 |
Характеристики управляемости
|
|
|
|
Самолет должен безопасно управляться и выполнять необходимые маневры при взлете, наборе высоты, горизонтальном полете, снижении, посадке.
Должен обеспечиваться плавный переход от одного режима полета к другому, и при этом не должны требоваться исключительное мастерство, быстрота реакции или физическая сила пилота, а также не должна возникать опасность превышения эксплуатационных ограничений самолета, указанных в РЛЭ, во всех возможных эксплуатационных условиях и режимах.
3.2.1 Продольная управляемость
На всех скоростях в диапазоне от балансировочной до скорости сваливания должна иметься возможность опустить нос самолета, чтобы обеспечить быстрый разгон при следующих условиях:
а) самолет сбалансирован на скорости;
б) шасси выпущено;
в) закрылки находятся в убранном или выпущенном положениях;
г) двигатели работают на режиме полетного малого газа и максимальной продолжительной тяги.
При выпущенном шасси во время демонстрации каждого из следующих
маневров не должно требоваться изменение положение рычагов управления балансировкой и создание усилий свыше 23 кгс.
3.2.2 Путевая управляемость
Должна иметься возможность при нулевом крене совершать разворот в сторону работающего двигателя и безопасно выполнять достаточно резкое изменение курса до 15° в направлении критического неработающего двигателя при следующих условиях:
а) критический двигатель не работает;
б) двигатели работают на режиме, потребном для горизонтального полета, но не выше максимального продолжительного режима;
в) центровка наиболее неблагоприятная;
г) шасси убрано;
д) закрылки находятся в положении для захода на посадку;
|
|
|
е) самолет имеет максимальный посадочный вес.
3.2.3 Поперечная управляемость
Самолет должен допускать выполнение виражей с креном 20° в сторону неработающего двигателя и в противоположную сторону из режима установившегося полета и при следующих условиях:
а) критический двигатель не работает;
б) остальные двигатели работают на максимальном продолжительном режиме;
в) центровка наиболее неблагоприятная;
г) шасси убрано или выпущено;
д) закрылки находятся в наиболее благоприятном положении для набора высоты;
е) самолет имеет максимальный взлетный вес.
4 Характеристики взлета и посадки
Характеристики взлета и посадки самолета Ту-154 разработаны в соответствии с требованиями Авиационных правил АП-25.
4.1 Характеристики взлета
Скорости взлета, дистанции прерванного взлета и длина разбега должны определяться при следующих условиях:
а) для всех весов, высот и температур окружающего воздуха в пределах эксплуатационных ограничений, выбранных Заявителем;
б) при выбранной взлетной конфигурации самолета.
Все взлетные характеристики, указанные в настоящем разделе, должны быть такими, чтобы при их определении не требовались исключительные квалификация и быстрота реакции экипажа.
Взлетные характеристики должны основываться на данных, полученных для сухопутных самолетов на ровной, сухой, мокрой или покрытой осадками искуственной взлетно-посадочной полосе, а также ровной грунтовой взлетно – посадочной полосе;
Взлетные характеристики должны включать в себя следующие эксплуатационные поправки в пределах установленных эксплуатационных ограничений для данного самолета:
а) не более 50% от номинальных составляющих ветра вдоль взлетной траектории в направлении, противоположном направлению взлета, и не менее 150% от номинальных составляющих ветра вдоль взлетной траектории в направлении взлета;
|
|
|
б) эффективный уклон взлетно-посадочной полосы.
Траектория взлета простирается от точки старта до точки, в которой самолет находится на высоте 450 м над поверхностью взлета или в которой заканчивается переход от взлетной к маршрутной конфигурации и одновременно достигается скорость отрыва на взлете.
4.2 Характеристики посадки
Заход на посадку. Посадка является завершающим этапом полёта и представляет собой замедленное движение самолета с высоты 25 м до полной
остановки после пробега по земле. Посадка самолета, как правило, состоит из следующих этапов: планирования (снижения); выравнивания; выдерживания; приземления (парашютирования); пробега.
Расстояние по горизонтали, необходимое для выполнения посадки и полной остановки самолета, от точки на высоте 15 м над посадочной поверхностью должно определяться (для стандартных температур, всех весов, высот и ветра, в пределах эксплуатационных ограничений, устанавливаемых Заявителем для данного самолета) следующим образом:
а) самолет должен быть в посадочной конфигурации;
б) заход на посадку на установившемся режиме должен выдерживаться вплоть до высоты 15 м при земной индикаторной скорости не менее 1,3 
;
в) изменения конфигураций самолета, мощности или тяги и скорости должны производиться в соответствии с установленными процедурами пилотирования в эксплуатации;
г) посадка должна выполняться без чрезмерных вертикальных перегрузок, тенденции к «козлению», капотированию, неуправляемому развороту на земле или на воде;
д) выполнение посадки не должно требоваться исключительного мастерства
пилотирования или быстроты реакции реакции пилота.
Для сухопутных самолетов и самолетов – амфибий посадочная дистанция на земле должна определяться на ровной, сухой, мокрой или покрытой осадками искусственной взлетно - посадочной полосе и, по желанию Заявителя, на грунтовой взлетно - посадочной полосе.
Данные посадочной дистанции должны включать себя поправочные коэффициенты для учета не более 50 % составляющих номинального ветра вдоль посадочной траектории в направлении, противоположном направлению посадки, и не менее 150 % составляющих номинального ветра вдоль посадочной траектории в направлении посадки.
|
|
|
Если применяется какое - либо устройство, зависящее от работы двигателя, и если ввиду отказа последнего посадочная дистанция должна определяться при неработающем данном двигателе, если применение компенсирующих устройств не обеспечивает посадочной дистанции, не превышающей дистанции при всех работающих двигателях.
5 Требования к прочности конструкции
Требования к прочности определены через эксплуатационные нагрузки (максимальные нагрузки, возможные в эксплуатации) и расчетные нагрузки (эксплуатационные нагрузки, умноженные на предписанные коэффициенты безопасности). Если нет специальных оговорок, то под заданными нормированными нагрузками подразумеваются эксплуатационные нагрузки.
Если нет других указаний, то нагрузки, действующие в воздухе, на земле или на воде, должны быть уравновешены инерционными силами всех частей самолета. Распределение этих нагрузок может быть приближенным, взятым с запасом, или должно точно отражать фактические условия. Методы, применяемые для определения интенсивности и распределения нагрузок, должны быть подтверждены измерениями нагрузок в полет, если не показано, что применяемые методы определения этих нагрузок надежны.
Если деформации конструкции под нагрузкой значительно изменяют распределение внешних или внутренних нагрузок, это перераспределение следует принимать во внимание.
Самолет, его части и отдельные агрегаты в полете подвергаются воздействию различных нагрузок. Они могут быть статическими или динамическими, сосредоточенными или распределенными по длине, поверхности или объему. Все эти нагрузки (силы) можно разделить на две категории: поверхностные и массовые.
Поверхностные нагрузки приложены к поверхности самолета (части, агрегата) и могут быть как сосредоточенными, так и распределенными. К этой категории
относятся аэродинамические силы, тяга винтов, реакция земли при взлете и посадке, силы взаимодействия отдельных частей самолета.
|
|
|
К массовым нагрузкам относятся силы веса и инерционные силы.
Теперь рассмотрим требования, предъявляемые к отдельным частям конструкции самолета.
Шасси и конструкция, к которой оно крепится, должно быть рассчитано на максимальную вертикальную нагрузку в сочетании с силой, действующей назад и
равной не менее 25 % от вертикальной; должно быть также рассмотрено действие только максимальной вертикальной нагрузки.
При полностью разжатом шасси и при отсутствии контакта с землей на неподрессоренные (подвижные) части стоек шасси воздействует перегрузка 20,0. Эта перегрузка должна действовать в направлении движения неподрессоренных (подвижных) частей стоек шасси, когда они достигнут их граничного положения при выдвижении относительно подрессоренных (неподвижных) частей шасси.
Системы продольного, поперечного и курсового управления и управления торможением и их крепления должны быть рассчитаны на нагрузки, равные 125 % шарнирных моментов отклоняющихся поверхностей управления.
Эксплуатационные нагрузки на систему управления, за исключением нагрузок, возникающих на земле от ветра, не должны превышать нагрузок, которые могут быть созданы пилотом (или пилотами) и автоматическими или силовыми устройствами.
Для общих устройств и деталей систем управления, общих кронштейнов и мест их крепления должно быть рассмотрено одновременное действие нагрузок при управлении:
а) рулем высоты (управляемым стабилизатором) и рулем направления;
б) рулем высоты (управляемым стабилизатором) и элеронами;
в) рулем направления и элеронами.
Величину этих нагрузок следует принять равной 75 % эксплуатационных нагрузок случаев изолированного нагружения.
При расчете самолета на действие бокового порыва, при маневрах рыскания и вращения по крену следует учитывать несимметричные нагрузки на хвостовое оперение, возникающие из - за спутной струи и аэродинамической интерференции с крылом, вертикальным оперением и другими аэродинамическими поверхностями.
Соответствие требованиям прочности должно быть показано для каждого расчетного случая нагружения. Подтверждение прочности конструкции одними расчетами допускается лишь в том случае, если данная конструкция соответствует тем конструкциям, для которых, как показал опыт, примененный метод расчета
оказался надежным. В остальных случаях должны проводиться подтверждающие статические испытания.
6 Силовая установка
Силовая установка самолета Ту - 154 состоит из трёх ТРДД НК - 8 - 2 (У) конструкции ОКБ - 276 Н. Д. Кузнецова. На модификации Ту - 154 М они заменены двигателями Д - 30 КУ - 154 конструкции ОКБ П. А. Соловьёва, представленными на рисунке 1. Два двигателя размещены по бокам на пилонах, третий - внутри фюзеляжа с воздухозаборником в форкиле с S - образным каналом.
|
|
|
Рисунок 1 - Двигатель Д - 30 КУ - 154
Силовая установка самолета включает в себя каждый компонент, который:
а) необходим для создания тяги;
б) осуществляет управление основными двигательными установками;
в) обеспечивает безопасность основных двигательных установок в периоды между плановыми осмотрами или ремонтами.
Компоненты установки должны быть сконструированы, расположены и установлены таким образом, чтобы обеспечивалась их непрерывная безопасная эксплуатация в периоды между обычными осмотрами или ремонтами.
|
|
|
