Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900)




НазваниеАэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900)
страница8/9
Дата конвертации03.03.2013
Размер0.82 Mb.
ТипДокументы
1   2   3   4   5   6   7   8   9

Взлет самолета с использованием неполной взлетной тяги двигателей



В условиях, когда максимально-допустимый взлетный вес значительно превышает фактический, рекомендуется выполнять взлет с неполной взлетной тягой двигателей. Это позволяет повысить надежность работы двигателей, экономить расходы по эксплуатации двигателей, создает меньше шума, способствует комфорту пассажиров за счет более плавного изменения параметров полета, особенно если вскоре после взлета придется переходить в горизонтальный полет. Особенно это желательно делать при взлетах в жаркую погоду, поскольку резко уменьшается вероятность превышения максимально допустимой температуры газов за турбиной (930С) в процессе разгона на взлете.

Существует два способа уменьшения тяги:

- ступенчатый перевод двигателя на нижнюю ступень тяги (derate). CFM 56-3 имеет 4 модификации: В4, В1, В2 и С1 имеющие максимальную статическую тягу соответственно 18,5; 20; 22 и 23,5 тысяч фунтов. Так, если на модификации С1 установить Derate 1, навигационный компьютер (FMC) будет строить расчеты на максимальную тягу 22 тысячи фунтов, а если Derate 2 – то 20 тысяч.

- имитация температуры наружного воздуха(assumed temperature).

Общеизвестно, что с увеличением температуры воздуха максимально-допустимая взлетная масса уменьшается. Это связано в первую очередь с уменьшением располагаемой тяги двигателей. Как и в любой тепловой машине, в реактивном двигателе мощность напрямую зависит от количества тепла переданного рабочему телу (воздуху). Верхний предел температуры газов ограничен прочностью турбины, поэтому при повышении температуры воздуха, входящего в двигатель, разница температур (а значит и мощность) падает.

Кроме этого, при увеличении температуры воздуха падает его плотность, что приводит к увеличению скоростей на взлете и, следовательно, уменьшению допустимого взлетного веса при неизменных параметрах аэродрома вылета.

Метод имитации температуры наружного воздуха состоит в том, чтобы задать FMC такую температуру, при которой фактический взлетный вес являлся бы максимально-допустимым (для всех остальных фактических условий: ВПП, препятствия и т.д.).


Применение данного метода имеет ряд ограничений. Согласно нормам, нельзя уменьшать тягу данным методом более, чем на 25%.

Использование данного метода запрещено, при:

1. Взлете с ВПП, покрытой слоем осадков (contaminated RW).

2. Взлете с попутным ветром.

3. Взлете с выключенными РМС.

4. При неработающей FMC.

5. При ожидаемом сдвиге ветра на взлете.

6. При неработающем антиюзе.
Оба метода уменьшения взлетной тяги не противоречат друг другу и их можно применять одновременно. Вместе с тем есть принципиальное отличие по их влиянию на взлетные характеристики.

При использовании Derate новый установленный максимум тяги нельзя превышать (как будто у вас стоит менее мощный двигатель). В напоминание об этом на индикаторе оборотов N1 опустятся ограничители (bugs).

При использовании assumed temperature пилоты могут в любой момент увеличить тягу до максимальной.

Исходя из этого строится расчет VMCG. Соответственно при использовании assumed temperature - VMCG не меняется, а при использовании Derate – уменьшается за счет уменьшения разворачивающего момента от двигателя, выдающего меньшую тягу.

Данное свойство Derate может помочь в увеличении максимально-допустимой взлетной массы при взлетах с коротких ВПП и с ВПП, покрытых слоем осадков. Это происходит потому, что вес в данном случае ограничивается необходимостью на взлете достичь VMCG , а затем при необходимости остановиться в пределах ВПП.
Определение достаточности ускорения разбега.
QRH (Quick Reference Handbook) предписывает командиру экипажа прекратить взлёт до достижения скорости 80 узлов в случае «abnormally slow acceleration». Но нигде не описывается, как определить наступление данного события. (В качестве примера можно привести катастрофу Як-42 в Ярославле 7 сентября 2011 года).

Боинг 737, оборудованный EFIS (Electronic Flight Instrument System), позволяет проконтролировать ускорение разбега. На EADI (Electronic Attitude Director Indicator) индицируется зелёная стрелочка Airspeed Trend Arrow, которая указывает на значение скорости, которую самолёт будет иметь через 10 секунд (при условии неизменности ускорения). Во время разбега можно проконтролировать длину этой стрелки. Поскольку скорость проградуирована через 10 узлов, то удобно за единицу длины стрелки взять эти 10 узлов. Назовём эту единицу X. То есть 1X = 10 knots/10 sec = 0,5144 м/с2.

Длина разбега равна L разб = Vотр 2 / 2 j разб

Преобразовываем формулу для определения потребного ускорения разбега по известным L разб и Vотр. Скорость берём в узлах.
X потр = 0,2572 * (Vотр)2 / L разб
В качестве Vотр можно использовать VR. Выражение 0,2572 * (VR )2 имеет приблизительные значения :



VR (knots)

140

150

160

170




5000

5800

6600

7400


Осталось поделить эту величину на располагаемую длину разбега в метрах (примерно 2/3 от располагаемой длины ВПП) и получить минимально допустимую величину ускорения на взлёте в единицах длины зелёной стрелочки (X).

Например: располагаемая длина разбега 2900 метров, скорость VR 150 узлов, (5800 : 2900 = 2) значит, после выхода двигателей на расчётный режим ускорение должно быть не менее 20 узлов за 10 секунд, то есть длина зелёной стрелочки должна быть не меньше двух делений шкалы скорости.


Посадка самолета
Максимально-допустимый посадочный вес определяется на основании располагаемой длины ВПП, соблюдении требований к градиентам набора высоты в конфигурации захода на посадку (approach climb) и в посадочной конфигурации (landing climb). Также он не может быть больше максимального сертифицированного посадочного веса.

Потребная длина ВПП



Исходной точкой в определении потребной длины ВПП выступают продемонстрированные в летных испытаниях посадочные дистанции. Эти дистанции замеряются с высоты 50 футов над ВПП, применяется минимальное выравнивание (касание ВПП 800 – 1100 футов от торца, вертикальная скорость приземления до 8 футов/сек), максимальное использование возможностей тормозов и интерцепторов. Испытания проводятся на сухой ВПП без применения реверса тяги.

(http://www.faa.gov/other_visit/aviation_industry/airline_operators/airline_safety/safo/all_safos/media/2006/safo06012.pdf пункт 5 f)

Полученные данные (unfactored distances) публикуются в руководстве по летной эксплуатации вместе с поправочными добавками на изменение веса, высоты аэродрома, ветер и т.д.

Полученные таким образом посадочные дистанции показывают максимально возможные характеристики самолёта, что практически недостижимо в повседневной эксплуатации. Для примера: Шасси самолёта сертифицируются на касание ВПП с вертикальной скоростью 10 футов/сек, что всего на 2 фута/сек меньше, чем вертикальная скорость, используемая при демонстрации посадочной дистанции. (http://ecfr.gpoaccess.gov/cgi/t/text/text-idx?c=ecfr&rgn=div5&view=text&node=14:1.0.1.3.11&idno=14#14:1.0.1.3.11.2.155.15 параграф 25.473 )
Согласно нормам длина сухой ВПП для посадки не может быть меньше опубликованной потребной посадочной дистанции (со всеми добавками), умноженной на коэффициент безопасности 1,67.
Для мокрой ВПП полученный результат увеличивают еще на 15%, т. е. коэффициент безопасности равен 1,67*1,15 = 1,92.
Если на ВПП покрыта снегом (льдом) или жидкими осадками толщиной более 3 мм на площади более 25 %, то она считается «покрытой осадками» (contaminated). В этом случае потребной посадочной дистанцией будет максимальная из двух:

- рассчитанная для мокрой ВПП;

- взятая из QRH раздел Performance Inflight, Normal Configuration Landing Distance для соответствующего Braking Action, умноженная на коэффициент безопасности 1,15.

(http://www.easa.eu.int/rulemaking/docs/crd/part-ops/CRD%20b.3%20-%20Resulting%20text%20of%20Part-CAT%20(A,H)-corrigendum-1.pdf Performance class A CAT. POL. A. 225 (230, 235))

Ограничения по градиенту набора высоты



Соблюдение этих ограничений необходимо для обеспечения безопасного набора высоты в случае ухода на второй круг.

Градиент набора высоты в конфигурации захода на посадку (approach climb) должен быть не менее 2,1% для захода по первой категории и не менее 2,5% при высоте принятия решения менее 200 футов. Он замеряется при закрылках, выпущенных на 5, убранных шасси и одном работающем двигателе на режиме ухода на второй круг.

Градиент набора высоты в посадочной конфигурации (landing climb) должен быть не менее 3,2%. Он замеряется при посадочных закрылках, выпущенных шасси и обоих работающих двигателях на режиме, на который двигатели успеют выйти с режима малого газа на 8-ой секунде, после установки пилотом РУД в положение ухода на второй круг.

Для Боинга 737 более критичным является первое ограничение (approach climb).

Графики для определения максимального approach climb и landing climb масс находятся в руководстве по летной эксплуатации (AFM).

Гидропланирование



На определенной скорости, называемой скоростью гидропланирования (VHP), самолет, движущийся по мокрой ВПП, давлением воды на пневматики приподнимается над ВПП. При этом самолет теряет возможность управляться и тормозиться с помощью колес. Скорость VHP зависит от давления воздуха в пневматиках. Испытания показали, что минимальная VHP = 8.63* Tp, где Tp – давление в пневматиках в фунтах на квадратный дюйм (PSI). Для справки 1PSI = 0,07 кг/см2.


Серии с-та

Основные стойки

VHP

Носовая стойка

VHP

100-200

96 - 183psi

84 – 116 узлов

125 - 145psi

96 – 104 узлов

300-500

185 - 217psi

118 – 128 узлов

163 - 194psi

111 – 121 узлов

600-900

117 - 205psi

93 – 123 узлов

123 - 208psi

95 – 124 узлов



На фото повреждение пневматика Боинга 737-300 авиакомпании Webjet после посадки в условиях сильного дождя из-за гидропланирования 8 сентября 2011 года. (http://avherald.com/h?article=442bd0e6&opt=0)
Тормозная система самолёта оборудована системой автоматического торможения. Она имеет 5 режимов работы: RTO, 1, 2, 3 и МАХ.

Режим RTO предназначен для автоматического торможения при прерванном взлёте. Чтобы произошло включение режима необходимо, чтобы:

- путевая скорость самолёта больше 88 узлов

-самолёт находился на земле

- оба РУД были в положении малого газа

При этом во все четыре тормоза подаётся полное давление торможения (3000 psi), темп торможения не контролируется. Режим продолжается до полной остановки или вмешательства пилота или отказа системы.
Остальные режимы предназначены для посадки. Чтобы режим включился необходимо, чтобы колёса раскрутились до скорости не менее 70 узлов и оба РУД были в положении малого газа. При этом в тормоза с темпом 100 psi/сек подаётся давление и контролируется темп торможения путём регулирования давления в тормозах.

Заданные темпы торможения для соответствующего режима:

1 – 4 фута/с2; 2 – 5 футов/с2; 3 – 7,2 фута/с2; МАХ – 14 футов/с2(при скорости более 80 узлов) и 12 футов/с2 (при скорости менее 80 узлов).

Контроль за работой автомата торможения можно выполнять по длине зелёной стрелочки на линейке скоростей (см. «Определение достаточности ускорения разбега»). Длина должна быть: 1 – 2,4; 2 – 3,0; 3 – 4,3 делений шкалы скорости для соответствующего режима автоматического торможения. (Вся видимая линейка скоростей имеет длину по 40 узлов вверх и вниз, поэтому ускорения более 40 узлов/10сек (4 деления) по длине стрелки проконтролировать невозможно.)
В нижеприведенной таблице приведены дистанции торможения для разных скоростей захода на посадку VREF и разных положений системы автоматического торможения. В дистанцию торможения включены 300 метров воздушного участка от торца ВПП до касания и дистанция торможения с соответствующим темпом от VREF до скорости руления 30 узлов.


Autobrake

1

2

3

120 узлов

1820 м

1520 м

1150 м

130 узлов

2090 м

1740 м

1300 м

140 узлов

2380 м

1970 м

1460 м

150 узлов

2700 м

2220 м

1640 м


Важно: На скользкой ВПП система автоматического торможения может не справиться с выдерживанием заданного темпа торможения, поэтому посадочную дистанцию следует рассчитывать на основании данных в QRH в разделе Performance Inflight!
При выполнении посадки самолёта очень важной характеристикой самолёта является расстояние от глаз лётчика до линии колёс основных стоек шасси.

На Боинге 737-500 лётчик сидит впереди основных стоек на расстоянии 12,55 метра, на 737-800 на расстоянии 17,18 метра.

В процессе выравнивания и последующего снижения самолёта вплоть до касания ВПП угол тангажа самолёта, как правило, непрерывно увеличивается. При этом колёса «провисают» относительно уровня глаз лётчика.

∆h = b tg ∆θ, где b - расстояние от лётчика до основных шасси, ∆θ – изменение угла тангажа.

Степень изменения угла тангажа на посадке зависит от многих факторов. В первую очередь от темпа выравнивания и гашения поступательной скорости.

При большом расстоянии b и быстром уменьшении скорости на посадке кабина лётчиков может подниматься над ВПП, в то время, как основные стойки будут снижаться со значительной вертикальной скоростью.

В Flight Crew Training Manual NG указаны следующие средние значения угла тангажа на посадке: торец ВПП +2 ÷ +4°, касание ВПП +4 ÷ +7°, время полёта от торца ВПП до посадки 4 ÷ 8 секунд при длине воздушного участка 1000 ÷ 2000 футов, соответственно.

Если взять изменение тангажа 3°, то шасси опустится относительно пилотской кабины на

tg3° × 17,18 = 0,9 метра. Если это произойдёт за 4 секунды, то прирост вертикальной скорости составит 0,9 : 4 = 0,225 м/с. Если пилотская кабина в момент касания не будет снижаться, то перегрузка на касании ВПП составит порядка 1,1.

В Flight Crew Training Manual NG указана нормальная вертикальная скорость касания ВПП 150 футов/минуту = 0,75 м/с.

Устойчивость и управляемость
Самолет, в отличие от наземных и надводных средств передвижения, в полете имеет шесть степеней свободы. (Также, как и космические аппараты и подводные лодки). Это значит, что он может одновременно перемещаться вдоль и вращаться вокруг трех взаимно перпендикулярных осей.

Для обеспечения равномерного прямолинейного движения необходимо, чтобы все силы и моменты, действующие на самолет, были взаимно уравновешены. Выполнение этого условия требует, чтобы сумма проекций сил и моментов на оси координат была равна нулю.

Поскольку самолет симметричен относительно плоскости, создаваемой продольной и нормальной осями, то устойчивость и управляемость самолета делят на два большие раздела – продольную и боковую.

К продольному движению относят перемещение вдоль продольной и нормальной оси и вращение относительно поперечной. В этом движении участвуют самые большие из сил, действующих на самолет: подъемная сила, сила тяжести, сила тяги двигателей и лобового сопротивления. Любая несбалансированность вызывает сильное изменение траектории самолета от заданной. Поэтому управление самолетом в продольном движении, обеспечение продольного равновесия является наиболее важным.

Перемещение самолета вдоль поперечной оси и вращение относительно продольной и нормальной осей относят к боковому движению самолета. Оно считается менее важным, тем не менее, недостатки в системе управления именно этим каналом на Боинге 737, привели к серии катастроф и последующей модернизации системы управления.

Боковая устойчивость и управляемость



Боинг 737 имеет излишнюю степень поперечной статической устойчивости (mxβ), особенно с отклоненной механизацией крыла.

Поперечной устойчивостью самолета называется его способность крениться в сторону, обратную скольжению. Основную роль в создании кренящего момента играет стреловидное крыло: при возникновении скольжения у выдвинутого вперед полукрыла угол стреловидности как бы уменьшится на величину угла скольжения, а у отстающего увеличится на такую же величину.



Такое изменение углов стреловидности полукрыльев приведет к изменению их несущих свойств так, что у выдвинутого вперед полукрыла увеличится коэффициент подъемной силы, а у отстающего – уменьшится. Возникнет кренящий момент в сторону, обратную скольжению. Возникающий момент частично компенсируется, возникающим при вращении, демпфирующим моментом крена (mxωx), но все равно вызывает энергичное кренение.

Таким образом, самолет чрезмерно реагирует креном на боковые порывы ветра, что усложняет пилотирование в условиях порывистого бокового ветра.
Допустимая степень боковой асимметрии самолёта (на “NG”) определена в документе Fault Isolation Manual.
В крейсерском полёте (М ~ 0.78, Эшелон ≥ 370), для балансировки самолёта без крена и скольжения, отклонение руля направления не должно превышать 0,5 unit, а отклонение штурвального колеса не более 0,75 unit. Балансировка выполняется по следующей методике: Обеспечить балансировку топлива с погрешностью не более 68 кг и симметричность тяги двигателей с погрешностью не более 1% N1. Автомат тяги выключить. При включенном автопилоте в режиме выдерживания заданного курса (HDG SEL) отклонением рукоятки руля направления обеспечить полёт без крена, больше руль направления не трогать. Затем отключить автопилот и снять усилия со штурвального колеса отклонением триммера элеронов, сохраняя полёт без крена на постоянном курсе. Полученные отклонения руля направления и штурвального колеса зафиксировать.

Аналогичная проверка выполняется на скорости 250 узлов, высоте 10 – 17 тысяч футов. При этом допустимые отклонения руля направления и штурвальной колонки равны 0,75 unit.

На этой же высоте выполняется проверка балансировки с выпущенными закрылками на 1, 15 и 40 градусов на соответствующих скоростях.

При этом требуемые отклонения руля направления не должны превышать 1 unit, а отклонения штурвального колеса на закрылках 1 и 15 - не более 1 unit и на закрылках 40 – не более 1,3 unit.

При изменении положения закрылков в диапазоне 1 - 15 градусов изменение положения штурвального колеса не должно превышать 1 unit, а в диапазоне 15 – 40 градусов не более 1,4 unit.
Рассмотренный выше метод балансировки обеспечивает полную балансировку по путевому и поперечному каналу, но требует отключения автопилота. Поэтому эта техника триммирования бокового канала называется у Боинга «альтернативной».

Рекомендованная техника триммирования аналогична альтернативной, но отклонением руля направления выравнивается штурвальное колесо, а не крен самолёта. При этом, если у самолёта есть поперечная асимметрия, то он будет лететь с креном и скольжением. Как правило, они незначительны и не влияют на расход топлива.

Рекомендованная техника триммирования значительно проще по исполнению. Поскольку штурвальное колесо триммируется в нейтраль, то при отключении автопилота не будет возникать разбалансировки по крену.

При альтернативном триммировании необходимо после каждого триммирования рулём направления выключать автопилот и снимать усилия со штурвального колеса. В дальнейшем, при работе автопилота и изменении режима полёта/положения механизации могут опять накопиться усилия в канале крена. При отключении автопилота возможен «рывок» по крену.


Демпфер рыскания (Yaw Damper)



Для улучшения характеристик бокового движения самолета и недопущения незатухающих колебаний типа «голландский шаг» в системе управления рулем направления установлен демпфер рыскания.

«Голландский шаг» (Dutch roll) появляется в результате относительно слабой путевой устойчивости и чрезмерной поперечной устойчивости самолета. Когда самолет вращается относительно продольной оси, самопроизвольно возникает скольжение в сторону опускающегося крыла, за счет возникающей боковой составляющей силы тяжести. Это сразу же приводит к возникновению момента поперечной устойчивости Mxβ , который стремится уменьшить возникший крен. На самолетах с высокой поперечной устойчивостью он может быть значительным.

В то же время возникает и момент путевой устойчивости Myβ , стремящийся развернуть нос самолета в сторону возникшего скольжения. Поскольку на многих самолетах путевая устойчивость значительно слабее поперечной, то восстановление скольжения отстает от восстановления крена. Самолет по инерции проскакивает положение без крена и начинает крениться в противоположную сторону. Таким образом, самолет без вмешательства в управление будет совершать незатухающие колебания по крену и скольжению.


Демпфер рыскания искусственно увеличивает путевую устойчивость и таким образом предотвращает колебания.

Чувствительным элементом демпфера рыскания является двухстепенной гироскоп, реагирующий на угловую скорость ωy , относительно нормальной оси Y. Этот сигнал фильтруется и усиливается в зависимости от скорости полета по сигналу от компьютера, рассчитывающего высотно-скоростные параметры (Air Data Computer). Далее сигнал поступает на управляющий золотник демпфера (см. схему главного рулевого привода РН в разделе «Путевое управление»). Золотник управляет перемещением исполнительного привода демпфера, что смещает центр вращения первичного и вторичного суммирующих рычагов и, таким образом, суммируется с перемещением педалей от летчиков и приводит к перемещению штока главного рулевого привода руля направления.

При этом перемещения исполнительного привода демпфера на педали не передаются, и летчик не может тактильно ощущать работу демпфера. Для контроля за его работой выведен индикатор, показывающий отклонения исполнительного привода демпфера.

Удобный контроль на рулении: планка первоначально должна отклониться в сторону противоположную развороту. Затем планка может возвращаться в нейтраль или даже отклоняться в сторону разворота. Это объясняется сложным законом отклонения руля направления, когда руль реагирует на быстроизменяющуюся составляющую угловой скорости разворота и не реагирует на постоянную её составляющую.

При нормальной работе демпфера в полёте отклонения планки индикатора практически незаметны.

На самолетах новой комплектации с установленным интегрированным узлом связи (IFSAU) между САУ и самолетом (см. Система автоматического управления), при выпущенных закрылках сигнал демпфера усиливается на 29% для противодействия усиливающейся поперечной устойчивости. Кроме того, на 50% гасятся сигналы с частотой 8 герц для уменьшения вибраций и улучшения комфорта пассажиров.

Координированное скольжение



Координированное скольжение – это контрольный маневр, выполняемый при летных испытаниях самолета. Он позволяет выявить особенности боковой устойчивости и управляемости самолета, в частности взаимную эффективность поперечного и путевого управления. При его выполнении выдерживают прямолинейный полет на постоянной высоте и скорости с постепенным ступенчатым отклонением руля направления. Чтобы возникающее при этом скольжение не уводило самолет с прямолинейной траектории, создают крен в противоположную сторону. Таким образом, боковая составляющая силы тяжести будет компенсировать боковую силу от скольжения. В данном маневре путевой канал как бы борется с поперечным. Если нет прочностных ограничений, то отклонения рулей выполняются до полного расхода. Как правило, первыми становятся на упор педали, а поперечное управление ещё имеет запас. Но бывает и наоборот.

В отчете по расследованию катастрофы Боинга 737-200 3 марта 1991 года в районе Colorado Springs NTSB опубликовало результаты выполненных координированных скольжений на скорости 150-160 узлов в различной конфигурации закрылков от 40 до 10 градусов.

Рассматривался случай полного отклонения (непроизвольного увода) руля направления вправо на 25 градусов.


Угол отклонения

руля направлен.

Угол отклонения

закрылков

Угол скольжения

Угол отклонения

колеса штурвала

Угол крена

25 прав

40

14 прав

35 лев

18 лев

25 прав

30

15 прав

44 лев

17 лев

25 прав

25

15 прав

68 лев

16 лев

23 прав

15

17 прав

107 лев

23 лев

21 прав

10

16 прав

107 лев

19 лев

25 прав

10

13 прав

107 лев

40 прав


Таким образом, из таблицы видно, что увод руля направления в крайнее положение не опасен при закрылках, выпущенных в положение от 40 до 25 градусов. Кренящий момент от возникшего скольжения можно будет парировать отклонением штурвала на угол, соответственно от 35 до 68 градусов. Объясняется это резко возросшей эффективностью отклоняемых в полете интерцепторов (flight spoilers), которые срывают поток с закрылка на той половине крыла, которая должна опускаться.

При угле выпуска закрылков менее 25 градусов полного отклонения штурвала не хватает для парирования увода руля направления (на скорости эксперимента – 150-160 узлов). Так при закрылках 15 балансировка была достигнута только при РН=23 градуса, при закрылках 10 - при РН=21 градус.

Нижняя строчка таблицы не относится к координированному скольжению. В данном случае балансировка была достигнута при выполнении виража вправо с креном 40 градусов. Штурвал при этом был отклонен влево на полный угол, а уменьшение угла скольжения с 16 до 13 градусов достигается за счет появления демпфирующего путевого момента МYy от угловой скорости разворота.

Также в этом отчете есть информация о том, что поведенные исследования показали, что при уменьшении скорости до определенной величины, эффективности поперечного управления, с закрылками, выпущенными на 1 градус, становится недостаточно для парирования увода руля направления в крайнее положение. Данная скорость названа «скорость критической точки»(crossover airspeed).

Система автоматического управления
Система автоматического управления самолетом (AFCS) состоит из трех независимых систем: цифровой системы управления полетом (DFCS), демпфера рысканья (см. Боковая устойчивость и управляемость) и автомата тяги. Эти системы обеспечивают автоматическую стабилизацию самолета по тангажу, крену и скольжению и управление самолетом по сигналам радионавигационных средств, бортового навигационного компьютера (FMC), компьютера высотно-скоростных параметров (ADC) и стабилизацию курса.

Связь между цифровой системой управления и самолетом осуществляет в зависимости от комплектации самолета узел связи (AFC) или интегрированный узел связи (IFSAU). В зависимости от этого несколько меняется работа демпфера рысканья.
Автоматическое управление самолетом осуществляется посредством руля высоты и элеронов. На самолётах модификации «NG» может быть установлено автоматическое управление рулём направления.
Также происходит автоматическое снятие усилий со штурвала в продольном канале (с возвращением штурвальной колонки в нейтральное положение) путем перестановки стабилизатора. Автоматического снятия усилий в поперечном канале не происходит, поэтому запрещено пользоваться механизмом триммерного эффекта элеронов при включенном автопилоте. В этом случае рулевая машина автопилота будет пересиливать пружину загрузочного механизма (aileron feel and centering unit) и, при отключении автопилота, самолёт начнёт неожиданно для лётчика крениться.

Похожий случай произошел 6 сентября 2011 года в авиакомпании ANA, правда там лётчик непроизвольным отклонением механизма триммерного эффекта руля направления разбалансировал путевой канал, что привело к отключению автопилота и резкому кренению самолёта.
В полёте, при включенном автопилоте, штурвальная колонка и рулевое колесо должны стоять нейтрально. Это говорит об отсутствии усилий в проводке руля высоты и элеронов. Отклонение штурвальной колонки от нейтрали является признаком отказа управления стабилизатором или его ухода (runaway).

Отклонение рулевого колеса свидетельствует о поперечной (путевой) несимметрии самолета, неравномерной выработке топлива или несимметричной тяге двигателей. Техника триммирования бокового канала описана в разделе «боковая устойчивость и управляемость».
В случае полета с несимметричной тягой двигателей пилот должен отклонением педалей самостоятельно управлять путевым каналом. В противном случае точность выдерживания заданных параметров полета не гарантирована.
Отключение автопилота (DFCS) индицируется миганием красных ламп-кнопок «A/P P/RST» и звуком сирены, а отключение автомата тяги – только красными лампами-кнопками «A/T P/RST». Согласно отчета AAIB (Air Accidents Investigation Branch) о расследовании инцидента с Боингом 737-300 авиакомпании Thomsonfly, произошедшего в Bournemouth (Великобритания) 23 сентября 2007 года, отсутствие звуковой сигнализации отключения автомата тяги явилось причиной, способствующей инциденту. Во время захода на посадку при работе двигателей на режиме «Малый газ» автомат тяги отключился, что осталось незамеченным экипажем. На глиссаде снижения самолет потерял скорость до 82 узлов (на 20 км/час ниже VREF) и вышел на режим сваливания.
Кроме управления самолётом цифровая система управления полетом (DFCS) выдаёт на индикацию лётчикам отклонения директорных планок по крену и тангажу. Эти отклонения эквивалентны командам на рулевые машины автопилота. Поэтому, когда автопилот выключен, а лётчик пилотирует самолёт по директорным планкам, то он выполняет работу рулевой машины автопилота. Пилотирование по директорам значительно повышает точность выдерживания заданных режимов, но отучает лётчика от сканирования и анализа показаний приборов, то есть способствует деградации лётных навыков. Этому способствует политика авиакомпаний, которые во имя комфорта пассажиров запрещают своим пилотам летать с выключенными директорами даже в простых метеоусловиях. Проблема потери лётным составом навыков управления самолётом при выключенных средствах автоматизации неоднократно поднималась на международных конференциях по безопасности полётов, но воз и ныне там.

Полет самолета при несимметричной тяге
Рассмотрим поведение самолета сразу после отказа одного из двигателей и потребное управление (балансировку) для обеспечения прямолинейного полета с одним остановленным двигателем.

Пусть отказал левый двигатель. На самолет начнет действовать момент рыскания МУ ДВ, разворачивающий его влево. Возникнет скольжение на правое крыло, следовательно, и момент крена Мх в сторону крыла с остановленным двигателем. На рисунке показано примерное изменение углов скольжения и крена при остановке левого двигателя.



Поскольку поперечная устойчивость велика (особенно с выпущенными закрылками), то накренение будет происходить энергично, так что требуется немедленное вмешательство пилота. Для парирования кренящего момента, при работе двигателя на взлетном режиме, полного отклонения штурвала по крену недостаточно. Необходимо убрать скольжение рулем направления.

Рассмотрим, каковы условия балансировки в длительном полете с одним неработающим двигателем. Проанализируем два специфических случая балансировки в прямолинейном полете с остановленным двигателем: 1) без крена, 2) без скольжения, а также рекомендацию фирмы Боинг.

1. Полет без крена.



Для балансировки без крена требуется создать скольжение на левое крыло. Тогда к моменту от несимметричной тяги Му двиг прибавится момент от скольжения Му . Их уравновешивание требует большого отклонения руля направления. Боковые силы от руля направления Z рн и от скольжения Z будут действовать в противоположные стороны и при некотором угле скольжения уравновесятся. Поперечный момент Мх будет компенсироваться моментами от руля направления Мх рн и элеронов Мх элер.

Казалось бы, для пилота прямолинейный полет без крена является наиболее приемлемым, но из-за большого потребного угла отклонения руля направления возрастает сопротивление самолета. Это ухудшает возможности самолета, особенно при отказе двигателя на взлете с большой массой и при высоких температурах.

Заметим, что хотя полет происходит здесь со скольжением, но шарик указателя скольжения расположится строго по центру. Дело в том, что аэродинамические силы в этом случае располагаются в плоскости симметрии самолета. Вообще говоря, данный прибор не является указателем скольжения, а является указателем боковой перегрузки. Боковая перегрузка возникает от нескомпенсированной аэродинамической силы Z, которая уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sin при полете с креном или центробежной силой при развороте самолета.

2. Полет без скольжения.



Разворачивающий момент от двигателя Му двиг балансируется моментом от руля направления Му рн. Боковая сила Z рн уравновешивается боковой составляющей силы тяжести G*sin, при создании крена на правое крыло. Поперечный момент от руля направления Мх рн уравновешивается моментом от элеронов Мх элер. Заметим, отклонение элеронов в противоположную сторону, по сравнению с балансировкой без крена. Шарик в данном случае будет отклонен в сторону опущенного крыла, хотя скольжение будет отсутствовать.

Данный режим балансировки наиболее выгоден для энергетики самолета, поскольку обеспечивается минимальное сопротивление. Но точное выдерживание режима проблематично. Во-первых, у пилотов нет индикации угла скольжения, во-вторых, при изменении тяги работающего двигателя меняется разворачивающий момент, значит меняется потребное отклонение руля направления, соответственно меняется боковая сила руля направления, а значит и требуемый угол крена для его компенсации. Руководства по летной эксплуатации советских самолетов давали пилотам приблизительную цифру крена 3 - 5 на работающий двигатель.

Боинг дает другой критерий управления. Рассмотрим балансировочную диаграмму при отказе левого двигателя.



На ней цифрами 1 и 2 показаны рассмотренные случаи балансировки без крена и без скольжения. Вместе с тем существует бесконечное множество других балансировочных положений. Боинг рекомендует пилотам балансировать самолет с нулевым отклонением элеронов (level the control wheel). Пишется, что при этом наблюдается небольшой крен на работающий двигатель и шарик немного отклонен в ту же сторону. Как видно из балансировочной диаграммы, это положение является чем-то средним между двумя рассмотренными случаями балансировки. Его удобно выдерживать, поскольку для контроля «горизонтальности» штурвала необязательно даже смотреть в кабину и можно контролировать правильность положения руля направления тактильными ощущениями руки. Какая половинка штурвала опускается, значит в такую же сторону надо отклонить педали для балансировки. Точно такая же техника пилотирования при включенном автопилоте, поскольку педали от автопилота не управляются.

Отказобезопасность


Отказобезопасностью называется анализ влияния неисправностей на поведение самолета и возможность безопасного завершения полета.

При расследовании катастрофы 3 марта 1991 года NTSB оценил требуемые отклонения штурвала по крену для парирования следующих неисправностей системы управления:
1. Секция выдвижного предкрылка или предкрылок Крюгера не выпустились. В условиях турбулентности данный отказ, скорее всего, останется незамеченным.
2. Отказ демпфера рысканья с уводом руля направления на 2 градуса. (Максимальный угол отклонения руля направления от демпфера рысканья на сериях (300-500) - 3 градуса). Парирование требует отклонения штурвала на 20 градусов.
3. «Всплывание» интерцептора-элерона.

(Опущенный интерцептор удерживается в полете гидросистемой. Если система удержания интерцептора отказывает, то он, за счет разрежения над крылом, может приподняться над поверхностью крыла. Это называется «всплыванием».)

Парирование такого отказа требует отклонения штурвала на 25 градусов.
4. Заедание золотника рулевого привода руля направления, приведшее к отклонению руля на 10,5 градусов. Требует отклонения штурвала на 40 градусов.
5. Парирование асимметричной тяги двигателей с уводом руля направления на 8 градусов требует 30 градусов отклонения штурвала.
Общий вывод был сделан, что данные отказы не могут являться причиной потери управляемости самолета.


1   2   3   4   5   6   7   8   9

Похожие:

Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconModel Identification в данной инструкции рассматриваются следующие модификации самолёта Боинг: 737/300, 737/400
Боинг: 737/300, 737/400, 737/500. Для каждой модификации используется своя собственная информация. В тех случаях, когда сведения...
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconБоинг – 737 Боинг 737-300 Боинг 737-400
Боинг 737-300 (Boeing 737-300) пассажирский самолет для авиалиний малой и средней протяженности
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconМ. М. Расковой г. Тамбова На правах рукописи Васюков А. В. Аэродинамика и динамика полета учебное пособие
Аэродинамика – это наука о законах движения воздуха и силовом взаимодействии между воздушным потоком и находящимся в нем телами....
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconBoeing 757-200 (Боинг-757-200)
...
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconАвиационные события результаты расследования рекомендации по безопасности пол
Боинг 737-230 авиакомпании Sky Airline, регистрационный номер cc-crq. Воздушное судно выполняло внутренний регулярный пассажирский...
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconПрогнозно-аналитический центр
По сообщению информационных каналов1, 14 сентября 2008 г под Пермью разбился пассажирский «Боинг-737-500» рейса 821 компании «Аэрофлот»,...
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconNational Geographic Channel Посетите наш сайт по адресу
Боинг-737 во время посадки потерял контроль и вошел в штопор. Через 10 секунд он врезался в землю, убив всех на борту. Расследование...
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconПрямой Путь. Ассалааму лайкум ва Рахматулаахи ва Баракаатух
Джакарте. Как привыкшие к полетам на каникулы в Сингапур, никто не догадывался, что они не долетят. Их Боинг 737 резко начал опускаться...
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconКурс самолета
Курсом самолета называется угол в горизонтальной плоскости, заключенный между направлением, принятым за начало отсчета, и продольной...
Аэродинамика самолета Боинг-737 (300 – 900) iconКурс самолета
Курсом самолета называется угол в горизонтальной плоскости, заключенный между направлением, принятым за начало отсчета, и продольной...
Разместите кнопку на своём сайте:
kk.convdocs.org



База данных защищена авторским правом ©kk.convdocs.org 2012-2019
обратиться к администрации
kk.convdocs.org
Главная страница