Характеристики транспортных самолетов и вертолетов

Характеристики самолетов, в том числе и транспортных, делятся на технические, летно-технические, а также весовые и центровочные.

К техническим относятся геометрические данные, тип и возможности силовой установки, характеристики различных самолетных систем и оборудования.

С точки зрения воинских перевозок наибольший интерес представляют: пассажировместимость самолета (вертолета), геометрические размеры грузовой кабины и загрузочных люков, высота порога грузовой кабины от земли, наличие и возможности бортовых средств механизации погрузочно-выгрузочных работ, транспортно-десантного и высотного оборудования грузовой кабины.

Летно-технические данные характеризуют основные эксплуатационные возможности самолета (вертолета): скорость полета, практический потолок, дальность и продолжительность полета, устойчивость и управляемость самолета (вертолета) и его взлетно-посадочные характеристики.

К скоростям, характеризующим транспортные возможности самолета (вертолета), относятся:

максимальная скорость полета – скорость, которую самолет (вертолет) способен развивать в горизонтальном установившемся прямолинейном полете;

крейсерская скорость – скорость равномерного прямолинейного горизонтального полета при работе двигателей на крейсерском режиме и при расчетных высоте полета и весе самолета.

Практическое значение этой скорости состоит в том, что для самолетов с реактивными двигателями она близка к скорости полета, обеспечивающей наименьший километровый расход топлива (наибольшую дальность горизонтального полета);

рейсовая скорость – средняя скорость полета (без промежуточных посадок в пути) в штиль, исчесляемая с учетом затрат летнего времени на разбег, взлет, разворот на курс, набор высоты, крейсерский полет, снижение, заход на посадку и выполнение посадки.

Дальность полета определяется расстоянием, которое способен пролететь самолет, израсходовав располагаемый запас горючего.

Различают техническую дальность, получаемую при полной выработке горючего, и практическую дальность, получаемую при сохранении в баках самолета (вертолета) к моменту посадки остатка топлива в количестве, предусмотренном для навигационного запаса.

Дальность полета слагается из расстояний, пройденных самолетом при наборе высоты и снижении, и дальности горизонтального полета:

 

L = L_под + L_{г. п} + L_сн км. (2)

 

 

Длина горизонтальных участков подъема и снижения определяется высотой, которую самолет достигает при подъеме, и режимами набора высоты и снижения. Обычно для каждого типа самолета составляется инструкция по расчету дальности и продолжительности полета, где имеются значения L_под и L_сн в зависимости от высоты полета и режима работы двигателей, а также расход топлива на подъем и снижение самолета.

Дальность полета зависит от имеющегося в баках самолета (вертолета) запаса топлива G_топл за вычетом навигационного запаса G_{т. нз} и от величины среднего километрового расхода топлива С_{км. ср}:

 

Учитывая, что километровый расход топлива на различных высотах полета неодинаков, а с уменьшением оптимальной высоты увеличивается, дальность существенно зависит от высоты полета.

Дальность полета в зависимости от нагрузки и высоты полета для оперативных расчетов определяются по графикам, разработанным для каждого типа самолета (вертолета).

Радиус полета для транспортных самолетов определяется как расстояние, при котором самолет может возвратиться на аэродром погрузки без дозаправки в районе выгрузки.

В связи с тем что при выполнении такого полета самолет дважды взлетает и дважды садится, радиус полета несколько меньше половины дальности. Для оперативных расчетов радиус полета часто принимают равным ³/₈ дальности.

Характеристики самолетов по устойчивости и управляемости носят чисто профессиональный характер и в данном курсе не рассматриваются.

Особенно важное значение для общей оценки транспортного самолета имеют его взлетно-посадочные характеристики.

Возрастание скоростей полета современных самолетов связано обычно с увеличением их взлетных и посадочных скоростей, что приводит к увеличению длин разбега при взлете и пробега при посадке, а это в свою очередь требует увеличения размеров взлетно-посадочных полос аэродромов.

Взлетно-посадочные характеристики самолета (вертолета) включают скорость отрыва, длины разбега, пробега, взлетной и посадочной дистанций, а также посадочную скорость.

Скорость отрыва – скорость на разбеге, при которой подъемная сила самолета (вертолета) уравновешивает его вес.

Длина разбега – путь, проходимый самолетом по земле на взлете от линии старта до достижения скорости отрыва.

Взлетная дистанция – расстояние, проходимое самолетом по горизонтали от линии старта (точки начала разбега) до условной высоты 25 м, отсчитываемой от уровня ВПП в точке отрыва самолета.

В настоящее время по рекомендации Международной организации гражданской авиации (ИКАО) величина условной высоты может быть принята равной 10,7 м.

Посадочная скорость – скорость самолета в момент приземления.

Длина пробега – путь самолета по земле от точки приземления до полной остановки.

Посадочная дистанция – горизонтальный путь, проходимый самолетом при посадке с высоты 25 м до полной его остановки.

По рекомендациям ИКАО величина условной высоты на посадке может быть принята равной 25 м.

К этой же группе характеристик относится способность самолета использовать для взлета и посадки грунтовые аэродромы и минимально потребная при этом плотность грунта.

К весовым данным самолета (вертолета) относится:

Взлетный вес G_взл – вес самолета или вертолета на старте перед взлетом.

Различают нормальный взлетный вес при расчетной для данного типа самолета (вертолета) десантной нагрузке и дальности полета и максимальный взлетный вес, т. е. наибольший вес самолета (вертолета) при взлете, допускаемый по условиям прочности его конструкции.

Во взлетный вес самолета или вертолета входят:

вес пустого самолета (вертолета) G_пуст, который составляют веса конструкции самолета (вертолета), его силовой установки (в сухом виде) и несъемного оборудования. Вес пустого самолета (вертолета) заносится в формуляр при изготовлении на заводе;

постоянная нагрузка G_пост, в которую входит вес экипажа, заправляемых масел, кислорода и боекомплекта.

Вес пустого самолета (вертолета) и постоянная нагрузка в сумме составляют неизменный вес G_неизм:

 

G_неизм = G_пуст + G_пост кг; (4)

 

вес топлива (G_топл);

десантная нагрузка G_дес, в которую включается вес перевозимого груза или личного состава G_гр, вес съемного оборудования и боекомплекта сверх нормального варианта (G_пер):

 

G_дес = G_гр + G_пер кг. (5)

 

Для самолетов и вертолетов гражданской авиации вместо десантной нагрузки употребляется термин коммерческая нагрузка, в которую включаются веса перевозимых грузов или пассажиров, багажа, почты и бортового питания.

Взлетный вес самолета (вертолета) подсчитывается по формуле

 

G_взл = G_неизм + G_топл + G_дес ≤ G_{взл. max.} (6)

 

При одном и том же взлетном весе заправка топливом и десантная нагрузка в сумме должны составлять постоянную величину

 

G_топл + G_дес = G_взл = const. (7)

 

Таким образом, для средств воздушного транспорта расстояние перевозки имеет прямую зависимость от полезной нагрузки, и наоборот.

Посадочный вес (G_пос) – вес самолета (вертолета) в момент приземления.

Различают максимальный и нормальный посадочные веса. Ограничение посадочного веса зависит от прочностных характеристик конструкции.

Для тяжелых и средних самолетов допустимый посадочный вес меньше взлетного.

Важное значение для транспортной характеристики самолета или вертолета имеет удельная допустимая нагрузка на грузовой пол q_доп, которая ограничивается по условиям прочности.

Для грузовых самолетов q_доп является определяющей величиной при расчете силовой конструкции пола и составляет на различных участках от 800 до 7360 кг/м². Для пассажирских самолетов, переоборудованных в транспортно-санитарный вариант, q_доп составляет 200-400 кг/м² пола.

Весовые данные, а также устойчивость и управляемость самолета (вертолета) тесно связаны между собой. Эту взаимосвязь отражают так называемые цетровочные характеристики.

Для обеспечения нормальной устойчивости и управляемости необходимо, чтобы общий центр тяжести самолета (вертолета) находился внутри строго определенного диапазона эксплуатационных центровок, измеряемых в процентах от средней аэродинамической хорды (% САХ).

В связи с этим для транспортных самолетов большое практическое значение имеет не только вес перевозимого груза, но и порядок его размещения внутри грузовой кабины.

Центровка самолета (вертолета) в зависимости от его загрузки и заправки определяется по специальным инструкциям перед каждым вылетом.

Совокупность всех характеристик самолета или вертолета определяет его тактико-технические данные.