Аэродинамика самолета В-737

 

На земле работает система автоматического выпуска интерцепторов. Условия работы: рычаг SPEED BRAKE находится в положении ARM, рычаги обоих двигателей убраны на малый газ и колёса основных стоек шасси раскручены до скорости превышающей 60 узлов. При этом одновременно поднимаются все интерцепторы-элероны и отклоняется рычаг SPEED BRAKE.

Когда обожмётся амортизатор правой стойки шасси, то механически откроется перепускной клапан (bypass valve) тормозных интерцепторов и они также поднимутся. Выпуск интерцепторов-элеронов по раскрутке колёс можно иногда почувствовать при очень мягкой посадке, когда после касания ВПП самолёт вдруг энергично проседает.

Выпуск интерцепторов по раскрутке колёс дублируется системой «земля/воздух», которая выпустит интерцепторы при переходе в режим «земля».

 

При прерванном взлёте (переключателе autobrake в положении RTO), все интерцепторы поднимутся автоматически (рычаг SPEED BRAKE находится в положении OFF) при следующих условиях: колёса основных шасси раскручены до скорости превышающей 60 узлов, рычаги обоих двигателей убраны на малый газ и переведены в положение реверса тяги. На “NG” это произойдёт также и во время посадки.

 

Если во время посадки или прерванного взлёта, какой либо рычаг управления двигателем будет переведён на увеличение прямой тяги, то все интерцепторы автоматически убираются и рычаг SPEED BRAKE переместится в положение OFF. Таким образом, можно выполнять прерванную посадку (взлёт с конвейера) пока рычаги двигателей не переведены на реверс тяги. После включения реверса Боинг обязывает экипаж продолжить выполнение посадки.

 

Силовая установка

 

Боинг 737 (300-500) оснащен двигателем CFM 56-3, который имеет 4 модификации: В4, В1, В2 и С1 имеющие максимальную статическую тягу соответственно 18,5; 20; 22 и 23,5 тысяч фунтов (1 фунт равен 0.4536 кг) тяги.

 

 

Система управления двигателем

 

Система управления подачей топлива совместно с системами управления поворотными лопатками направляющих аппаратов первых четырех ступеней компрессора высокого давления (КВД) и перепускных клапанов на входе в КВД регулирует тягу двигателя во всех условиях.

Гидромеханический регулятор расхода топлива (main engine control (MEC)) устанавливает заданную тягу двигателя, используя в качестве входных сигналов:

-положение  рычага управления двигателем (РУД) (thrust lever);

-температуру  воздуха на входе в компрессор (compressor inlet temperature(CIT));

-давление  воздуха на выходе из компрессора (compressor discharge pressure (CDP));

-сигналы  обратной связи систем управления  поворотными лопатками направляющих  аппаратов и перепускных клапанов;

-обороты  ротора высокого давления (N2);

-команды  электронного блока управления  двигателем (power management control (PMC)).

 

MEC управляет оборотами КВД (N2) в зависимости от положения РУД. При этом автоматически регулируется положение направляющих аппаратов и перепускных клапанов компрессора. 

 

Обороты N2 регулируются не жестко, а с возможностью уточнения в зависимости от условий полета.

Электронный блок управления двигателем (РМС) управляет оборотами КНД (N1) посредством исполнительного агрегата МЕС. При этом выполняются следующие функции:

1. В функции  от положения РУД рассчитываются  откорректированные обороты N1 в виде процентного соотношения от максимальных откорректированных оборотов для текущих условий.

2. N1 рассчитываются и поддерживаются для поддержания постоянной тяги двигателя.

3. Рассчитываются  и поддерживаются откорректированные  обороты N1 из условия не превышения максимально-допустимой температуры газов за турбиной.

4. Рассчитываются  и поддерживаются откорректированные  обороты N1 из условия поддержания требуемого уровня высотной компенсации.

5. Обеспечивается  автоматическое отключение РМС при отказе.

 

Положение РУД определяет заданную тягу двигателя, которую РМС выдерживает как заданное процентное отношение к полной тяге для текущих условий полета. При этом РМС обеспечивает защиту от превышения оборотов КНД (N1) и от забросов температуры газов (EGT) на переходных процессах.

 

 

На рисунке показан характер переходного процесса при разгоне двигателя с выключенным и работающим электронным блоком управления (РМС).

Таким образом, при работающем РМС, положение РУД определяет заданный N1. Поэтому в процессе взлета и набора высоты тяга двигателя будет оставаться постоянной, при неизменном положении РУД.

 

Скоростная характеристика двигателя

При законе управления N1 = const и увеличении скорости полёта параметры двигателя будут меняться следующим образом:

• увеличение скорости приводит к увеличению степени двухконтурности двигателя        (отношение расходов воздуха через внешний и внутренний контур);
• это, в свою очередь, приводит к увеличению работы компрессора низкого давления («затяжелению» КНД);
• для поддержания постоянства оборотов N1 автоматика увеличивает расход топлива;
• в результате увеличивается температура выходящих газов и обороты более «лёгкого» контура высокого давления.

Такое изменение параметров двигателя на разбеге и начальном этапе набора высоты приводит к необходимости постоянного контроля за температурой газов (особенно при взлёте на полной тяге при высоких температурах). Это требует дополнительного отвлечения внимания и усложняет выполнение взлёта.

 

 

Особенности управления двигателями при выключенном РМС

 

При выключенном РМС, МЕС выдерживает заданные обороты N2, и в процессе роста скорости на взлете обороты N1 будут возрастать. В зависимости от условий рост N1 может составить до 7%. От пилотов не требуется уменьшать режим в процессе взлета, если не будут превышаться ограничения по двигателю.

При выборе режима двигателям на взлете, при выключенном РМС, нельзя использовать технологию имитации температуры наружного воздуха (assumed temperature).

В наборе высоты после взлета необходимо следить за оборотами N1 и своевременно корректировать их рост приборкой РУД.

 

Автомат тяги

Автомат тяги - это управляемая компьютером электромеханическая система, которая управляет тягой двигателей. Автомат перемещает РУДы так, чтобы поддерживать заданные обороты N1 или заданную скорость полета в течение всего полета от взлета до касания ВПП. Он рассчитан для работы совместно с автопилотом и навигационным компьютером (FMC).

Автомат тяги имеет следующие режимы работы: взлет (TAKEOFF); набор высоты (CLIMB); занятие заданной высоты (ALT ACQ); крейсерский полет (CRUISE); снижение (DESCENT); заход на посадку (APPROACH); уход на второй круг (GO-AROUND).

FMC передает на автомат тяги информацию о требуемом режиме работы, заданных оборотах N1, оборотах максимально продолжительного режима работы двигателя, максимальных оборотов для набора высоты, крейсерского полета и ухода на второй круг, а также другую информацию.

 

Особенности работы автомата тяги при отказе FMC

 

 

 

В случае отказа FMC компьютер автомата тяги рассчитывает собственные предельные обороты N1 и индицирует пилотам сигнал «A/T LIM». Если автомат тяги в этот момент будет работать в режиме взлета, то произойдет его автоматическое отключение с индикацией отказа «A/T».   

Рассчитанные автоматом обороты N1 могут быть в пределах (+0%  –1%)  от рассчитанных FMC оборотов набора высоты (FMC climb N1 limits).

В режиме ухода на второй круг, рассчитанные автоматом обороты N1, обеспечивают более плавный переход от захода на посадку к набору высоты и рассчитываются из условий обеспечения положительного градиента набора высоты.

 

Особенности работы автомата тяги при неработающем РМС

 

При неработающем РМС положение РУД уже не соответствует заданным оборотам N1 и, чтобы не допустить заброса оборотов, автомат тяги уменьшает передний предел отклонения РУД с 60 до 55 градусов.

 

Расход топлива

 

На земле при работе двигателей на малом газу расход топлива 11 кг/мин (на оба двигателя).

 

 

Скорость полета

 

Номенклатура скоростей, используемых в руководствах Боинг:

- Приборная  скорость (Indicated или IAS) - показание указателя воздушной скорости без учёта поправок.

- Индикаторная  земная скорость (Calibrated или CAS). Индикаторную земную скорость получают из приборной скорости путём внесения аэродинамической и инструментальной поправок.

- Индикаторная  скорость (Equivalent или EAS). Индикаторную скорость получают из индикаторной земной скорости путём внесения поправки на сжимаемость воздуха.

- Истинная  скорость (True или TAS). Истинную скорость получают из индикаторной скорости путём внесения поправки на плотность воздуха.

 

Пояснения к скоростям начнем в обратном порядке.

Истинная скорость самолета – это его скорость относительно воздуха. Измерение воздушной скорости на самолете осуществляется с помощью приемников воздушного давления (ПВД). В них замеряется полное давление заторможенного потока р* (pitot) и статическое давление р (static). Предположим, что ПВД на самолете – идеальное и не вносит никаких погрешностей и, что воздух несжимаем. Тогда прибор, измеряющий разность полученных давлений, измерит скоростной напор воздуха  р* - р = r*V2/2. Скоростной напор зависит как от истинной скорости V, так и от плотности воздуха r. Поскольку градуировка шкалы прибора производится в земных условиях при стандартной плотности, то в этих условиях прибор будет показывать истинную скорость. Во всех остальных случаях прибор будет показывать отвлечённую величину, называемую индикаторной скоростью Vi = VÖr/rстандарт = VÖD.

 

Индикаторная скорость Vi играет важную роль не только как величина, необходимая для определения воздушной скорости. В горизонтальном установившемся полете при заданной массе самолета она однозначно определяет его угол атаки и коэффициент подъемной силы.

 

Учитывая, что при скоростях полета более 100 км/час начинает проявляться сжимаемость воздуха, реальная разница давлений, замеренная прибором, будет несколько больше. Данная величина будет называться земной индикаторной скоростью Viз (calibrated Vc).

Разность  Vi-Viз называется поправкой на сжимаемость и увеличивается по мере роста высоты и скорости полета.

 

Летящий самолет искажает статическое давление вокруг себя. В зависимости от точки установки приемника давления прибор будет замерять несколько разные статические давления. Полное давление практически не искажается. Поправка на расположение точки замера статического давления называется аэродинамической (correction for static source position). Также возможна инструментальная поправка на отличие данного прибора от стандарта (у Боинга принята равной нулю). Таким образом, величина, показанная реальным прибором, подключенным к реальному ПВД, называется приборной скоростью (indicated).

 

На совмещенных указателях скорости и числа М индицируется земная индикаторная (calibrated) скорость от компьютера высотно-скоростных параметров (Air data computer). На комбинированном указателе скорости и высоты индицируется приборная (indicated) скорость, полученная по давлениям, взятым непосредственно из ПВД.

 

Рассмотрим типичные неисправности, связанные с ПВД.

Обычно экипаж распознает проблемы в процессе взлета или вскоре после отрыва от земли.

В большинстве случаев это проблемы, связанные с замерзанием воды в трубопроводах.

В случае закупорки трубопровода полного давления (pitot probes) указатель скорости не покажет увеличения скорости в процессе разбега на взлете. Однако после отрыва скорость начнет расти, поскольку статическое давление будет уменьшаться. Высотомеры будут работать практически правильно. При дальнейшем наборе скорость будет расти через правильное значение и далее превысит ограничение с соответствующим срабатыванием сигнализации (overspeed warning). Сложность данного отказа в том, что какое-то время приборы будут показывать практически нормальные показания, что может вызвать иллюзию восстановления нормальной работы системы.

В случае закупорки трубопровода статического давления (static ports) в процессе разбега система будет работать нормально, но в процессе набора высоты покажет резкое  уменьшение скорости вплоть до нуля. Показания высотомеров  останутся на высоте аэродрома. Если пилоты пытаются сохранить требуемые показания скорости путем уменьшения тангажа в наборе высоты, то, как правило, это заканчивается выходом за ограничения по максимальной скорости.

Кроме случаев полной закупорки возможна частичная закупорка или разгерметизация трубопроводов. При этом распознать отказ может быть значительно сложнее. Ключевым моментом является распознание систем и приборов, не затронутых отказом и завершение полета с их помощью. Если есть индикация угла атаки – пилотировать внутри зеленого сектора, если нет – установить тангаж и обороты двигателей N1 в соответствие с режимом полета по таблицам «Unreliable airspeed» в QRH. По возможности выйти из облаков. Попросить помощь у службы движения, учитывая, что они могут иметь неправильную информацию о вашей высоте полета.  Не доверять приборам, показания которых были под подозрением, но в данный момент, кажется, работают правильно.

Как правило, надежная информация  в этом случае: инерциальная система (положение в пространстве и путевая скорость), обороты двигателей, радиовысотомер, срабатывание stick shaker (приближение к сваливанию), срабатывание EGPWS (опасное сближение с землей).

 

На графике показана потребная тяга двигателя (сила сопротивления самолета) в горизонтальном полете на уровне моря в стандартной атмосфере. Тяга указана в тысячах фунтов, а скорость – в узлах.

 

Наивыгоднейшая скорость (скорость минимального лобового сопротивления) в полётной конфигурации самолёта может быть рассчитана по следующей мнемонической формуле: Vнаивыг = 2,2 * ( G – 50) + 215

Где G – текущий вес самолёта в тоннах, а результат получится в узлах.