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.

Воздушные суда

Техническая характеристика самолетов и вертолетов

Размещение багажных (грузовых) помещений, люков и входных дверей пассажирских самолетов

Летно-технические данные характеризуют основные эксплуата­ционные возможности самолета (вертолета): скорости 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, исчисляемая с учетом затрат летного 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.

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:

L = (G_топл - G_т.нз)/ С_км.ср км

Учитывая, что километровый расход топлива на различных вы­сотах полета не одинаков, 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 15 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_nycT, 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_пуст, 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_nocт кг;

- вес топлива (G_топл);

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

G_дес = G_rp + G_пер кг.

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 < = С_взл.max

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

G_топл + С_дес = G_топл - G_неиз = const

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 центровочные 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.