Спосіб оцінки характеристик втрат льотної придатності повітряним кораблем

1. Спосіб оцінки характеристик втрат льотної придатності повітряних кораблів, який полягає у тому, що перевіряють льотно-технічні характеристики по контрольних перетинах руху на різних етапах експлуатаційного польоту з використанням даних бортової системи реєстрації політної інформації, який відрізняється тим, що оцінку характе 32086 льотної придатності повітряних кораблів, та підвищення рівня безпеки польотів. Поставлену задачу розв'язують тим, що у способі оцінки втрат льотної придатності повітряних кораблів, який полягає у тому, що перевіряють льотно-технічні характеристики по контрольних перетинах руху на різних етапах експлуатаційного польоту з використанням даних бортової системи реєстрації політної інформації, згідно з винаходом, що оцінку характеристик втрат льотної придатності виконують по вихідних даних, отриманих при виконанні на максимальному режимі роботи силової установки розбігу з гальм до моменту відриву від злітно-посадкової смуги, та польоту на ешелоні з дискретно змінюваним режимом роботи силової установки, і отримують 4-5 усталених значень швидкості польоту в експлуатаційному полі, а також тим, що згідно з винаходом при виконанні на максимальному режимі роботи силової установки розбігу з гальм до моменту відриву визначають відносну зміну коефіцієнта втрат тяги силової установки, яка потім на етапі крейсерського польоту залишається незмінною, і додатковий вплив на льотно-технічні характеристики обумовлюють зміною коефіцієнта лобового опору планера. Таким чином визначають роздільно вплив зміни коефіцієнта втрати тяги силової установки на дистанцію розбігу та зміну коефіцієнта опору планера на кілометрову витрату палива та питому дальність. Аеродинамічні характеристики планера та швидкісні характеристики двигуна є індивідуальними дня кожного повітряного корабля. Спосіб оцінки втрат льотної придатності повітряним кораблем може бути реалізований пристроєм, наведеним на фігурі, який містить послідовно з'єднані обчислювач дистанції розбігу 1, обчислювач корекції по швидкості 2, блок порівняння 4, обчислювач зміни коефіцієнта втрати тяги двигуна 5, обчислювач додаткової витрати палива від зміни коефіцієнта втрат тяги 6, обчислювач додаткової витрати палива від зміни коефіцієнта лобового опору планера 7, а також обчислювач нормованої дистанції розбігу 3, у відповідності до фігури. За даними бортової системи реєстрації політної інформації для поздовжнього прискорення повітряного корабля &&( t ) або приладної швидкості x ˆ V ( t ) визначають фактичну дистанцію розбігу L пр Номограми Настанови з льотної експлуатації для визначення льотно-технічних характеристик наведені для наперед заданого для кожного типулітака коефіцієнта втрат тяги k RНЛЕ (для літака Іл-86 k RНЛЕ =0,969 при роботі силової установки на максимальному режимі). Швидкість відриву повітряних кораблів від злітно-посадкової смуги відповідає числу M =0,200,22. При таких швидкостях зміною лобового опору внаслідок впливу індивідуальних особливостей Dc x можна знехтувати. Виконані розрахунковими методами оцінки показали, що вплив на злітні характеристики літака зміни Dc x на порядок менший за вплив зміни коефіцієнта втрат тяги силової установки Dk R . Зміна дистанції розбігу (блок порівняння, поз. 4) DL р = L*р - L НЛЕ , (2) характеризує зміну коефіцієнта втрат тяги силової установки Dk R (обчислювач, поз. 5). Dk R = DL р /(L НЛЕ × k ε зл. ) , де k ε зл. - коефіцієнт пропорційності, що залежить від тягоозброєності, і для фактичних злітних мас знаходиться у діапазоні від мінус 1,2 до мінус 1,35 [3, стор. 156]. При польоті на крейсерському режимі на ешелоні заданий коефіцієнт втрат тяги k RНЛЕ змінюється на ту саму відносну величину Dk R . При цьому кілометрова витрата палива повітряним кораблем зростає як від збільшення лобового опору планера c x , так і від збільшення питомої витрати палива c e силовою установкою [4, стор. 382] q = (c x × r × S × V × c e ) / 7,2 = (c x × c e ) / k , (4) де k = 7,2 /( r × S × V ) - коефіцієнт приведення. Таким чином, використовуючи Настанову з льотної експлуатації та політні значення маси m пол. , висоти Н, температури Т, оцінюють значення (c x × c e ) р (c x × c e ) НЛЕ = k ×qНЛЕ при максимальному режимі роботи силової установки та рушанні з гальм (обчислювач, поз. 1). Надалі для виключення впливу техніки пілотування виконується приведення дистанції розбігу ˆ L по швидкості відриву V у відповідності до р (5) де qНЛЕ - кілометрова витрата палива за даними Настанови з льотної експлуатації. Використовуючи відомі співвідношення [4] для коефіцієнта питомої витрати палива k CR , пов'язаного з установленням двигуна на літак. k CRНЛЕ = 1/ k RНЛЕ , (6) відр Настанови з льотної експлуатації до швидкості ˆ V для фактичної злітної маси повітряного ковідр та його експлуатаційного значення, пов'язаного із втратами в процесі експлуатації, ˆ k CR = 1/(k RНЛЕ + Dk R ) , (7) рабля m зл (обчислювач, поз. 2). ˆ ˆ L*р = L р ( Vвідр / V відр )2 (3) (1) Для умов виконання польоту по температурі T , тиску p , швидкості вітру W , значенню на отримують додаткову кілометрову витрату палива, викликану зміною коефіцієнта втрат тяги Dk R (обчислювач, поз. 6) ˆ Dq( Dk ) = q × (k / k - 1) = хилу злітно-посадкової смуги U , злітній масі m зл , по відповідних номограмах Настанови з льотної експлуатації обчислюють потрібну дистанцію розбігу LНЛЕ (обчислювач, поз. 3). R НЛЕ CR CRНЛЕ ˆ = qНЛЕ × (k RНЛЕ / k R - 1) 2 (8) 32086 стані визначають індивідуальні особливості повітряного корабля, виявлення яких в експлуатації дозволить своєчасно проводити додаткові роботи з підтримання льотної придатності, диференційовано підходити до нормування витрат палива та підвищити безпеку. Додаткова кілометрова витрата палива, викликана зміною коефіцієнта лобового опору планера Dcx - (обчислювач, поз. 6), ˆ ˆ Dq( Dc x ) = q - qНЛЕ × (k RНЛЕ / k R ) , (9) ˆ де q - фактична кілометрова витрата палива по записах бортової системи реєстрації політної інформації. Величину додаткових кілометрових витрат палива Dq( Dc x ) визначають для кількох (4-5) усталених значень швидкості польоту на кожному ешелоні. Такою послідовністю дій розділяють вплив на льотно-технічні характеристики повітряного корабля технічного стану газоповітряних трактів двигунів ( Dk R , Dq( Dk R )) та стану поверхонь планера, що Джерела інформації 1. Руководство по организации работ в области летной годности. ICAO DOC 9389-AN1919, стр. 6-8. 2. Разработка методов контроля и диагностики аэродинамического состояния воздушных судов ГА. Киев: "Знание", 1990, стр. 18-31. 3. М.Г. Котик. Динамика взлета и посадки самолетов. М.: Машиностроение, 1984 г. 4. B.C. Ведров и М.А. Тайц. Летные испытания самолетов. М.: Оборонгиз, 1951. омиваються повітрям Dq( Dc x ) . Зміни у технічному Фіг. 3 32086 __________________________________________________________ ДП "Український інститут промислової власності" (Укрпатент) Україна, 01133, Київ-133, бульв. Лесі Українки, 26 (044) 295-81-42, 295-61-97 __________________________________________________________ Підписано до друку ________ 2002 р. Формат 60х84 1/8. Обсяг ______ обл.-вид. арк. Тираж 35 прим. Зам._______ __________________________________________________________ УкрІНТЕІ, 03680, Київ-39 МСП, вул. Горького, 180. (044) 268-25-22 __________________________________________________________ 4