автореферат диссертации по транспорту, 05.22.14, диссертация на тему:Влияние противообледенительной обработки на взлет воздушных судов в процессе их эксплуатации в сложных метеоусловиях

ИВАНОВ ВЛАДИМИР ЭЛЛИЕВИЧ

РГб ОД • 5 -

ВЛИЯНИЕ ПГОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ НА ВЗЛЕТ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ В ПРОЦЕССЕ ИХ ЭКСПЛУАТАЦИИ В СЛОЖНЫХ

МЕТЕОУСЛОВИЯХ

Специальность: 05.22.14.«Эксплуатация воздушного транспорта»

АВТОРЕФЕРАТ

диссертации на соискание ученой степени кандидата технических наук

МОСКВА-2000

Работа выполнена в Московском государственном техническом университете гражданской авиации.

НАУЧНЫЙ РУКОВОДИТЕЛЬ - доктор технических наук,

профессор ЦИПЕНКО В.Г.

ОФИЦИАЛЬНЫЕ ОППОНЕНТЫ - доктор технических наук,

профессор ЧИНЮЧИН Ю М.

- кандидат технических наук РИСУХИНВ.Н.

ВЕДУЩАЯ ОРГАНИЗАЦИЯ - Гос.НИИ ГА

Защита состоится« » __2000 г. в

на заседании диссертационного Совета ССД 072.05.01. в Московском государственном техническом университете гражданской авиации по адресу : 125493, Москва, Кронштадский бульвар, д.20. С диссертацией можно ознакомиться в библиотеке университета.

Автореферат разослан «_»_2000 г.

Заверенный отзыв в двух экземплярах высылать по вышеуказанному адресу на имя ученого секретаря диссертационного Совета.

Ученый секретарь диссертационного Совета

доктор технических наук, профессор Камзолов С.К.

ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА РАБОТЫ

Актуальность темы

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

Согласно статистическим данным Международной организации ГА (ИКАО) и отечественным источникам за последние 20 лет по авиационным происшествиям (АГТ) 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 ВС в неблагоприятных внешних условиях; 10% может быть отнесено за счет отказов авиационной техники.

В настоящее время широко используются два метода по обеспечению высокого уровня БП.

Первый метод включает в себя так называемые нормирующие действия, которые должны предприниматься повсеместно для достижения желаемого уровня БП при конструировании, производстве, эксплуатации и техническом обслуживании АТ, включая управление воздушным движением и аэродромное обслуживание. Этот метод

предполагает высокий уровень стандартизации в авиационно-транспортной системе (АТС).

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).

Данная работа исследует вопросы расширения летных ограничений, при сохранении высокого уровня БП, на этапе взлета в условиях опасных внешних воздействий и при отказах АТ по второму методу.

Самолет обладает хорошей управляемостью, если обеспечена хорошая устойчивость, легкость и точность отклонения рулей, ограничены опасные режимы полета и существует возможность вывода из них. Самолет, имеющий «строгие» характеристики устойчивости и управляемости в случае возникновения особых (отказных) ситуаций в полете, может даже при высокой квалификации пилота стать причиной предпосылки к авиационному происшествию в сложных метеоусловиях.

Объектом исследования являются пассажирские самолеты Ту-154, Ил-86 и Ил-96-300, руководящая и техническая документация по их эксплуатации.

Цель работы - разработка усовершенствованных комплексных методов исследования полета ВС в особых случаях взлета с учетом влияния наземной противообледенительной обработки (ПОО) для оценки возможного расширения их эксплуатационных ограничений путем более эффективного использования ЭВМ при сокращении натурных летных испытаний (ЛИ), финансовых и людских ресурсов.

Анализ руководящей и технической документации с целью выявления указаний по выполнению взлета, который предположительно может быть усовершенствован в смысле расширения эксплуатационных ограничений, позволил сформулировать следующие конкретные задачи исследования:

• выявление главных эксплуатационных факторов и условий, влияющих на эффективность ЛЭ и Eil ВС на этапах взлета с учетом влияния наземной ПОО;

• оценка влияния наземной ПОО на аэродинамические характеристики ВС;

• анализ и применение обобщенной системы математического моделирования движения ВС на этапах взлета с учетом влияния наземной ПОО;

• разработка и реализация в системе математического моделирования усовершенствованных методов и алгоритмов для оценки эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах взлета с учетом наземной ПОО;

• разработка и обоснование комбинированных методов оценки адекватности математического моделирования особых случаев взлета ВС;

• разработка общих рекомендаций и предложений по повышению уровня безопасности ЛЭ ВС в особых случаях взлета и возможности расширения их эксплуатационных ограничений с учетом влияния наземной ПОО.

Современные методы исследования поведения самолета на различных этапах полета весьма сложны и трудоемки, а летный эксперимент является наиболее опасным из всех видов исследований. Поэтому использование адекватных математических моделей (ММ) движения самолета на этапе взлета после выполнения ПОО является наиболее безопасным и дешевым методом решения задач летной эксплуатации 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 цепной информации о поведении самолета на этапе взлета после выполнения ПОО, что дает возможность получить существенную экономию финансовых и людских ресурсов за счет сокращений объемов ЛИ, а также повысить их безопасность. Предполагается, что

дорогостоящие летные эксперименты будут проводиться в разумной пропорции и использоваться для уточнения и контроля расчетных результатов, подтверждения их достоверности и точности.

Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается:

• непосредственным сравнением численных расчетов с результатами ЛИ;

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

Научная новизна работы состоит в том, что:

• обоснован и разработан метод оценки влияния наземной ПОО на аэродинамические характеристики ВС на этапах взлета, базирующийся на теории пограничных слоев;

• предложены комплексные методы оценки адекватности математического моделирования взлета ВС;

• предложены и обоснованы методы пилотирования ВС на этапе взлета с учетом и без учета наземной ПОО;

• даны общие рекомендации и предложения в Руководстве по летной эксплуатации (РЛЭ) ВС по расширению их эксплуатационных ограничений на взлете с учетом влияния наземной ПОО.

Практическая ценность работы заключается в том, что она позволяет:

• расширить границы исследования поведения ВС на этапе взлета после выполнения ПОО 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 на этапе взлета с учетом влияния ПОО;

• использовать результаты проведенных исследований при разработке и совершенствовании Норм летной годности самолетов (НЛГС).

Реализация и внедрение результатов работы

Основные результаты диссертационной работы внедрены и использованы в ГосНИИГА, ОАО «Аэрофлот - Российские международные авиалинии» и ГТК «Россия» при обучении и тренировке экипажей на этапе взлета с учетом влияния ПОО. Вместе с тем эти результаты использованы в учебном процессе по дисциплинам «Аэродинамика,) И «Динамика полета» в МГТУГА.

Апробация работы

Основные результаты выполненных исследований и отдельные разделы работы докладывались и получили положительную оценку на международных научно-технических конференциях по вопросам инженерно-авиационного обеспечения БП и эффективности эксплуатации ВС (Москва, 1996, 1999 гг.), а также обсуждались на ежегодных вузовских научно-технических конференциях и семинарах.

Структура н объем работы

Работа состоит из введения, четырех глав, заключения, списка использованных источников и трех приложений. Основное содержание работы изложено на 208 страницах машинописного текста.

Всего работа содержит 14 таблиц, 35 рисунков и 103 библиографических названий (из них 13 на иностранных языках). Приложения включают результаты дополнительных исследований и акты внедрений.

СОДЕРЖАНИЕ РАБОТЫ

Во введении обосновывается актуальность проблемы, поставленной в диссертации, формулируется цель и доказывается практическая значимость работы, а также описывается последовательность изложения результатов выполненных исследований.

В первой главе работы рассмотрен вопрос состояния проблемы ПОО и проведен анализ влияния различных факторов на выполнение ПОО с целью их возможного учета при разработке методов исследования. На основании представленной статистики авиационных происшествий и предпосылок к ним показано, что взлег ВС является одним из самых напряженных и опасных этапов полета и от качества выполнения ПОО существенно зависит уровень БП.

Обледенение ВС во время его нахождения на земле отличается от обледенения в полете. Если в полете лед образуется чаще всего лишь на лобовых частях самолета, то на земле он обычно покрывает большую часть его поверхности, как правило, всю верхшою часть крыла и оперения, а также поверхность фюзеляжа. Наземное обледенение вследствие различных вызывающих его метеоусловий и большого разнообразия по форме, размерам, расположению на поверхности ВС ледяных образований, а также вследствие многих других факторов приводит к непредсказуемым изменениям аэродинамических и летао-технических характеристик самолетов.

На примере авиационных происшествий и инцидентов показано, какое влияние может оказать на самолет наземное обледенение. Это - и ухудшение аэродинамических и

летных характеристик, и возможные повреждения конструкции, и нарушение работы силовых установок, самолетных систем, а также приборов, связанных с приемниками воздушного давления.

Главная опасность здесь заключается в развитии на обледеневших поверхностях крыла и оперения самолета преждевременных, на меньших углах атаки, срывных явлений, что грозит на этапе взлета нарушением его характеристик устойчивости и управляемости и сваливанием ВС.

Основной задачей выполнения ПОО является удаление снежно-ледяных отложений с поверхностей ВС для обеспечения «аэродинамически чистого» летательного аппарата на этапе взлета.

ПОО выполняется наземным техническим персоналом специальными противообледенительными жидкостями (ПОЖ) типа I и П, в зависимости от условий обледенения, двумя способами - одноступенчатым или двухступенчатым. Некоторые Российские авиакомпании применяют для выполнения ПОО высокоэффективную спецтехнику «Элефант», удовлетворяющую современным требованиям по обеспечению БП.

Все рассмотренные инциденты явились следствием выпуска в полет самолетов с неудаленными или с не полностью удаленными снежно-ледяными отложениями (когда ПОО проводилась, но не обеспечивала "чистоту" поверхности самолета или частей силовых установок).

На основании сделанного анализа были определены три основные причины аварийных взлетов обледеневших ВС:

1. Недостаточное исполнение техническим и летным персоналом документов, регламентирующих эксплуатацию самолетов при наличии условий наземного обледенения. Продолжает иметь место недооценка опасности наземного

обледенения, недопонимание физики этого явления и недостаточные знания современных правил, требований и рекомендаций этой области.

2. Недостаточно надежные средства и методы контроля за отсутствием льда на поверхности ВС и на элементах двигателей перед взлетом.

3. Инструкции и рекомендации по эксплуатации нуждаются в дальнейшем совершенствовании и дополнениях. Здесь "требуется создание единого подробного «Руководства по противообледенителъным процедурам». Необходимо также учитывать, что некоторые аспекты проблемы наземного обледенения еще не изучены в такой мере, чтобы полностью ответить на все вопросы эксплуатации ВС.

В настоящее время выяснены основные причины и последствия неудовлетворительной ПОО ВС и в РЛЭ уже внесены некоторые рекомендации, но для обеспечения БП все же требуются дальнейшие более детальные исследования взлетных характеристик самолетов. Эти исследования необходимо проводить с помощью математических моделей (ММ) динамики взлета ВС, поскольку летные эксперименты с самолетами в указанных условиях ограничены из-за крайней опасности и являются весьма дорогостоящими.

С другой стороны, очень важно уяснить предельно допустимую возможность безопасной эксплуатации ВС на взлете с учетом ПОО, чтобы избежать неоправданных ограничений летной эксплуатации транспортных самолетов и, тем самым, увеличить эффективность и регулярность полетов.

Эти соображения легли в основу данной работы - применение ММ движения ВС для оценки влияния ПОО на динамику взлета и выработки соответствующих рекомендаций по обеспечению БП в указанных условиях.

Во второй главе работы на основе рассмотрения и анализа физической природы воздействия противообледенительных жидкостей (ПОЖ) на ВС по материалам

отечественных и зарубежных источников оценено их влияние на аэродинамические характеристики самолета, начиная с «концепции чистого самолета».

Полученные здесь результаты служат основой для постановки и решения практических задач последующих глав данной работы.

Основополагающим принципом, на котором должна строиться вся работа по обеспечению БП при наличии условий наземного обледенения, является, так называемая, «концепция чистого самолета». Содержанием концепции являются два основных требования:

1. Перед взлетом поверхность ВС должна быть полностью свободна от каких-либо снежно-ледяных отложений.

2. Кошроль за состоянием поверхности ВС в условиях фактического или возможного обледенения осуществляется вплоть до исполнительного старта.

Исследования, которые проводились в аэродинамических трубах, показали, что для некоторых типов авиационных профилей возможно резкое снижение коэффициента подъемной силы и уменьшение критического угла атаки при самом небольшом ледяном отложении. Так, при покрытии всей верхней поверхности крыла изморозью толщиной 0,5 мм Су тах снижается на 33%, а критический угол атаки уменьшается с 13° до 7°. Эти данные убедительно показывают, насколько опасными могут быть «незначительные» по толщине отложения льда на крыле самолета ( рис. 2.1 ). Профиль крыла или фюзеляжа могут стать шероховатыми после ПОО при взлете, по крайней мере, по трем причинам:

1. Воздействие внешней среды ( осадки, порывы ветра и т.д.) нарушает их поверхность.

2. Образуемые на пленке ПОЖ волны нарушают обводы крыла и фюзеляжа.

3. При неудовлетворительной ПОО пленка ПОЖ сворачивается в виде шариков, которые усеивают поверхность крыла и сдуваются назад набегающим потоком.

¿v

зо

/

- 12 -

Профиль N/IM 65 A2I5 Обледеневшие

поверхности

Рис. 2.1. Изменение максимального значения коэффициента

подъемной силы С,тм и критического угла атаки <1*Р при различно* степени обледенения поверхности крыла

1 - "чистое крыло" ;

2 - 100$ поверхности покрыто "изморозью" толщиной 0,5 мм

3 - 95$ поверхности покрыто "изморозью" толщиной 0,5 мм;

4 - 82$ поверхности покрыто "изморозью" толщиной 0,5 мм;

5 - 82$ поверхности покрыто "изморозью" толщиной 0,1 мм

Указанные факторы, несомненно связанные с шероховатостью поверхности, ухудшают аэродинамические характеристики ВС из-за срыва потока на несущих и управляемых поверхностях.

К сожалению, до сих пор ни одно руководство по летной эксплуатации ВС не содержит предупредительных рекомендаций по предотвращению срыва потока на их несущих и управляемых поверхностях и рекомендаций по пилотированию в этих условиях. Эти рекомендации получить совсем непросто, летные эксперименты на многих таких режимах полета довольно опасны, а точные методы расчета срывньгх течений довольно сложны, трудоемки и требуют больших затрат времени, поэтому они могут быть использованы только для веления контрольных расчетов выбранного варианта.

Учитывая это, в главе предложен простой и эффективный метод, позволяющий учитывать влияние отрывного обтекания несущих и управляемых поверхностей ВС на режиме взлета и базирующийся на применении интегральных соотношений теории турбулентного пограничного слоя. Сущность его заключается в следующем.

В основу метода для расчета турбулентных отрывных и присоединешплх течений на несущих и управляемых поверхностях на этапе взлета ( именно такие течения здесь имеют место) положен модифицированный метод интегральных соотношений Хантера-Ривза, разработанный для сжимаемых течений и распространяемый в данном случае на дозвуковое обтекание.

В предлагаемом методе для расчета турбулентных отрывных и присоединенных течений с произвольным законом изменения скорости потока на внешней границе пограничного слоя в отличие от метода Хшггера-Ривза использован двухпараметрический метод интегральных соотношений, в котором интегральные свойства вязких течений представляются профилями Стюартсона и характеризуются во всей области течения параметрами градиента давления ( IX ) и температурного фактора ( )■ Использование указанных параметров, которые обычно

применяются в классической теории присоединенных пограничных слоев, для решения задачи о течении в застойной зоне позволило избежать уравнение движения первого момента и использовать для расчета основных характеристик отрывных течений только уравнения движения вязкого (уравнение движения нулевого момента) и невязкого потоков.

Исходная система дифференциальных уравнений для исследования турбулентных отрывных несжимаемых течений принята в форме:

*01Н т,,. ,\5КС(М(

йХ

1+ те

ах

(2Н-Ч

Ме ¿Х

= 0;

т<

— + и--+ 4.—- =-»

ах ах 7ме ах те

(2.1)

где

X - продольная координата; ¡\/]е - число М на внешней границе пограничного слоя, 0 -угол отклонения управляемой поверхности, Н, 5* 2 * -интегральные характеристики турбулентного пограничного слоя.

Интегральные характеристики и функции турбулентного пограничного слоя, необходимые для решения системы { 2. ^ ), в работе определялись на основании задания профилей скорости Стюартсона.

В целях получения этого семейства профилей использованы уравнения неразрывности и количества движения для случая плоского осредненного течения несжимаемого потока вдоль теплоизолированной поверхности ( = 0), а для замыкания их - уравнение изменения кинематической энергии пульсационных

движений. Эти уравнения в переменных £ и ^ преобразованы в систему обыкновенных дифференциальных уравнений третьего порядка:

= 0;

Здесь

(2.г)

- масштаб длины.

В системе ( 2.2 ) Е(^) - функция энергии турбулентного потока, первая производная ^ представляет собой отношение скоростей и/ ие , а вторая производная- пропорциональна касательному напряжению; £ и

- коэффициенты турбулентной вязкости и диссипации, которые для внутренней и внешней областей течения пограничного слоя определены из энергетической теории Меллора и Глушко; - местный градиент давления.

Для интегрирования системы ( 2.2 ) использованы обычные граничные условия прилипания потока при =0и условия асимптотического выхода осредненной

скорости на заданные ее значения во внешнем потоке (а в случае завихренного потока -на его среднемассовую скорость):

при

2 = 0 ¡-(о) =/•, (о) =0 , Е (О) = 0 ■ при ^'—1,0, Е —0.

(2.3)

Таким образом, используя профили скоростей Стюартсона и параметры градиента давления (П. ) и температурного фактора ( .Б», ), удалось заменить во всей области взаимодействия (включая и отрыв) систему уравнений турбулентного пограничного слоя в частных производных на две системы обыкновенных дифференциальных уравнений: основную систему (2.1 ) первого порядка, допускающую интегрирование по продольной координате X ( вдоль пограничного слоя ) для определения основных характеристик отрывного течения (распределение скоростей, давлений и т.д.), и систему (2.1 ) третьего порядка, позволяющую вести расчеты по поперечной координате ^ ( поперек пограничного слоя), для нахождения основных интегральных характеристик и функций турбулентного пограничного слоя.

Основная система уравнений ( 2. { ) интегрировалась методом Рунге-Кутта с пристрелкой по Ньютону с замыкающим условием в точке присоединения оторвавшегося потока. В качестве такого замыкающего условия использовано условие сближения разделительной линии (линии равных масс с координатой ) и линии

потери устойчивости (линии с координатой , где I=0) в профилях

скорости с возвратными токами, которые хорошо описывают течение в отрывной зоне:

(2-4)

В процессе расчетов были затабулированы все основные характеристики и функции турбулентного пограничного слоя, определены поправки к линейным аэродинамическим характеристикам за счет срыва потока и оценена потеря эффективности органов управления ВС. Отмечено удовлетворительное согласование расчетов с соответствующими экспериментальными данными.

Исследования, проведенные в работе с реальными ПОЖ, выявили их неожиданный большой отрицательный эффект на аэродинамические характеристики крыла. Для

некоторых ПОЖ снижение максимального значения коэффициента подъемной силы достигало 15 - 20 %.

.В третьей главе предложена система математического моделирования (СММ) динамики полета транспортного самолета, которая позволяет моделировать процессы разбега и набора высоты, планирования, выравнивания, приземления и пробега при различном состоянии ВПП и турбулентности атмосферы с учетом отказов функциональных систем.

Для решения дифференциальных уравнетш динамики взлета ВС используется наиболее экономичный и устойчивый метод предсказания - коррекции, имеющий вто: ой порядок аппроксимации и точности с повышенным быстродействием счета.

Важное место при использовании СММ занимает проверка достоверности и точности построенных базовых М М различных типов ВС и в случае необходимости уточнение их структуры, значений тех или иных параметров.

Поэтому в простейшем случае на первом этапе в работе предложено осуществлять непосредственное сравнение результатов расчетов, выполненных на основе базовых М М, с опытными данными, полученными в аналогичных условиях во время полета. Показано, что вся сложность этого способа оценок достоверности и точности М М движения ВС заключается в переносе полученных результатов на другие режимы полета. .

Второй этап проверки достоверности и точности априорных ММ динамики полета ВС посвящен исследованиям непротиворечивости разработанных моделей экспериментальным данным. на основе теории проверки статистических гипотез с помощью критериев Пирсона и Лббе. Поскольку экспериментальные кривые или экспериментальные точки всегда содержат случайные ошибки измерений, которые приводят к разбросу экспериментальных данных, то перед сравнением экспериментальных данных и теоретических кривых в целях исключения случайных ошибок проводилось сглаживание экспериментальных данных. Исследованиями

установлено, что в данном случае наиболее подходящим является метод наименьших квадратов (МНК) с использованием полиномов Чебышева, сущность которого заключается в следующем.

Если экспериментальные данные заданы таблицей

то в качестве сглаживающей функции в работе принята линейная комбинация полиномов

±(х,а<Дг-а~)=аЛ(х) +аД (*) + .. + (х)^ (3.2)

где гпса ; = = ЪМвх'уху...

Следуя МНК, коэффициенты О; находятся из системы линейных уравнений, построенных по таблице ( Ъ.1 ). С помощью статистических критериев проведена проверка согласия теоретической зависимости ( 3.2 ) и экспериментальных данных

Расчетами установлено, что надежность оценки достоверности и точности предложенных априорных ММ движения ВС находится на уровне 5 — 8%.

При постановке численного эксперимента сокращение времени и средств на его проведение имеет особое значение. В главе использован современный метод планирования численного эксперимента, направленный на выявление механизма явлений. Сущность метода состоит в следующем.

Дня представления результатов эксперимента в компактной форме, удобной дай дальнейших численного и аналитического исследований, а также для оптимального использования пространства независимых переменных, зависимость результата

ЭС^ ... Ос п.

У* ■■■ у- ,

( 3.1 )■

эксперимента у от независимых переменных 3:, , , ... Хп.

представляется в виде

+ (з.з)

В работе выбраны две возможные полиномиальные зависимости £ от Х-

или

у = аа+а,-'ос1*... + аяэсп +ап^ос,ос, +

+ агп хп х, + агп„ х, осг +... + ак сгп., э:^

Неизвестные коэффициенты О.; находятся из уравнений МНК, записанных в матричной форме

С• Г■ У, (3.5)

где - дисперсионная матрица, в которой матрица Г'

транспонированная к матрице исходных данных Г ; V , /] - столбцы результатов наблюдений и неизвестных коэффициентов.

При известной дисперсии ошибок наблюдений б' матрица ковариаций искомых коэффициентов

cov(A)= 6zC,

для ее оценки в работе используется остаточная

(¡/«■-у«) M

имеющая = f\j - « - { степеней свободы. Тогда оценка для б * будет S/y ,что позволяет вместе с ( 3.6 ) указать доверительные интервалы для неизвестных коэффициентов.

В работе рассмотрен вопрос об оптимальном объеме выборки ( 3. { ) в зависимости от констант С( и Сг , определяющих соответственно стоимость отдельного опыта и удельные потери от неточного знания коэффициентов.

Получено, что

с2-М).р '

>

С,

где _D - определитель дисперсиошой матрицы ( 3.5 ), а К определено в ( 3. H ).

В четвертой главе приведены основные результаты ВЭ наиболее важных прикладных задач особых случаев взлета ВС с учетом ПОО. При этом для расчета взлетных характеристик самолета с учетом ПОО в ММ принималась штатная аэродинамика чистого крыла с учетом ПОО, а без учета ПОО ухудшенная аэродинамика крыла на 25% согласно результатов исследований, полученных во второй главе работы. Исследования проводились на примерах самолетов Ту-154 М, Ил-86, Ил-96-300.

а при неизвестной дисперсии сумма квадратов

N

g1

S (а) -

L = i

Nanr

Следует отметить наиболее интересные результаты ВЭ - продолженные взлеты самолетов Ту-154 и Ил - 96-300.

Сначала исследовался продолженный взлет самолета Ту-154 М с учетом ПОО (штатная аэродинамика крыла) и без учета ПОО (ухудшенная аэродинамика крыла на 25%). При этом был выбран самый неблагоприятный случай взлета, когда отказ критического двигателя и направление скорости ветра совпадали по направлению (в данном случае - отказ левого критического двигателя и направление скорости ветра слева), что требует максимального расхода руля направления для балансировки мометов рыскания от тяги правого двигателя и боковой силы, возникающей при скольжении самолета. Расчеты проводились при температуре окружающего воздуха -10°С и штатном управлении тормозными щитками, интерцепторами, тормозами и реверсом тяги.

Сравнение основных параметров продолженного взлега самолета Ту-154 М со штатной аэродинамикой крыла (с учетом ПОО) и ухудшенной аэродинамикой крыла на 25 % (без учета ПОО) приведено на рис. Ц.1

Из проведенных исследований получено, что самолет Ту-154 М может успешно запершить взлет при отказе критического двигателя и неблагоприятных воздействий до скоростей 5 м/с на скользкой полосе, хотя расход руля направления исчерпан до предела, что необходимо иметь в виду при оценке безопасности полетов.

Аналогичные исследования по влиянию ПОО на взлет ВС проведены на примере дапьнемагистралыюго самолета Ил-96-300. В качестве осложняющих взлет условий рассматривались следующие:

• отказ критического (левого) наветренного двигателя;

• воздействие боковой составляющей скорости ветра, превосходящей по величине максимально допустимую скорость по РЛЭ;

• управление передней стойкой - штатное, с отключением после отказа.

Продолженный взлет Ту-154М (т=98г, Уо„-200км/ч, ц<и=0.3. \Уг=5м/с)

я ■ я

о

V Б 10 1 П00 1 ^00

и Е О

У О (О

У

5 30 1 300 1 500

I у/, ■

л о

а.

с

а

X

- а р.

1 Чч

/

/

5 00 1 000 1 500

О

дальн-ть

Рис. Ц.{.. Сравнение параметров продолженного взлета самолета Ту-15

-- - штатная аэродинамика крыла ;

-----тпппшенная аэоолинамюса крыла на 25$

В случае продолженного взлета самолета Ил-96-300 в сложных метеоусловиях получается неблагоприятная ситуация при отсутствии ПОО (рис. Ч.2-Ч. 3): самолет не набирает высоту, а органов управления не хватает для балансировки самолета. Даже увеличение скорости подъема передней стойки на 4 0 км/ч не спасает ситуацию (рис. 4.5 ).

Таким образом, проведенные исследования показывают, что для обеспечения безопасного взлета самолета (особенно широкофюзеляжного) требование выполнения ПОО является обязательным, поскольку завершение взлета весьма проблематично.

В работе были также проведены исследования по обеспечению безопасного взлета самолета Ил-86, результаты которых подробно изложены в рекомендациях и предложениях в руководящую документацию по летной эксплуатации ВС.

В частности, моделирование прерванных и продолженных взлетов самолета с максимальной массой на скользкой В1111 ( = 0,3 ) с ограниченной располагаемой взлетной дистанцией при различной температуре атмосферы позволило уточнить определенные скорости принятия решения в случае отказа силовой установки (рис. Ч.Ч-Ч.5). Получено, что уменьшение скорости принятия решения о прекращении взлета самолета на скользкой ВПП требует коррекции его взлетной массы по располагаемой взлетной дистанции аэродрома вылета.

В приложениях к диссертационной работе приводятся дополнительные результаты ВЭ и документы, подтверждающие внедрение результатов работы.

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

Работа направлена на решение большой и важной проблемы ГА - повышение эффективности ЛЭ и обеспечение БП ВС в условиях обледенения на этапе взлета в части разработки обоснованных рекомендаций в программу ЛИ и РЛЭ ВС, предложений для профессиональной подготовки экипажей ВС по технике пилотирования и экономии

Продолженный взлет Ил-96-300 (т=230т, Уо„=254к»уу_Цс.<=0,3, \¥г=5м/с) (обледенение, Уя - штатная)

(

" I А

2 300 4( 300 6 ООО

0

Е

о

§ « сО

О'

А'

Г 1 !• 1

А/

/

1--? ш и ' V 300 6 Ж-

« 3>

2 300 300\ 6 300

Ч

\ ч

/

У

? 100 А щ я зоп

У-

Рис.

дальн-гга

Изменение параметров продолженного взлета самолета Ил-96-300

Продолженный взлет Ил-96-300 (т=230т, \гст«=254<г^)цси=0,3, \Уг=5м/с) (в случае обледенения Уд увеличена на 40км/ч)

— - —

( 1 Ьоо 2 ООО 3 300 4 РОО 5 роо

э

I »

О «

З1

Л/"*' —

Г ^ / /

/ г /

1 / / /

--з- —г то-—:5 Ь(Ю' 4 ООО 5 300

О'

/ и ч

/ / ' , . / ..

-1 300 Х5 ЭД0-—4 / г■ 300—5 300-

V ■ Е

О

V О «3

Л "

Н. со

С О X

о

Л

• V ]/ "V # ■ V

: * . V V 1: Г

1 000 2 000 3 000 4 000 5 000

Зал&н-та

Рис. 4.3, Сравнение параметров продолженного взлета самолета Ил-9(

.--штатная аэродинамика крыла ;

----— итгц ширттоаст ¡ютлпштаитя КТШШ на 255?

1>,и

¿(ООО ■

300О

2000 •

1000 .

о

2оо гго гча гео Уот«-, ^

Рис. Зависимость дистанции прерванного и продолженного

взлета самолета Ил-8£ от скорости отказа двигате, 206 т; Хт = 0.25; = 0.3 /

Рис. Ч. 5. Зависимость дистанций прерванного и продолженного взлета самолета Ил-86 от скорости отказа двигателя /т/и= 206 т; Хт = 0.25;/^ = 0.3; £ = - 5°С /

финансовых и людских ресурсов за счет сокращения объема ЛИ. Основные выводы проведенных исследований сформулированы в конце каждой главы диссертации. Общими результатами, полученными в работе, являются следующие:

1. Проведен анализ влияния различных факторов и условий на БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения. Показано, что при исследованиях вопросов повышения эффективности ЛЭ и обеспечения БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения обязательному рассмотрению и учету подлежат факторы и условия, связанные с инженерным обеспечением БП ВС (состояние ВС и отказы АТ, состояние внешней среды и действия экипажа при управлении ВС, наличие или отсутствие ПОО ВС).

2. Проанализированы методы исследования БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения, включая как теоретические, гак и экспериментальные исследования. Показано, что только совместное их использование позволяег решить большинство задач, возникающих при исследовании БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения.

3. Получены оценки влияния различной степени обледенения поверхности крыла на изменение максимального значения коэффициента подъемной силы и критического угла атаки . Анализ проведенных исследований свидетельствует, что в случае 100% покрытия крыла «изморозью» толщиной 0,5 мм по сравнению с «чистым крылом» приводит к уменьшению Сутаг на 40%, а ЛК/> - на 45%, которые необходимо учитывать на этапе взлета с точки зрения его успешного завершения.

4. Предложена система математического моделирования нормальных и особых случаев взлета ВС, позволяющая реализовать сложные ММ взлета транспортных самолетов, как с учетом, так и без учета их ПОО. Для решения дифференциальных уравнений динамики взлета ВС используется наиболее

экономичный и устойчивый метод предсказания - коррекции, имеющий второй порядок аппроксимации и точности с повышенным быстродействием счета.

5. Получены новые данные о влиянии срыва потока с несущих и управляемых поверхностей ВС на их аэродинамические характеристики с учетом и без учета ПОО с помощью разработанного двухпараметрического метода шггегральных соотношений турбулентных срывных и присоединенных течений с произвольным изменением скорости потока на внешней границе пограничного слоя. Интегральные свойства вязких течений представляются профилями Стюартсона и характеризуются во всей области течения параметрами градиента

давления и температурного фактора. Определены эффективные граничные

>

условия для уравнений движения и турбулентной энергии, доказана их применимость для течений, когда профиль скорости в градиентном пограничном слое имеет точку перегиба. Рассчитаны и затабулированы основные интегральные характеристики и функции турбулентного отрывного и присоединенного пограничного слоя. Проведено сравнение результатов расчетов по предложенному методу с экспериментальными данными.

6. Предложен метод учета поправок на основные аэродинамические характеристики крыла за счет влияния противообледенительной жидкости и ледяной шероховатости на его поверхности. Учет указанных поправок (уменьшение Су та* Д° 15-30%, а - до 2,5° - 5°) необходимо учитывать при исследованиях особых случаев взлета ВС.

7. Проведен анализ опыта летной эксплуатации самолетов Ту-154 М, Ил-86 и Ил-96-300 и выбор расчетных случаев их взлета с учетом последствий отказов функциональных систем и влияния внешних условий с целью возможности его использования в предложенной системе математического моделирования динамики полета ВС.

8. Выполнен большой численный эксперимент по решению прикладных задач с помощью предложенной системы математического моделирования движения ВС на в;лсге в сложных метеоусловиях и при отказах систем (с учетом и бе-учета ПОО) с целью определения возможности расширения ожидаемых условии эксплуатации. Показана реальная возможность включения в программу ЛИ исследований взлета ВС с учетом ПОО при пониженных коэффициентах сцепления и больших, чем указанные в РЛЭ, значениях боковой составляющей скорости ветра.

9. Проведенные исследования прерванных и продолженных взлётов ВС без учета ПОО показали о незначительном влиянии ПОО на прерванные взлёты ВС и о существенном влиянии на продолженные, которые завершить не всегда удаётся особенно у широкофюзеляжных самолётов.

Ю.Сформулированы и даны выводы и рекомендации, полученные на основании численного моделирования движения ВС на этапе взлета с учетом и без учета ПОО в сложных метеоусловиях и при отказах АТ.

Полученные в работе решения позволяют значительно расширить фронт работ для пополнения информации о поведении ВС в сложных условиях взлета при сохранении или уменьшении объема летных испытаний, а также оценивать резервы по обеспечению безопасности и регулярности полетов, расширению летных ограничений и соответствию нормам летной годности гражданских самолетов.

Результаты исследований были переданы в ГосНИИГА, учебные заведения и летные подразделения ГА для использования в работе, что подтверждается соответствующими актами внедрения в Приложении.

ОСНОВНЫЕ ПУБЛИКАЦИИ ПО ТЕМЕ ДИССЕРТАЦИОННОЙРАБОТЫ

1. Иванов В.Э. Проблема «прозрачного» льда при эксплуатации воздушных судов. -В кн.: Особенности расчетов аэродинамических и летно-технических характеристик ВС в усложненных условиях полета. - М.:МГТУГА,1996. -сЛ 13-114.

2. Иванов В.Э., Ципенко В.Г., Полякова И.Ф., Гришин A.C. Исследование возможности снижения скорости принятия решения при взлете тяжелого транспортного самолета со скользкой ВПП. -В кн.: Вопросы повышения уровня летной эксплуатации и безопасности полетов воздушных судов. - М.: МГГУГА, 1996. -с.44-48.

3. Иванов В.Э., Соковина С.И. Основные проблемы выполнения противообледенительной обработки воздушных судов в условиях средних широт. -В кн.: Вопросы повышения уровня летной эксплуатации и безопасности полетов воздушных судов. -М.: МГТУГА, 1996. -с.79-81.

I. Иванов В.Э., Лепешинский А.И., Ципенко A.B. Модификация модели турбулентности первого порядка для расчета двухфазной турбулентной струи. -В кн.: Вопросы повышения уровня летной эксплуатации и безопасности полетов воздушных судов.-М.: МГТУГА, 1996. — с Л 09-115.

. Иванов В.Э., Карпеев Н.Д., Матковский К.Е., Муратов A.A. Возможности безопасного продолженного взлета тяжелого транспортного самолета при отказе двигателя на скользкой ВПП с боковым ветром. -В кн.: Современные научно-технические проблемы гражданской авиации. -М.: МГТУГА, 1996.-35 с.

. Иванов В.Э., Карпеев Н.Д., Матковский К.Е., Муратов А.А Моделирование особых случаев взлета тяжелых транспортных самолетов в условиях опасных внешних воздействий. -В кн.: Современные научно-технические проблемы гражданской авиации. -М.: МГТУГА, 1996. - 35 с.

7. Ипаиоп В.Э., Горяченкова М.Г., Николаев А.Л. Анализ последствий огказо торможения колес на взлете и посадке транспортного самолета. -В кн.: Вопрос! исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях. -М.: Ml ТУГА, 199, -с. 17-23.

8. Иванов В.Э., Горяченкова М.Г., Николаев A.A. Влияние откачо тормозных щитков, закрылков и предкрылков на динамику полета самолета Ил 96 Т.-В кн.: Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуация? -М.: MI ТУГА, 1997. - с.23-25.

9. Иванов В.Э., Кутумов А.Н., Прохоров С.А., Рисухин Д.В. Основные причиш необходимости выполнения тщательной противообледенительной обработки В( иностранного производства в ОЗП. - В кн.: Научный вестник МГТУГА№ 11 серия Аэромеханика и прочность. -М.: МГТУГА, 1998. - с.61 -64.

10. Иванов В.Э., Гладышев К.В., Николаев А.Л., Муратов A.A. Взлет самолето! Ту - 154, Ил - 86 в условиях ветровых возмущений и интенсивных осадков. -1 кн.: Научный вестник МГТУГА № 15, серия Аэромеханика и прочность. - М МГТУГА, 1999.-С.93-95.

11. Иванов В.Э., Гладышев К.В., Николаев A.JI, Муратов A.A. Исследовани продольного движения самолета Ил — 86 при уходе на второй круг. -В кн Научный вестник МГТУГА № 15, серия Аэромеханика и прочность. • М.:МГТУГА, 1999.-с.97-101.

12. Иванов В.Э., Волынцев A.B., Гладышев К.В., Чумаков A.B. Основные этап! выполнения наземной противообледенительной обработки воздушных судов. -I кн.: Научный вестник МГТУГА № 15, серия Аэромеханика и прочность. -М МГТУГА, 1999.-С.117-121.

13. Иванов В.Э., Горбань Б.В., Кутумов АЛ. Влияние противообледенительно; жидкости и ледяной шероховатости на поверхности крыла самолета на еп

аэродинамические характеристики. -В кн.: Современные научно-технические проблемы I А. Тезисы докладов МНТК. -М.: МГГУГА, 1999. -с.71.

14. Иванов В.Э., Горбань Б.В., Кутумов А.Н. Расчет параметров пленки противообледенителыюй жидкости на поверхности профиля крыла при взлете самолета в условиях обледенения. -В кн.: Современные научно-технические проблемы ГА. Тезисы докладов МНТК. -М: МГТУГА, 1999. -с.87-88.

15. Иванов В.Э., Бехтина Н.Б., Косачевский С.Г., Николаев A.A., Чумаков A.B. Моделирование взлета самолета Ил - 96 - 300 при отказе двигателя с учетом и без учета противообледенительной обработки. В кн.: Научный вестник МГТУГА №23, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 2000. - с. 39-43.

16. Иванов В.Э., Бехтина Н.Б., Горбань Б.В., Кугумоп АН., Косачевский С.Г. Влияние противообледенителыюй обработки на взлет самолета Ту-154 М при пониженных коэффициентах сцепления и отказах двигателя в системах управления. В кн.: Научный вестник МГТУГА №23, серия Аэромеханика и прочность. -М-: МГТУГА, 2000.- с. 35-38.

ЛР №020580 от 23.06.97 г. Подписано в печать 22.06.2000г.

Печать офсетная Формат 60x84/16 2,0 уч.-изд. л.

1,86 уел печ.л. Заказ № 4811Тираж 85 экз.

Московски» государственный технический университет ГА Редакционно-тдатсяьский отдел 125493 Москва, ул. Пулковская, д Па

О Московский государственный технический университет ГА, 2000

Введение.

1.АНАЛИЗ ВЛИЯНИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ И РАЗЛИЧНЫХ ФАКТОРОВ НА БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ НА ЭТАПАХ ВЗЛЕТА.

1.1. Вводные замечания и постановка задачи.

1.2. Анализ авиационных происшествий при взлете воздушных судов

1.3. Влияние различных факторов и условий на безопасность взлета воздушных судов с учетом противообледенительной обработки.

1.3.1.Атмосферные осадки, связанные с наземным обледенением самолета.

1.3.2.Жидкости, применяемые для удаления обледенения и предохраняющие от повторного обледенения.

1.3.3.Способы устранения обледенения и выполнения противообле-денения.

1.3.4.Спецтехника, применяемая для выполнения противообледенительной обработки.

1.3.5.Ответственность за противообледенительную обработку самолета.

1.4.Последствия и причины плохой противообледенительной обработки воздушных судов.

1.5.Методы исследования безопасности полетов транспортных самолетов в нормальных и особых случаях полета.

Выводы по главе 1.

2.МЕТОДЫ ОЦЕНКИ ВЛИЯНИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ НА АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

ВОЗДУШНЫХ СУДОВ.

2.1 .Вводные замечания.

2.2.Требования "концепции чистого самолета".

2.3.Влияние обледенения на аэродинамические характеристики ВС.

2.4.Влияние ПОО на массовые и геометрические характеристики ВС.

2.5.Метод расчета аэродинамических характеристик воздушных судов на взлете с учетом влияния противообледенительной обработки.

2.5.1.Математические модели расчета нелинейных аэродинамических характеристик воздушных судов.

2.5.2.Анализ методов расчета турбулентных отрывных и присоединенных течений.

2.5.3.Двухпараметрический метод интегральных соотношений для расчета дозвуковых отрывных и присоединенных турбулентных течений.

- 3

2.5.3.1.Основная система уравнений турбулентных отрывных и присоединенных течений.

2.5.3.2.Интегральные характеристики и функции турбулентного отрывного и присоединенного пограничного слоя в дозвуковом потоке.

2.5.3.3.Граничные условия и решения системы уравнений турбулентных отрывных и присоединенных несжимаемых течений.

2.5.4.Расчет параметров жидкой пленки, образуемой при проти-вообледенительной обработке крыла, с учетом шероховатости поверхности.

Выводы по главе 2.

3 .МАТЕМАТИЧЕСКОЕ МОДЕЛИРОВАНИЕ ДВИЖЕНИЯ

САМОЛЕТА.

3.1.Особенности математической модели самолета.

3.2.Структурная схема математической модели движения самолета и ее анализ.

3.3 .Особенности математического моделирования движения ВС по взлетно-посадочной полосе.

3.4,Оценка адекватности математической модели динамики полета ВС.

3.5.Метод оптимального планирования численного эксперимента при математическом моделировании взлета воздушных судов.

3.5.1 .Математическая теория планирования эксперимента.

3.5.2.Вычисление коэффициентов поверхности отклика.

3.5.3 .Определение оптимального объема выборки.

Выводы по главе 3.

4.РЕШЕНИЕ ПРИКЛАДНЫХ ЗАДАЧ ОСОБЫХ СЛУЧАЕВ ВЗЛЕТА ВОЗДУШНЫХ СУДОВ С УЧЕТОМ ПРОТИВООБЛЕДЕНИ-ТЕЛЬНОЙ ОБРАБОТКИ.

4.1.Вводные замечания и постановка задачи.

4.2.Выбор и обоснование расчетных случаев для определения последствий отказов функциональных систем и влияния внешних метеоусловий на взлет самолета с учетом противо-обледенительной обработки.

4.3.Разработка перечня расчетных случаев взлета самолета Ту-154М.

4.3.1.Нормальные ситуации, предусмотренные РЛЭ.

4.3.2.0собые ситуации, предусмотренные РЭЛ.

4.3.3.Особые ситуации, не предусмотренные РЛЭ.

- 4

4.4.Порядок оценки степени опасных особых ситуаций самолета

ИЛ-86 и ИЛ-96-300.

4.4.1 .Содержание перечня расчетных случаев.

4.5.Исследование возможности взлета самолета ТУ-154М при пониженных коэффициентах сцепления и отказах двигателя в системе управления.

4.6.Моделирование взлета самолета ИЛ-96-300 при отказе двигателя с учетом и без учета противообледенительной обработки.

4.7.Математическое моделирование взлета самолета ИЛ-86 при отказе двигателя на разбеге по ВПП с пониженным коэффициентом сцепления и боковым ветром.

4.7.1.Исследование возможности безопасного продолженного взлета самолета ИЛ-86.

4.7.2.Исследование возможности безопасного прерывания взлета самолета ИЛ-86.

4.7.2.1.Исследование влияния скорости отказа наветренного двигателя при прерывании взлета на разбеге с сильным боковым ветром по ВПП и пониженным коэффициентом сцепления.

4.7.2.2.Исследование влияния скорости бокового ветра при прерывании взлета на скользкой ВПП.

4.7.2.3.Исследование отказа управления носовым колесом при прерывании взлета.

4.7.2.4.Исследование влияния уменьшения вдвое скорости поворота носового колеса при прерванном взлете.

4.7.3.Исследование возможности снижения скорости принятия решения при взлете самолета ИЛ-86 со скользкой ВПП.

4.8.Рекомендации и предложения в руководящую документацию по летной эксплуатации воздушных судов.

Выводы по главе 4.

Анализ тенденции развития гражданской авиации (ГА) во всем мире показывает, что основной проблемой, неизменно стоящей в процессе создания и эксплуатации авиационной техники (АТ), является проблема постоянного повышения эффективности летной эксплуатации (ЛЭ) и одновременно с этим обеспечения заданного уровня безопасности полетов (БП) воздушных судов (ВС) 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 и 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 ВС в неблагоприятных внешних условиях; 10% может быть отнесено за счет отказов авиационной техники.

В настоящее время широко используется два метода по обеспечению высокого уровня БП.

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

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).

Данная работа исследует вопросы расширения летных ограничений, при сохранении высоко уровня БП, на этапе взлета в условиях опасных внешних воздействий и при отказах АТ по второму методу.

Самолет обладает хорошей управляемостью, если обеспечена хорошая устойчивость, легкость и точность отклонения рулей, ограничены опасные режимы полета и существует возможность вывода из них. Самолет, имеющий "строгие" характеристи устойчивости и управляемости в случае возникновения особых (отказных) ситуаций в полете, может даже при высокой квалификации пилота стать причиной предпосылки к авиационному происшествию в сложных метеоусловиях.

Объектом исследования являются пассажирские самолеты Ту-154, Ил-86 и Ил-96-300 »руководящая и техническая документация по их эксплуатации.

Ниже приводится краткая характеристика целей, задач, основных результатов диссертационной работы и ее содержание.

Цель работы -разработка усовершенствованных комплексных методов исследования полета ВС в особых случаях взлета

- 7 с учетом влияния наземной протиообледенительной обработки (ПОО) для оценки возможного расширения их эксплуатационных ограничений путем более эффективного использования ЭВМ при сокращении натурных летных испытаний (ЛИ), финансовых и людских ресурсов.

Анализ руководящей и технической документации с целью выявления указаний по выполнению взлета, который предположительно может быть усовершенствован в смысле расширения эксплуатационных ограничений, позволил сформулировать следующие конкретные задачи исследования: выявление главных эксплуатационных факторов и условий, влияющих на эффективность ЛЭ и БП ВС на этапах взлета с учетом влияния наземной ПОО; оценка влияния наземной ПОО на аэродинамические характеристики ВС; анализ и применение обобщенной системы математического моделирования движения ВС на этапах взлета с учетом влияния наземной ПОО; разработка и реализация в системе математического моделирования усовершенствованных методов и алгоритмов для оценки эффективности ЛЭ и уровня БП ВС на этапах взлета с учетом наземной ПОО; разработка и обоснование комбинированных методов оценки адекватности математического моделирования особых случаев взлета ВС; разработка общих рекомендаций и предложений по повышению уровня безопасности ЛЭ ВС в особых случаях взлета и возможности расширения их эксплуатационных ограничений с учетом влияния наземной ПОО.

Современные методы исследования поведения самолета на различных этапах полета весьма сложны и трудоемки, а летный эксперимент является наиболее опасным из всех видов исследований. Поэтому использование адекватных математических моделей (ММ) движения самолета на этапе взлета после выполнения ПОО является наиболее безопасным и дешевым методом решения задач летной эксплуатации 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 на этапе взлета после выполнения ПОО , что дает возможность получить существенную экономию финансовых и людских ресурсов за счет сокращений объемов ЛИ, а также повысить их безопасность. Предполагается, что дорогостоящие летные эксперименты будут проводиться в разумной пропорции и использоваться для уточнения контроля расчетных результатов, подтверждения их достоверности и точности.

Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается: непосредственным сравнением численных расчетов с результатами ЛИ; непротиворечивостью полученных на ММ численных расчетов экспериментальным данным по статистическим критериям.

- 9

Научная новизна работы состоит в том, что обоснован и разработан метод оценки влияния наземной ПОО на аэродинамические характеристики ВС на этапах взлета, базирующийся на теории пограничных слоев; предложены комплексные методы оценки адекватности математического моделирования взлета ВС; предложены и обоснованы методы пилотирования ВС на этапе взлета с учетом и без учета наземной ПОО; даны общие рекомендации и предложения в Руководстве по летной эксплуатации (РЛЭ) ВС по расширению их эксплуатационных ограничений на взлете с учетом влияния наземной ПОО.

Практическая ценность работы заключается в том, что она позволяет: расширить границы исследования поведения ВС на этапе взлета после выполнения ПОО 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 на этапе взлета с учетом влияния ПОО;

- 10 использовать результаты проведенных исследований при разработке и совершенствовании Норм летной годности самолетов (HJITC).

Реализация и внедрение результатов работы

Основные результаты диссертационной работы внедрены и использованы в ГосНИИГА, ОАО "Аэрофлот - Российские международные авиалинии" и ГТК "Россия" при обучении и тренировке экипажей на этапе взлета с учетом влияния ПОО.

Вместе с тем эти результаты использованы в учебном процессе по дисциплинам "Аэродинамика" и "Динамика полета" в МГТУГА.

Апробация работы

Основные результаты выполненных исследований и отдельные разделы работы докладывались и получили положительную оценку на международных научно-технических конференциях по вопросам инженерно-авиационного обеспечения БП и эффективности эксплуатации ВС (Москва , 1996, 1999гг), 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 трех приложений. Основное содержание работы изложено на 208 страницах машинописного текста.

Всего работа содержит 14 таблиц, 35 рисунков и 103 библиографических названий ( из них 13 на иностранных языках). Приложения включают результаты дополнительных исследований и акты внедрений.

- II

В первой главе работы на основе выборочного анализа статистических данных по авиационным происшествиям ВС на этапах взлета из отечественных и зарубежных источников и соответствующих руководящих документов оценено влияние ПОО и различных факторов на БП ВС с целью их возможного учета при разработке методов исследования поведения транспортных самолетов. В конце главы сформулированы основные выводы и задачи исследований, вытекающие из поставленной цели и проведенного анализа проблемы.

Во второй главе рассмотрены методы оценки влияния ПОО на аэродинамические массовые и геометрические характеристики ВС. Определено влияние ледяных шероховатостей профиля крыла на коэффициенты сопротивления и подъемной силы ВС. Предложен двухпараметрический метод интегральных соотношений турбулентных отрывных и присоединенных течений с производным изменением скорости потока на внешней границе пограничного слоя для оценки влияния срыва потока с несущих и управляемых поверхностей ВС на их аэродинамические характеристики. Определены эффективные граничные условия для уравнений движения и турбулентной энергии, показана их применимость для течений, когда профиль скорости в градиентном пограничном слое имеет точку перегиба. Рассчитаны и затабулированы основные интегральные характеристики и функции турбулентного отрывного и присоединенного пограничного слоя, проведено сравнение результатов по предложенному методу с экспериментальными данными и выявлено влияние нелинейности аэродинамических характеристик ВС за счет срывов потока с несущих и управляемых поверхностей на их взлетные характеристики, что необходимо учитывать при исследованиях качеств переходных процессов и расчетах управляемости самолета.

- 12

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 проверке адекватности ММ движения ВС на всех этапах полета. В конце главы даны выводы и рекомендации по использованию ММ.

Четвертая глава работы посвящена выбору и обоснованию расчетных случаев (РС) для определения последствий отказов функциональных систем и влияния внешних метеоусловий на взлет ВС. Проведен анализ опыта летной эксплуатации среднемагистральных самолетов Ту-154М, Ил-86 и Ил-96-300 с целью выбора РС их взлета по степени возникновения особых ситуаций. Предложенные перечни РС взлета указанных самолетов явились основой для проведения целенаправленных исследований с помощью системы математического моделирования по расширению эксплуатационных ограничений и повышению уровня БП ВС на взлете с учетом наземной ПОО.

В главе выполнен численный эксперимент по решению прямых задач особых случаев взлета ВС с помощью предложенной системы математического моделирования динамики полета самолета с учетом и без учета выполнения наземной ПОО. Результаты численного моделирования особых случаев взлета ВС способствуют выявлению возможности расширения области эксплуатации самолетов в указанных условиях.

По результатам проведенных исследований сформулированы выводы и рекомендации по повышению

- 13 эффективности ЛЭ и условия БП ВС, полученные на основании анализа математического моделирования движения ВС в особых случаях взлета с учетом влияния ПОО.

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

- 14

Выводы по главе 4

1.Проведен анализ опыта летной эксплуатации самолета Ту-154М с целью выбора расчетных случаев взлета с учетом последствий отказов функциональных систем и влияния внешних метеоусловий.

2.Проведенный анализ позволил определить возможности, перспективы а концепцию практической реализации метода

- 204 математического моделирования для решения задач исследования особых полетных ситуаций на этапах взлета самолета Ту-154М.

3.Предложен порядок оценки степени опасных особых ситуаций самолета Ил-86 и рассмотрено содержание перечня расчетных случаев по оценке последствий отказов функциональных систем с целью возможности его использования в системе математического моделирования особых случаев взлета.

4.Предложенные перечни расчетных случаев самолетов Ту-154М и Ил-86 позволяют проводить целенаправленные исследования с помощью системы математического моделирования по расширению эксплуатационных ограничений и повышению уровня БП ВС.

5.С помощью предложенной системы математического моделирования движения ВС проведена широкая серия численных экспериментов с целью расширения ожидаемых условий эксплуатации ВС на этапах взлета с учетом и без учета ПОО в сложных метеоусловиях.

6.Результаты численных расчетов движения ВС в особых случаях взлета показывают, что имеется определенная возможность расширения области эксплуатации ВС с учетом ПОО в сторону пониженных коэффициентов сцепления и больших, чем указанные в РЛЭ, значений боковой составляющей скорости ветра.

7.Проведенные исследования прерванных и продолженных взлетов ВС без учета ПОО в условиях отрицательных температур свидетельствуют о необходимости ПОО ВС, поскольку завершение взлета не гарантировано.

8.С помощью математического моделирования прерванных и продолженных взлетов ВС на скользкой ВПП ( = 0,3) при различной температуре атмосферы получены для самолета Ил-86 дистанции прерванного и продолженного взлета с максимальной взлетной массой при

- 205 отказе критического двигателя. Получено, что уменьшение скорости принятия решения без изменения и М&зл. может обеспечить на скользкой ВПП требуемую дистанцию прерванного взлета в пределах располагаемой на аэродромах класса А.

9.По результатам проведенных исследований разработаны общие рекомендации и предложения по обеспечению безопасной ЛЭ ВС на взлете в условиях опасных внешних воздействий среды и при отказах АТ, а также по обучению и тренировке летного состава.

- 206

ЗАКЛЮЧЕНИЕ

1. Проведен анализ влияния различных факторов и условий на БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения. Показано, что при исследованиях вопросов повышения эффективности ЛЭ и обеспечения БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения обязательному рассмотрению и учету подлежат факторы и условия, связанные с инженерным обеспечением БП ВС (состояние ВС и отказы АТ, состояние внешней среды и действия экипажа при управлении ВС, наличие или отсутствие ПОО ВС).

2. Проанализированы методы исследования БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения, включая как теоретические, так и экспериментальные исследования. Показано, что только совместное их использование позволяет решить большинство задач, возникающих при исследовании БП ВС на этапе взлета в условиях обледенения.

3. Получены оценки влияния различной степени обледенения поверхности крыла на йзменение максимального значения коэффициента подъемной силы ¿у так и критического угла атаки *р . Анализ проведенных исследований свидетельствует, что в случае 100% покрытия крыла "изморозью" толщиной 0,5 мм по сравнению с "чистым крылом" приводит к уменьшению Сут<кх на 40 %, а - на 45%, которые необходимо учитывать на этапе взлета ВС с точки зрения его успешного завершения.

4. Предложена с истема математического моделирования нормальных и особых случаев взлета ВС, позволяющая реализовать сложные ММ взлета транспортных самолетов как с учетом, так и без учета их ПОО. Для решения дифференциальных уравнений динамика взлета ВС используется наиболее экономичный и устойчивый метод предсказания - коррекции, имеющий второй порядок аппроксимации и точности с повышенным быстродействием счета.

- 207

5. Получены новые данные о влиянии срыва потока с несущих и управляемых поверхностей ВС на их аэродинамические характеристики с учетом и без учета ПОО с помощью разработанного двухпараметрического метода интегральных соотношений турбулентных отрывных и присоединенных течений с произвольным изменением скорости потока на внешней границе пограничного слоя. Интегральные свойства вязких течений представляются профилями Стюартсона и характеризуются во всей области течения параметрами градиента давления и температурного фактора.

Определены эффективные граничные условия для уравнений движения и турбулентной энергии, доказана их применимость для течений, когда профиль скорости в градиентном пограничном слое имеет точку перегиба. Рассчитаны и затабулированы основные интегральные характеристики и функции турбулентного отрывного и присоединенного пограничного слоя. Проведено сравнение результатов расчетов по предложенному методу с экспериментальными данными.

6.Предложен метод учета поправок на основные аэродинамические характеристики крыла за счет влияния различных типов противообледенительной жидкости и ледяной шероховатости на его поверхности. Учет указанных поправок (уменьшение С^твк до 15-30%, а о4р до 2,5° - 5° ) необходимо учитывать при исследованиях особых случаев взлета ВС.

7.Проведен анализ опыта летной эксплуатации самолетов Ту-154М, Ил-86 и Ил-96 и выбор расчетных случаев их взлета с учетом последствий отказов функциональных систем и влияния внешних условий с целью возможности его использования в предложенной системе математического моделирования динамики полета ВС.

- 208

8.Выполнен бол ьшой численный эксперимент по решению прикладных задач с помощью предложенной системы математического моделирования движения ВС на взлете в сложных метеоусловиях и при отказах систем с учетом и без учета ПОО с целью определения возможности расширения ожидаемых условий эксплуатации. Показана реальная возможность включения в программу ЛИ исследований взлета ВС с учетом ПОО при пониженных коэффициентах сцепления и больших, чем указанные в РЛЭ, значениях боковой составляющей скорости ветра.

9.Проведенные исследования прерванных и продолженных взлетов ВС без учета ПОО показали о незначительном влиянии ПОО на прерванные взлеты ВС и о существенном влиянии на продолженные, которые завершить не всегда удается,особенно у широкофюзеляжных самолетов. Ю.Сформулированы и даны выводы и рекомендации, полученные на основании численного моделирования движения ВС на этапе взлета с учетом и без учета ПОО в сложных метеоусловиях и при отказах АТ.

Полученные в работе решения позволяют значительно расширить фронт работ для повышения информации о поведении ВС в сложных условиях взлета при сохранении или уменьшении объема летных испытаний, а также оценивать резервы по обеспечению безопасности и регулярности полетов, расширению летных ограничений и соответствию нормам летной годности гражданских самолетов.

Результаты исследований были переданы в ГосНИИГА , учебные заведения и летные подразделения ГА для использования в работе, что подтверждается соответствующими актами внедрения в Приложении 3.

- 209

1. Аварийность самолетов с ГТД стран-членов ИКАО при пассажирских перевозках за период эксплуатации с 1957 по 1986 гг.Отчет о НИР \№ 1410-87-IVX Г1Я В-8759; руководитель Полтавец В.А.-№ ГР Х74579;-М.; 1987.-74 е.:ил.- Отв .Исполнитель Пляцек A.B.

2. Аварийность самолетов с ГТД стран-членов ИКАО при при всех видов полетов за период эксплуатации с 1982 по 1992 гг.Обзор № 642\ ПЯ В-8759; руководитель Полтавец В.А.-№ ГР Х74579;-М.; 1987.-74 с.:ил.- Отв Исполнитель Пляцек A.B.

3. Анализ авиационных катастроф за 1972-1980гг №52, №10, №3, 1980г.

4. Аэромеханика самолета (под. ред. Бочкарева А.Ф.) М: Машиностроение, 1977. - 415 с.

5. Байкулова Н.Й., Кузьмина Ю.Е., Полякова И.Ф., Ципенко В.Г. О математическом моделировании взлета транспортного самолета в сложных метеоусловиях. В кн.: Методы инженерного обеспечения безопасности полетов. - М.: МИИГА, 1985. - с. 95-102.

6. Белоцерковский С.М., Ништ М.И. Отрывное и безотрывное обтекание тонких крыльев идеальной жидкостью. М.: Наука, 1978.-157 с.

7. Белов И.А. Модели турбулентности. Учебное пособие. Л.: ЛМИ, 1986. -100 с.210

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

9. Бехтир В.П., Ржевский В.М., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ту-1:54 М. М.: Воздушный транспорт, 1997. - 286 с.

10. Бехтир В.П., Ципенко В.Г. Практическая аэродинамика самолета Ил-86. М.: Воздушный транспорт, 1993. - 175 с.

11. Брагазин В.Ф Динамическая устойчивость бокового движения по ВПП. В кн. : Использование нестационарных динамических производных в уравнениях бокового движения самолета, -М.: ЦАГИ, 1984. - с. 31-34.

12. Бюшгенс Г.С., Студнев Р.В. Динамика пространственного движения самолета. М. Машиностроение 1967. - 226 с.

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

14. Васин И.С. Ципенко В.Г. Формирование аэродинамических характеристик современных воздушных судов для исследования особых случаев полета. В кн.: Моделирование полета и идентификация характеристик воздушных судов. - К.: КииГА, 1990. - с. 11-16.

15. Вопросы кибернетики. Проблемы создания и применения математических моделей в авиации (под ред. Белоцерковского С.М.). -М.: Кибернетика, 1983. 168 с.

16. Галай M.JI. Особенности пилотирования реактивных самолетов. М.: изд. ДОСААФ, 1962. - 194 с.

17. Гмурман В.Е. Теория вероятностей и математическая статистика, -М.: Высшая школа, 1977.- 497 с.

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

19. Гутер P.C., Овчинский Б.В. Элементы численного анализа и математической обработки результатов опыта. М.: Физматгиз, 1962. -355 с.

20. Демидович Ii.IT., Марон И.А., Шувалова Э.З. Численные методы анализа. -М.: Физматгиз, 1963. 400 с.

21. Динамика полета (под редакцией Мхитаряна A.M.) -М.: Машиностроение, 1978. 424 с.

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

23. Егоров Г.С., Ципенко В.Г. К расчету энергии турбулентности в сжимаемом градиентном потоке. -М.: АСУ на ВТ, МГА, вып. 2, 1976. -с. 5-9.

24. Ермаков А.Л., Ципенко В.Г. Математическое моделирование взлета самолета с ВПП при пониженном коэффициенте сцепления и боковом ветре. -В кн.: Вопросы аэродинамики и прочности воздушных судов гражданской авиации. -М.: ГосНИИГА, вып. 258,1986. -с. 16-22.

25. Ермаков А.Л., Полякова И.Ф., Ципенко В.Г., Сушко В.В. Определение безопасных условий взлета и посадки транспортных самолетов. В кн.: Методы и средства оценки уровня безопасности полетов гражданских воздушных судов. - К.: КНИГА, 1985, с. 15-21.

26. Ершихин А.П. Расчет параметров жидкой пленки, образуемой при обтекании тела двухфазным потоком, с учетом шероховатости поверхности. • В кн.: Прикладная аэродинамика. К. : КИИГА, 1979 - сс. 110-113.

27. Желудев Л.В. и др. Основы анализа летной деятельности и пути обеспечения безопасности полетов в гражданской авиации. -М.: МГА, 1968.-237 с.- 212

28. Жуков А.Я., Ципенко В.Г. Динамика полета. Движение летательного аппарата как материальной точки, ч. I-IV. -М.:МИИГА,1983. 416 с.

29. Иванов В.Э. Проблема "прозрачного " льда при эксплуатации воздушных судов. -В кн.: Особенности расчетов аэродинамических и летно-технических характеристик ВС в усложненных условиях полета -М.: МГТУГА, 1996.-С.113-114.

30. Иванов В.Э., Горяченкова М.Г., Николаев A.A. Анализ последствий отказов тормо жения колес на взлете и посадке транспортного самолета.- В кн.: Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых ситуациях. -М .: МГТУГА, 1997. -с. 17-23.

31. Иванов В.Э., Горяченкова М.Г., Николаев A.A. Влияние отказов тормозных нштков, закрылков и предкрылков на динамику полета самолета Ил-96Т. В кн.: Вопросы исследования летной эксплуатации ВС в особых с итуациях. -М.: МГТУГА, 1997. -с. 23-25.

32. Иванов В.Э., Гладышев К.В., Николаев A.JL, Муратов A.A. Взлет самолетов Ту-154, Ил-86 в условиях ветровых возмущений и интенсивных осадков. В кн.: Научный вестник МГТУГА N15, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 1999. - с. 93-95.

33. Иванов В.Э., Гладышев К.В., Николаев АЛ., Муратов A.A. Исследование продольного движения самолета Ил-86 при уходе на второй круг. В кн.: Научный вестник МГТУГА N15, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 1999. - с. 97-101.

34. Иванов В.Э., Волынцев A.B., Гладышев К.В., Чумаков A.B. Основные этапы выполнения наземной противообледенительной обработки воздушных судов. В кн.: Научный вестник МГТУГА N15, серия Аэромеханика и прочность. - М.: МГТУГА, 1999. - с. 117-121.

35. Калачев Г.С. Самолет , летчик и безопасность полета. -М.: Машиностроение, 1979. -222 с.

36. Котик М.Г., Филиппов В.В. Полет на предельных режимах. -М.: изд. МО СССР, 1977. -239 с.5 5.Котик М.Г. Динамика взлета и посадки самолетов. -М.: Машиностроение, 1984. 256 с.

37. Котик М.Г., Павлов A.B., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов. -М.: Машиностроение, 2-е изд. 1968. 423 с.

38. Летные исследования поведения самолета Ту-154 на ВПП с пониженным коэффициентом сцепления менее 0,3. Оценка возможности эксплуатации самолета Ил-86 при низком коэффициенте сцепления.- 215

39. Отчет о НИР /Государственный научно-исследовательский институт гражданской авиации (ГосНИИГА); руководитель Смыков В.Г. №ГР01850004305; инв. №517 -М.: 1985. 146 е.: ил. - Отв. Исполнитель Егоров Г.С.

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

41. Лигум Т.И., Скрипниченко С.Ю., Чульский Л.А., Шишмарев А.В., Юрский С.И. Аэродинамика самолета Ту-154. -М.: Транспорт, 1977. -304 с.

42. Линник Ю.В. Метод наименьших квадратов и основы теории обработки наблюдений. -М.: Физматгиз, 1958. 315 с.

43. Лунев В.В. Метод среднемассовых величин для пограничного слоя с поперечной неоднородностью во внешнем потоке. М.: МЖГ, N 1, 1967. - с. 17 -23.

44. Мысовских И.П. Лекции по методам вычислений. -М.: Физматгиз, 1962. -342 с.

45. Налимов В.В. Теория эксперимента. -М.: Наука, 1972. 210 с.

46. Наставление по производству полетов в гражданской авиации (НППГА 85). -М.: Воздушный транспорт, 1985. - 254 с.

47. Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость самолета. -М.: Машиностроение, 1975. -328 с.

48. Планирование эксперимента в исследованиях технологических процессов. -М.: Наука, 1977. 452 с.- 216

49. Ротта И.К. Турбулентный пограничный слой в несжимаемой жидкости. Л.: Судостроение, 1967. - 232 с.

50. Руководство по летной эксплуатации самолета ИЛ-96-300. М.: МГА, 1988.- 428 с.

51. Руководство по летной эксплуатации самолета Ту-154М. -М.: МГА, 1980.-412 с.

52. Руководство по летной эксплуатации самолета Ил-86 (РЛЭ 86). М.: МГА, 1980.-412 с.

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

54. Трунов O.K. Безопасность взлета в условиях обледенения. М.: ГосНииГа, 1995. - 70 с.

55. Уткин А.И., Ципенко В.Г. Некоторые вопросы математического моделирования работы шасси транспортного самолета. В кн.: Моделирование полета воздушных судов гражданской авиации. - Киев: КИИГА, 1986. - с. 57-64.

56. Фам Као Тханг. Особенности движения самолета при пробеге при выпуклом и выгнутом профиле ВПП. К.:, 1986. - 10 с.

57. Хантер Л.Г., Ривз Б. Л. Результаты исследования сильного взаимодействия в сверхзвуковых оторвавшихся и присоединяющихся потоках, основанные на использовании модели течения типа следа. М.: Ракетная техника и космонавтика, N1, 1967. - с. 17-23.

58. Хинуе И.О. Турбулентность . Ее механизм и теория. -М.: Физ. -мат. литер., 1963. 680 с.

59. Ципенко В.Г. Метод оценки влияния срыва потока на аэродинамические характеристики воздушных судов на этапах взлета и посадки . М.: 1987. -Рукопись деп. в ИЩИ ГА 31.03.87, N504 ГА . -28 с.

60. Ципенко В.Г. Отрыв турбулентного пограничного слоя на поверхности с точкой излома. В кн.: Прикладная аэродинамика. - К.: КИИГА, N 4, 1978. - с.13-19.

61. Чжен П. Отрывные течения, т. 2. -М. : Мир, 1973. 280 с.218

62. Чжен П. Отрывные течения, т. З.-М. : Мир, 1973. 336 с.

63. Шпилев К.М., Круглов А.Б. Самолет и природно-климатические условия. -М. : изд. МО СССР, 1972. 176 с.

64. Шлихтинг Г. Теория пограничного слоя. -М.: Наука, 1974. 711 с.

65. Pilot Wige Better WX, Wind Information. Air Line Pilot, v. 51, N11,1982.

66. Report on Langing Phase Accidents, ICAO, AN 6/19-175/109, Montreal, Canada, 1975.

67. Safe Flight Wind Shear Warning System for Republic Airlines.- Interavia Air Lett, N10280, 1981.

68. Human Factors in Aircraft Accidents/ Discussion Paper Sumitted by Capt. R.L. Dodds, Chairman IFALPH Medical Study Group. Riode Taneiro, 1974.

69. Beaty D. The Human Factor in Aircraft Accidents, Tower Publications, I nc. 185 Matison Avenue, New York, 10016, 1980.

70. Brever K. Paramétrés affecting control forces AIAA Paper, N 74 - 96, Los-Angeles, 1974, p. 1-17.

71. FAA Wing Sbear Stady. Interavia Air Lett, N10224,1983.

72. Accident Prevention Manual. ICAO - Montreal, Canada, 1982.

73. The Analysis of the Man Factor in Aircraft Accidents. The Forum SASI. Spring Edition 1975. 5700 Huntland Road. Camp Springs, Mainland 20031.

74. ADREP ICAO. Request 198/80 (USSR). Montreal, Canada, 1980.

75. Alber I. E. Similar Solutions for a Family of Separated Turbulent Boundary Layers. AIAA Paper, N 71-203,1971.

76. Cohen С. B. , Reshotko E. Similar Solutions for the Compressible Laminar Bondary Layer Heat Transfer and Gradient. NACA Report 1293,1956.

77. Stewartson K. Furteher Solutions of the Folkner Skan Equation. -Proceediiiings of the Cambbridge Philosophical Society, 50, part 3, 1954.

78. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТАвремя.000 с дальн-ть.000 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мскольжен. -89.966 град путев.ск. 18.003 км/чрыскание.000 град путев.ск. 18.003 км/ч

79. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ.время . 20.750 с дальн-ть. 648.945 мвысота ш.000 м бок.откл. 1.706 мдальн-ть. 648.945 м путев.ск. 200.327 км/чверт.ск.000 м/с бок.откл. 1.706 м1. ВРЕМЯ . 22.10СЕК

80. GEAR : Начало юза 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.10СЕК

81. GEAR : Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.10СЕК

82. GEAR: Начало юза 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.10 СЕК

83. GEAR : Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.10 СЕК

84. GEAR : Начало юза 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.10СЕК

85. GEAR : Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.10 СЕК

86. GEAR: Начало юза 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.10СЕК

87. GEAR: Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.10 СЕК

88. GEAR : Начало юза 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.10 СЕК

89. GEAR : Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.10СЕК

90. GEAR : Начало юза 3-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.10 СЕК

91. GEAR : Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 3

92. Событие N 13" СКОРОСТЬ ВЫКЛ. РЕВЕРСАвремя . 30.500 с дальн-ть. 1100.155 мвысота ш.000 м бок.откл. -.009 муг.увода.26815 град путев.ск. 109.929 км/ч1. ВРЕМЯ . 30.95СЕК

93. GEAR : Конец заноса 3-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 31.00СЕК

94. GEAR: Конец заноса 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 31.00СЕК

95. GEAR: Конец заноса 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 31.00СЕК

96. GEAR : Конец заноса 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 31.05СЕК

97. GEAR : Конец заноса 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 31.05СЕК

98. GEAR : Конец заноса 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 33.95СЕК

99. GEAR: Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 33.95СЕК

100. GEAR : Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 34.00СЕК

101. GEAR: Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 34.00СЕК

102. GEAR : Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 34.00СЕК

103. GEAR : Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 34.00 СЕК

104. GEAR: Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 3

105. Событие N 14 " СКОРОСТЬ РУЛЕНИЯ 30 "время . 38.700 с дальн-ть. 1256.902 мвысота ш.ООО м бок.откл. 1.285 мскольжен. -32.712 град р.направ. 1.514 градрыскание. 1.549 град путев.ск. 26.617 км/ч- 223 1. ВРЕМЯ . 40.55 СЕК

106. GEAR : Конец заноса 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 40.55 СЕК

107. GEAR : Конец заноса 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 40.65СЕК

108. GEAR : Конец заноса 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 40.65СЕК

109. GEAR : Конец заноса 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 40.80СЕК

110. GEAR : Конец заноса 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 40.80СЕК

111. GEAR: Конец заноса 3-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 40.85 СЕК

112. GEAR: Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 3

113. Событие N 99 " КОНЕЦ РАСЧЕТОВвремя . 41.050 с Дальн-ть. 1266.978 мвысота ш.ООО м бок.откл. 1.150 мвысота ш.ООО м возд. ск. 18.335 км/ч

114. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТАвремя.000 с дальн-ть. .000 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мскольжен. -89.966 град путев.ск. 18.003 км/чрыскание.000 град путев.ск. 18.003 км/ч

115. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ.время . 20.800 с дальн-ть. 651.104 мвысота ш. .000 м бок.откл. 1.671 мдальн-ть. 651.104 м путев.ск. 200.342 км/чверт.ск. -.001 м/с бок.откл. 1.671 м1. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

116. GEAR : Начало юза 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.15 СЕК

117. GEAR : Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

118. GEAR : Начало юза 2.-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

119. GEAR : Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.15 СЕК

120. GEAR : Начало юза 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

121. GEAR: Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

122. GEAR : Начало юза 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.15 СЕК

123. GEAR : Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

124. GEAR : Начало юза 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

125. GEAR : Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

126. GEAR : Начало юза 3-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 22.15СЕК

127. GEAR : Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 3

128. Событие N 13 " СКОРОСТЬ ВЫКЛ. РЕВЕРСА "время . 30.350 с дальн-ть. 1092.634 мвысота ш.ООО м бок.откл.120 мдальн-ть. 1092.634 м путев.ск. 109.923 км/чверт.ск.ООО м/с траектор. -.001 град1. ВРЕМЯ . 31.20СЕК

129. GEAR : Конец заноса 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 31.20СЕК

130. GEAR: Конец заноса 3-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 31.25СЕК

131. GEAR: Конец заноса 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 31.25СЕК

132. GEAR : Конец заноса 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 31.30СЕК

133. GEAR : Конец заноса 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 31.30СЕК

134. GEAR: Конец заноса 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 34.05СЕК

135. GEAR: Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 34.05 СЕК

136. GEAR : Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 34.05СЕК

137. GEAR : Начало заноса 1-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 34.05СЕК

138. GEAR: Начало заноса 2-ой пары колес стойки N 31. ВРЕМЯ . 34.10СЕК

139. GEAR : Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 21. ВРЕМЯ . 34.10 СЕК

140. GEAR : Начало заноса 3-ой пары колес стойки N 3

141. Событие N 14 " СКОРОСТЬ РУЛЕНИЯ 30время . 38.500 с дальн-ть. 1248.134 мвысота ш.ООО м бок.откл. 1.146 мдальн-ть. 1248.134 м путев.ск. 29.766 км/ч

142. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТАвремя.000 с дальн-ть.000 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мвысота. 3.519 м путев.ск. 18.003 км/чверт.ск.000 м/с перегр.у.000

143. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ.время . 20.750 с дальн-ть. 648.643 мвысота ш.000 м бок.откл. 1.634 мдальн-ть. 648.643 м путев.ск. 200.193 км/чверт.ск. -.001 м/с бок.откл. 1.634 м

144. Событие N 4 " СКОРОСТЬ'УЯ'ДОСТИГНУТА "время . 27.400 с дальн-ть. 1049.249 мвысота ш.000 м бок.откл.697 мдальн-ть. 1049.249 м путев.ск. 231.126 км/чверт.ск.000 м/с бок.откл.697 м

145. Событие N 7 " ПЕРЕДН.СТОЙКА В ВОЗДУХЕвремя . 30.100 с дальн-ть. 1226.703 мвысота ш.000 м бок.откл.052 мкрен.282 град р.направ. 20.033 градприб.ск. 267.879 км/ч тангаж.991 град

146. Событие N 5 " ЛЕВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 33.350 с дальн-ть. 1450.889 мвысота ш. .070 м бок.откл. -1.105 мкрен.687 град р.направ. 21.796 градприб.ск. 280.134 км/ч тангаж. 9.396 град

147. Событие N 6 " ПРАВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕвремя . 33.550 с дальн-ть. 1465.038 мвысота ш.207 м бок.откл. -1.221 мкрен.847 град р.направ. 22.672 градприб.ск. 280.742 км/ч тангаж. 11.032 град

148. Событие N 99 " КОНЕЦ РАСЧЕТОВвремя . 35.150 с дальн-ть. 1577.939 . мвысота ш. 11.101 м бок.откл. -1.377 мвысота ш. 11.101 м возд. ск. 254.679 км/чдальн-ть. 1577.939 м бок.откл. -1.377 м

149. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТА "время.000 с дальн-ть.000 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мвысота. 3.519 м путев.ск. 18.003 км/чверт.ск.000 м/с перегр.у.000

150. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ. "время . 20.800 с дальн-ть. 650.775 мвысота ш.000 м бок.откл. 1.603 мдальн-ть. 650.775 м путев.ск. 200.190 км/чверт.ск. -.002 м/с бок.откл. 1.603 м

151. Событие N 4 " СКОРОСТЬ'УК'ДОСТИГНУТАвремя . 27.500 с дальн-ть. 1054.233 мвысота ш.000 м бок.откл.659 мдальн-ть. 1054.233 м путев.ск. 230.935 км/чверт.ск. -.001 м/с бок.откл.659 м

152. Событие N 7 " ПЕРЕДН.СТОЙКА В ВОЗДУХЕвремя . 30.400 с дальн-ть. 1244.918 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мкрен.267 град р.направ. 20.470 градприб.ск. 268.258 км/ч тангаж. 1.062 град

153. Событие N 5 " ЛЕВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 34.000 с дальн-ть. 1494.115 мвысота ш.064 м бок.откл. -1.308 мкрен.671 град р.направ. 21.693 градприб.ск. 281.359 км/ч тангаж. 10.226 град

154. Событие N 6 " ПРАВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕвремя . 34.200 с дальн-ть. 1508.330 мвысота ш.208 м бок.откл. -1.441 мкрен.855 град р.направ. 22.847 градприб.ск. 281.938 км/ч тангаж. 11.778 град

155. Событие N 99 " КОНЕЦ РАСЧЕТОВвремя . 35.800 с дальн-ть. 1621.734 мвысота ш. 11.051 м бок.откл. -1.701 мвысота ш. 11.051 м возд. ск. 255.739 км/чдальн-ть. 1621.734 м бок.откл. -1.701 м- 230

156. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТА "время.000 с дальн-ть.000 мвысота.ш.000 м бок.откл.000 мскольжен. -89.966 град инд.скор. 56.497 км/чтангаж.155 град р.высоты.000 град

157. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ. "время . 32.600 с дальн-ть. 1124.556 мвысота ш.000 м бок.откл. -.211 мдальн-ть. 1124.556 м инд.скор. 254.103 км/чверт.ск.007 м/с бок.откл. -.211 м

158. Событие N 99 " КОНЕЦ РАСЧЕТОВвремя . 64.999 с дальн-ть. 2374.422 мвысота ш.000 м бок.откл. -1.604 мскольжен. -86.966 град возд. ск. 54.064 км/чр.направ. 13.427 град рыскание. -.710 град- 232

159. Событием 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТА "время.000 с дальн-ть.000 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мскольжен. -85.992 град инд.скор.371 км/чтангаж.155 град р.высоты.000 град

160. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ. "время . 33.550 с дальн-ть. 1196.502 мвысота ш.000 м бок.откл.086 мдальн-ть. 1196.502 м индхкор. 254.079 км/чверт.ск.000 м/с бок.откл.086 м

161. Событие N 7 " ПЕРЕДН.СТОЙКАВВОЗДУХЕ"время . 47.050 с дальн-ть. 2207.172 мвысота ш.000 м бок.откл.216 мкрен . -.234 град р.направ. 23.101 градинд.скор. 307.078 км/ч ' тангаж.988 град

162. Событие N 6 " ПРАВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 49.149 с дальн-ть. 2380.028 мвысота ш.000 м бок.откл.782 мкрен . -1.275 град р.направ. 21.811 градиндхкор. 313.719 км/ч тангаж. 3.775 град

163. Событие N 5 " ЛЕВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 49.999 с дальн-ть. 2450.903 мвысота ш.188 м бок.откл.815 мкрен . -1.105 град р.направ. 22.580 градиндхкор. 315.288 км/ч тангаж. 5.929 град

164. Событие N 12 " ЦЕНТР. СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 50.199 с дальн-ть. 2467.619 мвысота ш.277 м бок.откл.781 мкрен . -.934 град р.направ. 23.096 градиндхкор. 315.517 км/ч тангаж. 6.533 град

165. Событие N 8 " ВЫСОТА 10.7 Мвремя . 55.049 с дальн-ть. 2873.796 мвысота ш. 10.780 м бок.откл. -.287 мградиент. 3.854 % траектор. 2.207 градиндхкор. 315.317 км/ч тангаж. 8.683 град

166. Событие N 99 " КОНЕЦ РАСЧЕТОВвремя . 55.149 с дальн-ть. 2882.152 мвысота ш. 11.102 м бок.откл. -.247 мскольжен. -5.038 град бок.откл. -.308 мр.направ. 14.070 град рыскание. -1.937 град

167. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТА "время.000 с дальн-ть.000 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мскольжен. -89.966 град инд.скор.371 км/чтангаж.155 град р.высоты.000 град

168. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ.время . 33.850 с дальн-ть. 1212.177 мвысота ш.000 м бок.откл.099 мдальн-ть. 1212.177 м инд.скор. 254.023 км/чверт.ск.001 м/с бок.откл.099 м

169. Событие N 7 " ПЕРЕДН.СТОЙКА В ВОЗДУХЕвремя . 48.550 с дальн-ть. 2315.740 мвысота ш.000 м бок.откл. -4.011 мкрен.918 град р.направ. 20.986 градинд.скор. 307.762 км/ч тангаж. 1.181 град

170. Событие N 5 " ЛЕВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 61.149 с дальн-ть. 3398.415 мвысота ш.000 м бок.откл. -8.113 мкрен . 2.405 град р.направ. 18.990 градинд.скор. 339.320 км/ч тангаж. 3.867 град1. ВРЕМЯ . 63.05 СЕК

171. Опасность касания ВПП крылом или двигателем !!!

172. Событие N 12" ЦЕНТР. СТОЙКА В ВОЗДУХЕвремя . 63.199 с дальн-ть. 3583.924 мвысота ш.337 м бок.откл. -10.342 мкрен . 5.731 град р.направ. 25.251 градинд.скор. 343.553 км/ч тангаж. 8.151 град1. ВРЕМЯ . 63.90 СЕК

173. Опасность удара хвостом о ВПП !!!

174. Событие N 6 " ПРАВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕвремя . 63.949 с дальн-ть. 3652.235 мвысота ш.872 м бок.откл. -10.874 мкрен . 8.642 град р.направ. 26.868 градинд.скор. 343.603 км/ч тангаж. 10.234 град- 234

175. Событие N 30 " НАИВЫСШАЯ ТОЧКАвремя . 66.999 с дальн-ть. 3929.193 мвысота ш. 4.876 м бок.откл. -4.593 мтраектор.213 град инд.скор. 342.648 км/чтангаж. 9.260 град р.высоты. -11.837 град

176. Событие N 30 " ПРИЗЕМЛЕНИЕвремя . 73.997 с дальн-ть. 4575.427 мвысота ш.ООО м бок.откл. -4.073 мтраектор.503 град инд.скор. 356.049 км/чтангаж. 5.356 град р.высоты. -25.000 град

177. Событие N 30 " ВЫКАТЫВАНИЕ С ВПП "время . 75.997 с дальн-ть. 4762.746 мвысота ш.000 м бок.откл. -19.025 мскольжен. 50.210 град инд.скор. 354.802 км/чр.направ. 27.000 град рыскание. 58.435 град

178. Событие N 1 " НАЧАЛО ЭТАПА ПОЛЕТА "время.000 с дальн-ть.000 мвысота ш.000 м бок.откл.000 мскольжен. -89.966 град инд.скор.371 км/чтангаж.155 град р.высоты.000 град

179. Событие N 2 " СКОРОСТЬ ОТКАЗА ДВИГ. "время . 33.850 с дальн-ть. 1212.177 мвысота ш.000 м бок.откл.099 мдальн-ть. 1212.177 м инд.скор. 254.023 км/чверт.ск.001 м/с бок.откл.099 м

180. Событие N 7 " ПЕРЕДН.СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 62.849 с дальн-ть. 3556.971 мвысота ш.000 м бок.откл. .518 мкрен.559 град р.направ. 19.115 градинд.скор. 346.099 км/ч тангаж. 1.154 град

181. Событие N 5 " ЛЕВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 70.650 с дальн-ть. 4293.819 мвысота ш.000 м бок.откл. 2.561 мкрен . 1.519 град р.направ. 19.606 градинд.скор. 365.777 км/ч тангаж. 4.943 град

182. Событие N 6 " ПРАВАЯ СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 71.700 с дальн-ть. 4395.942 мвысота ш.289 м бок.откл. 2.126 мкрен . 2.379 град р.направ. 19.688 градинд.скор. 367.815 км/ч тангаж. 7.375 град

183. Событие N 12" ЦЕНТР. СТОЙКА В ВОЗДУХЕ "время . 71.750 с дальн-ть. 4400.817 мвысота ш.319 м бок.откл. 2.106 мкрен . 2.423 град р.направ. 19.687 градинд.скор. 367.876 км/ч тангаж. 7.489 град

184. Событие N 30 " ТЕКУЩАЯ ТОЧКАвремя . 79.000 с дальн-ть. 5112.744 мвысота ш. 9.145 м бок.откл. 1.360 мтраектор. 1.105 град инд.скор. 371.320 км/чтангаж. 9.145 град р.высоты. -15.484 град- 236

185. Событие N 30 " ТЕКУЩАЯ ТОЧКАвремя . 79.000 с дальн-ть. 5112.744 мвысота ш. 9.145 м бок.откл. 1.360 мскольжен. -1.933 град бок.откл. 1.360 мр.направ. 16.399 град рыскание. -.018 град

186. Событие N 8 " ВЫСОТА 10.7 Мвремя . 79.850 с дальн-ть. 5196.522 мвысота ш. 10.728 м бок.откл. 1.935 мградиент. 1.883 % траектор. 1.079 градинд.скор. 371.617 км/ч тангаж. 9.189 град

187. Указанные материалы использованы при подготовке к проведению летйых испытаний ВС на взлете в сложных метеоусловиях и анализе полученных результатов.

188. Эффективность выполненной работы обеспечивается за сч&т йовыёейи информативности летных экспериментов и повышения уровня безопасности полетов ВС.

189. Начальник лаборатории 133 отдела, к.т.н.1. Н.А. Котелевец