Влияние отказа силовой установки на аэродинамические и летные характеристики двухдвигательного воздушного судна на различных этапах полета

Размещено на http://www.allbest.ru/

МИНИСТЕРСТВО ТРАНСПОРТА РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

ФЕДЕРАЛЬНОЕ АГЕНТСТВО ВОЗДУШНОГО ТРАНСПОРТА

ПОЯСНИТЕЛЬНАЯ ЗАПИСКА

к дипломной работе

НА ТЕМУ: ВЛИЯНИЕ ОТКАЗА СИЛОВОЙ УСТАНОВКИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ И ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ДВУХДВИГАТЕЛЬНОГО ВС НА РАЗЛИЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕТА

САСОВО 2016г.



СОДЕРЖАНИЕ

ОПРЕДЕЛЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

ВВЕДЕНИЕ

1. Аэродинамические характеристики современных магистральных ВС

1.1 Поляра крыла

1.2 Поляра самолета

1.3Аэродинамичесское качество крыла

2. Летные характеристики современных магистральных ВС

2.1 Кривые потребных и распологаемых тяг

2.2 Кривые потребных и распологаемых мощностей

2.3 Поляра скоростей набора высоты. Первые и вторые режимы набора

2.4 Поляра скоростей снижения

3. Изменение аэродинамических и летных характеристик L-410 UVP E-20 при отказе двигателя

3,1 Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя

3.2 Изменение летных характеристик при отказе двигателя

4. Особенности выполнения полета с неполной несимметричной тягой на примере самолета L-410 UVP E-20

5. Способы пилотирования самолёта при полёте с одним неработающим двигателем

5.1 Полет без крена со скольжением в сторону неработающего двигателя

5.2 Полет без скольжения с креном в сторону работающего двигателя

6. Разработка рекомендации для экипажа в пилотировании при отказе двигателя на различных этапах полета согласно РЛЭ L-410 UVP E-20

6.1 Основные признаки отказа двигателя

6.2 Отказ двигателя на взлете

6.3 Отказ двигателя в горизонтальном полёте

6.4 Отказ двигателя во время захода на посадку

6.5 Уход на второй круг с одним работающим двигателем

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ



ОПРЕДЕНИЯ, ОБОЗНАЧЕНИЯ И СОКРАЩЕНИЯ

РЛЭ - Руководство по летной эксплуатации

РУД - Рычаг управления двигателя

КВС - Командир воздушного судна.

АУК - Автомат управления креном.

ВС - Воздушное судно.

ВПП - Взлетно-посадочная полоса.

ТМТ - Температура между турбин.

TRQ - Крутящий момент.

ВВЕДЕНИЕ

Крупные катастрофы являются редкими, вместе с тем авиационные происшествия с менее катастрофическими последствиями, а также самые разнообразные инциденты происходят достаточно часто. Менее существенные случаи угроз безопасности могут быть предвестниками скрытых проблем обеспечения безопасности полётов. Игнорирование таких проблем может способствовать увеличению числа более серьёзных происшествий.

Проводя работу по совершенствованию систем безопасности обеспечения полётов, необходимо уделить особое внимание вопросам безопасности при взлёте, горизонтальном полете и посадке двухдвигательного воздушного судна с отказавшим двигателем.

Целью данной дипломной работы является анализ аэродинамических и летных характеристик, способов пилотирования и разработка рекомендаций по взаимодействию и действиям экипажа на этапах взлета, горизонтального полета и посадки при отказавшем двигателе. Также необходимо разобрать дополнительные проблемы, связанные с безопасностью полета на L -410 UVP E-20, обработать критерии принятия решения о продолжении полета на основе обзора различных факторов и определенных условий.

Актуальность темы подтверждается еще и тем, что в последние года данный самолет помимо летных учебных заведений начали активно внедрять в эксплуатацию российские авиакомпании, что предполагает более детальное изучение данной проблемы.



1 Аэродинамические характеристики современных магистральных ВС

1.1 Поляра крыла

График зависимости коэффициента С_у от С_х, называется полярой.

Для построения поляры для данного крыла, крыло (или его модель) продувается в аэродинамической трубе при различных углах атаки. При продувке для каждого угла атаки аэродинамическими весами замеряются величины подъемной силы Y и силы лобового сопротивления X. Определив величины сил Y и X для данного профиля, вычисляют их аэродинамические коэффициенты для каждого угла атаки. Результаты замеров и вычислений заносятся в таблицу. Для построения поляры проводятся две взаимно перпендикулярные оси. На вертикальной оси откладывают значения С_у, а на горизонтальной - С_х. Масштабы для С_у и С_х обычно берутся разные.

Принято для С_у брать масштаб в 5 раз крупнее, чем для С_х, так как в пределах летных углов атаки диапазон изменения С_у в несколько раз больше, чем диапазон изменения С_х. Каждая точка полученного графика соответствует определенному углу атаки. Название «поляра» объясняется тем, что эту кривую можно рассматривать как полярную диаграмму, построенную на координатах коэффициента полной аэродинамической силы С_R и j, где j- угол наклона полной аэродинамической силы R к направлению скорости набегающего потока (при условии, если масштабы С_у и С_х взять одинаковыми).

Рисунок. 1 Поляра крыла



Если из начала координат (Рис. 1), совмещенного с центром давления профиля, провести вектор к любой точке на поляре, то он будет представлять собой диагональ прямоугольника, стороны которого соответственно равны С_y и С_х. лобового сопротивления и коэффициента подъемной силы от углов. Поляра строится для вполне определенного крыла с заданными геометрическими размерами и формой профиля. По поляре крыла можно определить ряд характерных углов атаки.

Угол нулевой подъемной силы б_о находится на пересечении поляры с осью С_х. При этом угле атаки коэффициент подъемной силы равен нулю (С_y = 0).

Угол атаки, на котором С_х имеет наименьшую величину б_Cх.мин. находится проведением касательной к поляре, параллельной оси С_y. Для современных крыльевых профилей этот угол заключен в диапазоне от 0 до 1°.

Наивыгоднейший угол атаки б_наив. Так как на наивыгоднейшем угле атаки аэродинамическое качество крыла максимальное, то угол между осью С_y и касательной, проведенной из начала координат, будет минимальным. Поэтому для определения a_наив нужно провести из начала координат касательную к поляре. Точка касания будет соответствовать б_наив. Для современных крыльев a_наив лежит в пределах 4 - 6°.

Критический угол атаки б_крит. Для определения критического угла атаки необходимо провести касательную к поляре, параллельную оси С_х.

Точка касания и будет соответствовать б_крит. Для крыльев современных самолетов б_крит = 16-30°.

Углы атаки с одинаковым аэродинамическим качеством находятся проведением из начала координат секущей к поляре. В точках пересечения найдем углы атаки (б₁ и б₂) при полете, на которых аэродинамическое качество будет одинаково и обязательно меньше К_макс. [1]



1.2 Поляра самолета

Одной из основных аэродинамических характеристик самолета является поляра самолета. Коэффициент подъемной силы крыла С_y равен коэффициенту подъемной силы всего самолета, а коэффициент лобового сопротивления самолета для каждого угла атаки больше С_х крыла на величину С_{х вр} ,

Поэтому поляру самолета можно получить путем прибавления величины С_{х вр} к С_х крыла на поляре крыла для соответствующих углов атаки. Поляра самолета будет при этом сдвинута вправо от поляры крыла на величину С_{х вр}.

Рисунок 2 Поляры крыла и самолета

Обычно поляру самолета строят, используя данные зависимостей С_y=f(a) и С_х=f(a), полученных экспериментально путем продувок моделей в аэродинамических трубах.

Определение аэродинамических характеристик и характерных углов атаки по поляре самолета производится так же, как это делалось на поляре крыла.

Угол атаки нулевой подъемной силы самолета практически не отличается от угла атаки нулевой подъемной силы крыла. Так как на угле a подъемная сила равна нулю, то на этом угле атаки возможно только вертикальное движение самолета вниз, называемое отвесным пикированием, или вертикальная горка под углом 90°.

Угол атаки, при котором коэффициент лобового сопротивления имеет минимальную величину находится проведением параллельно оси С_y касательной к поляре. При полете на этом угле атаки будут наименьшие потери на сопротивление. На этом угле атаки (или близком к нему) совершается полет с максимальной скоростью.

Наивыгоднейший угол атаки (б_наив) соответствует наибольшему значению аэродинамического качества самолета. Графически этот угол, так же, как и для крыла, определяется путем проведения касательной к поляре из начала координат. Из графика видно, что наклон касательной к поляре самолета больше, чем касательной к поляре крыла, то можно сделать вывод, что максимальное качество самолета в целом всегда меньше максимального аэродинамического качества отдельно взятого крыла. Из этого же графика видно, что наивыгоднейший угол атаки самолета больше наивыгоднейшего угла атаки крыла на 2 - 3°. Критический угол атаки самолета (б_крит) по своей величине не отличается от величины этого же угла для крыла. [1]

Рисунок 3 Поляры самолета с выпущенными закрылками

На данном рисунке изображены поляры самолета в четырех вариантах:

- закрылки убраны;

- закрылки убраны, шасси выпущены;

- закрылки выпущены во взлетное положение (d₃ = 18°);

- закрылки выпущены в посадочное положение (d₃ = 42°).

Выпуск закрылков во взлетное положение (d₃ = 18°) позволяет увеличить максимальный коэффициент подъемной силы Су_макс при сравнительно небольшом увеличении коэффициента лобового сопротивления. Это позволяет уменьшить потребную минимальную скорость полета, которая практически определяет скорость отрыва самолета при взлете. Благодаря выпуску закрылков во взлетное положение длина разбега сокращается до 25%.

При выпуске закрылков в посадочное положение (d₃ = 42°) максимальный коэффициент подъемной силы может возрасти до 80%, что резко снижает посадочную скорость и длину пробега. Однако лобовое сопротивление при этом возрастает интенсивнее, чем подъемная сила, поэтому аэродинамическое качество уменьшается. [2]

1.3 Аэродинамическое качество крыла

С точки зрения аэродинамики наиболее выгодным будет такое крыло, которое обладает способностью создавать, возможно, большую подъемную силу при возможно меньшем лобовом сопротивлении. Для оценки аэродинамического совершенства крыла вводится понятие аэродинамического качества крыла. Аэродинамическим качеством крыла называется отношение подъемной силы к силе лобового сопротивления крыла на данном угле атаки:

(1)

где Y - подъемная сила, кг; Х - сила лобового сопротивления, кг. Подставив в формулу (1) значения Y и X, получим:



Чем больше аэродинамическое качество крыла, тем оно совершеннее. Величина качества для современных самолетов может достигать 14-15. Это означает, что крыло самолета может создавать подъемную силу, превышающую лобовое сопротивление в 14-15 раз. [1]

Аэродинамическое качество крыла зависит от следующих факторов:

- Состояние поверхности крыла (наличие льда, грязи уменьшает качество)

- Формы крыла. Большие качества дают тонкие симметричные крылья. Меньшие - вогнуто-выпуклые

- Обледенение. Коэффициент С_х увеличивается, а коэффициент С_у уменьшается- качество увеличивается.

- От угла атаки: при увеличении угла атаки до б _наив С_у возрастает в большей степени чем С_х.

- Обдувка крыла винтом. Обдувка вызывает больший прирост С_у чем С_х - качество увеличивается.



2. Летные характеристики современных магистральных ВС

2.1 Кривые потребных и располагаемых тяг

Кривые потребных и располагаемых тяг (кривые Жуковского) позволяют определить основные летные характеристики самолета. Эти кривые строятся для различных полетных весов самолета и высот полета. Кривая потребной тяги показывает зависимость тяги, потребной для горизонтального полета, от скорости полета. Кривая располагаемой тяги показывает зависимость располагаемой тяги силовой установки самолета от скорости полета. Располагаемая тяга силовой установки самолета - это сумма тяг всех двигателей при работе их на номинальном режиме. Имея кривые потребных и располагаемых тяг до заданного полётного веса и высоты полета, можно определить основные летные данные самолета при этих условиях.

Рисунок 4 Кривые Жуковского

По кривым потребных и располагаемых тяг можно определить следующее:

1. Для любого угла атаки (б) скорость, потребную для горизонтального полета (V_гп), тягу, потребную для горизонтального полета (P_гп), располагаемую тягу при данной скорости полета (Р_р) и запас тяги DР=Р_р - P_гп. Используя эти значения, можно определить летные характеристики самолета на этом же угле атаки в режиме набора высоты и других режимах полета.

2. Правая точка пересечения кривых потребных и располагаемых тяг дает угол атаки (б), которому соответствует максимальная скорость горизонтального полета. Самолет по условиям прочности имеет ограничение по приборной скорости (скоростному напору), а на больших числах М ограничения по устойчивости и управляемости, поэтому выполнять горизонтальный полет на максимальной скорости запрещается.

3. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси ординат, определим минимальную (теоретическую) скорость горизонтального полета V_гпmin. Эта скорость соответствует критическому углу атаки б_кр. Такую скорость в полете допускать не разрешается по условиям устойчивости и управляемости самолета. Для определения минимально допустимой приборной скорости, обеспечивающей безопасность полёта, предварительно в процессе летных испытаний определяется при различной конфигурации самолета приборная скорость сваливания Vc и соответствующие ей угол атаки бc и коэффициент Сyc. Под сваливанием понимается возникшее в результате отрыва потока на крыле непроизвольное апериодическое или колебательное движение самолета относительно любой из трех осей со сравнительно большими, заметными для пилота средней квалификации, амплитудами угловых скоростей и (или) угловых ускорений, не парируемое без уменьшения угла атаки самолета. Минимально допустимые приборные скорости V_{min доп}, соответствующие им углы атаки б_доп. и коэффициенты С_удоп. должны удовлетворять следующим требованиям норм лётной годности самолетов:

- не должно возникать самопроизвольных колебаний самолета, которые нельзя немедленно парировать рулями;

- должна быть обеспечена приемлемая управляемость самолетом по тангажу, крену и рысканью;

- должен быть обеспечен запас по углу атаки (от угла атаки сваливания) не менее 3°;

- не должно быть тряски, угрожающей прочности конструкции или затрудняющей пилотирование;

- не должно возникать также особых нарушений работы силовой установки и систем, которые требуют немедленных действий пилота по восстановлению их нормальной работы либо немедленного уменьшения угла атаки;

- не должны появляться признаки неустойчивой работы двигателей;

- должна быть обеспечена естественная, либо искусственная сигнализация пилоту о выходе самолета на б_доп. (С_удоп), предупреждающая о приближении сваливания или других явлений, по которым устанавливается б _доп (С_удоп);

- производная линейного перемещения штурвальной колонки по коэффициенту подъемной силы самолетах X_шт.^Сy должна быть отрицательной, т.е. при отклонении штурвальной колонки «на себя» угол атаки и коэффициент С_у должны увеличиваться и наоборот.

4. Проведя касательную к кривой потребной тяги параллельно оси абсцисс, определим минимальную тягу, потребную для горизонтального полета (Р_{гп min}). Минимальная потребная тяга будет при наивыгоднейшем угле атаки б_нв, которому соответствует наивыгоднейшая скорость V_нв.

5. Все скорости, на которых теоретически возможен горизонтальный полет, составляют теоретический диапазон скоростей горизонтального полета, т.е. от минимальной скорости до максимальной. Практический диапазон скоростей (DV_прак) значительно меньше и включает все скорости горизонтального полета, на которых обеспечивается безопасность полета, т.е. от минимально допустимой скорости 1,25V_с до максимально допустимой. Величину практического диапазона характеризуют разностью между максимально допустимой и минимально допустимой приборными скоростями.

6. Весь диапазон скоростей горизонтального полета делится на два режима, границей которых является наивыгоднейшая скорость V_нв. Первый режим горизонтального полета выполняется на скоростях, больших наивыгоднейшей (б_нв). В этом режиме самолет имеет достаточно хорошую устойчивость и управляемость на числах М не более М_{мах.доп}. Первый режим ограничен числом М_mах.эк и V_mах.эк. Ко второму режиму относятся скорости горизонтального полета, меньшие наивыгоднейшей. В этом режиме значительно ухудшается продольная и боковая устойчивость и управляемость самолета. Кроме того, при выходе на большие углы атаки наблюдается тряска, которая затрудняет управление самолетом, но вместе с этим и является предупредительным сигналом пилоту о наличии больших углов атаки (второго режима). [3]

2.2 Кривые потребных и располагаемых мощностей

График, показывающий зависимость потребной и располагаемой мощности от скорости полета (углов атаки). Для его построения используются следующие формулы:

(2)

(3)

Затем подсчитывая значения для N_гп. (2) и V_гп. (3) для углов атаки в системе прямоугольных координат необходимо построить график потребных мощностей. Если на этот график наложить график располагаемых мощностей, то получим кривые располагаемых и потребных мощностей для горизонтального полета.



Рисунок 5 Кривые потребных и располагаемых мощностей

На данном графике можно определить:

1. N_гп, V_гп, ДN, N_расп;

2. б_min(2°),V_max (346 км/ч), ДN=0 (точка пересечения графика N_потр и N_расп);

3. б_кр(16,2°),V_min (параллельная оси мощности касательная к графику);

4. б_нв(7°), V_нв, ДN_max (касательная к графику из начала координат);

5. б_эк(9°), V_эк) ДN_min (касательная к графику параллельная оси скоростей);

6. Диапазон скоростей:

Теоретический диапазон скоростей: DV=V_max.-V_min.

Практический диапазон скоростей: DV=V_max.-V_эк.

7. Два режима горизонтального полёта. [4]

2.3 Поляра скоростей набора высоты. Первые и вторые режимы набора

Зависимость между скоростью по траектории, вертикальной скоростью и углом набора можно представить в виде одного графика, который носит название поляры скоростей набора высоты.



Рисунок 6 Поляра скоростей набора

Каждая точка поляры скоростей набора наглядно показывает скорость по траектории V (отрезок прямой, проведенной из начала координат в данную точку поляры), вертикальную скорость набора V_У (отрезок прямой, проведенной через данную точку поляры скоростей перпендикулярно к оси скоростей V) и угол набора - угол, заключенный между вектором скорости V и осью скорости полета.

Опускаясь из любой точки кривой на горизонтальную ось по дуге окружности с центром в начале координат, можно отсчитать скорость полета по траектории набора. Поляра скоростей набора позволяет определить характерные режимы установившегося набора и соответствующие максимальный угол набора и максимальную вертикальную скорость набора.

Режим наиболее быстрого набора высоты - определяется проведением касательной к поляре скоростей набора параллельно оси скорости. Этот режим набора применяется в случае необходимости быстро набрать заданную высоту.

Режим наиболее крутого набора - определяется проведением касательной к поляре скоростей из начала координат. Этот режим набора применяется, когда необходимо «перетянуть» самолет через близко расположенное препятствие.

На поляре скоростей набора также можно найти режим максимальной теоретической скорости набора (определяется проведением касательной дуги к поляре скоростей набора с центром в начале координат). Границей первых и вторых режимов набора, как и в горизонтальном полете, является наивыгоднейшая скорость.

Режимы набора в диапазоне скоростей от V_{min теор} до V_нв, называются вторыми. Первые режимы набора имеют место в диапазоне скоростей от V_нв до V_макс. Кроме особенностей, рассмотренных выше применительно к горизонтальному полету, для вторых режимов установившегося набора характерно так называемое обратное действие руля высоты, отклонение руля высоты вверх (взятие штурвала управления самолетом на себя) в конечном счете приводит не к увеличению, как в первом режиме, а к уменьшению угла наклона траектории. При взятии штурвала управления на себя угол атаки увеличивается, подъемная сила Y возрастает, и траектория сначала искривляется вверх, т.е. угол набора увеличивается. Однако самолет не имеет возможности уравновеситься на более крутой траектории, так как избыток тяги имевшийся в исходном режиме полета и уравновешивающий составляющую веса окажется недостаточным для уравновешивания возрастающей составляющей силы веса самолета _при новом увеличенном угле набора. Скорость, а значит, и подъемная сила начинают уменьшаться, а траектория, ставшая сразу после взятия штурвала управления на себя более крутой, будет постепенно (по мере падения скорости) отклоняться вниз.

На первых режимах набора взятие штурвала управления самолетом на себя сопровождается увеличением угла набора, так как уменьшение скорости (после взятия управления на себя) вызывает увеличение избытка тяги, а большему избытку тяги соответствует более крутой траектории набора самолета. [7]



2.4 Поляра скоростей снижения

График, показывающий зависимость вертикальной скорости снижения от поступательной скорости на различных углах атаки, называется полярой скоростей снижения

Рисунок 7 Поляра скоростей снижения

По поляре скоростей планирования можно определить ряд характерных скоростей и режимов планирования:

1.Экономическая скорость планирования и соответствующий ей экономический угол атаки определяются проведением параллельно оси абсцисс касательной к поляре скоростей. В точке касания находится экономический угол атаки, а перпендикуляр, восстановленный из точки касания на ось скоростей планирования, обозначит экономическую скорость планирования. Планирование на экономической скорости будет происходить с наименьшей скоростью снижения V_y.

2. Наивыгоднейшую скорость планирования и наивыгоднейший угол атаки б_нв можно найти проведением касательной из начала координат к поляре скоростей. В точке касания находим угол атаки, в точке пересечения перпендикуляра, восстановленного из точки касания с осью скорости, - наивыгоднейшую скорость. На этой скорости угол снижения минимальный, а дальность планирования - максимальная.

3. Два угла атаки (б₁ и б₂) при одинаковом угле снижения находятся, если из начала координат провести секущую к поляре скоростей. Так же как на поляре самолета на поляре скоростей планирования определяются два режима планирования I и II, границей раздела которых является наивыгоднейшая скорость полета. [7]



3 Изменение аэродинамических и летных характеристик L-410 UVP E-20 при отказе двигателя

3.1 Изменение аэродинамических характеристик при отказе двигателя

Рисунок 8 Графики изменения аэродинамических характеристик L-410 UVP E-20 при отказе двигателя

Сделав анализ данных графиков можно сделать вывод что при отказе одного двигателя аэродинамические характеристики самолета ухудшаются. Ухудшение их заключается в уменьшении коэффициента подъемной силы, увеличении коэффициента лобового сопротивления и в уменьшении аэродинамического качества. Уменьшение коэффициента С_у происходит вследствие исчезновения обдувки крыла винтом, исчезновения вертикальной составляющей силы тяги, а также вследствие нарушения симметрии обтекания крыла при скольжении. Увеличение коэффициента С_х происходит вследствие возникновения сопротивления винта отказавшего двигателя, вынужденного увеличения угла атаки крыла, отклонения руля направления, отклонения элеронов, скольжения и внутреннего сопротивления газового тракта двигателя. [4]



3.2 Изменение летных характеристик при отказе двигателя

Рисунок 9 Графики изменения летных характеристик L-410 UVP E-20 при отказе двигателя

Из представленных графиков видно, что при отказе одного двигателя лётные характеристики ухудшаются:

? Располагаемая мощность ?в 2 раза (располагаемая тяга ? в 2 раза);

? Избыток тяги?, избыток мощности?;

? Потребная мощность ?, качество?;

? Минимальная скорость?, максимальная скорость?, диапазон скоростей?;

? Угол подъема?, избыток тяги?;

? Вертикальная скорость подъема ?, избыток мощности?;

? Потолки полёта?;

? Дальность и продолжительность полета ?. [4]



4. Особенности выполнения полета с неполной несимметричной тягой на примере самолета L-410 UVP E-20

Полёт с одним неработающим двигателем

Из всех видов полета, пожалуй, самым сложным, таящим в себе наибольшую опасность, является полет с одним неработающим двигателем. Такой полет всегда вызывает большое физическое и психическое напряжение, а потому является весьма утомительным. Особенно сложно пилотировать самолет в момент неожиданного отказа двигателя. В этот момент нарушается как продольное, так и боковое равновесие самолета, самолет разворачивается и кренится в сторону отказавшего двигателя. Если винт выключенного двигателя автоматически не зафлюгируется, то в его сторону будет сильный бросок самолета. При этом возможно возникновение тряски самолета с подергиванием педалей, а затем следует и уменьшение скорости. В момент наступившего возмущенного движения самолета первейшая задача -- не допустить образования опасного крена и потери скорости. Во всех случаях отказа двигателя необходимо, несимметричность тяги парировать немедленным отклонением руля направления (на малых скоростях вплоть до полного расхода) для сохранения направления полета. Остаточную несимметричность тяги парировать созданием крена в сторону работающего двигателя. Для выдерживания прямолинейного полета потребный угол крена не превышает 5°. Преднамеренное выполнение других эволюции со скольжением с одним неработающим двигателем запрещается. При выполнении разворота с одним отказавшим двигателем уделять внимание выдерживанию шарика указателя скольжения в нейтральном положении. Шарик в этом положении удерживать только отклонением руля направления. При скоростях полета меньше 108 узлов не допускать угол крена больше 15°. [5]

Схемы сил и моментов при полете с отказавшим двигателем:



Рисунок 10 Два двигателя работают

Из представленной схемы видно что сумма разворачивающих моментов обоих двигателей равна? самолет выполняет прямолинейный полет.

Рисунок 11 Отказ правого двигателя

При отказе правого двигателя в полете самолет разворачивается в сторону отказавшего двигателя. Разворот происходит под действием разворачивающего момента тяги рабочего двигателя и небольшого момента силы сопротивления отказавшего двигателя:

М_{разв.лев.дв}. + М_х ? разворот.



Рисунок 12 Возникновение кренящего момента при отказе двигателя

Вследствие инерции после отказа двигателя самолет стремится сохранить направление полета, в результате чего возникает скольжение на левое полукрыло с работающим двигателем, следовательно, самолет продолжает разворот в сторону отказавшего двигателя, увеличивая угол скольжения противоположное полукрыло. Практически одновременно с разворотом самолет начинает крениться на полукрыло с отказавшим двигателем из-за того, что на отказавшем двигателе исчезает обдувка крыла винтом. Поэтому местная скорость потока, обтекающего крыло с работающим двигателем, будет больше скорости потока, обтекающего крыло с отказавшим двигателем. За счет этого на крыле с работающим двигателем подъемная сила будет создаваться больше, чем на крыле с неработающим двигателем. [4]



5. Способы пилотирования самолёта при полёте с одним неработающим двигателем

После устранения крена, возникшего в момент выключения двигателя, перед пилотом стоит задача -- продолжать установившийся полет. Для продолжения полета необходимо увеличить режим работающего двигателя, а это вызовет увеличение заворачивающего момента несимметричной силы тяги. Но потребная мощность может оказаться больше располагаемой мощности на данной высоте и полет придется выполнять со снижением. С точки зрения пилота, наиболее заметные бросающиеся в глаза особенности управления самолетом в полете с одним неработающим двигателем заключаются, прежде всего, в большем отклонении руля направления, потребном для парирования разворота, а также в соответственно больших усилиях, прикладываемых к педалям. Кроме того, парирование крена требует соответствующего отклонения элеронов, что также заметно ввиду непривычного положения штурвала управления. Все эти особенности проявляются неодинаково при различных способах пилотирования самолета в установившемся полете. Кроме того, применение различных приемов пилотирования в этом случае может заметно повлиять на величину аэродинамического сопротивления самолета, а значит, и на летные характеристики его: диапазон скоростей, скороподъемность, потолок. В практике эксплуатации самолета L-410 UVP E-20 применяются два способа пилотирования самолета при полете с одним работающим двигателем: без крена со скольжением в сторону отказавшего двигателя и без скольжения с креном в сторону работающего двигателя. [6]

5.1 Полет без крена со скольжением в сторону неработающего двигателя

Рисунок 13 Схема сил, действующих на самолет в полете без крена со скольжением на крыло с неработающим двигателем

Условие равновесия:

М_р + М_{хотк.дв} + Мz_ск = Мz_во ? угол скольжения (в) постоянный

У = G ? высота полета постоянная

P = Х_с-та + Х_вв ? скорость полета постоянная

Z_во + Z_ск ? нет сноса

Для того чтобы парировать разворот самолета, вызванный действием момента тяги работающего двигателя (M_P) и момента силы сопротивления винта выключенного двигателя (М_{хотк.дв}), пилот вынужден отклонить руль направления в сторону работающего двигателя, чтобы создать момент М_Z вертикального оперения. Однако созданием равенства моментов М_Z вертикального оперения = М_р + М_{хотк.дв} обеспечивается только их взаимное уравновешивание, а сила Z_в.о действующая на самолет, остается неуравновешенной. Под действием этой силы самолет начнет двигаться хотя и без крена, но со скольжением в сторону отказавшего двигателя. Вследствие скольжения возникает боковая сила Z_ск, она будет увеличиваться до тех пор, пока не сравняется по величине с боковой силой Z_в.о, вызванной отклонением руля направления. Однако поскольку боковая сила Z_ск приложена позади центра тяжести самолета, она создает путевой момент Мz_ск стремящийся устранить скольжение. Для парирования этого дополнительного момента потребуется отклонить руль направления еще больше. Чем меньше скорость полета, тем больше усилия требуется приложить к педали для удержания самолета в установившемся полете с заданным углом скольжения. Недостаток способа пилотирования самолета при полете без крена со скольжением состоит в том, что за счет скольжения и отклонения руля направления аэродинамическое сопротивление самолета возрастает, а это приводит к дополнительному уменьшению и без того малого избытка мощности. Кроме того, требуется большее отклонение руля направления и приложение больших усилий на педаль. Однако такой способ пилотирования хорош тем, что пилотирование с обычным горизонтальным положением приборов менее утомительно в длительном полете. Пилотирование без крена применяется при выполнении горизонтального полета и захода на посадку в сложных метеорологических условиях и ночью. При этом надо иметь в виду, что в установившемся полете без крена со скольжением в сторону выключенного двигателя шарик указателя скольжения будет находиться в центре, так как на него не действуют центростремительные силы. [4]



5.2 Полет без скольжения с креном в сторону работающего двигателя

Рис.14 Схема сил, действующих на самолет в полете без скольжения с креном в сторону работающего двигателя

Условие равновесия:

М_р + М_{хотк.дв} + Му₂ ? Мz_во (угол скольжения в = 0)

У₁ = G ? высота полета постоянная

P = Х_с-та + Х_вв ? скорость полета постоянная

У₂ = Z_во ? нет сноса.

Поскольку в данном случае нет скольжения, то сила лобового сопротивления окажется меньше, чем в рассмотренном первом случае. Лобовое сопротивление уменьшится также вследствие уменьшения потребного отклонения руля направления, так как в этом случае нет момента Мz_ск который надо было бы парировать в полете со скольжением. В результате уменьшения лобового сопротивления самолета при полете с креном получается большой избыток мощности на всех углах атаки по сравнению с полетом со скольжением. Полет без скольжения с незначительным креном на полукрыло с работающим двигателем обеспечивает наибольший запас тяги, так как сопротивление самолета минимальное и почти равно сопротивлению в полете с нормально работающими двигателями. Этот вид равновесия является основным, им следует пользоваться при отказе двигателя во всех элементах полета и особенно при взлете или наборе высоты, так как запас тяги максимальный. Пилотирование самолета с креном применяется при длительном наборе высоты и при заходе на посадку визуально, если винт зафлюгирован. Недостаток данного способа пилотирования самолета заключается в том, что полет с малым углом крена трудно выдержать по приборам, и он утомителен для пилота.

В этом полёте шарик может отклоняться на 1/3 от центра.

Рассмотрев возможные виды равновесия (балансировки) полета с несимметричной тягой, можно сделать следующие выводы:

1. Полет без скольжения с незначительным креном на полукрыло с работающим двигателем обеспечивает запас тяги, так как сопротивление самолета минимальное и почти равно сопротивлению в полете с нормально работающими двигателями. Этот вид равновесия является основным, им следует пользоваться при отказе двигателя во всех элементах полета и особенно при взлете или наборе высоты, так как запас тяги максимальный.

2. Развороты в полете при отказавшем двигателе должны выполняться координированно без скольжения с углом крена до 15°.

Если до ввода в разворот самолет полностью сбалансирован механизмами триммерного эффекта при отсутствии скольжения, техника выполнения и поведение самолета в процессе разворота практически не отличается от обычного разворота при несимметричной тяге с таким же углом крена, так как усилия на рычагах управления небольшие и прямые. Радиус разворота в сторону работающего двигателя несколько больше, так как эффективный угол крена самолета в этом случае несколько меньше. Если до ввода в разворот самолет не сбалансирован механизмами триммерного эффекта, разворот в сторону работающего двигателя более безопасный. Координированный разворот в сторону отказавшего двигателя своеобразен по технике пилотирования. Для ввода в такой разворот необходимо уменьшить усилие в сторону работающего двигателя на штурвале управления элеронами и педалях управления рулем направления. Учитывая особенности человеческого организма при «измерении» уменьшающихся усилий, может быть допущено излишнее их уменьшение, особенно на педалях управления рулем направления. Самолет в таком случае начинает резко разворачиваться в сторону отказавшего двигателя, создавая скольжение на полукрыло с работающим двигателем. Крен самолета резко увеличивается, на что пилот ошибочно реагирует поддержанием крена штурвалом. В этом случае скольжение продолжает нарастать с увеличением угла крена, а возможно, и с уменьшением скорости. Увеличение угла скольжения и крена создает срывную ситуацию в полете. Учитывая это, для обеспечения безопасности полета при выполнении разворотов с несимметричной тягой необходимо самолет еще в прямолинейном полете предварительно полностью сбалансировать механизмами триммерного эффекта при положении без скольжения, а затем координированно ввести в разворот. Если же требуется выполнять небольшие довороты на самолете, несбалансированном триммерами, что может иметь место при отказе двигателя на взлете, заходе на посадку и уходе на второй круг, то следует выполнять их с небольшими кренами, используя для этой цели, в основном, штурвал управления элеронами. При небольших углах крена требуется небольшое отклонение руля направления, поэтому, если и не отклонять руль направления, развороты происходят с незначительным скольжением. Очень опасно при выполнении разворотов даже небольшое уменьшение скорости, так как оно может послужить причиной срыва самолета. При выполнении координированного разворота с небольшой потерей скорости уменьшается момент боковой силы вертикального оперения. У самолета развивается скольжение на полукрыло с работающим двигателем, увеличивается сопротивление. При попытке пилота сохранить высоту в процессе разворота происходит дальнейшее уменьшение скорости, увеличение угла скольжения и возможен срыв самолета. Учитывая это, скорость в процессе разворота следует выдерживать постоянной, а для большей безопасности - несколько увеличенной.

аэродинамический отказ двигатель полет



6. Разработка рекомендации для экипажа в пилотировании при отказе двигателя на различных этапах полета согласно РЛЭ L-410 UVP E-20

6.1 Основные признаки отказа двигателя

- на взлете и при уходе на второй круг: появление разворачивающего и кренящего моментов в сторону отказавшего двигателя, погасание табло автофлюггер (зеленое), автомат крена (зеленое), загорание табло на отказавшей СУ флюгерный насос (желтое), автомат крена (желтое.), давление масла (желтое), давление топлива (желтое), генератор постоянного тока левый (правый), генератор переменного тока левый. (правый), падение основных параметров работы СУ (n_гг., TRQ, ТМТ, n _в.в)

- в наборе высоты, крейсерском полете и снижении появление разворачивающего и, кренящего моментов в сторону отказавшего двигателя, загорание табло давление масла (желтое), давление топлива (желтое), генератор постоянного тока левый (правый), генератор переменного тока левый (правый), падение основных параметров работы силовой установки (n_гг.,.TRQ, ТМТ, n _в.в)

- при заходе на посадку и посадке: появление разворачивающего и кренящего моментов в сторону отказавшего двигателя, погасание табло автомат крена (зеленое), загорание табло автомат крена (желтое.), ДАВЛ. давление масла (желтое), давление топлива (желтое), генератор постоянного тока левый (правый), генератор переменного тока левый (правый), падение основных параметров работы силовой установки (n_гг.,.TRQ, ТМТ, n _в.в) [6]

6.2 Отказ двигателя на взлете

Самолёт Л-410 УВП Е-20 оборудован средствами, обеспечивающими как безопасное продолжение, так и безопасное прекращение взлета в зависимости от скорости, на которой обнаружен отказ.

При отказе двигателя взлет должен быть прекращен до V1, а при V больше V1 взлет может быть продолжен. Если взлет производился с впрыском воды, то второму пилоту необходимо немедленно выключить впрыск по команде КВС. Реверс применять при положении РУВ на малом шаге

Рисунок 14 Траектория прерванного взлета

Техника пилотирования прерванного взлёта:

- РУД обоих двигателей перевести на режим малого газа;

- По мере надобности применить реверс работающего двигателя, стремление к развороту при применении реверса парировать: ножным управлением передним колесом, тормозами, полной отдачей штурвала "от себя";

- Выпустить интерцепторы, так как их выпуск повышает эффективность торможения и сокращает длину пробега.

- Применить интенсивное торможение.

- Закрыть стоп-кран отказавшего двигателя.

Техника пилотирования продолженного взлёта (отказ двигателя на скорости большей V1 - взлёт может быть продолжен).

Рисунок 15 Траектория продолженного взлета



Техника пилотирования продолженного взлёта:

- Продолжить разбег на максимальном взлетном режиме работающего двигателя до скорости 81 kn (150 км/ч);

- На скорости 81 kn оторвать самолет от земли и сразу после отрыва создать крен 5° в сторону работающего двигателя, усилие на педалях после отрыва составляет 40 кгс и с увеличением скорости уменьшается до нуля;

- Работающему двигателю установить чрезвычайный режим;

- На высоте 3-5 м затормозить колеса и убрать шасси;

- Набор высоты производить на скорости 84 kn (155км/ч);

- На высоте 120 м разогнать до скорости 94 kn (175 км/ч) и убрать закрылки и щиток АУК с последующим разгоном самолета до скорости 108 kn (200 км/ч). Дальнейший набор высоты производить на этой скорости.

- Необходимо проверить параметры отказавшего двигателя: если двигатель полностью остановился, то второму пилоту по команде КВС выполнить процедуры по выключению отказавшего двигателя; если двигатель работает на малом газе и остальные параметры соответствуют режиму малого газа, то необходимо вывести воздушный винт из флюгера и перейти на аварийный контур управления двигателя;

- После истечения времени (2 минуты) с момента применения чрезвычайного режима уменьшить режим работающего двигателя до максимального взлетного, применение которого в этом случае ограничено до 30 минут;

- После окончания взлета выполнить полет по кругу на скорости, соответствующей максимальному взлетному режиму и провести посадку на аэродроме вылета. [6]

6.3 Отказ двигателя в горизонтальном полёте

Действия экипажа:

- Во всех случаях отказа двигателя необходимо несимметричность тяги парировать немедленным отклонением руля направления (на малых скоростях вплоть до полного расхода) для сохранения направления полета;

- Остаточную несимметричность тяги парировать созданием крена в сторону работающего двигателя. Для выдерживания прямолинейного полета потребный угол крена не превышает 5°.

- Преднамеренное выполнение других эволюции со скольжением с одним неработающим двигателем запрещается;

- При выполнении разворота с одним отказавшим двигателем уделять внимание выдерживанию шарика указателя скольжения в нейтральном положении. Шарик в этом положении удерживать только отклонением руля направления. При скоростях полета меньше 108 kn (200 км/ч) не допускать угол крена больше 15°;

- При необходимости экипажу рекомендуется выполнить снижение до практического потолка с отказавшим двигателем или ниже. Затем необходимо выполнить полёт выполнить до ближайшего аэродрома;

- Для сохранения скорости, крейсерский полет с одним работающим двигателем допускается выполнять на режимах от максимального взлетного до максимального продолжительного или более низких (по мере необходимости). [6]



6.4 Отказ двигателя во время захода на посадку

Рисунок 16 Траектория при отказе двигателя во время захода на посадку

Техника пилотирования при отказе двигателя на высоте более 60 м:

- Второму пилоту по команде КВС выполнить действия по выключению отказавшего двигателя;

- Заход выполнять на скорости 94 kn (175 км/ч) не допуская снижения под глиссаду;

- Перед увеличением режима работы двигателя создать крен 3°-5° в сторону работающего двигателя;

- Запрещен уход на 2-ой круг с авторотирующим (незафлюгированным) винтом отказавшего двигателя.

- После пролета торца ВПП установить режим малый газ.

При отказе двигателя на высоте менее 60 м:

- Винт отказавшего двигателя можно не флюгировать;

- Продолжить заход на посадку на скорости не ниже 84 kn (155км/ч);

- Перед приземлением установить режим малый газ.

- По мере надобности применить реверс работающего двигателя.

- При полете по глиссаде с одним неработающим двигателем не допускать падения скорости ниже установленных значений и снижения под глиссаду, т.к. вследствие небольшого избытка мощности восстановление потери скорости происходит существенно дольше. При необходимости, своевременно, небольшой дачей газа увеличивать режим работы двигателя.

- Стремление к развороту при применении реверса парировать ножным управлением передним колесом, тормозами и полной отдачей штурвала "от себя". При малых значениях коэффициента сцепления ВПП можно применить реверс при полностью выданной ноге против реверса с использованием интенсивного раздельного торможения. [6]

6.5 Уход на второй круг с одним работающим двигателем

Рисунок 17 Траектория при отказе двигателя во время ухода на второй круг (винт отказавшего двигателя во флюгерном положении)

Техника пилотирования при отказе двигателя во время ухода на второй круг:

- Уход на второй круг с одним работающим двигателем и закрылками, отклоненными на 18°, можно произвести безопасно с высоты больше 60 м;

- Продолжая снижение по глиссаде, работающему двигателю установить максимальный взлетный режим и убрать шасси;

- Перевести самолет в набор высоты, выдерживая скорость 84 kn (155 км/ч). В случае необходимости применить чрезвычайный режим работы двигателя;

- На высоте 120 м разогнать самолет до скорости не менее 94 kn (175 км/ч), убрать полностью закрылки и убрать щиток АУК (если он был выпущен); Полет по кругу выполнить на скорости не менее 108 kn (200 км/ч) с убранными закрылками. [6]



ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В данной дипломной работе рассмотрен ряд возможных развитий событий при отказе двигателя на этапе взлета, горизонтального полета, посадки, а также даны рекомендаций по взаимодействию экипажа в данных случаях, так же проводится анализ изменения аэродинамических и летных характеристик при данном отказе.

Опасность отказов двигателей и систем ВС на различных этапах полета объясняется тем, что парирование их последствий осуществляется в условиях ограничений по времени принятия решения.

Теоретические знания закрепляются на практике, первым этапом которой должна быть тренажерная подготовка. Только она даст умение применять изложенные рекомендации и методы по предотвращению особых ситуаций в полете, связанных с отказом двигателя. Тренажерная подготовка обеспечивает безопасную отработку действий при попадании в такие условия.

Экипаж должен четко знать свои действия в случае возникновения проблем с двигателем. Взаимодействие при подобных ситуациях должны быть разобраны и детально изучены. Экипажу необходимо знать перед каждым взлетом метеоусловия, состояние и параметры ВПП, проанализировать потребные взлетные и посадочные дистанции.

Исходя из вышеперечисленного, предлагаю:

- Экипажу детально изучить условия полета, метеоусловия, параметры ВПП и ее особенности.

- Экипажу определить методику действий при прерванном взлете до скорости отрыва, при продолженном взлете, при заходе на посадку с отказавшим двигателем.

- Внимательно изучить РЛЭ L-410 UVP E-20, порядок действий при отключении отказавшего двигателя, выполнение посадки с одним отказавшем двигателем, порядок его включения при попытке восстановления его работы.

- Быть готовым к отказу двигателя при взлете, заходе на посадку и посадке так как это из наиболее сложных этапов полета и принятие решения должно быть незамедлительным.



СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Аэродинамика и динамика полета транспортных самолётов, Николаев Л.Ф издательство Транспорт, - 1990г, 392 с.

2. Стариков Ю.Н. Основы аэродинамики летательных аппаратов, Ульяновск-УВАУ ГА- 2004г, 151 с.

3. Основы аэродинамики и динамики полета. Н.Г. Григорьев - Москва: Машиностроение, 1995 г. - 400 с.

4. Аэродинамика самолета Л 410 УВП Э. Конспект лекций. С.Н. Елисеев - Сасово: СЛУ ГА, 2011 г. - 85 с.

5. Особенности выполнения полетов на самолётах гражданской авиации, учебное пособие. Бехтир В.П. , Ульяновск - УВАУ ГА 2006.-120с.

6. РЛЭ для самолета L-410 UVP E-20.

7. Динамика полета транспортных летательных аппаратов. Жуков А.Я.- Транспорт, 1996 г. - 326 с.

Размещено на Allbest.ru