрабатывает 21 параметр двигателя, которые могут принимать значения: “больше ТУ”, “меньше ТУ”, “норма”, “изменение”, “тренд”. Выбранный для анализа параметр характеризуется четырьмя значениями: начальное, текущее, отклонение, скорость отклонения. АСД работает в режиме “тренд-анализ” и в режиме заключения о техническом состоянии. Кроме того, на экране дисплея отображается график изменения параметра по наработке, аппроксимированный по результатам статического анализа, и прогноз остатка наработки.
5.4 Организация поиска и устранении неисправностей с использованием бортовых систем сигнализации об отказах

Условия для оперативного поиска и устранение неисправностей функциональных систем ЛА значительно улучшается на самолётах, оборудованных комплексной информационной системой сигнализации. Система предназначена для:



  • Предупреждения экипажа о возникновении опасных отказов(сигнальная информация);

  • Выдачи экипажу и наземному персоналу информации о техническом состоянии бортовых систем в виде мнемокадров или распечатки на аналого-цифровом печатающем устройстве;

  • Отображения информации об отказах и рекомендации экипажу по парированию последствий отказа.

Выдаваемая системой информация отображается на двух экранах в пилотской кабине. Управление индикацией осуществляется с пультов управления. Сигнальная информация отображается на экране индикатора в виде текста как в полете, так и на земле. Информация о параметрах технического состояния бортовых систем скомпонована в виде логически организованных элементов изображения (шкалы, символа, надписи) – мнемокадров. В зависимости от требуемой срочности действия экипажа система выдает информацию трех категорий: аварийной, предупреждающей и уведомляющей. Каждая категория отображается на экране различными цветами. Аварийные и предупреждающие сигналы сопровождаются загоранием сигнальных огней и звуковым сигналом (гонг). Примеры мнемокадров сигнальной и уведомляющей информации представлены на рис. 5.9.

Информация об отказах может быть передана по каналам радиосвязи в аэропорт посадки и использована инженерно – техническим персоналом для подготовки к поиску и устранению отказа. Кроме того на земле может быть получена дополнительная информация, так как часть данных о параметрах технического состояния бортовых систем может быть получена и распечатана только на земле.

Основными направлениями развития бортовых систем сигнализации об отказах являются:



  • Автоматическая фиксация признаков отказа на борту ЛА и передача их в закодированном виде в аэропорт посадки;

  • Сопоставление всех данных об отказе и определение наиболее вероятной причины отказа;

  • Автоматическое подключение резервных каналов или функциональных элементов бортового оборудования.


Глава 6. ЭКОНОМИЯ ТОПЛИВА В ПРОЦЕССЕ ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ
Более 90 °о расхода топлива в гражданской авиации связано с летной эксплуатацией, поэтому большое внимание уделяется вопросам экономии топлива в полете. Преждевременный запуск двигателей, длительное руле­ние и ожидание взлета приводят к бесполезному расходу топлива Так, буксирование самолета Ту-154 вместо 5 мин руления дает экономию топ­лива 250 кг Подсчитано, что при сокращении времени ожидания взлета самолетов Ил-62, Ту-154 и Ту-134 в каждом рейсе всего на 1 мин можно достичь экономии топлива около 30 000 т в год Таким образом, четкое взаимодействие диспетчерской службы с экипажами и широкое примене­ние буксирования вместо руления на старт - - один из путей экономии ГСМ.

После взлета экипаж должен стремиться сократить время работы двига­телей на взлетном режиме и продолжительность маневрирования самолета в районе аэродрома за счет более точного выдерживания схемы, усынов­ленной для данного аэропорта. Как известно, взлетный режим характери­зуется максимальным часовым расходом топлива. Поэтому, например, на парке самолетов Ту-154, где он составляет около 300 кг мин, сокращение продолжительности работы двигателей на взлетом режиме всего на 1 с обеспечивает экономию топлива 150 т в год.

Часовой и километровый расходы топлива существенно зависят от скорости, высоты полета и попетой массы ЛА. Наивыгоднейшая высота (эшелон) полета зависит от дальности, а наивыгоднейшая скорость примерно соответствует режиму минимального километрового расхода Скmin. Всякое отклонение от наивыгоднейших эшелонов и крейсерской скорости влечет за собой перерасход топлива в полете Так, на самолете Ту-154 увеличение скорости полета от наивыгоднейшей лишь на 10 км/ч приводит к увеличению расхода топлива на 150 кг/ч, а уменьшение высоты полета только на один эшелон—на 420 кг/ч. При полетах на большие расстояния можно значительно уменьшить расход топлива путем ступенчатого повы­шения высоты полета.

Экономию расхода топлива в полете обеспечивает также оптимальная масса заправляемого на каждый рейс топлива. Так, на самолете Ту-154 провоз 1 т «лишнего» керосина влечет за собой перерасход топлива на 120 кг/ч.

Рассмотрим влияние указанных выше эксплуатационных факторов на часовой и километровый расходы топлива.


Рис. Зависимости Скh,Cуд и Pп от скорости полета V


Рис. Дроссельные характеристики ТРД.





Влияние скорости полета на часовой и километровый расход топлива выражается зависимостями:

или
где Т г — масса топлива, израсходованного в горизонтальном полете, кг, время горизонтального полета, ч;



l — путь, который пролетает ЛА за время t, км,

V - скорость полета, м/с,

Суд — удельный расход топлива, кг/Н • ч,Н
В установившемся горизонтальном полете тяга двигателя равняется потребной тяге, т. е. Р

Ch = C уд Рn, Cr = C уд Рn/(3,6V)

Таким образом, часовой расход топлива зависит от потребной тяги и удельного расхода топлива. Зависимость потребной тяги от скорости полета определяется кривой Н.Е.Жуковского (рис ), штриховой кривой представ-лена зависимость Суд = f (V). Удельный расход топлива находится в сложной зависимости от скорости полета. При n — const с увеличением скорости Суд возрастает, так как уменьшается удельная тяга дви­гателя. Но для увеличения скорости горизонтального полета приходится увеличивать тягу повышением режима работы, т. е. частоты вращения ротора двигателя. Последнее приводит к уменьшению Суд (рис ), а в итоге Суд по скорости изменяется мало. В связи с этим зависимость часового расхода Сh = f (V) от скорости полета близка к зависимости по­требной тяги от скорости полета. Минимальное значение Chmin соответствует минимальной потребной тяге. Продолжительность полета на этом режиме максимальная.

С увеличением скорости полета увеличивается часовой расход топлива, а следовательно, уменьшается продолжительность полета. При полете на режиме Ммах продолжительность полета уменьшается в 2. ..2. 5 раза по сравнению с режимом Vc hmin.


Рис. . Изменение Суд по высоте полета при различной частоте враще­ния ротора двигателя (n12ном)


Рис. . Высотные характеристики ТРД





Минимальный километровый расход топлива Сk min, очевидно, соот­ветствует минимуму отношения СудРn/V, т. е. находится в точке касания прямой, проведенной из начала координат к кривой Сh =f{V). Дальность полета на режиме Vсk min максимальна. При увеличении или уменьше­нии скорости полета от Vсk min километровый расход топлива увеличива­ется, а следовательно, дальность полета уменьшается. При полете на ре­жиме Vмах дальность полета уменьшается в 1,5...2 раза по сравнению с режимом Vckmin.



Высота полета ЛА оказывает существенное влияние на часовой и километровый расход топлива. С подъемом на высоту до 11 км Суд уменьшается (рис. ), т. е. экономичность двигателя повышается. Это объясняется главным образом тем, что с подъемом на высоту температура окружающего воздуха понижается, вызывая повышение степени сжатия воздуха за компрессором, а следовательно, улучшается теплоиспользова-ние вводимого в двигатель топлива. Кроме того, Суд с подъемом на высоту уменьшается еще и потому, что для сохранения заданной приборной скорости (например, Vсk min) необходимо поддерживать постоянной потребную тягу двигателя. С подъемом на высоту тяга уменьшается, и для поддержания ее постоянной РУД перемещают вперед, увеличивая тем самым частоту вращения ротора двигателя. При этом Суд уменьшается (рис. 34.6).Таким образом, с подъемом на высоту Суд уменьшается как за счет температуры окружающего воздуха, так и за счет повышения режи­ма работы двигателя. Уменьшение Суд с подъемом на высоту вызывает уменьшение часового и километрового расхода топлива, а следовательно, увеличение продолжительности и дальности полета. Дальность полета, кроме того, увеличивается с подъемом на высоту вследствие увеличения истинной скорости.

Масса ЛА также оказывает влияние на Сh и Ck. С увеличением полетной массы возрастает и потребная скорость полета:
V = (2mg/(CyS))1/2
Это означает, что увеличивается потребная тяга. С увеличением массы можно летать и на прежней скорости, но при этом необходимо увеличить Су за счет увеличения угла атаки, что приводит к возрастав лобового со­противления, и, следовательно, к росту потребной тяги расхода топлива. Кроме того, расход топлива увеличивается и потом что практический потолок более тяжелого ЛА снижается.

Температура и давление окружающего воздуха влияют прежде всего на часовой расход топлива:
Ch= Сhcm,(T/Tcm)1/2P/Pcm
где Сhcm, Т cm, Р cm — соответственно часовой расход топлива, температура давление окружающего воздуха при стандартных условиях. При постоянно давлении с понижением температуры окружающего воздуха расход топлив уменьшается, а при повышении температуры увеличивается.

Такая зависимость расхода топлива от температуры окружающего воз­духа в основном объясняется изменением давления воздуха за компрес­сором. Изменение температуры окружающего воздуха не влияет на кило­метровый расход топлива. Это объясняется тем, что значения и числите­ля, и знаменателя выражения Сh в одинаковой мере завися от изменения температуры окружающего воздуха. Как известно, истинная скорость по­лета при постоянном давлении изменяется по такому же закону:



V = V cm,(T/Tcm)1/2

Ветер практически не влияет на часовой расход топлива. Это объясняется тем, что часовой расход топлива определяется режимом работы двигателя и не связан с перемещением воздуха относительно земли. Километровый расход топлива зависит от скорости и направления ветра, т е. от путевой скорости. При попутном ветре километровый расход топлива уменьшается:

Сk=Ch/(3.6(V+Wэкв))

а при встречном ветре увеличивается:


Сk=Ch/(3.6(V-Wэкв))
Некоторую экономию топлива может дать внедрение режимов экономического снижения с эшелона полета. Для этого высота и дальность начала снижения выбирается таким образом, чтобы снижение проходило непрерывно с постоянным утлом наклона глиссады вплоть до конечного этапа захода на посадку. Саму посадку желательно осуществлять без выполне­ния круга, т.е. «с прямой», учитывая, что полет по кругу длится 5 .. .6 мин, а расход топлива примерно для самолета Ту-154 составляет 110 кг/мин.

Экономия топлива по окончании полета может быть достигнута за счет руления самолетов с ВПП на место стоянки с частью выключенных двига­телей. Так, на самолете Ту-154 при рулении на одном двигателе вместо трех экономия достигает 30 кг/мин. Еще большая экономия (50 кг/мин) достигается, если этот самолет буксировать на стоянку тягачом. Не следует забывать и такого резерва экономии топлива, как повышение коммерческой загрузки ЛА. Ее увеличение только на 1 % по всему парку самолетов ГА приведет к экономии 112 000 т топлива в год. Важным источником экономии топлива является широко проводимая работа по спрямлению воздушных трасс.. Для сокращения расходов топлива исключают промежуточные посадки для дозаправки топливом ЛА, а также сокращают тренировочный налет за счет широкого использования тренажеров при подготовке экипажей к полетам.



ОГЛАВЛЕНИЕ
ВВЕДЕНИЕ…………..…………………………………………………………3

ГЛАВА 1 КОМПЛЕКСНАЯ ПОДГОТОВКА ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ К ПОЛЕТАМ….……………………………………………....4

1.1. Содержание комплексной подготовки ЛА к полету……………….….4



    1. Организация процесса комплексной подготовки ЛА к полету……….4

    2. Подготовка летательного аппарата к полету инженерно-техническим персоналом АТБ……………………………………..…………………………..9

    3. Подготовка ЛА к полету экипажем…………………………..………..11

1.5.Комплексная подготовка ЛА к полетам в условиях сбойных ситуаций..12

1.6.Особенности комплексной подготовки к полетам группы летательных аппаратов………………………………………………………………………..13



ГЛАВА 2.ЭКСПЛУАТАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ И СИСТЕМ ЛА ПРИ ВЫПОЛНЕНИИ ПОЕТА В ОЖИДАЕМЫХ УСЛОВИЯХ ЭКСПЛУАТАЦИИ…………………………………………………………....16

2.1.Взлет самолета……………………………...………………………………16


2.2.Набор высоты……………………………………………………………….31

2.3.Полет по маршруту…………………………………....……………………36

2.4. Снижение с эшелона………………………………………...……………..44

2.5.Заход на посадку и посадка…………………………………………...……49



ГЛАВА 3. ЭКСПЛУАТАЦИЯ ДВИГАТЕЛЕЙ И ФУНКЦИОНАЛЬ-НЫХ СИСТЕМ В ОСОБЫХ СИТУАЦИЯХ ПОЛЕТА…………………..66

3.1. Полеты в условиях обледенения……………………………....…………..66

3.2. Полеты в условиях атмосферной турбулентности………….……………70

3.3.Самовыключение и запуск ГТД в полете………………………………....73

3.4.Посадка ЛА с неисправными органами приземления…………………….76

ГЛАВА 4.ОТКАЗЫ ДВИГТЕЛЕЙ И СИСТЕМ ВС В ПОЛЕТЕ И ДЕЙСТВИЯ ЭКИПАЖА ПО ПАРИРОВАНИЮ ИХ ПОСЛЕДСТВИЙ.78

4.1.Отказ двигателя при взлете…………………………………………………82

4.2.Отказ стабилизатора типа «заклинивание»………………………………..84

4.3.Превышение допустимого уровня вибраций двигателя…………………..85

4.4.Отказ системы автоматического регулирования давления воздуха в гермокабине типа «перенаддув»………………………………………..………87

ГЛАВА 5. ИНЖЕНЕРНОЕ СОПРОВОЖДЕНИЕ ЗАДАЧ ПОИСКА НЕИСПРАВНОСТЕЙ АТ ОБНАРУЖЕННЫХ В ПОЛЕТЕ………...……88

5.1. Организация поиска и устранения неисправностей АТ в оперативном цикле технической эксплуатации………………………………………………89

5.2. Технология поиска неисправностей с использованием результатов расшифровки полетной информации……………………………………….….92

5.3. Технология поиска неисправностей на основе применения автоматизированных систем диагностирования………………………………95

5.4 Организация поиска и устранении неисправностей с использованием бортовых систем сигнализации об отказах…………………………….………99

Литература


1. Техническая эксплуатация ЛА: Учебник для вузов Смирнов Н.Н., Владимиров Н.И., Черненко Ж.С. и др. – М.: Транспорт, 1990. – 423 с.

2. Юркин Ю.А. Организация летной работы: Учебное пособие . – М.: МГТУ ГА, 2000. – 124 с.

3. Бродский В.М. Сетевые графики. – М.: МГА, 1970. – 6с.

4. Наставление по технической эксплуатации и ремонту авиационной техники в ГА СССР (НТЭРАТ-ГА-93). – М.: Воздушный транспорт, 1995.

5. Наставление по производству полетов в ГА СССР (НПП ГА -85).- М.: Воздушный транспорт, 1985.

6. Давиденко М.Ф. Летная эксплуатация силовых установок и систем ВС: Учебное пособие. – Киев: КИИГА, 1986. – 144 с.

7. Микинелов А.Л. и др. Летная эксплуатация воздушных судов. – М.: Машиностроение, 1986. – 216 с.


* нормальным взлетом называется взлет самолета в условиях нормального функционирования

бортовых систем и в соответствии с требованиями руководства по летной эксплуатации.



1 Эшелон полета при снижении, на котором экипаж выставляет на высотомерах величину атмосферного давления на аэродроме посадки.



Поделитесь с Вашими друзьями:
1   2   3   4   5   6




База данных защищена авторским правом ©vossta.ru 2022
обратиться к администрации

    Главная страница