Аэродинамика самолета В-737

Например: вес 60 тонн. Отнимаем 50, остаётся 10, умножаем на 2,2 - получаем 22, складываем с 215, получаем 237 узлов.

Данная формула получилась из анализа скоростей FMC со странички Climb режим Max angle, поскольку именно на наивыгоднейшей скорости самолёт имеет максимальный угол набора высоты или же минимальный угол снижения при планировании.

 

 

 

Расчётная скорость маневрирования (VA) – это скорость, ограничения маневрирования самолёта. Если скорость больше или равна VA, то нельзя использовать полные углы отклонения рулей и выводить самолёт на углы атаки, близкие к критическим, поскольку при этом нагрузки на элементы конструкции могут превысить предельно допустимые значения. (см. http://aviacom.ucoz.ru/Principleflight4.doc стр. 4)

 

Высота, футы	VA
0	275 узлов
10000	285 узлов
20000	295 узлов
30000	310 узлов

Скорости для Classic

 

VMO/MMO (maximum operating limit speed/ Mach) Скорость/ число М максимальные эксплуатационные равны 340 узлов / 0.82 М

 

На фото VA для 737-800.

 

 

Расчет центровки самолета

 

Основным документом по загрузке и центровке на борту является WBM (Weight and Balance control and loading Manual). Но в практике он не используется. Центровка обычно рассчитывается вручную с использованием бланка Trimsheet или же автоматически с использованием специальной программы, когда экипажу приносят уже готовые цифры.

 

WBM и Trimsheet используют разные понятия для определения центровки самолёта.

В WBM используется понятие B.A. (Balance Arm). Это расстояние в дюймах от условной точки, расположенной на оси самолёта впереди носа самолёта, до поперечного сечения, в плоскости которого находится интересующий нас объект. В качестве примера далее в тексте будет рассматриваться модификация 737-500. Для этой модификации точка отсчёта расположена на расстоянии 104 дюйма впереди носа самолёта.

Зная B.A. каждого элемента самолёта и, умножив его на соответствующий вес, получим момент силы тяжести данного элемента относительно точки отсчёта.

Просуммировав все моменты от каждого элемента, получим суммарный момент.

Разделив суммарный момент на суммарный вес всего самолёта, получим расстояние (B.A.) центра тяжести самолёта от точки отсчёта.

Отняв от этого расстояния удаление передней кромки САХ от начала отсчёта (625,6 дюйма) и разделив на длину САХ (134,5 дюйма) получим координату центра тяжести, выраженную в процентах САХ.

 

хТ = (B.A. – 625,6) / 134,5 * 100%

 

В Trimsheet используется понятие LI (Loaded Index). Это условное понятие, численно равное моменту силы тяжести самолёта относительно точки, удалённой на 648,5 дюймов(737-500) от точки отсчёта, используемой в WBM. То есть, приблизительно от центра самолёта. Для удобства этот момент разделен на константу 30000 и, чтобы не допускать отрицательных значений, к результату деления добавляют константу 40.

 

LI = [G * (B.A. – 648,5 )] / 30000 + 40, где G – вес самолёта в рассматриваемом варианте ( пустой, снаряженный без топлива, взлётный, посадочный и т.д.);

B.A. – расстояние от точки отсчёта по WBM до центра тяжести самолёта.

Отправной точкой в расчётах центровки по Trimsheet являются заранее рассчитанные значения DOW и DOI.

В DOW (Dry Operating Weight) входит вес снаряженного самолёта, вес экипажа, экипажного багажа, кухни и воды, заправленной в систему водоснабжения.

DOI (Dry Operating Index) – момент центра тяжести самолёта в описанном выше состоянии, рассчитанный по описанной выше методике.

Далее расчёт смещения центра тяжести в процессе загрузки самолёта происходит по следующей методике: Для каждого отсека багажника, каждой секции пассажирской кабины, каждого количества заправляемого топлива рассчитаны изменения в LI. Эти изменения суммируются, и получается требуемый LI самолёта.

Если к DOI добавить поправку на размещение багажа, то получится DLI (Deadload Index).

Когда к DLI добавят поправку на размещение пассажиров, то получится LIZFW (Loaded Index at Zero Fuel Weight).

Прибавляя поправку на количество находящегося на борту топлива получим LITOW (Loaded Index at Take-Off  Weight) или LILAW (Loaded Index at LAnding Weight).

Зная LI самолёта можно рассчитать положение центра тяжести в % САХ по вышеуказанной формуле:

 

хТ = (B.A. – 625,6) / 134,5 * 100%  , где B.A. находится по следующей зависимости:

 

B.A. = [(LI – 40) * 30000] / G +648,5 , где G – соответствующий вес самолёта.

 

Или же данный расчёт производится графически на бланке Trimsheet.

 

Взлет самолета

 

Траектория взлета простирается от точки старта до набора высоты 1500 футов, или окончания уборки закрылков с достижением скорости VFTO (final takeoff speed), какая из этих точек выше.

 

 

Максимальный взлетный вес самолета ограничивается следующими условиями:

1. Максимально-допустимой  энергией, поглощаемой тормозами, в  случае прерванного взлета.

2. Располагаемой  дистанцией взлета.

3. Максимально-допустимой  сертифицированной взлетной массой.

4. Максимально-допустимой  путевой скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но возможно 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках.

5. Минимальной эволютивной скоростью разбега; VMCG (minimum control speed on the ground)

6. Минимально-допустимым  градиентом набора высоты.

7. Максимально-допустимым  временем работы двигателя на  взлетном режиме (5 минут), в случае  продолженного взлета для набора  необходимой высоты и разгона  для уборки механизации.

8. Минимально-допустимой  высотой пролета над препятствиями.

 

Разделим эти условия на две группы: первая – с 1 по 5 (ограничения, накладываемые используемой ВПП) и вторая – с 6 по 8 (ограничения, обеспечивающие безопасность полета после отрыва от ВПП).

 

 

 

Располагаемая дистанция взлета

 

В располагаемую дистанцию взлета (takeoff field length) входит рабочая длина взлетно-посадочной полосы с учетом концевой полосы безопасности (Stopway) и полосы, свободной от препятствий (Clearway).

Располагаемая дистанция взлета не может быть меньше любой из трех дистанций:

1. Дистанции продолженного взлета от начала движения до набора высоты условного препятствия (screen height) 35 футов и безопасной скорости V2 при отказе двигателя на скорости принятия решения V1.

2. Дистанции прерванного взлета, при отказе двигателя на VEF. Где VEF (engine failure) – скорость в момент отказа двигателя, при этом предполагается, что пилот распознает отказ и выполнит первое действие по прекращению взлета на скорости принятия решения V1. На сухой ВПП не учитывается влияние реверса работающего двигателя.

3. Дистанции взлета с нормально работающими двигателями от начала движения до набора высоты условного препятствия 35 футов, умноженной на коэффициент 1,15.

В располагаемую дистанцию взлета входят рабочая длина ВПП и длина концевой полосы безопасности (Stopway).

 

Длину полосы, свободной от препятствий (Clearway), разрешается прибавлять к располагаемой дистанции взлета, но не более половины воздушного участка траектории взлета от точки отрыва до набора высоты 35 футов и безопасной скорости.

 

Если мы прибавляем к длине ВПП длину КБП, то мы можем увеличить взлетный вес, при этом скорость принятия решения увеличится, для обеспечения набора высоты 35 футов над концом КБП.

Если мы используем полосу свободную от препятствий, то мы также можем увеличить взлетный вес, но при этом скорость принятия решения уменьшится, поскольку нам необходимо обеспечить остановку самолета в случае прерванного взлета с увеличенным весом в пределах рабочей длины ВПП. В случае продолженного взлета в этом случае самолет наберет высоту 35 футов за пределами ВПП, но над полосой, свободной от препятствий.

 

 

Минимальная эволютивная скорость разбега

 

Это земная индикаторная скорость в ходе разбега, при которой в случае внезапного отказа критического двигателя, возможно сохранять управление самолетом, используя только руль направления (без использования управления передним колесом шасси) и сохранять поперечное управление в такой степени, чтобы удерживать крыло в близком к горизонтальному положении для обеспечения безопасного продолжения взлета. VMCG не зависит от состояния ВПП, поскольку при ее определении не учитывается реакция ВПП на самолет. В таблицах представлены VMCG  в узлах для взлета с двигателями с тягой 22К и 20К соответственно. Где Actual OAT- температура наружного воздуха, а  Press ALT- превышение аэродрома в футах. Приписка снизу касается взлета с выключенными отборами воздуха от двигателей (no engine bleeds takeoff), поскольку тяга двигателей возрастает, то возрастает и  VMCG.

 

 

Взлет с отказавшим двигателем может быть продолжен лишь в случае, если отказ двигателя произойдет при скорости ³ VMCG.

 

Боинг опубликовал графики зависимости максимально-допустимой взлетной массы, определяемой из ограничений, накладываемых используемой ВПП, в зависимости от длины ВПП, её превышения над уровнем моря и отклонения температуры воздуха от стандартной атмосферы. Они опубликованы в документе “737 Airplane Characteristics for Airport Planning” D6-58325-6 October 2005.

Эти графики не учитывают возможности самолета после отрыва от ВПП, поэтому их нельзя использовать для определения взлетной массы.

Тем не менее, знать максимальную массу, ограниченную располагаемой длиной ВПП, полезно.

Например, при взлете с отказавшим антиюзом, Боинг рекомендует максимально-допустимую массу, ограниченную длиной ВПП, уменьшить на 7800 кг для 737-300 или на 7500 кг для 737 (400-500). В данном случае можно воспользоваться данными графиками, если рассчитанная максимальная взлетная масса ограничивается минимально-допустимым градиентом набора высоты (что чаще всего и происходит).

 

Серым цветом обозначена часть графика, рассчитанная под взлет с закрылками 15 (при данной длине ВПП больший взлетный вес обеспечивается в конфигурации – закрылки 15).

Желтым – где взлет недопустим из-за превышения максимально-допустимой энергии, поглощаемой тормозами в случае прерванного взлета.

На всех графиках условия: штиль, нулевой уклон ВПП, взлет без отбора воздуха от двигателей.

 

 Максимальная  взлетная масса (в тоннах) Боинг 737-300 22,0K в зависимости от длины ВПП (в км.), при стандартной атмосфере.

 

 

Максимальная взлетная масса (в тоннах) Боинг 737-400 23,5K в зависимости от длины ВПП (в км.), при стандартной атмосфере.

 

Максимальная взлетная масса (в тоннах) Боинг 737-500 20K в зависимости от длины ВПП (в км.), при стандартной атмосфере.

 

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями.

 

Минимально-допустимая высота пролета над препятствиями по «чистой» (net) траектории взлета равна 35 футов.

«Чистая» - это траектория взлета, градиент набора высоты которой уменьшен на 0,8% по сравнению с реальным градиентом для данных условий.

При построении схемы стандартного выхода из района аэродрома после взлета (SID) закладывается минимальный градиент «чистой» траектории 2,5%. Таким образом, чтобы выполнить схему выхода, максимальный взлетный вес самолета должен обеспечить градиент набора высоты 2,5 +0,8 = 3,3%.

Некоторые схемы выхода могут требовать более высокого градиента, что требует уменьшения взлетного веса.

 

 

Минимально-допустимый градиент набора высоты.

 

В соответствии с нормами летной годности FAR 25 (Federal Aviation Regulations) градиент нормируется по трем сегментам:

1. С выпущенными  шасси, закрылки во взлетном положении  – градиент должен быть более  нуля.

2. После  уборки шасси, закрылки во взлетном положении – минимальный градиент 2,4%. (Взлетный вес ограничивается, как правило, выполнением данного требования.)

3. В крейсерской  конфигурации – минимальный градиент 1,2%.

 

Взлет с мокрой полосы

 

При расчете максимально-допустимой взлетной массы, в случае продолженного взлета, используется уменьшенная высота условного препятствия (screen height) 15 футов, вместо 35 футов для сухой ВПП. В связи с этим нельзя в расчет взлетной дистанции включать полосу, свободную от препятствий (Clearway).

При расчетах прерванного взлета разрешается учитывать эффект реверса двигателей.

 

Взлет с полосы, покрытой слоем осадков (contaminated)

 

На взлет с ВПП, покрытой слоем осадков (вода, снег, слякоть), накладывается ряд ограничений:

1. Запрещается использовать технологию увеличения градиента набора высоты (improved climb).

2. Запрещается  уменьшать режим работы двигателя  на взлете, используя технологию  имитации температуры наружного  воздуха (assumed temperature).

3. Антиюз  должен быть включен и исправен.

 

При движении по ВПП, покрытой слоем осадков, на самолёт действует дополнительная сила сопротивления, вызванная затратой энергии на смещение и разбрызгивание слякоти (воды).

Силу сопротивления слякоти (slush force), можно найти:

 

F SLUSH = CX SLUSH  ½ ρ V2 A;

где CX SLUSH  - коэффициент силы сопротивления слякоти, зависящий от конструкции шасси,

ρ – плотность слякоти (0.85 kg/dm3 или 1.65 slugs/ft3),

V – путевая скорость,

А – площадь взаимодействия колёс со слякотью (см. рисунок).

 

 

 

 

На скорости VHP = 8.63*Ö Tp, где Tp – давление в пневматиках в фунтах на квадратный дюйм (PSI) начинает проявляться явление гидропланирования. Контакт колёс с ВПП уменьшается, что приводит к уменьшению силы сопротивления слякоти.

Степень уменьшения силы сопротивления описывается коэффициентом fHP.

fHP = ((1.6 VHP – V )/ 0.6 VHP)(2.5 V / VHP – 1.5)

На скорости более VHP: F SLUSH = CX SLUSH  ½ ρ V2 A fHP;

Сила сопротивления слякоти при подъёме передней стойки ступенчато уменьшается из-за вывода переднего колеса из слоя слякоти и исчезает полностью при отрыве самолёта от ВПП.

 

На рисунке показано, как уменьшается ускоряющая сила (разница между тягой и суммой сопротивлений) в процессе роста скорости при движении по ВПП покрытой слоем осадков.

 

Следующий рисунок показывает ускорения на разбеге на скорости 130 узлов в зависимости от состояния ВПП на двух и одном работающем двигателе. Синий и красный столбик соответствуют слою слякоти 6 и 13 мм соответственно.