Файл: Василинин В.Н. Автоматизированное вождение тяжелых самолетов.pdf

К — качество самолета; у) —к. п. д. винта;

Ср — удельный расход топлива.

Максимальная дальность крейсерского участка полета на самолетах с ТРД достигается при полетах по потолкам на высоте 1—2 км ниже статического потолка, с постоян­ ными числом М и оборотами двигателей.

При этом соблюдаются условия:

Из условия уравнения (141) следует, что по мере вы­ горания топлива и облегчения самолета при полете по по­ толкам происходит постепенный набор высоты. Условие уравнения (142) означает постоянство угла атаки.

Оптимальный профиль и режим полета по потолкам зависят от веса самолета, температуры воздуха и ветра. При фиксированном значении этих факторов ДТС имеют один оптимальный профиль и режим полета, обеспечиваю­ щий полет на максимальную дальность, а СТС—два: -сверхзвуковой и дозвуковой.

146

На рис. 57 показаны оптимальные профили полетов по потолкам ДТС Ил-62 и СТС «Конкорд». Начало оптималь­ ной траектории Ил-62 лежит на высоте около 10 км и при полете на полную дальность заканчивается на высоте око­ ло 12,5 км. Скорость полета соответствует М= 0,8 при номинальном числе оборотов. Температура воздуха мало влияет на оптимальную траекторию.

Начало оптимальной траектории СТС «Конкорд» для условий: MCA, номинальный режим и М= 2,05 — находит­ ся на высоте около 15 км, к дальности 5000 км траектория

Рис. 57. Оптимальные профили полетов по потолкам ДТС и СТС

поднимается до 17 км. Средний расход топлива по всему крейсерскому участку составляет 318 кг/мин. С увеличе­ нием температуры воздуха на 10° оптимальная траектория понижается примерно на 1 км.

Дозвуковой (М = 0,93) оптимальный профиль СТС «Конкорд» показан на рис. 65 пунктирной линией. Дозву­ ковой оптимальный профиль и режим полета СТС «Кон­ корд» предполагается использовать для полета над сушей, если будет запрещен переход на сверхзвуковую скорость из-за звукового удара, для регулирования или установле­ ния заданного интервала до впереди идущего СТС, а так­ же при отказе одного из двигателей. В последнем случае самолет сможет за 7—8 мин снизиться до дозвукового оптимального профиля и продолжать крейсерский полет с уменьшенной тягой на дозвуковой скорости. Возможные траектории снижения на рис. 5J также показаны пунктир­ ными ЛИНИЯМИ;

147

а — общая схема эшелонирования; б — минимальные эшелоны

149

полета до 2 мин. На столько же возрастает расход топ­ лива (1,7 тс) вследствие увеличения температуры на 15° С. При возрастании температуры до +25°С перерасход топ­ лива составляет 5,2 тс, т. е. около 8 % запаса топлива.

Моделирование показывает, что через 30 мин после начала крейсерского горизонтального полета на смену эшелона с набором 600 м при номинальном режиме рабо­ ты двигателей на СТС «Конкорд» затрачивается 9—12 мин (315—445 км пути), а через 60 мин после начала крейсер­ ского горизонтального полета на набор высоты 1200 м требуется 14—23 мин (590—815 км). Процесс смены эше­ лонов, как видно из приведенных примеров, растягивается и становится соизмеримым со средним временем полета на этапе маршрута. Предполагается, что для сокращения времени и пути при смене эшелонов будут применяться форсированные режимы работы двигателей.

В горизонтальной плоскости траектория полета по мар­ шруту представляет собой ломаную линию, ограиичённую (заданную) ППМ. У гражданских тяжелых самолетов углы разворотов над ППМ меньше и генерализованная траектория близка к ортодромии.

За последние годы количество тяжелых самолетов рез­ ко возросло, заметно увеличилась и интенсивность полетов по трассам. В связи с этим возникла задача уплотнения самолетов на трассах. Действовавшее до сих пор 10-ми­ нутное продольное эшелонирование считается недостаточ­ ным. Кроме эшелонирования по высоте и продольного эше­ лонирования ставится вопрос о поперечном эшелонирова­ нии в два, четыре и более маршрутных коридоров или по­ лос.

§ 5. СНИЖЕНИЕ С ТОРМОЖЕНИЕМ И ВЫХОД НА АЭРОДРОМ ПОСАДКИ

В процессе снижения с торможением происходит гаше­ ние накопленной в процессе полета потенциальной и кине­ тической энергии самолета. Эффект торможения начинает проявляться с момента нарушения равновесия продольных сил, когда уменьшается тяга:

Торможение продолжается и на снижении под углом Ѳсн, когда

150

Снижение тяжелых самолетов производится по поло­ гим траекториям с углами, не превышающими 10°.

На снижении тяга доводится до минимальной, расход топлива при этом тоже минимальный. Поэтому участок снижения в отличие от участков набора и крейсерскогс полета менее критичен в смысле оптимизации профиля и режима.

Скорость снижения зависит главным образом от произ­ ведения рСу сн, которое по мере снижения возрастает. Диа­ пазон скорости снижения очень велик, особенно у СТС, так как скорость изменяется от крейсерской до скорости предпосадочного маневрирования.

Приборная скорость на снижении изменяется в гораздо меньших пределах. Существует принципиальная возмож­

Расчет параметров снижения упрощается, если прене­ бречь тягой и пользоваться средними величинами скоро­ сти снижения, предварительно разделив участок снижения на несколько слоев по высоте.

Дальность снижения можно выразить через энергети­ ческую высоту и качество самолета

(147)

где ^ср — средняя скорость снижения; Кср — среднее качество;

k V — диапазон скоростей.

Пренебрегая углом Ѳси, время снижения можно опреде­ лить по формуле

(148)

151