Методика выбора оптимальных углов отклонения механизации крыла гражданского магистрального самолета в особых случаях взлета и посадки



Скачать 371.44 Kb.
Дата06.06.2016
Размер371.44 Kb.
ТипАвтореферат



На правах рукописи

БЕКМУХАНБЕТОВ Мейрамхан Джумабаевич

МЕТОДИКА ВЫБОРА ОПТИМАЛЬНЫХ УГЛОВ ОТКЛОНЕНИЯ МЕХАНИЗАЦИИ КРЫЛА ГРАЖДАНСКОГО МАГИСТРАЛЬНОГО САМОЛЕТА

В ОСОБЫХ СЛУЧАЯХ ВЗЛЕТА И ПОСАДКИ
Специальность 05.22.14 –Эксплуатация воздушного транспорта

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени

кандидата технических наук

Москва 2011

Работа выполнена в Федеральном государственном образовательном учреждении высшего профессионального образования "Московский государственный технический университет гражданской авиации" (МГТУ ГА)
Научный руководитель: Заслуженный деятель науки РФ,

доктор технических наук, профессор



ЦИПЕНКО Владимир Григорьевич

Официальные оппоненты: доктор технических наук, профессор

ФРОЛКОВ Анатолий Иванович,

Заслуженный деятель науки РФ,

главный научный сотрудник

НЦ-13 ФГУП ГосНИИГА


доктор технических наук

ГРЕБЕНКИН Александр Витальевич,

заместитель начальника отдела

Московского института электромеханики

и автоматики


Ведущая организация: ОКБ ОАО АК им. С.В. Ильюшина
Защита состоится «____»___________2012г. в ___ час. ___ мин. На заседании диссертационного совета Д.315.002.01 при Государственном научно-исследовательском институте гражданской авиации (ФГУП ГосНИИГА) по адресу: 125438, Москва, ул. Михалковская д. 67/1.

С диссертационной работой можно ознакомиться в библиотеке ГосНИИГА.

Отзывы, заверенные гербовой печатью, просим направлять по вышеуказанному адресу.

Автореферат разослан «___»____________ 2011 г.

Ученый секретарь

диссертационного совета Д 315.002.01

кандидат технических наук А.Е. Байков
ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ
Актуальность работы. Основной проблемой, неизменно стоящей на повестке дня в процессе создания и эксплуатации авиационной техники (АТ), является проблема постоянного повышения эффективности летной эксплуатации (ЛЭ) и обеспечения безопасности полетов (БП) воздушных судов (ВС) на различных режимах полета.

Высокая эффективность ВС и безопасность их полета неразрывно связаны друг с другом и непосредственно зависят от качеств самого ВС и человека-оператора, управляющего им. Если говорить о таком типе ВС, как самолет, то его качества характеризуются тремя основными свойствами – устойчивостью, управляемостью и маневренностью, а также существенно зависят от надежной и безотказной работы конструкции и оборудования самолета. В свою очередь, качества пилота определяются его теоретической и практической подготовкой, пониманием динамики самолета, на котором производится полет, в различных ситуациях и знанием соответствующих инструкций по ЛЭ.

Наиболее сложными и ответственными, с точки зрения обеспечения БП, являются режимы взлета, захода на посадку и посадки транспортных самолетов, специфика которых обусловлена, кроме влияния многих известных факторов, также необходимостью применения особых, отличных от используемых в течение всего остального полета, методов пилотирования самолета, требующих большой точности, четкости и слаженности действий членов экипажа при управлении механизацией крыла.

Все это делает задачу повышения эффективности ЛЭ, экономичности полетов, регулярности при условии обеспечения БП на режимах взлета и посадки в нормальных и особых условиях полета на сегодняшний день весьма актуальной.

В настоящей работе делается попытка решения указанной выше задачи в технической ее части.

В качестве объекта исследования принят самолет Ил-96-300.



Целью работы является повышение эффективности эксплуатации гражданского магистрального самолета путем разработки методики вычислительного эксперимента, позволяющего оптимизировать параметры полета и конфигурацию ВС в зависимости от условий эксплуатации.

Анализ руководящей и технической документации, а также опыта ЛЭ с целью выявления возможностей совершенствования пилотирования и ослабления эксплуатационных ограничений позволил сформулировать следующие задачи исследования:



  • разработка методики вычислительного эксперимента для выявления сокращения взлетно-посадочных дистанций ВС за счет оптимизации положения механизации крыла;

  • разработка методики вычислительного эксперимента для оптимизации приемов пилотирования в особо сложных условиях полета;

  • разработка методики вычислительного эксперимента для оптимизации приемов пилотирования ВС с целью сокращения шума на местности;

  • разработка тактики проведения вычислительного эксперимента для разработки рекомендаций в руководство по летной эксплуатации ВС.

Выбор методов исследования базируется на учете следующих аспектов. Основы аналитических методов расчета взлетно-посадочных характеристик (ВПХ) самолетов были заложены еще в классических трудах Н.Е. Жуковского и В.П. Ветчинкина. К числу первых исследований, позволивших понять и проанализировать физическую картину явлений, происходящих при взлете и посадке самолета, дать научную основу современных методов расчета динамических характеристик и широкие практические рекомендации по оптимальным приемам пилотирования самолета на этих режимах, необходимо отнести методы и разработки В.С. Пышнова, изложенные в его теоретических работах по динамике полета. Большую роль в развитии аналитических и экспериментальных методов изучения ВПХ сыграли труды Б.Т. Горощенко, И.В. Остославского, М.А. Тайца. Значительный вклад в дальнейшее развитие методов исследования динамических характеристик самолетов и, в частности, ВПХ внесен работами Г.С. Бюшгенса и его учеников.

Однако современные реалии требуют от расчетных методов такого уровня точности, который аналитические методы, основанные на ряде упрощающих предположений, обеспечить не в состоянии. Эти требования диктуются необходимостью достичь высокой эффективности ЛЭ при заданном уровне БП. Поэтому в тенденции авиации последних десятилетий явно просматривается углубление теоретических методов в сторону большей наукоемкости и применения мощной вычислительной техники. Переносу центра тяжести аэродинамических исследований на математическое моделирование способствует также и возросшая стоимость летных испытаний (ЛИ). Кроме того, большой ряд условий при проведении ЛИ бывает трудно, а порой и опасно, реализовывать. Особенно это характерно при исследованиях особых случаев полета ВС на этапах взлета и посадки. Таким образом, использование математических моделей (ММ) движения самолета в особых случаях взлета и посадки становится не только удобным, но и необходимым средством решения задач ЛЭ. Разработкой таких моделей для решения прикладных задач занимались многие коллективы в авиационной промышленности и в гражданской авиации (ГА), однако степень их адекватности оставляла желать лучшего.



В связи с вышеуказанным в качестве основного рабочего инструмента для проведения исследований в работе используется эффективная ММ движения ВС, выверенная летным экспериментом. Такая модель создана проф. М.С. Кублановым на кафедре Аэродинамики, конструкции и прочности летательных аппаратов Московского государственного технического университета гражданской авиации и реализована в виде системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА). СММ представляет собой развитый комплекс программного обеспечения с методиками планирования, проведения и обработки результатов вычислительных экспериментов (ВЭ). Она позволяет оперативно проводить ВЭ для получения информации о поведении самолета в сложных условиях эксплуатации, что дает возможность получить существенную экономию финансовых и людских ресурсов за счет сокращения объема ЛИ. При этом дорогостоящие летные эксперименты необходимы лишь для уточнения и контроля расчетных результатов, для подтверждения их достоверности и точности.

Научная новизна работы состоит в том, что:

  • разработана методика и тактика вычислительного эксперимента, позволяющая разрабатывать рекомендации РЛЭ ВС для особо сложных условий полета;

  • показана адекватность рекомендаций, полученных путем вычислительных экспериментов и многолетнего опыта эксплуатации самолета Ил-96-300;

  • показана возможность использования вычислительных экспериментов для решения вопросов повышения эффективности эксплуатации ВС ГА, расширения условий их эксплуатации и повышения безопасности полетов.

  • Достоверность результатов решения поставленных задач с помощью ММ в работе подтверждается:

  • непосредственным сравнением результатов расчетов с данными летных экспериментов;

  • точностью результатов расчетов по отношению к данным ЛИ, оцененной с помощью статистических методов;

  • непротиворечивостью результатов расчетов экспериментальным данным, проверенной по статистическим критериям;

  • применением методики эвристической проверки адекватности ММ экспериментальным данным.

Для решения поставленных задач в работе выделены следующие этапы исследований:

  • анализ влияния различных факторов и условий на эффективность ЛЭ и БП ВС на этапах взлета и посадки;

  • анализ руководящей и технической документации по особым случаям взлета и посадки самолета Ил-96-300;

  • выбор ММ движения самолета Ил-96-300, обеспечивающей расчет его ВПХ в разнообразных эксплуатационных условиях;

  • оценка адекватности результатов ММ движения самолета Ил-96-300 на взлете и посадке данным ЛИ;

  • расчет особых случаев полета на этапах взлета и посадки самолета Ил-96-300 и анализ полученных результатов;

  • разработка рекомендаций и предложений по расширению эксплуатационных ограничений на взлете и посадке самолета Ил-96-300.

Практическая ценность результатов работы заключается в том, что они позволяют получить:

  • расширение возможностей оптимизации режимов полета, способов пилотирования и конфигураций ВС для каждого конкретного случая эксплуатации;

  • сокращение объемов летного эксперимента, необходимого для оптимизации режимов полета, способов пилотирования и конфигурации ВС.

Основные результаты диссертационной работы использованы и внедрены в летных подразделениях ГА при обучении экипажей технике пилотирования самолета Ил-96-300 в сложных условиях взлета и посадки. Эти результаты также использованы в отраслевых учебных заведениях при чтении лекций по курсу "Динамика полета".

Апробация работы. Результаты выполненных исследований докладывались и получили положительную оценку на следующих конференциях и семинарах:

  1. У1 Международная научно-техническая конференция «Чкаловские чтения». – Егорьевск, ЕАТК им. В.П. Чкалова, 2007г.

  2. Международная научно-техническая конференция, посвященная 85-летию гражданской авиации. - Москва, МГТУГА, 2008 г.

  3. Х1Х научно-техническая школа-семинар «Аэродинамика летательных аппаратов».- Жуковский, ЦАГИ, 2008г.

  4. Международная научно-техническая конференция "Проблемы подготовки специалистов для гражданской авиации". – Ульяновск, УВАУГА, 2008г.

Публикации. Материалы диссертационной работы изложены в 13-ти печатных работах, 8 из них в изданиях, рекомендованных ВАК РФ.

Структура и объем диссертационной рабаты. Работа состоит из введения, четырех глав, заключения, библиографического списка использованной литературы (130 названий), 46 таблиц, 17 рисунков и приложений. Общий объем диссертации 266 страниц. Основное содержание работы изложено на 153 страницах.

Диссертационная работа базируется на материалах теоретических и экспериментальных исследований, выполненных автором в период 2007 – 2011гг.



СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновываются тема диссертационной работы, цель исследований и основные положения, выносимые на защиту. На основании анализа современного состояния математического моделирования движения ВС сформулированы задачи исследований и определен объект исследований – самолет Ил-96-300. Показана научная новизна, оригинальность, достоверность и обоснованность, а также практическая ценность работы. Излагается краткое содержание диссертации и полученных результатов, приводятся сведения об апробации работы и публикациях.



Глава 1 диссертации «Анализ влияния условий эксплуатации на взлет и посадку воздушных судов» написана на основании анализа состояния проблемы повышения эффективности ЛЭ и уровня БП ВС в нормальных и особых случаях взлета и посадки с учетом влияния различных факторов и характерных отказов АТ с целью их возможного учета при разработке методов исследования. На основании представленной статистики АП и ПАП показано, что еще большая их часть происходит за счет отказов механизации крыла и рулевых поверхностей, а также из-за действий пилота при управлении указанными органами управления.

Обосновывается важность и необходимость дальнейшего исследования повышения эффективности ЛЭ и обеспечения БП на взлете и посадке, в котором существенные и определяющие роли отводятся состоянию ВС, воздействию внешней среды и технике пилотирования экипажа. Делается вывод о том, что очевидные неудачи на указанных режимах полета следует отнести за счет недостаточного учета особенностей деятельности пилота и принятого стереотипа управления ВС.

Отмечается, что основными методами исследования выбора оптимальных углов отклонения механизации крыла на взлете и посадке в настоящее время являются ЛИ, моделирование на ЭВМ и пилотажных стендах. Показано, что каждый из указанных методов имеет свои достоинства и недостатки, однако, совместное их использование позволяет решить большинство задач, связанных с БП ВС и оптимальной механизацией крыла.

В работе предлагается проводить исследования по выбору оптимальных углов отклонения механизации крыла ВС в нормальных и особых случаях взлета и посадки посредством математического моделирования, как наиболее дешевого и доступного метода, а ЛИ использовать лишь для подтверждения точности и достоверности полученных результатов.



Глава 2 "Анализ руководящей и технической документации по выполнению взлета и посадки самолета Ил-96-300 с целью повышения эффективности его эксплуатации" написана с целью выбора основных научных направлений исследований. В качестве таких основных научных направлений в работе предлагается рассмотреть особенности пилотирования самолета на взлете, участках снижения по глиссаде, предпосадочного выравнивания и посадки в условиях опасных внешних воздействий и отказов механизации крыла и рулевых поверхностей.

Проведенный анализ руководящей и технической документации по наиболее важным вопросам ЛЭ самолета Ил-96-300 и анализ приемов обеспечения его БП на этапах взлета и посадки позволил провести выбор и обоснование расчетных случаев (РС) для определения последствий отказов ФС на этапах взлета и посадки, которые будут использованы в четвертой главе работы для разработки практических рекомендаций и предложений по обеспечению БП ВС в указанных случаях полета.

В процессе выполнения взлета наибольшая опасность связана с отказом двигателя, работающего на предельном взлетном режиме. Поэтому все расчеты взлетов, связанные с обеспечением БП, должны учитывать выполнение безопасного продолженного взлета. Возможность нестандартного использования механизации крыла на взлете в первую очередь определяется углом отклонения закрылков. Это объясняется тем, что закрылки предназначены для увеличения несущей способности крыла, снижения потребных скоростей взлета и, соответственно, потребных дистанций взлета.

Ил-96-300 – дальнемагистральный самолет (ДМС), изначально предназначенный для эксплуатации на аэродромах с большой длиной ВПП. Использование данного ВС на ВПП недостаточной длины, согласно РЛЭ, возможно только при уменьшении взлетной массы, а следовательно, и коммерческой нагрузки. Однако из вышеприведенных рассуждений возможно рассмотрение варианта взлета с использованием нестандартного угла отклонения закрылков. РЛЭ предусматривает взлет самолета Ил-96-300 с углом отклонения закрылков 25о, а посадочное положение закрылков этого ВС 40о. Поэтому есть возможность при угле отклонения закрылков больше взлетного получить больший коэффициент подъемной силы и, следовательно, уменьшить все взлетные скорости и дистанции.

Кроме проблемы эксплуатации Ил-96-300 с коротких ВПП, существует проблема борьбы с шумом при взлете. ДМС такого типа при максимальной взлетной массе осуществляет первоначальный набор высоты по пологой траектории. Именно это приводит к нарушению требований по зашумлению местности, прилегающей к аэродрому. Поэтому представляется целесообразным исследовать возможности эксплуатации самолета Ил-96-300 при неполной взлетной массе с крутой траекторией первоначального набора высоты 400 м.

Однако, учитывая, что набор высоты 120 метров осуществляется на взлетном режиме работы двигателей при выпущенных закрылках, именно этот участок важен с точки зрения уменьшения шума. И если этот участок удастся завершить в пределах аэродрома, то на прилегающей территории мониторы засекут минимальный шумовой фон. Поэтому целесообразно сосредоточить исследования на возможности наиболее крутого набора высоты 120 метров.

В РЛЭ самолета Ил-62М, а так же зарубежных ДМС типа В-747 предусмотрена возможность перегонки ВС при трех работающих двигателях. Потребность в этом объясняется возможной экономической целесообразностью в связи с удаленностью баз ремонта. К сожалению, в РЛЭ самолета Ил-96-300 такой вариант перегонки не предусмотрен. Поэтому одним из РС в работе выбрана перегонка при трех работающих двигателях. Указанный РС ограничивается рассмотрением небольших значений взлетной массы и разработкой специальных приемов пилотирования на взлете.

Уход на второй круг является наиболее энергоемким этапом в рамках посадки самолета. Этот маневр осуществляется в особых случаях, в том числе при отказах двигателей. РЛЭ предусматривает следующие варианты ухода на второй круг:



  • при всех работающих двигателях;

  • с одним неработающим двигателем;

  • с двумя неработающими двигателями.

Отличительной чертой этого маневра при всех работающих двигателях и с одним неработающим двигателем является необходимость перевода работающих двигателей на взлетный режим и механизации крыла во взлетное положение (dз = 25о). Уход на второй круг на двух отказавших двигателях не требует изменения угла установки закрылков (на снижении применяется dз = 10о). Однако, энергетические возможности оставшихся работающих двигателей оказываются на пределе. Это заставляет подробно изучить условия и манеры пилотирования на этих этапах.

Таким образом, в качестве РС целесообразно рассматривать следующие:



  • уход на второй круг с одним отказавшим двигателем;

  • заход на посадку с одним отказавшим двигателем и уход на второй круг после отказа еще одного двигателя;

  • уход на второй круг с двумя неработающими двигателями.

Необходимость рассмотрения второго из этих случаев объясняется недостаточностью тяговооруженности ВС при двух работающих двигателях для ухода на второй круг при посадочном (40о) и даже взлетном (25о) положении закрылков и малой скорости захода на посадку. Сложность ситуации заключается в необходимости одновременного набора высоты и скорости полета, усугубляющейся большим углом отклонения закрылков и, следовательно, большим лобовым сопротивлением. Дефицит времени и высоты (ниже 400 м) не позволяет использовать продолжение снижения для разгона и уменьшения угла отклонения закрылков одновременно.

В главе 3 "Метод определения оптимальных углов отклонения механизации крыла на взлете и посадке самолета Ил-96-300" предлагается система математического моделирования динамики полета летательных аппаратов (СММ ДП ЛА) для проведения исследований по выбору оптимальных углов отклонения механизации крыла самолета Ил-96-300 в особых случаях взлета и посадки, разработанная в МГТУГА Кублановым М.С.

Под СММ ДП ЛА понимается набор частных ММ конкретных типов самолетов, построенных по единому принципу, которые должны быть базовыми, позволяющими адекватно описывать весь диапазон возможных маневров в полете, которые строятся по результатам ЛИ и альбомов аэродинамических характеристик самолетов. Совокупность перечисленных выше требований и методика исследований диктуют определенную архитектуру СММ ДП ЛА, изображенную на рис. 1.

Унифицированный вид характеристик ЛА, заданных функциональными зависимостями (например, коэффициент аэродинамической подъемной силы), представляется в СММ ДП ЛА в форме:

, (1)

где k – числовой коэффициент, – функция от четырех параметров движения – , значения которых вычисляются на каждом шаге интегрирования и хранятся в массиве "модельных переменных", а произведение и сумма могут распространяться на любое число составляющих.

Начальные условия для ММ формируются, исходя из РЛЭ или данных ЛИ и линейных полетов, с помощью диалогового программного обеспечения (ПО), обеспечивающего компоновку полного пакета требуемых величин и расчет всех недостающих параметров по условиям сбалансированного состояния ЛА в пространстве.

ФОРМУЛИРОВКА ПРАКТИЧЕСКИХ ЗАДАЧ










Рис.1. Архитектура СММ ДП ЛА

ММ самолета Ил-96-300, разработанная с помощью СММ ДП ЛА, использует полную систему уравнений движения, полученную из основных теорем динамики твердого тела и кинематических соотношений при следующих допущениях:



  • самолет рассматривается как абсолютно твердое тело (явления аэроупругости отражаются с помощью дополнительных составляющих в аэродинамических характеристиках);

  • конфигурация самолета имеет плоскость симметрии, но центр массы может располагаться на небольшом расстоянии от этой плоскости;

  • моменты инерции самолета могут изменяться в процессе полета в зависимости от остатка топлива;

  • из-за малости не учитываются кориолисовы и центробежные силы;

  • ускорение свободного падения полагается постоянным;

  • шасси представляется подвижной массой, находящейся под действием нелинейных упругих (газовые амортизаторы, пружины, рессоры, пневматики) и диссипативных (жидкостные амортизаторы, трение) сил;

  • сила тяги каждого двигателя представляется вектором переменной длины (с учетом приемистости и выбега), но постоянного направления;

  • органы управления – "самолетного" типа (РУД, закрылки, предкрылки, регулируемый стабилизатор, элероны, руль направления, руль высоты, одна управляемая стойка шасси, тормоза колес, тормозные щитки, спойлеры и интерцепторы).

Полная система дифференциальных уравнений движения самолета в векторном виде содержит:

– уравнение сил:



, (2)

где mмасса ВС, V – вектор скорости, Fi – векторы всех действующих на ВС сил (аэродинамическая сила, тяга, вес, силы взаимодействия с ВПП);

– уравнение моментов:

, (3)

где I тензор инерции ВС (симметричная матрица из моментов инерции), w – вектор угловой скорости вращения ВС, Mi – векторы всех действующих на ВС моментов;

– уравнение кинематических связей линейных скоростей:

, (4)

где X – вектор положения центра масс ВС (пространственных координат);

– уравнение кинематических связей угловых скоростей:

, (5)

где F – вектор угловой ориентации ВС (угловых координат);

– уравнение изменения массы ВС:

, (6)

где q – секундный расход топлива по мере его выгорания.

В скалярном виде полная система дифференциальных уравнений движения самолета представляется в связанной системе координат.

Аэродинамические характеристики в ММ задаются таблично для базовой центровки = 0,25.

В полученной системе неизвестных больше, чем уравнений. Для ее замыкания необходимо использовать дополнительные соотношения, определяющие управляющие воздействия. В таком качестве применяются модели пилотирования (действий человека-пилота или системы управления), задающие отклонения органов управления ВС в зависимости от сиюминутных потребностей и целей. В СММ ДП ЛА используется дифференциальная модель с имитацией эффекта запаздывания и зон нечувствительности по нескольким наблюдаемым параметрам движения. Приращение управляющего воздействия на каждом j-ом шаге интегрирования представляется линейно в зависимости от наблюдаемых параметров:

, (7)

где – коэффициенты усиления, и – наблюдаемые и целевые значения отслеживаемого i-ого параметра. Однако модель работает как нелинейная, так как интервалы времени "снятия" информации и "вмешательства" в управление могут быть различными и отличающимися от шага интегрирования.

В СММ ДП ЛА для интегрирования системы дифференциальных уравнений движения с заданными начальными условиями () выбран численный метод Рунге-Кутта II порядка. Он имеет все преимущества методов этого типа – вычислительную устойчивость, возможность отслеживать погрешность и менять шаг интегрирования. В то же время он намного экономнее стандартного метода Рунге-Кутта IV порядка, поскольку требует расчета функций правых частей лишь в двух точках на шаге: в начале и в конце. Более того, такое расположение точек расчета в методе позволяет оценивать погрешность с избытком, что существенно при нестационарных режимах движения.

Схему реализации ММ в СММ ДП ЛА можно представить в виде, изображенном на рис. 2, где стрелками обозначены потоки передаваемой информации, а назначение отдельных блоков определяется их названием.

Для оценки адекватности принятой ММ динамики полета самолета Ил-96-300 были сравнены отдельные параметры движения (такие, как координаты, скорости, угол атаки, перегрузка, крен, угловые скорости), полученные в расчетах и зарегистрированные в ЛИ в тех же условиях полета. Предложенный метод эвристической оценки адекватности ММ позволил при достаточной информации идентифицировать не только недостающие значения внешних параметров, но и манеры пилотирования на отдельных участках полета в различных ЛИ.

Результаты проведенных контрольных ВЭ на ММ самолета Ил-96-300 показали, что они адекватны поведению реального ВС с точностью до 5% и могут быть использованы для исследования влияния механизации крыла на безопасность взлета и посадки самолета Ил-96-300 с четырьмя двигателями ПС-90А в пределах ОУЭ.



Глава 4 диссертации "Решение прикладных задач взлета и посадки самолета Ил-96-300 с целью обоснования выбора оптимальных углов отклонения закрылков" написана по результатам авторских работ [1-13]. В главе приведена систематизация основных результатов ВЭ наиболее важных задач взлета и посадки самолета Ил-96-300 в условиях предельных ограничений с помощью предложенной ММ с целью обоснования выбора оптимальных углов отклонения закрылков.

Выбор конкретных задач определялся реальными потребностями в моделировании полетных ситуаций, возникающих в ГА в период подготовки диссертационной работы, и базировался на программе проведения ВЭ и ЛИ самолета Ил-96-300.



Рис.2. Структура ММ движения ВС в СММ ДП ЛА

В расчетных вариантах взлета и посадки самолета на основании проведенного анализа в главе 2 были выбраны наихудшие и предельно неблагоприятные условия полета самолета с учетом влияния отказов функциональных систем по сравнению с полетом в стандартных атмосферных условиях:


  • взлет в стандартных атмосферных условиях с учетом потерь тяги;

  • продолженный взлет при нестандартном положении закрылков;

  • укороченный взлет;

  • наиболее крутой первоначальный набор высоты при исправной работе всех систем самолета;

  • перегоночный полет самолета на трех работающих двигателях;

  • уход самолета на второй круг.

Поскольку для гражданского многодвигательного самолета расчетным случаем является взлет с отказом одного двигателя, то в работе рассмотрен отказ двигателя в сочетании с нестандартным положением закрылков на режиме продолженного взлета.

Скорость отказа крайнего двигателя в ВЭ воспроизводила худшие условия каждого варианта, соответствующие максимальной взлетной дистанции.

Все расчеты для разработки основных методик пилотирования проводились для условий спокойной стандартной атмосферы на уровне моря, на сухой ВПП с коэффициентом сцепления mсц = 0,7.

Пилотирование на всех расчетных траекториях (кроме специально оговоренных случаев) подобрано близким по манере к пилотированию в ЛИ с целью выполнения требований безопасности линейными пилотами ГА:

– по тангажу, крену, выкатыванию на ВПП;

– по скорости (безопасная скорость взлета V2 – достигается до высоты 10,7 м, скорость начала уборки механизации V3 – достигается до высоты 120 м);

– по градиенту набора высоты – по Нормам летной годности;

– при центровке = 26 % и фиксации штурвала на разбеге в полностью отклоненном вперед положении.

При рассмотрении взлета самолета в стандартных атмосферных условиях без потерь тяги двигателей исследовалась возможность применения нестандартного приема перестановки закрылков в процессе разбега по ВПП с целью сокращения взлетной дистанции.

На первом этапе исследований были проведены расчеты дистанций на взлете самолета массой m = 230 т с углом установки стабилизатора jст = –5,2° и скоростью подъема передней стойки шасси VR = 285 км/ч в трех вариантах: стандартный (строго по РЛЭ) взлет; взлет с выпуском закрылков в процессе разбега от полностью убранного положения до взлетного (25°) к моменту достижения скорости VR; взлет с довыпуском закрылков в процессе разбега от исходного промежуточного положения (10°) до взлетного (25°) к моменту достижения скорости VR.

Полученные дистанции стандартного взлета весьма близки тем, которые можно определить по номограммам РЛЭ, что еще раз подтверждает достаточную точность результатов ВЭ, полученных с помощью СММ ДП ЛА.

Расчетные результаты позволили сделать вывод об уменьшении ускорения на разбеге при использовании приемов пилотирования в случае взлета самолета с довыпуском закрылков в процессе разбега от исходного промежуточного положения (10°) до взлетного (25°) к моменту достижения скорости VR, т.е. такие приемы нецелесообразны. Объяснение этому найдено в особенности аэродинамических характеристик самолета Ил-96-300, имеющих на разбеге максимальное значение коэффициента лобового сопротивления при угле отклонения закрылков 10° из-за влияния экрана земли.

Как показывают данные регулярной эксплуатации самолета Ил-96-300, при взлете наблюдается потеря тяги двигателей в среднем до 4 %, поэтому в дальнейших расчетах это было учтено поскольку этот факт не способствует сокращению взлетной дистанции.

Уменьшить взлетную дистанцию в небольших пределах можно как оказалось за счет более крутого воздушного участка взлета и выбора оптимальных значений VR и jст. В РЛЭ для этого случая (m = 230 т) рекомендуются значения 285 км/ч и –5,2°, соответственно, а в данном ВЭ они подбирались такими, которые обеспечивают в каждом случае минимальную взлетную дистанцию.

Расчеты показали, что более крутой воздушный участок взлета до высоты 10,7 м в случае без отказа двигателя по сравнению со стандартным вариантом взлета приводит к уменьшению ускорения и к выходу на скорость начала уборки механизации V3 значительно позже достижения высоты 120 м. Эта манера пилотирования, хотя и сокращает взлетную дистанцию на 50 м (2 %), не может считаться целесообразной с точки зрения зашумления территории и экономии ресурса двигателей.

В ВЭ воспроизводился продолженный взлет самолета с обеспечением V3 к моменту достижения высоты 120 м. Эти данные позволили полагать, что рекомендуемые РЛЭ значения VR и jст выбраны из условий продолженного взлета.

В работе был рассчитан нормальный взлет самолета с рекомендуемым РЛЭ положением стабилизатора, но оптимизированной скоростью подъема передней стойки шасси. Он свидетельствует о возможности сокращения взлетной дистанции на 40 м при более раннем, на 10 км/ч, начале отрыва самолета от ВПП. Однако скорость начала уборки механизации при таком взлете достигается лишь на высоте 139 м, что затягивает момент завершения полного взлета самолета и сброса взлетной тяги двигателей. Если пилотировать самолет в этом случае после отрыва так, чтобы обеспечить разгон до V3 к моменту достижения высоты 120 м, то почти на 200 м вырастает дистанция выхода на высоту 120 м.

В работе детально рассмотрены варианты продолженного взлета при нестандартных положениях закрылков с учетом соответствующего изменения всех нормативных безопасных скоростей (на 5 км/ч на каждые 3°). При этом для корректного сравнения траекторий задавалась одна и та же скорость отказа Vотк = 255 км/ч – наихудшая для самолета в стандартной конфигурации. Вариант с dз = 28° оказывается не выгодным с точки зрения уменьшения взлетной дистанции, так как в этом случае безопасная скорость взлета V2 достигается лишь на высоте 34 м (значительно позже 10,7 м) и вся траектория характерна уменьшением ускорения, а вариант с dз = 22° со всех позиций хуже: в этом случае не только резко увеличиваются все контролируемые дистанции, но и требуемое увеличение скорости VR увеличивает время разбега и приводит к угрозе бокового выкатывания (в момент отрыва расчетное боковое смещение составляет 20 м).

В данной главе рассмотрена и решена задача возможности эксплуатации самолета Ил-96-300 на коротких ВПП за счет изменения угла отклонения закрылков. Предварительно были рассмотрены два варианта продолженного взлета (на взлетном и номинальном режиме работы двигателей) с углом отклонения закрылков в посадочное положение dз = 40° при условии выполнения всех нормативных скоростей и градиентов, в том числе и обеспечении V2 и V3 до выхода на высоту 10,7 м и 120 м, соответственно. В расчетах данного ВЭ был принят выбор минимальных допустимых скоростей отказа из условия удовлетворительной управляемости на ВПП, эти скорости несколько ниже скорости принятия решения и продолжение взлета в этом случае требует взлетной дистанции больше сбалансированной. В процессе последовательных приближений были найдены максимальные допустимые массы самолета, обеспечивающие соблюдение всех вышеперечисленных условий БП.

Сравнения ВЭ продолженного взлета на взлетном режиме с данными варианта стандартного взлета самолета с той же массой m = 190 т; Lразб = 1335 м; Lвзл = 1619 м показали, что разбег при продолженном взлете в посадочной конфигурации требует заметно меньшей длины ВПП, чем стандартный взлет исправного самолета. Данные варианта ВЭ продолженного взлета на взлетном режиме позволяют рассматривать возможность взлета самолета с массой менее 190 т с отклонением закрылков в посадочное положение. При большей взлетной массе самолета просматривается возможность выбора оптимального с точки зрения минимума потребной взлетной дистанции угла отклонения закрылков и контрольных скоростей.

Данные ВЭ продолженного взлета самолета с углом отклонения закрылков 40° на номинальном режиме работы двигателей для любой эксплуатационной взлетной массы самолета показали о невозможности выполнения такого взлета. Можно лишь рассматривать отдельные случаи перегонки практически пустого самолета. Кроме того, в расчетах отмечена чрезвычайная сложность обеспечения нормируемого градиента набора высоты на участке от 10,7 м до 120 м при росте скорости. Это позволяет запретить использование номинального режима работы двигателей на взлете с полностью выпущенными закрылками в любых условиях для обеспечения БП. Применение такого способа взлета для перегонки самолета в условиях высокого атмосферного давления и низкой температуры, как разовой процедуры, нуждается в особо тщательном рассмотрении всех сопутствующих обстоятельств и может рекомендоваться только заводом-изготовителем.

В работе проведено исследование наиболее крутой первоначальной траектории набора высоты 120 м при исправной работе всех систем самолета Ил-96-300 с целью возможности взлета с уменьшением шума на местности. Исследования проведены по двум методикам пилотирования самолета. На первом этапе был рассмотрен случай возможного увеличения крутизны набора высоты за счет затягивания разбега самолета до максимально увеличенной скорости отрыва самолета от ВПП с соответствующим увеличением дистанций разбега и взлета. В этом случае при наборе высоты используется приобретенная кинетическая энергия. В ВЭ был рассчитан такой случай с Vотр = 325 км/ч – на 5 км/ч меньше максимальной допустимой по условиям прочности шин скорости разбега по ВПП и получено очевидное отсутствие эффекта от такого способа пилотирования.

Другой путь обеспечения крутизны набора высоты 120 м возможен за счет неувеличения скорости полета (уменьшение скорости ниже V2 недопустимо). Для этого в работе на втором этапе был рассмотрен ВЭ, в котором взлет до высоты 10,7 м осуществлялся по стандартной методике, а затем при сохранении достигнутой к высоте 10,7 м скорости полета 305 км/ч, что лишь на 5 км/ч больше V2. При этом разгон до V3 возможен только к высоте 210 м при сохранении взлетного режима работы двигателей. Этот вариант можно считать предельным для обеспечения заданной цели – высота 120 м достигается еще над ВПП (аэродрома соответствующего самолету Ил-96-300 класса).

Из других вариантов ВЭ следует отметить взлет исправного самолета массой 190 т с dз = 40° с соблюдением следующих условий: jст = –4,4°, VR = 235 км/ч, V2 = 250 км/ч, V3 = 315 км/ч, V4 = 370 км/ч. При этом управление на воздушном участке обеспечивает разгон до скорости начала уборки механизации V3 к высоте 120 м. Следующий вариант ВЭ отличался от предыдущего только тем, что в нем скорость не росла от высоты 10,7 м до 120 м, за счет чего траектория набора высоты была круче. Полученные результаты свидетельствуют, что взлет самолета массой 190 т по такой методике пилотирования даже при стандартной процедуре разгона обеспечивает достижение высоты 120 м еще над ВПП, а неувеличение скорости позволяет задолго до конца ВПП выйти за пределы шумоопасной зоны.

В работе был также рассмотрен крайне неблагоприятный случай необходимости перегонки неисправного самолета: взлет самолета на трех двигателях – 4-й двигатель (правый крайний) не работает. При этом масса самолета в ВЭ принята минимальной 150 т, центровка стандартная 26 %, отклонение стабилизатора в этом случае –3,7°, отклонение закрылков и предкрылков стандартное.

Как показали результаты расчетов, использование всех трех работающих двигателей для разгона с момента старта недопустимо ввиду невозможности парировать разворачивающий момент на малой скорости. Даже применение режима минимального дросселирования двигателя № 1 (противоположного отключенному) в начале разбега (РУД1 = 24) недопустимо. Здесь возможен лишь разбег при штатном использовании внутренних двигателей, а двигателя № 1 в режиме МГ (РУД1 = 12) вплоть до скорости 200 км/ч. Как показали ВЭ именно такая скорость перевода двигателя, противоположного неработающему, на взлетный режим обеспечивает минимальный крен после отрыва и приемлемый расход рулей на разбеге.

В работе определены основные параметры такого допустимого взлета: dз = 25°; jст = –3,7°; VR = 255 км/ч; V2 = 270 км/ч; V3 = 310 км/ч; V4 = 340 км/ч; L(VR) = 1788 м; Lразб = 1988 м; Lвзл = 2163 м.

Расчеты аналогичного способа взлета при угле отклонения закрылков 40° показали следующие результаты: dз = 40°; jст = –3,7°; VR = 230 км/ч; V2 = 245 км/ч; V3 = 285 км/ч; V4 = 315 км/ч; L(VR) = 1690 м; Lразб = 1895 м; Lвзл = 2116 м, т.е. сокращение взлетной дистанции незначительное. Однако условия в боковом канале управления можно считать неприемлемыми: боковое отклонение от оси ВПП после отрыва достигает 18 м при угле крена более 8° и практически полном расходе руля направления в течение более 30 с. Это происходит из-за недостаточной эффективности аэродинамических рулей на пониженных скоростях подъема передней стойки шасси, отрыва и безопасной скорости взлета.

Исследования взлета на трех двигателях при меньшем угле отклонения закрылков, чем 25°, по выявленным особенностям оказываются излишними: при увеличении всех контрольных скоростей и дистанций параметры бокового канала становятся безусловно недопустимыми, за больший промежуток времени будут развиваться большие боковые отклонения и развороты.

Таким образом в работе найден единственно возможный способ взлета на трех двигателях для перегоночного полета самолета Ил-96-300 и для этого случая разработано конкретное дополнение к РЛЭ самолета.

Поставленная в работе задача научно- обоснованного определения оптимальных углов отклонения механизации крала самолета Ил-96-300 в особых случаях взлета и посадки потребовала проведения специальных исследований возможности ухода самолета на второй круг с отказавшими двигателями.

Для выявления возможностей ухода самолета Ил-96-300 на второй круг в условиях дефицита тяги в работе рассмотрен случай захода на посадку самолета с максимальной допустимой посадочной массой 175 т с одним отказавшим двигателем (правым крайним № 4). В ВЭ по изучению штатного варианта ухода на второй круг в строгом соответствии с РЛЭ найдена оптимальная манера пилотирования с целью минимизации бокового отклонения и скорейшего набора высоты, включающая в себя следующие основные моменты:

– снижение по глиссаде следует осуществлять без крена, но со скольжением в сторону отказавшего двигателя (b = 3,3°) – это позволяет на выравнивании избежать необходимости обнуления крена, а перевод двигателей на малый газ в этом случае способствует парированию рыскания (упреждения) без дополнительных действий рулями;

– после выполнения всех процедур по обеспечению ухода на второй круг следует изменить направление скольжения на противоположное (b = –3,5°), что позволит избежать необходимости полного расхода руля направления;

– набор высоты следует осуществлять с тангажом J = 10,5°, обеспечивающим необходимый градиент набора высоты при росте скорости.

Такая манера пилотирования обеспечивает потерю высоты с момента перевода двигателей на взлетный режим всего 8 м, а наибольшие по абсолютной величине значения крена (g = –6°) и бокового отклонения от оси ВПП (Z = 12,5 м) достигаются уже в наборе высоты при H = 130 м в момент выхода закрылков во взлетное положение (dз = 25°) при скорости по прибору Vпр = 279 км/ч и отклонении руля направления на 80 % от полного расхода (dн = –21,5°). Таким образом, достигнут удовлетворительный запас управляемости и обеспечена безопасность маневра в умеренно неспокойной атмосфере.

Самая опасная ситуация при уходе на второй круг с одним отказавшим двигателем может возникнуть в случае отказа еще одного двигателя с той же стороны (правого внутреннего № 3) в момент перевода во взлетный режим. Именно такая последовательность событий была положена в основу сценариев проведения ВЭ. Расчеты показали, что в этом случае штатный режим захода на посадку по РЛЭ не обеспечивает ухода на второй круг, так как рули не в состоянии парировать растущие крен и боковое отклонение ввиду малой скорости полета. Поэтому был проведен ВЭ по поиску способа захода на посадку, который мог бы обеспечить безопасный уход на второй круг даже в случае угрозы отказа второго двигателя.

В качестве такого способа был определен вариант захода на посадку самолета при отказавшем двигателе № 4 с взлетным положением закрылков (dз = 25°) и уход на второй круг при отказе двигателя № 3 не при соответствующей приборной скорости захода на посадку по РЛЭ (Vпр = 280 км/ч), а при скорости захода на посадку Vпр = 300 км/ч (минимальная эволютивная скорость при двух отказавших с одной стороны двигателях). Расчеты показали, что при этой скорости захода на посадку с одним отказавшим двигателем уход на второй круг даже после отказа еще одного двигателя с той же стороны не требует полного расхода руля направления. Стабилизации набора высоты можно добиться, выдерживая b = –3,5° и g = –6,16° – при этом требуется лишь 98 % расхода руля направления dн = –26,5°. Потеря высоты с момента перевода двигателей на взлетный режим при этой скорости захода на посадку составляет около 60 м. Задавшись углом тангажа J = 5,5°, можно обеспечить медленный набор высоты с градиентом h = 0,5 % (при норме на высоте 120 м в 2 %) с постоянной скоростью 302 км/ч. Именно эта скорость позволяет в данной аварийной ситуации начать уборку закрылков в положение dз = –10° и обеспечить разгон самолета. Такие условия можно считать предельными допустимыми для обеспечения БП на таком аварийном заходе на посадку при достаточной располагаемой дистанции посадки (в 1,5 раза больше потребной при нормальных условиях для исправного самолета). Поэтому целесообразно рекомендовать скорость захода на посадку в этих условиях с запасом, как при отказе двух двигателей (315 км/час).

Проведенный анализ результатов расчетов показал, что уход на второй круг на одном работающем двигателе невозможен. Рекомендуемый же РЛЭ режим захода на посадку с двумя отказавшими двигателями при dз = 10° на скорости 315 км/ч безусловно обеспечивает безопасный уход на второй круг, так как превышает безопасную скорость начала уборки механизации на взлете V3 = 310 км/ч.

Этот вариант – уход самолета на второй круг, m = 175 т, не работают 2 двигателя справа (№ 3 и № 4), dз = 10°, скорость снижения 315 км/ч – был рассмотрен в ВЭ для нахождения наивыгоднейшей манеры пилотирования. В этом случае выдерживанием b = –3,5° и g = –6,4° удается сбалансировать самолет в боковом канале даже при 93 % использования руля направления dн = –25°. Угол тангажа J = 8,5° обеспечивает нормативный градиент набора на высоте 120 м h = 2 %, а потеря высоты составляет 14 м.

Этот режим можно считать оптимальным. С одной стороны, увеличение угла выпуска закрылков приводит к исследованной выше ситуации, когда не выполняются требования безопасного градиента набора высоты 120 м, а избытка тяги практически нет. С другой стороны, уменьшение угла выпуска закрылков потребует резкого увеличения скорости и потребной посадочной дистанции (до 2-х раз против потребной при нормальных условиях для исправного самолета), что снижает уровень БП.

Полученные результаты ВЭ позволили разработать дополнительные рекомендации и предложения в РЛЭ для действий экипажа по минимизации взлетной дистанции самолета Ил-96-300 (раздел 3.2, после п.4), дополнить раздел 4.3 РЛЭ о перегоночном полете самолета на трех работающих двигателях и ввести новый раздел после раздела 5.2 о заходе на посадку самолета с одним неработающим двигателем и вероятностью отказа еще одного двигателя.



В заключении отмечается, что в результате выполнения диссертационной работы поставленная цель – повышение эффективности эксплуатации путем разработки методики вычислительного эксперимента, позволяющего оптимизировать параметры полета и конфигурацию ВС в зависимости от условий эксплуатации, – достигнута.

Основные выводы проведенных исследований сформулированы в конце каждой главы диссертации. Общими результатами, полученными в работе, являются следующие:

1. Проведенный анализ аварийности в ГА и влияния условий эксплуатации на взлет и посадку ВС позволил сформулировать следующие выводы:

а) успешное решение задач повышения уровня БП и эффективности ЛЭ ВС может быть достигнуто только при комплексном системном подходе, при котором главное – всесторонний анализ аргументировано выбранных наиболее существенных факторов и условий, влияющих на БП;

б) обязательному рассмотрению и учету подлежат в первую очередь состояние ВС и отказы АТ, состояние внешней среды и действия экипажа при управлении ВС;

в) для разработки рекомендаций, позволяющих расширить область ожидаемых условий эксплуатации на взлете и посадке, необходимо использовать математическое моделирование движения ВС как наиболее эффективное, дешевое и доступное средство, позволяющее учесть все наиболее существенные факторы и условия, влияющие на БП.

2. Анализ руководящей и технической документации по выполнению взлета и посадки самолета ВС позволил:

а) сконцентрировать основное направление исследований возможности повышения БП и эффективности ЛЭ ВС на взлете и посадке в условиях отказов двигателей при нестандартном использовании механизации крыла;

б) составить перечень расчетных случаев исследования динамики полета ВС с целью разработки рекомендаций и предложений по ЛЭ.

3. В качестве примера для исследования влия­ния механизации крыла на безопасность взлета и посадки самолета Ил-96-300 выбрана ММ, разработанная в МГТУ ГА на основе системы математического моделирования динамики полета летательных аппаратов. С помощью этого наукоемкого исследовательского инструмента проведен комплекс ВЭ, показавших, что:

а) СММ ДП ЛА позволяет проводить исследование особенностей ЛЭ ВС с целью разработки рекомендаций по ЛЭ, так как она обеспечивает расчет параметров движения самолета с учетом внешних условий, отказов агрегатов, оборудования и функциональных систем;

б) результаты контрольных ВЭ на ММ самолета Ил-96-300 адекватны поведению реального ВС при влиянии основных внешних и технических факторов в пределах ожидаемых условий эксплуатации;

в) результаты ВЭ на СММ ДП ЛА могут быть использованы для исследования влия­ния механизации крыла на безопасность взлета и посадки ВС при влиянии основных внешних и технических факторов.

4. С помощью СММ ДП ЛА на ММ самолета Ил-96-300 проведена серия вычислительных экспериментов, позволившая:

а) оценить влияние основных внешних и технических фак­то­ров на процесс взлета и ухода на второй круг;

б) сформулировать выводы и предложения по летной эксплуатации самолета, не противоречащие опыту эксплуатации самолета Ил-96-300, показывающие возможность расширения область его эксплуатации, и разработки рекомендации в РЛЭ самолета по повышению эффективности ЛЭ и уровня БП на режимах взлета и посадки, в частности:

– найдены оптимальные значения углов отклонения закрылков, позволяющие сократить взлетную дистанцию для всего диапазона взлетных масс самолета с соблюдением всех требований БП;

– разработана методика осуществления взлета с целью уменьшения шума на местности;

– разработана методика осуществления взлета с целью выполнения перегоночного полета на трех работающих двигателях;

– разработана методика безопасного захода на посадку и ухода на второй круг самолета с одним отказавшим двигателем при угрозе отказа еще одного двигателя;

в) выявить особенности некоторых приемов пилотирования, а именно:

– взлет с до выпуском закрылков в процессе разбега и применение на взлете нестандартного положения закрылков вблизи взлетного положения 25° нецелесообразно;

– применение номинального режима работы двигателей при взлете с закрылками 40о для любой взлетной массы самолета недопустимо;

– показано, что режим захода на посадку с двумя отказавшими двигателями, рекомендуемый РЛЭ, является оптимальным по условиям обеспечения БП.

Таким образом, в результате проведения исследований и решения поставленных задач в данной диссертационной работе получены следующие основные результаты.

1. Разработана методика вычислительного эксперимента, позволяющая за счет выбора оптимальных углов отклонения механизации крыла ВС определять сокращения его взлетно-посадочных дистанций и тем самым повышать экономическую эффективность.

2. Разработан и обоснован ряд конкретных рекомендаций и предложений, обеспечивающих повышение эффективности ЛЭ и уровня БП самолета Ил 96-300 на режимах взлета и посадки за счет расширения ОУЭ с помощью новых процедур ЛЭ. Реализация предлагаемых мероприятий и приемов приводит к повышению регулярности полетов, снижению шума на местности, увеличению коммерческой загрузки, прямой экономии топлива и затрат, повышению конкурентоспособности.

3. Рекомендации и предложения по расширению ОУЭ подготовлены в форме Изменений РЛЭ самолета Ил-96-300, не требующих каких-либо конструктивных доработок ВС.


СПИСОК ОСНОВНЫХ ПУБЛИКАЦИЙ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИИ

Основное содержание диссертации отражено в 13 печатных научных работах, перечисленных ниже.



Научные публикации в изданиях, рекомендованных ВАК РФ:

  1. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Исследование взлета самолета Ил-96-300 с целью обоснования выбора оптимальных углов отклонения закрылков. - Научный Вестник МГТУГА, № 111, серия «Аэромеханика и прочность». - М.: РИО МГТУГА, 2007. - с. 166-169.

  2. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Обоснование взлета самолета Ил-96-300 с оптимальными углами отклонения закрылков. - Научный Вестник МГТУГА, № 125, серия «Аэромеханика и прочность». - М.: РИО МГТУГА, 2008. - с. 197-199.

  3. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Обоснование выбора оптимальных углов отклонения закрылков самолета Ил-96-300 при уходе на второй круг. - Научный Вестник МГТУГА, № 127, серия «Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов». - М.: РИО МГТУГА, 2008. - с.115-119.

  4. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Обоснование выбора оптимальных углов отклонения закрылков самолета Ил-96-300 при уходе на второй круг. - Научный Вестник МГТУГА, № 127, серия «Эксплуатация воздушного транспорта и ремонт авиационной техники. Безопасность полетов». - М.: РИО МГТУГА, 2008. - с.89-92.

  5. Бекмуханбетов М.Д. Исследование наиболее крутого набора высоты самолета Ил-96-300 при всех работающих двигателях и перегоночного полета.- Научный Вестник МГТУГА, № 130, серия «Аэромеханика, прочность и поддержание летной годности ВС».- М.: РИО МГТУГА, 2008. - с.115-119.

  6. Бекмуханбетов М.Д., Борисов С.М. Влияние аэроупругости конструкции планера на летные характеристики самолета Ил-96Т.- Научный Вестник МГТУГА, № 151, серия «Аэромеханика и прочность». -М: РИО МГТУГА, 2010. - с. 213-215.

  7. Бекмуханбетов М.Д., Борисов С.М., Малюгин В.Е. Анализ особенностей эксплуатации воздушных судов в условиях ливневых осадков. - Научный Вестник МГТУГА, № 160.- М.: РИО МГТУГА, 2010. – с.91-96.

  8. Бекмуханбетов М.Д., Борисов С.М., Малюгин В.Е. Особенности эксплуатации воздушных судов в условиях высоких температур наружного воздуха, ветра и отказов функциональных систем при заходе на посадку и посадке.- Научный Вестник МГТУГА, № 160.- М.: РИО МГТУГА, 2010. – с.97-102.

Научные публикации в других изданиях:

  1. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Обоснование выбора оптимальных углов отклонения закрылков самолета Ил-96-300 на различных этапах полета.- Научный Вестник УВАУГА, № 1. - Ульяновск: РИО УВАУГА, 2008. - с. 26-33.

  2. Бекмуханбетов М.Д., Ефимова М.Г., Ципенко В.Г. Исследование оптимальных углов отклонения закрылков на взлете самолета Ту-154М в зависимости от внешних условий. - Материалы У1 МНТК «Чкаловские чтения». - Егорьевск: ЕАТК им. В.П. Чкалова, 2007. - с. 93.

  3. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Исследование взлета, набора высоты и ухода на второй круг самолета Ил-96-300 с целью обоснования выбора оптимальных углов отклонения закрылков. - Материалы Х1Х школы-семинара «Аэродинамика летательных аппаратов» .- М.: ЦАГИ, 2008. - с. 100 - 101.

  4. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Определение оптимальных углов отклонения закрылков самолета Ил-96-300. - Материалы МНТК, посвященной 85-летию гражданской авиации.- М.: РИО МГТУГА, 2008. - с. 107.

  5. Бекмуханбетов М.Д., Ципенко В.Г. Влияние режима работы двигателей и угла установки закрылков на взлет и уход на второй круг самолета Ил-96-300. - Материалы МНТК "Проблемы подготовки специалистов для гражданской авиации". - Ульяновск: РИО УВАУГА, 2008. - с. 61-63.


Соискатель Бекмуханбетов М.Д.
Каталог: files
files -> Чисть I. История. Введение: Предмет философии науки Глава I. Философия науки как прикладная логика: Логический позитивизм
files -> Занятие № Философская проза Ж.=П. Сартра и А. Камю. Философские истоки литературы экзистенциализма
files -> -
files -> Взаимодействие поэзии и прозы в англо-ирландской литературе первой половины XX века
files -> Эрнст Гомбрих История искусства москва 1998
files -> Питер москва Санкт-Петарбург -нижний Новгород • Воронеж Ростов-на-Дону • Екатеринбург • Самара Киев- харьков • Минск 2003 ббк 88. 1(0)
files -> Антиискусство как социальное явлеНИе
files -> Издательство
files -> Список иностранных песен
files -> Репертуар группы


Поделитесь с Вашими друзьями:


База данных защищена авторским правом ©uverenniy.ru 2019
обратиться к администрации

    Главная страница