Глава 11. ХАРАКТЕРИСТИКИ ПРОЧНОСТИ САМОЛЕТА И ОСОБЕННОСТИ ПОЛЕТА В НЕСПОКОЙНОМ ВОЗДУХЕ

Прочность самолета Ил-76Т удовлетворяет требованиям «Норм летной годности гражданских самолетов СССР» (НЛГС-2). По ха­рактеристикам прочности, а также по устойчивости и управляе­мости самолет имеет летные ограничения.

Для самолета с убранным шасси и механизацией крыла уста­новлены следующие ограничения по приборной скорости и числу М.

1. Максимально допустимая скорость в условиях нормальной эксплуатации (V_{mах э}) на высотах 0...7500 м равна 600 км/ч ПР. Скоростной напор q_mахэ=V²/2 в этом случае равен 1740кгс/м². На высотах более 7500 м ограничение наступает по числу М_{max э}=0,77. При остатке топлива в баках менее 5000 кг V_{max э} = 550 км/ч ПР.

2. Расчетная предельная скорость V_{max max} превышает V_{max э} не менее чем на 50 км/ч ПР, а на высотах, где V_{max э} ограничена чис­лом М, должно быть

M_max max  M_{max э} + 0,05.

Примечание. Ограничения по приборной скорости (скоростному напору q) при выпуске шасси и механизации крыла, а также при полете с выпущенным шасси и механизацией крыла указаны в разд. 4.1.

3. Прочность планера и шасси обеспечивает взлет самолета на бетонной ВПП с весом 17000 кгс, а с грунтовой — 152000 кгс. По­садка на бетонную ВПП допустима при весе самолета 151500 кгс, а на грунтовую — 135500 кгс.

В исключительных случаях допускается посадка самолета большей массой, вплоть до взлетной, причем по НЛГС-2 количест­во таких посадок не должно превышать 3% всего числа посадок.

Герметическая кабина фюзеляжа рассчитана на эксплуатацион­ное избыточное давление p^э=0,5 кгс/см²=5000 кгс/м².

Нагрузкой крыла является подъемная сила. Коэффициент без­опасности для крыла f=Y^p/Y^э=n_p/n^э_max, где n^э_max = Y^э/G - максимально допустимая (перегрузка в эксплуатации, а n^p=Y^p/G— расчетная.

И
з графиков видно, что допустимый диа­пазон маневренных перегрузок в полете с убранной механизацией крыла колеблется от минус 0,3 до плюс 2, а с выпущенной—от плюс 0,2 до плюс 1,7.

Выполнение маневра самолета ограничивается:

максимально эксплуатационной перегрузкой;

срабатыванием системы сигнализации ДУАСП;

началом предупредительной тряски при возникновении срыва потока с крыла (при выходе на большие или малые углы атаки с полностью отклоненными предкрылками);

углом крена 30.

Ограничение по маневру самолета при выполнении полета в не­спокойном воздухе см. разд. 11.2.

Направление порыва (сдвига) ветра в общем случае не совпа­дает с направлением движения самолета, поэтому вектор скорости порыва ветра W, действующего на самолет, можно разложить на составляющие:

Wy—вертикальная составляющая скорости порыва ветра (вос­ходящий поток);

Wx—горизонтальная составляющая (встречный и попутный поток );

Wz—боковая составляющая (боковой поток).

О
собую опасность для полета представляют встречно-восходя­щие боковые порывы (сдвиги) ветра (см. рис. 89,а) и попутно-нис­ходящие (см. рис. 89,б).

Рассмотрим действие встречно-восходящего порыва ветра. Как видно на рис. 89,а, при встречно-восходящем порыве значительно увеличивается угол атаки крыла и истинная скорость обтекания. Такой порыв ветра в зависимости от начальных условий полета может создать два вида опасной ситуации.

При полете на больших приборных скоростях (на малых углах атаки) может возникнуть перегрузка больше максимально допус­тимой n^э_max и наступит остаточная деформация или даже разруше­ние самолета.

Учитывая это, для уменьшения перегрузок в неспокойном воз­духе полет следует выполнять на меньших приборных скоростях.
Однако полет на излишне малых приборных скоростях, где углы атаки большие, также недопустим, так как восходя­щий поток может вывести са­молет на околокритические уг­лы атаки, при которых возмо­жен срыв самолета, хотя опас­ность возникновения больших перегрузок и отсутствует. Для предотвращения выхода само­лета на большие углы атаки полет в неспокойном воздухе следует выполнять на углах атаки (приборных скоростях и числах М), при которых имеет место наибольший запас их до _кр. Для оценки углов атаки (запаса коэффициента Су) рассмотрим кривые Су, потребные для горизонтального полета на различных высотах, и кривую допусти­мых Су_доп (рис. 90).

Кривая допустимых значений коэффициент Су_доп показывает те наибольшие значения его, при которых начинается тряска само­лета. Величина Су_доп в значительной степени зависит от числа М, причем при увеличении М значения , Су_тах и Су_доп значительно уменьшаются.

Каждая кривая потребных значений коэффициента Су показы­вает те значения его, при которых происходит горизонтальный по­лет самолета с данным весом на заданной высоте.

Из рис. 90 видно, что при увеличении числа М на каждой вы­соте потребные значения коэффициента Су (углов атаки) умень­шаются. При увеличении высоты полета вследствие уменьшения плотности воздуха и скорости звука потребные Су (углы атаки) на каждом числе М увеличиваются.

Расстояние между кривой допустимых значений Су_доп и каж­дой кривой потребных Су выражает запас по коэффициенту Су (по углам атаки) на данной высоте полета. Если запас по Су боль­шой, то для выхода самолета на большие углы атаки требуется более значительное их увеличение. А это значит, что при полете в неспокойном воздухе существует меньшая вероятность выхода самолета на Су допустимые и Су_mах (Су сваливания).

На малых высотах наибольший запас по Су существует при числах М==0,5...0.65. С поднятием на большие высоты запас по Су значительно уменьшается, поэтому самолет может выйти на Су_доп при меньших вертикальных порывах. На высоте 10000 м наиболь­ший запас по Су будет при числах М=0,7±0,02.

Величина запаса по Су в значительной степени зависит от по­летного веса самолета. Так, при увеличения веса потребные значения Су на каждом числе М и высоте полета возрастают, а зна­чит, запас по Су (углу атаки) уменьшается.

Запас по Су можно учитывать при помощи перегрузок. При Су потребном происходит горизонтальный полет с перегрузкой n_y=1. При выходе самолета на Сy_доп подъемная сила и перегрузка n_y увеличиваются пропорционально Сy_доп. Следовательно, n_y допус­тимая будет выражаться отношением Су_доп к Су, потребному для горизонтального полета, т. е. п_удоп=Су_доп/Су_г.п. Значение допус­тимых перегрузок на различных высотах для полетного веса само­лета 120000, 140000 и 160000 кгс показаны на рис. 88.

Из этих графиков (наклонные кривые) видно, что при большой высоте допустимые перегрузки меньше. На этих же графиках нане­сены прямые линии максимально допустимых перегрузок при ма­невре по прочности ny^э_max=2 или 1,7. Точки пересечения графиков допустимой перегрузки по прочности и допустимых перегрузок по тряске показывают, что в момент выхода самолета на перегрузку, допустимую по тряске, самолет достигнет максимально допустимой перегрузки по прочности. На высотах 11 000 м и более самолет, до­стигнув максимально допустимой перегрузки по тряске еще не до­стигнет максимально допустимой перегрузки по прочности (см. рис. 88,в G=160000 кгс).

Для обеспечения безопасности полет в неспокойном воздухе на всех высотах следует выполнять на скорости по прибору в зависи­мости от полетного веса самолета:

Полетный вес самолета, кгс 170000 150000 130000 110000

Приборная скорость, км/ч 470 450 430 410

При таком ограничении полета по приборной скорости обеспе­чивается наибольший запас по Су (перегрузке), а это значит, что на углы атаки тряски и срыва самолет может выйти при более значительных порывах ветра. Эти ограничения по скорости предот­вращают и создание перегрузок в полете более максимально допустимых по прочности.

Наряду с этим следует также отметить, что при большем весе самолета полет необходимо выполнять на меньшей высоте для обеспечения достаточного запаса по Су:

Допустимая высота, м 10000 10750 11250 11750 12000

Максимально допустимые углы атаки по указателю АУАСП в зависимости от числа М указаны в разд. 3.2.

Рассмотрим действие попутно-нисходящего порыва (сдвига) ветра. Значительные сдвиги ветра наблюдаются при полете в зоне мощных вертикальных или горизонтальных вихревых потоков. При пересечении такого вихря летящим самолетом истинная скорость обтекания может измениться значительно на небольшое время (несколько секунд). Если вихрь пересекается летящим самолетом в зоне попутно-нисходящей части потока, то истинная скорость об­текания крыла и других частей самолета резко и значительно уменьшается с одновременным уменьшением угла атаки (см. рис. 89,б). Истинная скорость обтекания при интенсивных сдвигах вет­ра может оказаться меньшей скорости срыва самолета.

В результате уменьшения скорости обтекания и угла атаки рез­ко уменьшается подъемная сила и перегрузка, самолет приобрета­ет большие вертикальные скорости снижения и делает значитель­ную просадку (теряет высоту). Это особенно опасно при полете в районе аэродрома (взлет и заход на посадку). Причиной образова­ния мощных вихрей в районе аэродрома может быть рельеф мест­ности при большой скорости ветра или неравномерный нагрев воз­духа, вызванный разнородным покровом земной поверхности.

При выполнении полета в неспокойном воздухе необходимо пом­нить следующее.

Не следует допускать кабрирования или пикирования самолета. Развороты следует выполнять плавно, без резких движений руля­ми, в момент уменьшения бросков самолета с углами крена не бо­лее 15 на рекомендуемой скорости и без набора высоты.

При резком броске и увеличении высоты полета, вызванном восходящим потоком относительно большой протяженности с одно­временным переходом на пикирование, самолет следует удержи­вать в исходном режиме по углу атаки, не препятствуя подъему и не переводя самолет в режим еще большего пикирования.

При интенсивном снижении, вызванном нисходящим или попут­но-нисходящим потоком, самолет необходимо удерживать в исход­ном режиме по углу атаки, не препятствуя снижению путем пере­вода на кабрирование, стремясь сохранить скорость исходного ре­жима.

Не допускать превышения ограничений по числу М и приборной скорости.

Во всех случаях при срабатывании сигнализации АУАСП необ­ходимо оnклонить штурвал «от себя» и удерживать в этом положе­нии до момента выхода самолета на эксплуатационные углы атаки, вывести самолет из крена, если он появился, и перевести плавно в горизонтальный полет, не допустив повторного выхода на большие углы атаки.

Обледенение самолета обычно происходит при полете в облаках, мокром снеге, переохлажденном дожде, тумане и мороси, а также в условиях повышенной влажности воздуха как при отрицательных, так и при небольших положительных температурах наружного воздуха. Обледенению подвергается крыло, оперение, воздухозаборники двигателей, стекла фонаря и другие выступающие детали на поверхности самолета

Интенсивность обледенения обычно характеризуется толщиной образующегося льда за одну минуту и колеблется от нескольких сотых миллиметра до 5 ...7 мм/мин. Наблюдались случаи обледе­нения с интенсивностью до 25 мм/мин.

Форма ледяных наростов и интенсивность их образования в ос­новном определяются метеорологическими условиями, но в значи­тельной степени также зависят от формы деталей самолета и ско­рости полета. Причем, с увеличением скорости до какой-то опреде­ленной величины интенсивность обледенения возрастает, так как за единицу времени к единице поверхности самолета подходит большее количество переохлажденных капель воды, находящихся в воздушном потоке.

При малых скоростях полета отложение льда обычно происхо­дит на передних кромках деталей самолета. Особую опасность для полета вызывает обледенение передних кромок крыла, стабилиза­тора киля и воздухозаборников двигателей.

При больших скоростях вследствие адиабатического сжатия и трения воздуха в пограничном слое потока повышается темпера­тура поверхности самолета. Вследствие этого интенсивность обле­денения и температура воздуха, в котором оно возможно, умень­шается. Кроме того, изменяется форма ледяных наростов и их расположение на поверхности самолета. Наибольшему нагреву подвергается передняя кромка крыла, стабилизатора и киля, точ­нее их критическая линия (линия, на которой происходит полное затормаживание потока).

Прирост температуры в критической точке профиля крыла при различных скоростях полета вне облаков:

V, км/ч 300 400 500 600 700 800 900 1000

t,С 3,5 6,2 9,6 13,9 19 24,6 31,2 38,7

При полете в облаках (в условиях обледенения) нагрев несколь­ко меньше, так как происходит некоторая потеря тепла вследствие испарения капельной влаги. По мере удаления от критической линии к задней кромке профиля температура постепенно понижается, а это значит, что на передней кромке крыла температура может быть положительной, в то время как на задней части она отрица­тельная. При таком характере изменения температуры по крылу переохлажденные капли воды на передней кромке нагреваются и лед не образуется. Перемещаясь по направлению течения погра­ничного слоя, вода постепенно охлаждается и в определенном мес­те на поверхности крыла замерзает.

Учитывая нагрев воздуха в точках торможения потока и в по­граничном слое, можно сделать вывод, что обледенение скорост­ных самолетов происходит при более низких температурах. При­чем, на больших скоростях температура вероятного обледенения ниже (рис. 91,а).

П
ри температурах, соответствующих кривой и более низких, об­леденение возможно.

При обледенении значительно нарушается плавность обтекания крыла, горизонтального и вертикального оперения. Наиболее зна­чительно ухудшается обтекание профилей в случае обледенения пер­вого вида (см. рис. 91,б, 1), при котором уже на передней кромке, у рогообразных ледяных выступов, происходит интенсивное вихреобразование. Такой вид ледяных наростов может иметь место у самолета Ил-76Т при полете на малых скоростях в зоне с очень интенсивным обледенением или при неработающей противообледенительной системе.

Нарушение плавности обтекания вызывает значительное перераспределение давления по профилю и изменяет величину сил трения. Вследствие этого на каждом угле атаки коэффициент Су уменьшается, Сх возрастает, а аэродинамическое качество самолета резко уменьшается. Критический угол атаки крыла и оперения, а также Су_mах и Сy_доп уменьшаются (см. рис. 91,в). Такое изме­нение аэродинамических характеристик самолета вызывает ухуд­шение и летных характеристик на всех этапах полета.

Скорость и тяга, потребные для горизонтального полета, воз­растают вследствие уменьшения Су, увеличения Сx и падения аэро­динамического качества самолета. В случае обледенения воздухозаборников двигателей возможно падение тяги силовой установки, а также повреждение двигателей. Увеличение потребной тяги и не­которое уменьшение располагаемой вызывает уменьшение запаса тяги. Минимальная и минимально допустимая скорость горизон­тального полета увеличиваются, а максимальная и число М уменьшаются. Диапазон скоростей, практический потолок, скороподъем­ность и угол подъема самолета уменьшаются.

Нарушение плавности обтекания крыла и оперения значитель­но уменьшает диапазон центровок, при которых возможно обеспе­чить устойчивое продольное равновесие, а также вызывает ухуд­шение и боковой устойчивости самолета. Значительно ухудшается эффективность рулей.

Для обеспечения безопасности полета следует перед вылетом тщательно изучить метеообстановку на трассе, особенно в районе аэродромов взлета и посадки, учитывая, что большинство случаев обледенения самолетов наблюдается на меньших высотах (менее 5000 м). Обледенение самолета на больших высотах полета встре­чается редко, но возможно в любое время года.

При интенсивном обледенении полет производить запрещается в связи с возможным повреждением двигателей, а также значи­тельным ухудшением летных характеристик самолета.

Взлет на обледеневшем самолете производить запрещается, так как вследствие ухудшения обтекания значительно увеличивается скорость отрыва и длина разбега, а нарушение устойчивости и уп­равляемости не гарантирует безопасности взлета. При взлете в условиях возможного обледенения: противообледенители двигате­лей, воздухозаборников и стекол фонаря кабины пилотов включа­ются после запуска двигателей; противообледенитель крыла и опе­рения после взлета в наборе высоты.

Набор высоты, горизонтальный полег и снижение в условиях обледенения при нормально действующих противообледенительных устройствах не имеют существенных отличий от нормального по­лета. Набор высоты при прохождении зон обледенения необходи­мо производить на номинальном режиме работы двигателей с мак­симальной вертикальной скоростью, которая будет при наивыгод­нейшей скорости набора высоты. Противообледенительную систему (ПОС) крыла и оперения при полете на эшелоне необходимо вклю­чать за 3...5 мин до входа в зону возможного обледенения.

Снижение с эшелона полета до Н=5000 м выполняется на V=570 км/ч ПР на режиме работы двигателей не менее n_в.д=75%. С высоты 5000 м скорость уменьшается до 470 км/ч ПР, а с высоты перехода до 400 км/ч ПР.

После выхода самолета из зоны обледенения противообледени­тели выключаются только после удаления льда с поверхности са­молета.

При заходе на посадку (до выполнения третьего разворота) ос­мотром убедиться в отсутствии льда на стабилизаторе.

Заход на посадку и посадка с нормально работающими проти-вообледенительными системами выполняется нормально. Уход на второй круг необходимо выполнять с высоты не менее 20 м.

Следует учитывать, что полет свыше 5 мин в условиях слабого обледенения при з=43° и пр=25 не допускается. В условиях умеренного и сильного обледенения посадку необходимо выполнять при з=30° и пр=14°.

При обнаружении льда на стабилизаторе или при неуверенности в его отсутствии посадку следует выполнять при з=30° и пр=14. Пилотирование должно быть плавным, координированным, с изме­нением перегрузки не более ±0,3. Скорость снижения по глиссаде должна быть:

Вес самолета кгс 100000 110000 120000 130000 140000

Приборная скорость, км/ч 240 250 260 270 280

Скорость касания на 20—25 км/ч меньше скорости снижения по глиссаде.

Уход на второй круг, полет по кругу и повторный заход на по­садку необходимо выполнять не изменяя положения механизации крыла (з=30° и пр=14°) с выпущенным шасси. Полет по кругу выполняется на V=320 ... 340 км/ч ПР.

На пробеге на V=50 км/ч ПОС крыла и оперения выключа­ются. Руление на стоянку производить с выпущенной механизаци­ей крыла и убирать ее только при отсутствии льда.