Возможности расширения эксплуатационных ограничений самолета на основе математического моделирования динамики полета в условиях интенсивных осадков тема диссертации и автореферата по ВАК РФ 05.22.14, кандидат технических наук Муратов, Алексей Александрович

• Муратов, Алексей Александрович
• кандидат технических наук
• 1998

Оглавление диссертации кандидат технических наук Муратов, Алексей Александрович

ОГЛАВЛЕНИЕ

стр.

ВВЕДЕНИЕ

1 АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ЛИВНЕВЫХ ОСАДКОВ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ 9 ХАРАКТЕРИСТИКИ ВС

1.1. Вводные замечания и постановка задачи

1.2. Влияние осадков на массовые и геометрические характеристики ВС

1.3. Влияние видимости на эксплуатацию ВС в условиях интенсивных осадков

1.4. Глиссирование колес ВС при взлете и посадке

1.5. Влияние ливневых осадков на аэродинамические характеристики самолета 18 Выводы по главе 1

2 МЕТОДЫ ОЦЕНКИ ВЛИЯНИЯ ЛИВНЕВЫХ ОСАДКОВ НА 30 АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

2.1. Вводные замечания

2.2. Теоретические оценки влияния ливневых осадков на эксплуатацию ВС

2.2.1. Количество движения дождевых капель

2.2.2. Влияние водяной пленки

2.2.3. Влияние шероховатости профиля

2.3. Методы оценки влияния ливневых осадков на аэродинамические характеристики 47 ВС

2.4. Аэродинамические характеристики модели, в условиях интенсивных осадков 49 Выводы по главе 2

3. МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА

3.1. Особенности модели самолета

3.2. Структурная схема математической модели движения самолета и ее анализ

3.3. Проверка точности и достоверности ММ движения самолета

3.3.1. Методы обобщенной проверки непротиворечивости ММ экспериментальным 67 данным

3.3.2. Оценка точности и достоверности ММ по критериям устойчивости и 69 управляемости самолета

3.3.3. 'Особенности математического моделирования движения ВС по ВПП 70 Выводы по главе 3

4 РЕШЕНИЕ ПРИКЛАДНЫХ ЗАДАЧ В ПОЛЕТЕ ВС В УСЛОВИЯХ ЛИВНЕВЫХ 83 ОСАДКОВ, ПРАКТИЧЕСКИЕ ПРЕДЛОЖЕНИЯ И РЕКОМЕНДАЦИИ

4.1. Обоснование оасчетных случаев вычислительных экспериментов

X ~> X

4.1.1. Порядок оценки степени опасности особых ситуаций самолета Ил-96-300

4.1.2. Содержание перечня расчетных случаев

4.2. Доработка модели продольного движения Ту-154 в условиях ветровых 92 возмущений и интенсивных осадков

4.2.1. Исследование продольного движения самолетов Ту-154, Ил-86 на взлете в 102 условиях ветровых возмущений и интенсивных осадков

4.3. Исследование продольного движения самолета Ил-86 при уходе н второй круг

4.4. Доработка модели продольного движения Ил-86 в условиях ветровых 110 возмущений и интенсивных осадков

4.4.1. Анализ характеристик продольного движения самолета Ил-86 в условиях 111 интенсивных осадков и ветровых возмущений по результатам ЛИ

4.5. Особенности пилотирования ВС в условиях ливневых осадков

4.6. Заход на посадку ВС в условиях интенсивных осадков

4.6.1. Исследование возможности захода на посадку и посадки тяжелого 140 транспортного самолета с одним отказавшим двигателем в условиях тропического ливня

4.6.2. Заход на посадку, уход на второй круг и посадка с отказавшим двигателем при 142 попадании в ливневые осадки

4.6.3. Заход на посадку с закрылками, заклиненными во-взлетной конфигурации, в 144 условиях ливневых осадков

4.7. Рекомендации и предложения в руководящую документацию по летной 145 эксплуатации ВС

Выводы по главе 4

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Список использованных источников

Перечень сокращений

Приложение 1 Результаты вычислительных экспериментов взлёта Ту-154

Приложение 2 Результаты вы. -х экспериментов продолженного взлёта Ту-154

Пталожение 3 Результаты выч.-х экспеоиментов по уходу на втооой коуг Tv-154

х *> X * ■ X X * *

Приложение 4 Результаты вычислительных экспериментов посадки с уходом на второй круг самолёта Ил-86 в условиях ливневых осадков

Приложение 5 Документы, подтверждающие внедрение результатов работы

Введение диссертации (часть автореферата) на тему «Возможности расширения эксплуатационных ограничений самолета на основе математического моделирования динамики полета в условиях интенсивных осадков»

ВВЕДЕНИЕ

Анализ тенденции развития гражданской авиации (ГА) во всем мире показывает, что основной проблемой, неизменно стоящей в процессе создания и эксплуатации авиационной технике (АТ), является проблема постоянного повышения эффективности летной эксплуатации (ЛЭ) и одновременно с этим обеспечения заданного уровня безопасности полетов (БП) воздушных судов на различных этапах полета. Повышение эффективности летной эксплуатации требует обеспечения полетов практически в любую погоду, днем и ночью, в самых различных природно-климатических условиях. Для этого совершенствуется авиационная техника, усложняются автоматические устройства, но при этом одновременно усложняется эксплуатация самолета.

Согласно статистическим данным Международной организации ГА (ИКАО) и отечественным источникам за последние 20 лет по авиационным происшествиям (АП) и предпосылкам к ним (ПАП) человеческий фактор по своим количественным показателям на БП занимает основное положение; на его долю приходится более 70% авиационных катастроф из-за ошибок экипажей и руководителей полетов; 10% - 15% катастроф связано с полетом воздушных судов в неблагоприятных внешних условиях; 10% может быть отнесено за счет отказов авиационной техники.

В настоящее время широко используется два подхода к обеспечению высокого уровня БП.

Первый подход включает в себя так называемые нормирующие действия, которые должны предприниматься повсеместно для достижения желаемого уровня БП при конструировании, производстве, эксплуатации и техническом обслуживании ВС, включая управление воздушным движением и аэродромное обслуживание. Этот метод предполагает высокий уровень стандартизации в авиационно-транспортной системе.

Второй метод включает в себя предупредительные меры, которые необходимо принять для поддержания желаемого уровня БП: расследование АП (ПАП), составление отчетов (обзор, разработка рекомендаций на основании теоретических исследований и летных испытаний).

Настоящая работа находится в русле второго подхода к обеспечению высокого уровня БП и посвящается исследованию вопросов расширения летных ограничений при обеспечении БП на этапах взлета и посадки в условиях опасных внешних воздействий и при отказах авиационной техники.

Самолет обладает хорошей управляемостью, если обеспечена хорошая устойчивость, легкость и точность отклонения рулей, ограничены опасные режимы

полета и существует возможность вывода из опасных режимов. Самолет, имеющий «строгие» характеристики устойчивости и управляемости в случае возникновения особых (отказных) ситуаций в полете, может даже при высокой квалификации летчика стать причиной предпосылки к авиационному происшествию. Особенно это может проявиться в сложных метеоклиматических условиях.

Целью работы являлось определение аэродинамических характеристик самолета с учетом влияния ливневых осадков, оценка влияния ливневых осадков на летные характеристики самолета на этапах взлета, выравнивания и ухода на второй круг и разработка проекта дополнения к Руководству по летной эксплуатации (РЛЭ) широкофюзеляжного и узкофюзеляжного самолетов в части захода на посадку и взлета в условиях ливневых осадков.

Объектом исследования являются широкофюзеляжный и узкофюзеляжный самолеты, руководящая и техническая документация по их эксплуатации.

Анализ руководящей и технической документации с целью выявления указаний по выполнению взлета и посадки, которые предположительно могут быть усовершенствованы в смысле расширения эксплуатационных ограничений, позволил сформулировать следующие конкретные задачи исследования:

1. Оценка влияния ливневых осадков на летные характеристики ВС на этапах взлета, выравнивания и ухода на второй круг.

2. Определение аэродинамических характеристик ВС с учетом влияния ливневых осадков.

3. Разработка проекта дополнения к Руководству по летной эксплуатации (РЛЭ) ВС в части захода на посадку и взлета в условиях ливневых осадков.

Современные методы исследования поведения самолета на различных этапах полета весьма сложны и трудоемки, а летный эксперимент является наиболее опасным из всех типов испытаний. Поэтому использование адекватных математических моделей (ММ) движения самолета в условиях ливневых осадков является наиболее безопасным и дешевым методом решения задач летной эксплуатации воздушных судов (ВС). В связи с вышеизложенным, в качестве основного рабочего инструмента для проведения исследований используется эффективная ММ движения ВС, выверенная летным экспериментом. Такая модель, реализованная в виде программы на ЭВМ, позволяет провести большое количество вычислительных экспериментов (ВЭ) для получения ценной информации о поведении самолета в условиях ливневых осадков, что дает возможность получить существенную экономию финансовых и людских ресурсов за

счет сокращения объемов летных испытаний (ЛИ), а также повысить их безопасность. Предполагается, что дорогостоящие летные эксперименты будут проводиться в разумной пропорции для уточнения их контроля расчетных результатов, подтверждения их достоверности и точности.

Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается:

- непосредственным сравнением численных расчетов с результатами ЛИ, проведенными в летно-доводочном комплексе (ЛДК);

- непротиворечивостью полученных на ММ численных расчетов экспериментальным данным по статистическим критериям.

В процессе выполнения исследования можно выделить следующие этапы: анализ руководящей и технической документации по назначению характерных скоростей с целью выбора наиболее значимых факторов;

- создание ММ движения ВС, обеспечивающих расчет характеристик устойчивости и управляемости в эксплуатационном диапазоне летных характеристик;

- оценка адекватности ММ движения ВС комбинированными методами;

- моделирование движения самолетов в условиях ливневых осадков и анализ полученных результатов;

разработка рекомендаций и предложений по расширению эксплуатационных

\

ограничений на взлете и посадке ВС. Научная новизна работы состоит в том, что:

- выявлена возможность расширения эксплуатационных ограничений самолетов;

- предложены и обоснованы методы пилотирования в условиях ливневых осадков Практическая ценность работы заключается в том, что она позволяет:

- расширить границы исследования поведения ВС в условиях ливневых осадков и сделать летные испытания более безопасными и качественными, что в конечном итоге должно привести к повышению БП;

- обеспечить экономию ресурсов за счет сокращения ЛИ и стендовых испытаний;

- проводить анализ особых ситуаций в полете за рамками эксплуатационных ограничений с целью определения предельных возможностей самолета;

- разрабатывать дополнительные предложения по технике пилотирования ВС в особых ситуациях;

- разработать рекомендации по обучению и тренировке экипажа при непроизвольном попадании в зону интенсивных осадков;

- отладить пилотажный натурный стенд, на котором летчики могут проводить предполетную подготовку, что повышает безопасность летных испытаний.

РЕЗУЛЬТАТЫ И ВНЕДРЕНИЕ РЕЗУЛЬТАТОВ РАБОТЫ

Основные результаты диссертационной работы внедрены и использованы в ОАО «Аэрофлот - Российские международные авиалинии» и ГТК «Россия», при обучении и тренировке экипажей при попадании ВС в условия ливневых осадков.

Вместе с тем эти результаты использованы в учебном процессе по дисциплинам «Аэродинамика» в ВВИА им. Жуковского и МГТУГА.

АПРОБАЦИЯ РАБОТЫ

Основные результаты выполненных исследований и отдельные результаты

1

работы докладывались и получили положительную оценку на всесоюзных и международных научно-технических конференциях по вопросам инженерно-авиационного обеспечения БП и эффективности эксплуатации ВС (Москва, 1996 год), а также обсуждались на ежегодных вузовских научно-технических конференциях и семинарах.

СТРУКТУРА И ОБЪЕМ РАБОТЫ

Работа состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников и приложений. Основное содержание работы изложено на 207 страницах машинописного текста, 28 таблиц, 69 рисунков, список литературы включает 65 наименований.

I

В первой главе работы проведен анализ влияния ливневых осадков на БП с целью выбора основных факторов и условий для моделирования на ЭВМ. Предложена упрощенная теоретическая модель взаимодействия колес шасси с ВПП, позволяющая рассчитать скорость глиссирования колес, расположенных по схеме двойного и тройного тандема. Проведен анализ влияния различных факторов на дальность видимости в условиях ливневых осадков. Получена зависимость дальности видимости от интенсивности ливня. В конце главы сформулированы основные выводы и задачи исследований, вытекающие из поставленной цели и проведенного анализа проблемы.

Вторая глава посвящена рассмотрению методов оценки влияния ливневых осадков на аэродинамические характеристики. Определено влияние шероховатости профиля на коэффициенты сопротивления и подъемной силы самолета. Рассмотрено влияние увеличения массы при наличии пленки воды на самолете при сильном дожде. Проанализированы виды шероховатости связанные с образованием кратеров от ударов капель и образованием волн на поверхности тонкой водяной пленки.

В третьей главе работы обоснована ММ движения ВС, позволяющая удовлетворить потребности цифрового моделирования при исследованиях эффективности ЛЭ и БП транспортных самолетов с достаточной степенью точности и достоверности, позволяющая решать большой круг вычислительных задач на персональной ЭВМ.

Определена степень универсальности и унификации ММ. Проведены исследования по проверки адекватности ММ движения ВС на всех этапах полета. В конце главы даны выводы и рекомендации по использованию ММ.

В четвертой главе выполнены численные эксперименты по решению прикладных задач динамики полета самолета в условиях ливневых осадков. Проведено сравнение результатов математического моделирования движения ВС в условиях ливневых осадков с результатами испытаний в аэродинамической трубе и летными испытаниями. Результаты численного моделирования свидетельствуют о реальной возможности расширения области эксплуатационных ограничений. Сформулированы и даны выводы и рекомендации по повышению эффективности ЛЭ, полученные на основании математического моделирования ВС в условиях ливневых осадков.

В приложениях приводятся некоторые дополнительные результаты исследований и документы, подтверждающие внедрение результатов работы.

1. АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ЛИВНЕВЫХ ОСАДКОВ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ ВС 1.1. Вводные замечания и постановка задачи Устанавливая природу и повторяемость проливного дождя, необходимо отметить, что только ливни короткой длительности, связанные с конвективными облаками, обладают такой интенсивностью, чтобы серьезно влиять на характеристики самолета. Интенсивность осадков принято оценивать высотой столба осадков, выпадающих за час, и измеряется обычно в мм/час. Большинство ЛИ, связанных с анализом влияния осадков на эксплуатацию ВС, проводилось в западном Закавказье. Для этих районов зафиксирована интенсивность осадков 300-360 мм/ч. Можно допустить, что максимальная интенсивность дождя для небольших интервалов времени может составить до 500 мм/ч. Следует отметить, что по результатам исследования динамики полета самолетов ГА в условиях сдвига ветра на этапе захода на посадку за критическое время, в течении которого ливень угрожает самолету, обычно принимается

интллв о тт on ^ Г01 hmvpoiuii iv ^¿.j.

Дождь может оказывать влияние на самолет четырьмя способами: 1) дождевые капли, ударяющиеся о самолет, сообщают ему количество движения, направленное вниз назад;

ОЧ т тЛтть"«я и 11 il (1 11 : uMi i.-il 1-/1TJ11-1 о il i ;mi 7111111III11 ( l'i' i я I11HH r nu 1 ж /1 ¡iii'i-n -

v^ iVJi i wrirvavi оидпал iuiv^ruvci, i\\Jy wpcLh Jowiilifman iviciv^j waiviOjivia,

3) водяная пленка может стать шероховатой от ударов капель и сил поверхностного натяжения, вызывая потери подъемной силы и увеличение лобового сопротивления;

Л\ Т.ГЖХ13ТГТ шлтхпл тгаттт ТТЛАТТЛ т»та тти\жллпя '

-ту ^îviuhDmvnnv дсишпи^ш

5) уменьшение коэффициента сцепления 31 lî ! и появление возможности гидроглиссирования колес,

т_т<\татто.п па Ttaita т^ттопт т лллтлмт п т/vi* itt/\Îvt х но ллилпо t\тттхст т.х

wnuonttA оада^а jiun 1 лаош vuwiuiîi d îuivî, iiuudi na utnuov pcivvmu ipvmjLa .ri

анализа физической природы взаимодействия ливневых осадков на самолет но материалам отечественных и зарубежных источников оценить их влияние на

т.wivrxv .ллгрылчх vp-triv J.iriivil

TTrvmraAuui.TA оттяги. rVio\?nx. tqtii r» mm/QT ллилолй ттттег пал т Q и ad v и тх tvaiiTôuija о о ttqti nv/jij aviîiimw ^wd pwoyjiD iuiui vjxjyxvu-i uviiv/uvri Для liuwxttiiuuivti ri pwmviniA оаДи"

n^v4TIÛn\плт«пv T^ttqt» ттттттлй noixATï»

iiuvjivAjШ1дпл i лав даппип uawiDi.

1.2. Влияние осадков на массовые и геометрические характеристики ВС

При соударении капель осадков с поверхностями самолета происходит потеря количества движения, что приводит к торможению самолета (падению тяговооруженности). Дождевые капли, ударяясь о самолет, передают ему свою кинетическую энергию. Под действием вертикальной составляющей скорости дождевых капель самолет имеет тенденцию к снижению, тогда как лобовые соударения с каплями вызывают уменьшение скорости полета самолета.

Вертикальная составляющая силы соударения дождевых капель с самолетом меньше горизонтальной, т.к. предельная скорость дождевых капель в спокойном воздухе составляет около 8-^9 м/с. К примеру, величины сил, действующих на широкофюзеляжный самолет по осям X и У в полете при различной интенсивности дождя, приведены в таб. 1.1. [30]

Таблица 1.1.

Силы, действующие на самолет по осям X и У при ливневых осадках

Интенсивность дождя, мм/ч Водность, г/м Вертикальная скорость капель, м/с Составляющие силы

Рх, кгс Ру, кгс

100 3,23 8,42 367 45,7

200 6,23 8,96 706 90,7

500 15,61 9,14 1820 262

1000 30,18 9,30 3540 537

2000 59,74 9,45 7010 902

Из табл. 1.1. видно, что горизонтальная составляющая силы соударения Рх при интенсивности ливня 500 мм/ч и более существенна и соизмерима с силой тяги одного двигателя.

Потери в массе обусловлены наличием водяной пленки на поверхности самолета. Толщина пленки обычно не рассчитывается на нижней поверхности, ниже критической точки профиля. Водяная пленка на нижней поверхности тоньше из-за меньшей скорости удара воды. Даже при предложении, что пленка под поверхностью будет равной толщины, она бы только удвоила массу. К примеру, для широкофюзеляжного самолета, посадочная масса которого порядка 180000 кг, максимальные потери в массе не могут быть больше, чем 1% от посадочной массы.

При наличии пленки на поверхности несущих и управляющих поверхностей и при соударении капель с пленкой, в результате чего образуются кратеры, изменяются геометрические характеристики профиля, профиль становится шероховатым, что приводит к снижению подъемной силы и увеличению сопротивления поверхностей. Изменение силы лобового сопротивления и аэродинамической подъемной силы ВС зависит от высоты шероховатости, вызванной осадками. При наличии шероховатости увеличивается сила сопротивления трения, а на больших углах атаки, в связи с уменьшением критического угла атаки, увеличивается сила сопротивления, вызванная срывом потока.

Профиль крыла или фюзеляж могут стать шероховатыми в условиях сильного дождя, по крайней мере, тремя способами:

1) капли, падающие на водяную пленку, нарушают ее поверхность;

2) образуемые на пленке волны нарушают обводы крыла и фюзеляжа;

3) при отсутствии жидкостной пленки капли дождя в виде шариков усеивают поверхность крыла и сдуваются назад ветровым напряжением»

Указанные факторы, несомненно, ухудшают аэродинамические характеристики ВС.

1.3. Влияние видимости на эксплуатацию ВС в условиях интенсивных

осадков

Кроме ухудшения аэродинамических характеристик самолета, при сильных осадках наблюдается и ухудшение видимости из=за рассеивания света в каплях и соударения капель с лобовым стеклом самолета. Удар капель о стекло и последующее растекание капель воды в поверхностном слое формируют оптически шероховатую поверхность, искажающую изображение. Величина этих искажений зависит, в основном, от возможностей стеклоочистителя, тогда как ухудшение видимости из-за рассеяния на каплях зависит почти целиком от состояния окружающей среды. Под дальностью видимости понимают максимальное расстояние, на котором может быть опознан объект. [2,30 ] Следовательно, дальность видимости зависит от ряда факторов: размеров, формы, цвета и характера движения объекта, времени суток, направления на объект, состояния атмосферы. Для конкретности будем оперировать понятием метеорологическая дальность видимости днем, означающим максимальное расстояние, с которого может быть опознан черный объект при нахождении его над горизонтом вдоль горизонтальной линии возле земли. Для краткости ниже будем пользоваться термином дальность видимости, понимая под этим метеорологическую дальность видимости днем.

Возхможность рассмотреть объект зависит от его контрастности С:

С=(Во-Вф)/Вф, где Во и Вф - яркость объекта и фона соответственно.

В качестве минимальной контрастности, при которой объект различим, или порога контрастности, при плохой погоде принимают обычно величину Ст=0,05 [ 30 ] Таким образом дальность видимости может быть определена как дальность Б, на которой контрастность уменьшается до порогового значения [ 30 ]:

Б = = Ст / Кр = 2,996 / Кр, где Кр - коэффициент рассеивания. Величина коэффициента рассеивания Кр может быть связан с интенсивностью осадков й следующим соотношением [ 30 ]:

-0.63

Кр = Ш , где

Ь - интенсивность осадков, мм/ч;

1= коэффициент связи (1/км), равный 0,509 для мелкого дождя и 0, 162 для грозового ливня. Таким образом, для ливневого дождя получим зависимость:

-0.63 -0.63

0 = 2,996/0,16211 =18,494 Ь , где Б - дальность »¿видимости; И - интенсивность дождя, мм/ч.

В табл. 1.2. приведены результаты расчета дальности видимости в зависимости от интенсивности ливня.

Таблица 1.2.

Таблица зависимости дальности видимости от интенсивности ливня

И, мм/ч 50 100 200 230 250 500 1000 2000

В, м 1570 1020 660 600 570 370 240 154

1.4. Глиссирование колес ВС при взлете и посадке Одним из неблагоприятных факторов, влияющих на БП в условиях ливневых осадков, является образование на покрытиях ВПП слоя воды и возможность возникновения глиссирования колес самолетов при взлете и посадке [ 7 ].

Эффект глиссирования состоит в образовании еяея жидкости по всей площади контакта авиашины с покрытием (рис. 1.1.)

Путевая скорость, при которой возникает такой эффект, называется скоростью глиссирования. Возникнув на этой скорости, глиссирование затем продолжается при больших значениях скорости.

В случае глиссирования колеса резко падает его коэффициент сцепления до значений 0,02 ... 0,03. Кроме того, при движении колеса по мокрым, тем более со значительным слоем воды покрытиям, появляется сила сопротивления жидкости, которая достигает максимума при скорости, близкой к скорости глиссирования (рис. 1.2.)

\

Поступательная скорость колеса, км/ч

—-5,3.......3,5----

Рис 1.2. Зависимость сопротивления жидкости от скорости колеса при различных давлениях воздуха в шине

Все это приводит к существенному падению оил взаимодействия колес самолета с ВПП и ухудшению путевой управляемости, эффективности торможения колес при одновременном увеличении сил сопротивления.

Следствием этого является рост потребных взлетных и посадочных дистанций^ а также уменьшение максимально допустимого бокового ветра при взлете и посадке самолетов с мокрой ВПП, особенно при ливневых осадках.

В настоящее время для определения скорости глиссирования колес самолетов ГА используется следующая приближенная формула [ 7 ]

Уг>63лГсь~ , (1.1.)

где Уг - скорость глиссирования, км/ч; Яо - давление воздуха в шине, кг/сд^2.

Эта зависимость не учитывает многие параметры, влияющие на взаимодействие колеса с покрытием, в том числе такие, как толщина слоя воды, шероховатость покрытия, рисунок протектора шины и степень его износа, свойства резины протектора шины и другие. Кроме того, эта формула соответствует движению одиночного колеса. Она не учитывает особенности контактирования с покрытием колес, расположенных по схеме двойного или тройного тандема.

Указанные недостатки не присущи приводимым формулам, которые более полно отражают процесс глиссирования колеса. Согласно результатам работ [8,9] скорость глиссирования колес равна:

- для одиночного колеса или первого колеса в схеме тандем

Уг1 >50,4 V Що / (1 - (Ьо/Н) 2) ; (1.2.)

- для второго колеса в схеме тандем

Уг2 > 50,4 >/1^/(1 - (:?л/Ьо /Н) г) (13.)

- для третьего колеса в схеме тандем

Угз > 50,4 V Що / (Г- (ЧЬо/Н)2) , (1.4.)

где

- и коэффициент радиальной жесткости шины, характеризующий связь между давлением воздуха в шине и средним давлением на покрытие в зоне контакта;

- - давление воздуха в шине;

- Н - глубина воды на покрытии;

- Ио - глубина приведенного зазора между протектором и покрытием в зоне контакта равная

Ио=0,72Д + ап'ПпКп£1 1: п;

А- высота выступов микрошероховатости покрытия (для асфальтобетона А = 0,5 ... 1,0 для цементобетона А = 1,0 ... 2,0 мм);

(Хп - коэффициент полноты профиля попутного сечения канавок протектора;

Т|п ^коэффициент, характеризующий уменьшение площади сечения канавок вследствие деформации резины протектора в зоне контакта, равный Т|п = ( 1 -иЧо/Еп)(( 1-УЬис|о/Еп)х((1 -81)/81>х1|Ш) ;

Еп и Уп - соответственно, модуль упругости и коэффициент поперечной деформации резины протектора;

81 - коэффициент, характеризующий отношение площади впадин канавок рисунка

проектора ко всей площади зоны контакта шины с опорной поверхностью;

\|/п - коэффициент уменьшения поперечной деформации вследствии связи выступа

протектора с оболочкой шины (приближенно принять 1|/п = 0,8);

Кп - коэффициент износа рисунка протектора (при Кп = = рисунок полностью

отсутствует; при Кп= 1,0 = рисунок новый);

"Ь п - глубина канавок рисунка протектора.

Результаты расчетов по формулам (1.1-3-1.4) для самолетов ГА приведены на рис. 1.3 = 1.5 и в табл. 1.3 - 1.4 при следующих средних значениях переменных: И =1,2; для асфальтобетонных покрытий Д = 0,75, для цементобетонных покрытий А = 1,5; С(п =

0,95; Еп = 80 кг/ см; Уп^ 0,47; 81= 0,9; \}/п = 0,8; 1п=8 мм.

Из рис. 1.3 следует, что наиболее значительно на скорость глиссирования влияет давление воздуха в шине. Для шин с полностью изношенным протектором скорость глиссирования измеряется до толщины слоя воды на покрытии порядка 2 мм, при больших значениях толщины слоя она остается постоянной. Для одиночного колеса практически одинакова степень влияния на скорость глиссирования шероховатости покрытия и состояние рисунка протектора. Так, для шины с давлением воздуха 9 кг/см, глиссирование наступает на скорости 200 км/ч при следующих значениях толщины слоя воды [ 7 ]:

- на асфальтобетонном покрытии для шины без рисунка протектора -1 мм;

- на том же покрытии для шины с новом рисунком протектора - 2,4 мм;

- на цементобетонном покрытии для шин с изношенным рисунком протектора - 2 мм;

- на том же покрытии для шины с новом рисунком протектора - 3,5 мм;

При расположении колес в тележке шасси самолета по схеме тандем, скорость глиссирования каждого последующего колеса резко увеличивается за счет уменьшения слоя воды, на который наезжает колесо. Скорость глиссирования,

1 - переднее колесо; 2 - среднее колесо; 3 - заднее колесо; 4 - скорость глиссирования по формуле (1.1.)

Рис. 1.3. Зависимость скорости глиссирования от толщины слоя воды на асфальтобетонном покрытии для колес, расположенных по схеме тройной тандем при давлении воздуха в шинах 9 кг/см с новым (Кп=1) и полностью изношенным (Кп=0) рисунком протектора

Из приведенных исследований следует, что необходимость моделирования разбега и пробега ВС по сухой, влажной и скользкой ВПП потребует в дальнейшем модели состояния взлетно-посадочной полосы, позволяющей рассчитывать изменения боковой (Р2) и продольной (Рх) сил, действующих на колесо в зависимости от коэффициента сцепления (Цсц). Изменение указанных сил, возникающих между поверхностью шины и ВПП, важно знать потому, что они влекут за собой изменение величины бокового отклонения самолета и соответственно его длин разбега и пробега.

Таблица 1.3

Скорость глиссирования колес самолета на мокрой ВПП (Ил -86)

1окрытие ВПП Колеса шасси Скорость глиссирования, км/ч

Н = 2 мм Н = 4 мм Н = 6 мм Н = 8 мм Н = 10 мм

Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1

1 2 3 4 5 У 6 7 8 9 10 11 12

Асфальтобетон (Д = 0,75 мм)

Передней стойки 167 220 162 171 162 165 162 163 162 162

Основные - передние 167 220 162 171 162 165 162 163 162 162

- задние 211 339 188 225 180 203 176 193 174 188

Цементобетон (Д = 1,5 мм)

Передней стойки 191 528 167 183 164 170 163 166 162 164

Зсновные - передние 191 528 167 183 164 170 163 166 162 164

-задние 277 899 211 258 195 220 188 205 183 197

Таблица 1.4

Скорость глиссирования колес самолета на мокрой ВПП (Ту -154)

Покрытие ВПП Колеса ^ шасси Скорость глиссирования, км/ч

Н = 2 мм Н = 4 мм Н = 6 мм Н = 8 мм Н = 10 мм

Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1 Кп=0 Кп=1

1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12

Асфальтобетон (Д = 0,75 мм)

Передней стойки 181 236 176 185 175 179 175 177 175 176

Основные - передние 177 231 172 181 171 175 171 173 170 172

- средние 223 354 198 237 190 214 186 204 184 198

- задние 267 446 229 287 216 254 210 238 205 229

Цементобетон (Д = 1,5 мм)

Передней стойки 207 517 181 198 177 184 176 180 176 п 178

Основные - передние 202 520 177 193 173 179 172 175 171 173

- средние 293 884 , 223 271 206 232 198 216 194 208

4 - задние 364 1138 267 334 242 280 229 257 222 244

1.5. Влияние ливневых осадков на аэродинамические характеристики

самолета

Изменение силы лобового сопротивления и аэродинамической подъемной силы ВС зависит от высоты шероховатости, вызванной осадками [ 4 ]. При наличии шероховатости увеличивается сила сопротивления трения, а на больших углах атаки, в связи с уменьшением критического угла атаки, увеличивается сила сопротивления, вызванная срывом потока.

Увеличение сопротивления трения при возникновении шероховатости существенно зависит от отношения высоты элемента шероховатости К к толщине ламинарного подслоя ал. Если высота шероховатости настолько мала, что все выступы

шероховатости лежат внутри ламинарного подслоя, т.е. К < ал, то шероховатость не вызывает увеличения сопротивления. Если элементы шероховатости выступают из ламинарного подслоя, то это приводит к торможению скорости в пограничном слое и увеличению сопротивления. Различают песочную шероховатость и техническую шероховатость [ 4,5 ]. Песочная шероховатость характеризуется своей максимальной плотностью. Плотность технической шероховатости в большей части случаев меньше. Обычно техническую шероховатость приводят к эквивалентной шероховатости, под которой понижают тот размер зерна песка, который вызывает такое же увеличение сопротивления, что и фактическая шероховатость. Для практических целей удобнее выражать относительную шероховатость не через отношение К < ал, а в виде отношения К/Ь, где Ь - хорда профиля или другой линейный размер.

По результатам исследований влияния осадков на аэродинамические характеристики ВС в [ 2,4,5 ] получены следующие зависимости:

- зависимость допустимой относительной шероховатости от числа Рейнольдса (табл. 1.5);

- средняя толщина водяной пленки на крыле и фюзеляже при нулевом угле атаки (табл. 1.6);

- соотношение между интенсивностью и высотой волны (табл. 1.7);

- увеличение сопротивления трения, обусловленное волнистостью пленки(табл.1.8);

- влияние интенсивности осадков на шероховатость от удара капель(табл.1.9);

- зависимость прироста коэффициента трения от шероховатости, вследствие удара капель, от интенсивности дождя (табл. 1.10).

Таблица 1.5.

Зависимость допустимой относительной шероховатости от числа Рейнольдса

5 6 7 8 9

Ые 10 10 10 10 10

-3 -4 -5 -6 -7

(К/Ь) доп. 10 10 10 10 10

Толщина водной пленки определялась в предположении прямолинейного движения капель, модель поверхности крыла рассматривается как плоская пластина. В результате расчетов для ВС в полетной конфигурации получены значения толщины пленки при различной интенсивности дождя. При интенсивностях дождя 100 мм/ч и менее принятая расчетная модель не позволяла имитировать течение водяной пленки (табл. 1.6).

Таблица 1.6.

Средняя толщина водяной пленки на крыле и фюзеляже при нулевом угле атаки

Интенсивность дождя мм/ч, Ь Толщина водной пленки на крыле Толщина водной пленки на фюзеляже (оценочная велич.)

100 менее 0,2 менее 0,2

200 не более 0,5 не более 0,2

500 0,8 0,6

1000 1,0 0,9

2000 1,8 1,1

При течении пленки под действием аэродинамических сил обтекающего потока образуются волны, которые повышают коэффициент трения. Соотношения между интенсивностью дождя, высотой волны и эквивалентной шероховатостью представлены в табл. 1.7.

Таблица 1.7.

Соотношение между интенсивностью и высотой волны

Интенсивность дождя мм/ч, Ь. Геометрическая высота волны, мм Эквивалентная шероховатость, мм

100 - -

200 0,23 0,0513

500 - 0,37 0,138

1000 0,46 0,211

2000 0,60 0,364

Увеличение сопротивления трения, вызванное волнистостью пленки, представлено в табл. 1.8.

Таблица 1.8.

Увеличение сопротивления трения, обусловленное волнистостью пленки

Интенсивность Соотношение между коэффициентом Прирост в %

дождя мм/ч, h трения крыла с пленкой и без нее, АС^

С /С ^хш ' ^х гл

крыло фюзеляж крыло фюзеляж

100 - - - -

200 1,21 1,1 10 5

500 1,42 1,24 21 12

1000 1,54 1.34 27 17

2000 1,70 1,46 35 23

Повышение шероховатости поверхности вследствие ударов капель о водяную пленку обусловлено вытеснением каплей жидкости из водяной пленки и образованием венца кратера. Коэффициент сопротивления поверхностного трения с учетом шероховатости можно определить по формуле [ 30 ]:

-2.5

Сх = (1,89+1,62 1о§1Ж)

где

Ь - характерная длина (хорда крыла, длина фюзеляжа); К- высота шероховатости.

Влияние интенсивности осадков на высоту шероховатости от удара капель показано в табл. 1.9.

Таблица 1.9.

Влияние интенсивности осадков на шероховатость от удара капель

Интенсивность дождя мм/ч, h Средняя высота венца, мм Размер шероховатости, мм

100 1,3 0,0011

200 2,35 0,0073

500 4,95 0,073

1000 8,85 0,431

2000 15,5 2,40

Влияние шероховатости от удара капель на увеличение коэффициента трения приведено в табл. 1.10.

Таблица 1.10.

Зависимость прироста коэффициента трения от шероховатости, вследствие удара

капель, от интенсивности дождя

Интенсивность дождя мм/ч, И Сх пг / Сх Сх АСха %

крыло фюзеляж крыло фюзеляж

100 1 1 0 0

200 1 1 0 0

500 1,27 1,16 13 8

1000 1,77 1,30 33 15

2000 2,56 1,70 78 35

Влияние шероховатости, вызванной осадками, на подъемную силу крыла сводится к уменьшению максимального коэффициента подъемной силы и уменьшению критического угла атаки при увеличении шероховатости.

На рис. 1.4 приведены результаты экспериментальной зависимости максимальногр коэффициента подъемной силы крыла без механизации от относительной шероховатости при различной площади покрытия верхней поверхности крыла [ 4 ].

АС %

Рис. 1.4 Зависимость уменьшения максимального коэффициента подъемной силы от шероховатости крыла в полетной конфигурации

1- шероховатость охватывает всю верхнюю поверхность;

2- локализованные возмущения вдоль размаха крыла;

3- расстояние шероховатости от передней кромки 5%;

4- расстояние шероховатости от передней кромки 15%;

5- расстояние шероховатости от передней кромки 30%.

На рис. 1.5 и 1.6 приведены данные по уменьшению максимального коэффициента подъемной силы крыла в зависимости от шероховатости К при различной конфигурации крыла [ 4 ].

ЛС %

Рис. 1.5 Зависимость уменьшения Суа т„ от шероховатости при убранной и

выпущенной механизации крыла

1,2,3,4,5-см. Рис. 1.4;

6- для крыла с выпущенными закрылком;

7- крыло с 5з /5 пр / 0;

8- крыло 5з =0,5 пр = 0;

9- крыло с 5з /5 пр 0 и расстояние шероховатости от передней кромки 18%;

10- крыло с выпущенным закрылком и расстояние шероховатости от передней кромки 18%.

Рис. 1.6 Зависимость уменьшения Суа тах = Г (К) крыла в полетной конфигурации и

при отклоненной механизации крыла

1- 5з = 20 °; 2- крыло, 5з,5 пр = 0; 3-5 пр = 25;5з = 20 °; 4 -5з /5 пр = 20 725, шероховатость удалена от передней кромки на 5%;

5- крыло без механизации, шероховатость удалена от передней кромки на 5%;

6-5з = 20 °, шероховатость удалена от передней кромки на 15%;

7- крыло без механизации, шероховатость удалена от передней кромки на 15%.

На рис. 1.7 приведены данные по изменению коэффициента подъемной силы в зависимости от шероховатости К на малых углах атаки, точнее при угле а = 0, для различной конфигурации крыла и процентного охвата крыла шероховатостью. На рис. 1.8 приведены данные по уменьшению критического угла атаки от уменьшения максимального- коэффициента подъемной силы, взятого в процентах, при различной конфигурации крыла.

Рис. 1.7 Зависимость АСуа от шероховатости на малых углах атаки

1-крыло без механизации;

2- <5з = 20 °; 3 - 5з /5 пр = 20° /25°.

Рис. 1.8 Зависимость уменьшения критического угла атаки от шероховатости

1-крыло без механизации;

2-5з = 20';

3- 5з/5 пр = 20° /25°.

На рис. 1.9 приведены обобщающие данные по влиянию относительной шероховатости K/L на увеличение коэффициента лобового сопротивления самолета при различной конфигурации крыла. Считается, что шероховатость, вызванная осадками, покрывает все крыло. В основу были положены результаты экспериментального исследования аэродинамических характеристик крыла в аэродинамической трубе [ 2 ]

-5 -4 -3 -2 К/Ь ,

10 10 10 10 ч

Рис. 1.9 Влияние шероховатости на прирост коэффициента сопротивления

1 - крыло без механизации;

2 - 5з = 20°; 3 - 5з/5 пр = 20° /25°.

Таким образом, проведенные выше исследования и их анализ свидетельствует о существенном влиянии ливневых осадков на аэродинамические характеристики ВС и требуют разработки методик для их определения с целью дальнейшего исследования в ММ движения самолета на режимах взлета и посадки для разработки рекомендаций и предложений по технике пилотирования и обеспечения БП.

Заключение диссертации по теме «Эксплуатация воздушного транспорта», Муратов, Алексей Александрович

Выводы по главе 4

1. С помощью предложенной математической модели движения самолета проведена широкая серия численных экспериментов по оценке влияния ливневых осадков на летно-технические характеристики самолета на этапах взлета, ухода на второй круг и посадки.

2. Предложена унифицированная программа проведения исследования последствий функциональных отказов бортовых систем и управляющих поверхностей с помощью математического моделирования.

3. Проведенные расчеты численного моделирования показывают, что предложенная ММ имеет хорошую сходимость с реальной динамикой самолета.

4. Анализ результатов математического моделирования показал следующее:

- попадание самолета в зону ливня приводит к отклонению его траектории от глиссады вниз до 6м. Если самолет входит в зону дождя в районе ближнего привода, то полностью исправить траекторию не удается, и самолет приземляется на 150 м ближе расчетной точки с большой вертикальной скоростью (до 3,5 м/с) и большим углом тангажа (с угрозой удара хвостовой опорой о ВПП);

- совместное воздействие ливня с сильным вертикальным сдвигом ветра приводит к значительному подныриванию под глиссаду (до 13 м) и приземлению на 250 м ближе расчетной точки с предельным значениями угла тангажа и перегрузки;

- центровка самолета на траекторию движения влияния не оказывает, влияя лишь на величину угла тангажа планирования и расход руля высоты, который может увеличиться вдвое, если не корректировать угол установки стабилизатора.

5. Для компенсации неблагоприятных факторов пилоту необходимо перед входом в зону дождя:

- форсировать режим работы двигателей;

- за этот счет отклониться от глиссады вверх примерно на 5 м;

- увеличить приборную скорость, чтобы иметь возможность поддерживать расчетную скорость захода на посадку при неизбежном уменьшении аэродинамического качества самолета и тяги двигателей при входе в зону дождя;

- если позволяют размеры ВПП, перейти на более пологую траекторию снижения, чем заданная глиссада;

- при выравнивании стремиться к относительно жесткой посадке (с меньшим углом тангажа), чтобы избежать удара хвостовой опорой о ВПП.

- следует еще добавить, что в этих обстоятельствах пилоту следует быть готовым к пробегу в режиме глиссирования, поскольку ВПП неизбежно будет покрыта толстым слоем воды.

- параметры траекторий при моделировании согласуются с РЛЭ;

- центровка самолета во всех исследованных случаях оказывает лишь известное влияние на угол тангажа, расход руля высоты и управляемость при движении по ВПП: значения угла тангажа на снижении различаются на 2 градуса, расход руля высоты на снижении и боковое отклонение от оси ВПП (до 6 м)- вдвое;

- попадание самолета в ливневые осадки (без сдвига ветра) на снижение приводит к вертикальному отклонению траектории от глиссады на величину до 6 м, при движениц в зоне осадков большой интенсивности на последних 1000 м перед торцом ВПП полностью исправить траекторию не удается и самолет вынужден приземляться на 1^0 м раньше расчетной точки с большой вертикальной скоростью (до 3,5 м/с) и большим углом тангажа (с угрозой удара хвостовой опорой о ВПП) и если обычный режим снижения на трех двигателях оставляет большую вероятность удовлетворительной посадки, то повышенной скоростной режим на двух двигателях в таких крайних условиях требует неординарной манеры пилотирования (повышения высоты перевода двигателей на малый газ до 8 м и выполнения выравнивания в два этапа);

- совместное воздействие ливневых осадков с сильным вертикальным сдвигом ветра приводит к вертикальному отклонению траекторий снижения самолета с одним отказавшим двигателем от глиссады на величину до 13 и приземлению на 250 м раньше расчетной точки с предельно допустимыми значениями угла тангажр;

- попадание самолета с двумя отказавшими двигателями в ливневые осадки, осложненные сопутствующим нисходящим сдвигом ветра или высотным расположением аэродрома приводит к невозможности исправить траекторию даже при минимальном посадочном весе в связи с большой скоростью снижения - в момент приземления угол тангажа и перегрузка далеко выходят за допустимые значения (10 градусов и 2,2);

- вертикальный ветер и дождь не уменьшают приборную скорость полета по глиссаде, а даже увеличивают ее на 20км/ч (который рекомендуется РЛЭ при опасности попадания в сдвиг ветра) самолета с двумя отказавшими двигателями не приводит к приемлемым характеристикам приземления прежде всего из-за недопустимой величины угла тангажа (более 12 градусов);

- уход на второй круг самолета с одним отказавшим двигателем при попадании^ в сильные ливневые осадки осуществляется обычными приемами пилотирования и приводит к такой же потери высоты, как без осадков, независимо от центровки, однако следует учесть, что до момента принятия решения происходит снижение под глиссаду на 5^м. 1

6. Показано, что существенного увеличения можно получить при своевременном^ и энергичном увеличении режима работы двигателей. Полученные зависимости ^ от степени форсирования двигателей и интенсивности сдвига ветра показали, что даже при незначительном увеличении режима работы двигателя, ^ увеличивается почти вдвое в области слабого сдвига ветра, но в области сильного сдвига ветра ^ увеличивается ^е более, чем на 6%.

7. Существенное увеличение ^ пилота (Ил 86) можно получить при планировании ца посадку в промежуточной конфигурации самолёта 5з=25°, бпр=35°. Рекомендация этого метода захода на посадку в РЛЭ требует проведения подробных исследований на ММ и Ж.

8. На основании численного моделирования взлета и посадки самолета в условиях ливневых осадков разработаны рекомендации и предложения по возможному расширению летных ограничений самолета и включению их в программу летних испытаний.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

В работе проведена широкая серия численных экспериментов с целью оценки влияния ливневых осадков на летные характеристики самолета на этапах взлета, выравнивания и ухода на второй круг. Выполнен анализ руководящей и технической документации по ЛЭ широкофюзеляжного и узкофюзеляжного самолета с целью выявления возможностей расширения ожидаемых условий эксплуатации в условиях ливневых осадков.

В результате проведения математического моделирования были выявлены особенности ЛЭ самолета в условиях ливневых осадков и получены следующие результаты.

1. В целях обеспечения необходимого уровня БП признана необходимость подтвердить указания руководящих документов - воздержаться от посадки в период ливня, пережидая его в зоне ожидания или уходить на запасной аэродром.

2. Показано, что в случае посадки в условиях ливневых осадков для компенсации неблагоприятных факторов пилоту необходимо перед входом в зону дождя:

- форсировать режим работы двигателей;

- за этот счет отклониться от глиссады вверх примерно на 5 м;

- увеличить приборную скорость, чтобы иметь возможность поддерживать расчетную скорость захода на посадку при неизбежном уменьшении аэродинамического качества самолета и тяги двигателей при входе в зону дождя;

- если позволяют размеры ВПП, перейти на более пологую траекторию снижения, чем заданная глиссада;

- при выравнивании стремиться к относительно жесткой посадке (с меньшим углом тангажа), чтобы избежать удара хвостовой опорой о ВПП.

3. Проведенные ВЭ показали, что попадание самолета с двумя отказавшими двигателями в ливневые осадки, осложненные сопутствующим нисходящим сдвигом ветра или высотным расположением аэродрома приводит к невозможности исправить траекторию даже при минимальном посадочном весе в связи с большой скоростью снижения - в момент приземления угол тангажа и перегрузка далеко выходят за допустимые значения (10 градусов и 2,2);

- вертикальный ветер и дождь не уменьшают приборную скорость полета по глиссаде, а даже увеличивают ее на 20км/ч (который рекомендуется РЛЭ при опасности попадания в сдвиг ветра) самолета с двумя отказавшими двигателями не приводит к приемлемым характеристикам приземления прежде всего из-за недопустимой величины угла тангажа (более 12 градусов);

- уход на второй круг самолета с одним отказавшим двигателем при попадании в сильные ливневые осадки осуществляется обычными приемами пилотирования и приводит к такой же потери высоты, как без осадков, независимо от центровки, однако следует учесть, что до момента принятия рещения происходит снижение под глиссаду на 5\м.

4. Показано, что существенного увеличения ^ можно получить при своевременном^ и энергичном увеличении режима работы двигателей. Полученные зависимости ^ от степени форсирования двигателей и интенсивности сдвига ветра показали, что даже п^и незначительном увеличении режима работы двигателя, увеличивается почти вдвое в области слабого сдвига ветра, но в области сильного сдвига ветра ^ увеличивается ^е более, чем на 6%.

5. Получено, что наиболее существенное увеличение ^ пилота (Ил 86) можно получить при планировании на посадку в промежуточной конфигурации самолёта 53=25°, бпр~35°. Рекомендация этого метода захода на посадку в РЛЭ требует проведения подробных исследований на ММ и ЛИ.

6.На основании полученных результатов сформулированы предложения и рекомендации по технике пилотирования самолета в условиях ливневых осадков для внесения в руководящую документацию, позволяющие повысить регулярность полетов с сохранением необходимого уровня БП на этапах взлета и посадки в сложных метеоусловиях и при отказах авиационной техники.

Список литературы диссертационного исследования кандидат технических наук Муратов, Алексей Александрович, 1998 год

СПИСОК ИСПОЛЬЗОВАННЫХ ИСТОЧНИКОВ

1. Strager J. The analysis of NTSB large fixed. Wind aircraft accident / incident reports for the potential present of low wind shear, /FAA/ NAFEC, Atlantic City, New Jersey, Report FAA-RD-77-169, Nov 1977.

2. Luers I, Haines P. The effect of heavy rain of wind attribution accidents, AIAA 19-th Aerospace Science Meeting, 1981

3. Covanet C. Heavy rain danger. Aviation week, space technology engineering, 1981

4. Шлихтинг Г., Теория пограничного слоя, М. 1956

5. Моделирование на пилотажном тренажере ухудшения аэродинамических характеристик самолета в результате сильного дождя. Перевод КД-803806, 1983 г. Heavy rain penalties for a flight simulator. AIAA Papers, 1982 № 213

6. Дитенбергер M.A. Простая методика безопасности взлета и посадки в условиях обледенения. Аэрокосмическая техника, т.З № 4, апрель 1985г.

7. Huffman P.J., Haines visibility in heavy precipitation and its use in diagnosis high rainfall rates. AJAA-84

8. Horue Walter W.B. Jounes Upsher T. Pneumatic tire hydroplaning can be controlled SAF Journal, 73 № 12,1965

9. Часовников В. Приближенный метод определения гидродинамических характеристик глиссирования колес самолетов. Ленинград труды ВЛУ ГА вып.35, 1968

10. National Transportation Safety Board, «Aircraft Accident Report» NTSB-AAR-76-8, Washington, D.C., 1975, pp.47.

11. Rhode R.Y. , «Some effects of rainfall on flight of airplanes and on instrument indications», NACA Rept. № 803,1941.

12. Brumby R.E., «Wind surface roughness cause and effect», D.C. Flight Approach, № 32, 1978, pp. 2-7.

13. Jones D.M.A. and Sims A.L., «Climatology of instantaneous rainfall rates» Journal of Applied Meteorology, Vol. 17, № 8,1978, pp. 1135-1140

14. Hershfield D.M., «Estimating the Extreme - Value 1 Minute Rainfall», Journal of applied Meteorology, Vol. 11, № 6,1972, pp. 936-940.

15. Riorgan P., «Weather extremes around the World» Earth sciences laboratory, TR-70-45-ES, 1970.

16. Marshall J.S. and Palmer W. Mck., «The distribution of raindrops with size» Journal of Meteorology, Vol. 5, № 2, 1948, pp. 165-166

17. Merceret F.J., «Relating rainfall rate to the slope of raindrop size spectra», Journal of applied meteorology, Vol. 14, No.2,1975, pp.259-260

18. Markowitz A.M., «Raindrop size distribution expressions» Journal of applied meteorology, Vol. 15, No. 9,1976, pp. 1029-1031.

19. Haines P. A. and Luers J.K., «Aerodynamic Penalties of Heavy Rain on a landing aircraft» NASA Contractor Report 156885, July 1982.

20. Lucey G.K., «A rain impact analysis for an artillery PD system», «Harry Diamond Laboratories, TM-72-15, May 1972.

21. Hartley D.F. and Murgatroyd W., «Criteria for the Break-up of thin Liquid Layers Howing Botheermally over Solid Surface» International Journal of Heat and Mass Transfer, Vol. 7, №9, 1964, pp. 1002-1015.

22. Macklin W.C. and Metaxas G.J., «Splashing of Drops on Liquid Layers», Journal of applied physics, Vol. 47, № 9.1976, pp. 3969-3970

23. Dirling R.B. Jr., «A method for computing roughwall heat transfer rates on Re-entry Nosetips» Paper 73-763 presented at the AIAA 8th Thermophysics Conference, Palm Springs, Calif., July 16-18, 1973.

24. Young F.L. «Experimental Investigation Of the effects of Surface roughness on compressible turbulent Boundary Layer skin friction and heart transfer» DRL-532, CR-21, May 1965.

25. Aerodynamic Data for the 747 aircraft, Boeing documentD6-30643, Vol. 11, 1970.

26. Ljungstroem B.L.G., «Wind Tunnel Investigation of Simulated Hoar Frost on a 2-Demenstional Wind Section With and without High Lift Devices» Aeronautical Research Institute of Sweden, Rapport AU-902, 1972.

27. Kapitza P.L., «Wave Flow of Thin Layers of a Viscous Fluid» Collected Papers of P.L. Kapitza, New York, 1964, pp. 662-709

28. Wurs D.E., «Experimentelle Untersuchtung des Stromungsverhaltens dunner Wasserfilme und deren Ruckwirkung auf einen gleichgerichten Luftstrom massiger bis honer

t Unterschallgesschwindigkeit» Ph.D.thesis, Karlsruhe, Deutschland, 1971.

29;Wurz D.E., «Experimental Investigation into the Flow Behaviour,of Thin Water Filins; Effect on a concurrent airflow of moderate to Heavy Supersonic Velocities. Pressure Distribution at the Surface of Ripid Wary Reference Structures», Archives of Mechanics, Vol. 28, № 5-6, 19766 pp. 969-987

30. Luers J. And Haines P., «Heavy Rain Influence on Airplane Accidents» Journal Aircraft, Vol. 20, Feb. 1983, pp. 187-191.

31. EHJITC Нормы летной годности гражданских самолетов СССР (НЛГС - 3) - М.: Межведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самолетов и вертолетов СССР. 1984. - 464с.

32. Аварийность самолетов с ГТД стран - членов ИКАО при пассажирских перевозках за период эксплуатации с 1957 по 1986 гг. Отчет о НИР/ № 1410-87-IV/ ПЯ В-8759; руководитель Полтавец В.А. - № ГР Х74579; - М.; 1987. - 74 е.: ил. - Отв. Исполнитель Пляцек А.В.

33. Аварийность самолетов с ГТД стран - членов ИКАО при всех видах полетов за период эксплуатации с 1982 г. по 1992 г. Обзор № 642 / ПЯ 8759 руководитель Полтавец В.А. - № ГР Х74579; - М.; 1987. - 74 е.: ил. - Отв. Исполнитель Пляцек А.В.

34. Проблемы безопасности полетов: Ежемес. Бюллетень/ АНСССР; Госком по науке и технике; Всесоюзный ин-т науч. и техн. информации; Редкол.: И.Ф. Васин (гл. редактор) и др. - М.: ВИНИТИ, ДСП, 1971, Вып.6 - 12 -1988. - 108с., 103с., 88с.,72с.,112с., 90с.

35. Статистический анализ основных причин авиационных происшествий и предпосылок к ним. Отчет о НИР / Московский институт инженеров ГА; руководитель Воробьев В.Г - № ГР 02840059891; инв. № 01820090380 - М., 1984. - 162с.: ил. - Отв. Исполнитель Кузнецов В.И.

36. Сводный анализ состояния безопасности полетов в гражданской авиации за 1989 год/ в сравнении с 1988 г./ кн. 2 - М. МГА СССР, 1990. - 212 с.

37. Сводный анализ состояния безопасности полетов в гражданской авиации за 1987 год/ в сравнении с 1986 г./ - МГА- М.: ГосНИИГА, ДСП, 1988. -220с.

38. Динамика полета (под. Редакцией Мхиторяна А.М.) - М.: Машиностроение, 1978,424 с.

39. Котик М.Г. Динамика взлета и посадки самолетов. - М.: Машиностроение, 1984.-56 с. Luers J, Haines P. The Heavy Rain influence on airplane Accidents. Journal of aircraft, 1983, №2

40. Luers J, Haines P. The effect of Heavy Rain of Wind Attributed Accidents, AIAA 19-th Aerospace Science Meeting 1981, January. г-

41. Моделирование на пилотажном тренажере ухудшения аэродинамических характеристик самолета в результате сильного дождя. Перевод КД - 80380, 1983 г. статьи Heavy Rain penalties for a Flight Simulator AJAA Papers, 1982, № 213.

42. Дитенбергер М.А. Простая методика безопасности взлета и посадки в условиях обледенения. Аэрокосмическая техника, т.З, № 4, апрель 1985 г.

43. Аэромеханика самолета (под ред. Бочкарева А.Ф.). - М.: Машиностроение. 1985. -415 с.

44. Бюшгенс Г.С., Студенев Р.В. Динамика пространственного движения самолета. - М.: Машиностроение. 1967. - 226 с.

45. Бюшгенс Г.С., Студенев Р.В. Аэродинамика самолета. Динамика продольного и бокового движения. - М.: Машиностроение. 1979. - 349 с.

46. Ветчинкин В.П. Динамика полета. - М.: Госмашметеоиздат. 1933. - 400с. Вопросы кибернетики. Проблемы создания и применения математических моделнй в авиации, (под. ред. Белоцерковского С.М.). - М.: Кибернетика. 1983. - 168с.

47. Гмурман В.Е. Теория вероятности и математическая статистика. - М.: Высшая школа. 1977. - 497 с.

48. Горощенко Б.Т. Динамика полета самолета. - М.: Оборонгиз. 1954. - 336с.

Гутер P.C. Овчинский Б.В. Элементы численного анализа и математической обработки результатов опыта. - М.: Физматгиз, 1962. - 365с.

49. Анжело Г. Д. Линейные системы с переменными параметрами. - М.: Машиностроение. 1974. - 286с.

50. Демидович Б.П., Марон И.А., Шувалов Э.З. Численные методы анализа. - М.: Физматгиз. 1963. - 400с.

51. Динамика полета (под ред. Мхиторяна A.M.) - M.: Машиностроение. 1978. - 424с. Доброленский Ю.П. Динамика полета в неспокойной среде. - М.: Машиностроение. 1969.-251с.

52. Жулев В.И. Иванов B.C. Безопасность полетов летательных аппаратов. - М.: Транспорт. 1986. - 223с.

53. Зубков Б.В., Минаев Е.Р. Основы безопасности полета. - М.: Транспорт. 1987. - 144с. Калачев Г.С. Самолет, летчик и безопасность полета. - М.: Машиностроение. 1979. - 224 е., ил.

54. Динамика взлета и посадки самолетов. - М.: Машиностроение. 1984. - 256с.

Котик М.Г. Павлов A.B., Пашковский И.М. Летвые испытания самолетов. М.: Машиностроение. 1968. -423 с.

55. Летов A.M. Динамика полетов и управления. М.: Наука. 1969. - 360 с.

Лысенко Н.М. Практическая аэродинамика маневренных самолетов. М.: Воениздат. 1977.- 439с.

56. Мизес Р. Теория полета. - M.: Иностранная литература, 1949. - 688с.

57. Белоцерковский С.М., Качанов Б.О., и др. Создание и применение математических моделей самолетов. М.: Наука, 1984. - 140с.

58. Бюшгенс Г.С., Студнев Д.В., Аэродинамика самолета. Динамика продольного^ и

i

бокового движения. М:. Машиностроение, 1979. - 349 с.

59. Евмаков В.В.. Санников В.А.. Тотиашвили Л.Г. Зависисмость коэффициента

л. х. ±. л

сцепления от скорости движения самолета по ВПП - В кн.: Вопросы совершенствования методов технического обслуживания и обеспечения БП. - Рига: РКИИГА, 1982. - с. 80-84.

60. Зверев В.И., Коконин С.С. Проектирование авиационных колес и тормозных систем. М.: Машиностроение, 1973 г. - 211с.

61. Полякова И.Ф., Байкулова Н.И. Определение безопасных условий движения самолета и методика учета коэффициента сцепления при расчете сил, действующих на колесо, при пробеге по ВПП в сложных метеоусловиях. - В кн.: Обеспечение БП при эксплуатации гражданских воздушных судов. - М.: МИИГА, 1987 - с.30 - 38.

62. Brever К. Paramétrés affecting control forces - AIAA Paper, № 74 - 966, Los-Angeles, 1974, p. 1-17.

63. Фам Kao Тханг. Особенности движения самолета при пробеге при выпуклом^ и

\

выгнутом профиле ВПП. - Киев, 1986. - Юс.

64. Седов Л.И. Механика сплошной среды. - М.: Наука, 1973. - 536с.

65. Лагум Т.И. - М.: Тоанспоот. 1977. - 304.

ПЕРЕЧЕНЬ СОКРАЩЕНИЙ

АП- авиационные происшествия

АТ- авиационная техника

БП- безопасность полета

ВС- воздушное судно

ВЭ- вычислительный эксперимент

ГА- гражданская авиация

ИКАО- Международная организация гражданской авиации

КБ- конструкторское бюро

ЛДК- летно-доводочный комплекс

ЛИ- летные испытания

ЛЭ- летная эксплуатация

мм- математическая модель

нлгс- Нормы летной годности

ПЛП- предпосылка к летной происшествиям

РЛЭ- руководство по летной эксплуатации

впп- взлетно - посадочная полоса

ПАП- предпосылка к авиационным происшествиям

РЛЭ- руководство по летной эксплуатации

РУД- рычаг управления двигателем

РС- расчетные случаи

ФО- функциональные отказы

ос- особые ситуации

ПРС- перечень расчетных случаев

ОУЭ- ожидаемые условия эксплуатации

ЭДШйЯЯвШ

ПРИЛОЖЕНИЕ 1 Результаты вычислительных экспериментов взлёта Ту-154 в условиях ливневых осадков