Гарантийный запас топлива

Направление и скорость ветра

Включение противообледенительной системы

Все данные, указанные ниже, приведены с учетом отбора воздуха от двигателей на нужду системы кондиционирования воздуха При дополнительном отборе воздуха от двигателей на нужды других систем километровый и часовой расходы топлива увеличиваются:

- при включении противообледенительной системы воздухозаборников и ВНА двигателей на 3%;

- при включении противообледенительной системы крыла, хвостового оперения и воздухозаборника РУ19А‑300 на высотах до 3000м – на 3%, на высотах свыше 3000м – на 5%.

Порядок учета влияния ветра на дальность и радиус полета изложен в Руководстве по самолетовождению.

Для обеспечения безопасности маршрутных полетов устанавливается гарантийный запас топлива не менее минимального 580кгс.

Минимальный гарантийный запас топлива учитывает возможное увеличение расхода топлива по сравнению с расчетным вследствие неточности выдерживания маршрута, изменчивости ветра и погрешности его определения и прогнозирования, возможности ухода на второй круг, отличия технических характеристик самолета и двигателей от их средних значений, погрешностей при заправке, измерении остатка топлива и расчета дальности и продолжительности полета.

По указанию командира гарантийный запас топлива может быть увеличен по сравнению с минимальным в зависимости от возможного изменения тактической, навигационной, метеорологической и радиационной обстановки, сложности поставленной задачи, уровня подготовки экипажа и других факторов.

При расчете дальности, радиуса и продолжительности полета гарантийный запас топлива вместе с невырабатываемым остатком топлива входит в расчетный остаток топлива при посадке.

Рис. 6.18. Длина пробега и потребная длина ВПП для посадки

Работает один двигатель АИ‑24ВТ на взлетном режиме

Двигатель РУ19А‑300 работает на номинальном режиме

Температура воздуха, °С

Рис. 6.19. Максимальный посадочный вес

Градиент набора высоты 2,1% при уходе на второй круг

Работает один двигатель АИ‑24ВТ на взлетном режиме

Двигатель РУ19А‑300 выключен Закрылки выпущены на 15°

Шасси убрано

Температура воздуха, °С

Рис. 6.20. Максимальный посадочный вес

Высота полета 500м

Скорость 360км/ч (360км/ч ИС)

Вес топлива при взлете, тс

Рис. 6.21. Дальность полета на высоте 500м

Высота полета 1000м

Скорость 355км/ч (365км/ч ИС)

Вес топлива при взлете, тс

Рис. 6.22. Дальность полета на высоте 1000м

Высота полета 2000м

Скорость 350км/ч (375км/ч ИС)

Вес топлива при взлете, тс

Рис. 6.23. Дальность полета на высоте 2000м

Высота полета 3000м

Скорость 340км/ч (385км/ч ИС)

Вес топлива при взлете, тс

Рис. 6.24. Дальность полета на высоте 3000м

Высота полета 4000м

Скорость 330км/ч (395км/ч ИС)

Вес топлива при взлете, тс

Рис. 6.25. Дальность полета на высоте 4000м

2. ВИКОНАННЯ ІНЖЕНЕРНО-ШТУРМАНСЬКОГО РОЗРАХУНКУ ПОЛЕТУ (С-т Ан - 26)

При выполнении инженерно-штурманского расчета, расчета дальности и продолжительности полета, а также запаса топлива учитываются:

- расход топлива (70кгс) и время (2мин) на взлет и разгон до скорости набора высоты;

- расход топлива G_т.н путь L_н и время t_н при наборе высоты согласно табл. 6.2-6.4;

- километровый и часовой расходы топлива q и Q, определяемые для среднего веса самолета на участке горизонтального полета для заданной высоты и скорости на режиме наибольшей дальности полета согласно табл. 6.1;

- расход топлива G_т.сн путь L_сн и время t_сн при снижении до высоты круга (500м) согласно табл. 6.5;

- расход топлива G_т.кр (190кгс) и время t_кр (10мин) при полете по кругу и посадке;

- невырабатываемый остаток топлива (55кгс) при автоматической выработке;

- гарантийный запас топлива G_т.гар (не менее 580кгс);

- расход топлива G_т.зем при запуске и прогреве двигателей и рулении на старт (230кгс – по 19кгс/мин в течение 12мин);

- часовой расход топлива двигателем РУ19А‑300 в зависимости от высоты полета согласно табл. 6.6.

При расчете радиуса и продолжительности полета в конечный пункт маршрута и обратно дополнительно учитываются:

- при посадочном десантировании – расход топлива 19кгс/мин при работе двигателей на земле; в предварительных расчетах время работы двигателей на земле принимается равным 10мин;

- при парашютном десантировании при заходе на площадку десантирования расход топлива 19кгс/мин; в предварительных расчетах время захода принимается равным 10мин.

Вес самолета, вес десантной нагрузки и запас топлива на самолете выражены соотношением G=G_сн+G_нагр+G_т. при этом взлетный и расчетный посадочный веса самолета равны:

G_взл=G_сн+G_нагр+G_т.взл

G_т.взл=G_т.полн-G_т.зем

G_пос=G_сн+G_нагр+G_т.пос

G_т.пос=G_т.гар+G_нев

где: G и G_т – текущие значения веса самолета и остатка топлива;

G_взл и G_т.взл – взлетный вес и запас топлива при взлете;

G_пос и G_т.пос – расчетный посадочный вес самолета и расчетный остаток топлива при посадке;

G_сн – вес снаряженного самолета (вес самолета без топлива и десантной нагрузки), в который входит вес пустого самолета (по формуляру), снаряжения и экипажа;

G_нагр – вес десантной нагрузки, в который входит вес перевозимого груза, приспособлений и оборудования для его перевозки и вес дополнительных членов экипажа;

G_т.полн – полный запас топлива на борту самолета перед запуском двигателей.

При определении весовых данных самолета следует руководствоваться материалами приложения 2 с учетом ограничений, изложенных в разделе 2.

Максимальные значения полного запаса топлива не должны превышать величин, указанных в табл. 6.7 для расчетных значений плотности топлива, или величин, получаемых умножением вместимости топливной системы на фактическую плотность топлива, когда она известна.

6.7.3. Общий метод расчета дальности, радиуса, продолжительности полета и методика выполнения инженерно-штурманского расчета полета

Порядок выполнения инженерно-штурманского расчета, расчета дальности, радиуса, продолжительности полета и количества заправляемого топлива зависит от конкретных особенностей заданного профиля полета и исходных данных в решаемой задаче. В эксплуатации наиболее часто встречаются задачи трех типов:

1 – определение максимальной дальности (радиуса) полета при перевозке заданного груза;

2 – определение потребного количества топлива (заправки) для полета на заданную дальность (радиус) с данной нагрузкой;

3 – определение максимального веса груза при перевозке его на заданную дальность (радиус).

Таблица 6.2

Характеристики набора высоты при работе двух двигателей АИ‑24ВТ на максимальном режиме (при постоянной скорости набора 310км/ч, двигатель РУ19А‑300 выключен, в стандартных условиях)

Взлетный вес, кгс	Высота, м	Расход топлива, кгс	Путь, км	Время, мин

Таблица 6.3

Характеристики набора высоты при работе двигателей АИ‑24ВТ и двигателя РУ19А‑300 на номинальном режиме (при постоянной скорости набора 310км/ч. в стандартных условиях)

Взлетный вес, кгс	Высота, м	Расход топлива, кгс	Путь, км	Время, мин

Таблица 6.4

Характеристики набора высоты при работе двигателей АИ‑24ВТ на максимальном режиме и двигателя РУ19А‑300 на номинальном режиме (при постоянной скорости набора 310км/ч, в стандартных условиях)

Взлетный вес, кгс	Высота, м	Расход топлива, кгс	Путь, км	Время, мин

Таблица 6.5

Характеристики снижения до высоты 500м

Высота, м	Скорость, км/ч	Расход топлива, кгс	Путь, км	Время, мин

Таблица 6.6

Часовой расход топлива двигателя РУ19А‑300 в зависимости от высоты полета

Высота полета, м
Часовой расход топлива, кгс/ч

Таблица 6.7

Максимальные значения полного запаса топлива

Сорт топлива	Расчетная плотность топлива, кг/л	Виды заправки
По обрез горловин (7080л), кгс	Эксплуатационная (6880л), кгс	Централизованная (6100л), кгс
TC‑1	0,775
T‑1, РТ	0,800

В результате инженерно-штурманского расчета полета должно быть определено:

- необходимое количество заправляемого топлива;

- общее расстояние и продолжительность полета;

- расход топлива по этапам полета и его остаток у контрольных ориентиров с учетом гарантийного запаса, полетный вес самолета, а также пройденный путь и время на каждом этапе полета;

- остаток топлива при выходе на аэродром и после посадки.

Перед началом расчета профиль полета разбивается граничными точками на участки набора высоты, снижения, горизонтального полета с постоянной скоростью и другие характерные участки полета.

Для наглядности и удобства проведения вычислений, их проверки и контроля расчет рекомендуется делать в таблице (табл. 6.8).

Вначале в таблицу вносятся исходные данные и величины, которые непосредственно могут быть определены по исходным данным.

Расчет начинается с одного из участков, для которого в одной из граничных точек известен вес самолета. Такими граничными точками обычно являются точки, соответствующие взлету или посадке самолета, но граничной точкой может быть и точка в середине профиля полета. Например, при решении задач типа 1 известны взлетный и посадочный веса самолета, при решении задач типа 2 – только посадочный вес, при решении задач типа 3 – только взлетный вес.

На участках набора высоты и снижения характеристики определяются в соответствии с табл. 6.2‑6.5.

Определение дальности на участках горизонтального полета производится в следующем порядке.

Если известен вес самолета в начале и конце горизонтального полета G` и G``, то определяются:

- средний вес самолета G_ср=0,5×(G`+G``);

- километровый расход топлива q для найденного значения среднего веса самолета и воздушная скорость по табл. 6.1;

- часовой расход топлива Q=qV_ис;

- расход топлива на участке ΔG_т=G`-G``;

- пройденный путь на участке ;

- время полета на участке ;

Если известен вес самолета в начале участка горизонтального полета G` и задана протяженность участка ΔL≤1000км, то определяются:

- средний вес самолета G_ср=G`-0,46q`ΔL, где q` определяется для веса самолета G`;

- величины q (по найденному значению G_ср) и V согласно табл. 6.1;

- часовой расход топлива Q=q×V_ис;

- расход топлива на участке ΔG_т=q×ΔL;

- вес самолета в конце участка G``=G`-ΔG_т;

- время полета на участке ;

Если известен вес самолета в конце участка горизонтального полета G`` и задана протяженность участка ΔL≤1000км, то определяются:

- средний вес самолета G_ср=G``+0,54q``ΔL, где q`` находится для веса самолета G``;

- величину q (по найденному значению G_ср) и V_ис согласно табл. 6.1;

- часовой расход топлива Q=q×V_ис;

- расход топлива на участке ΔG_т=q×ΔL;

- вес самолета в начале участка G`=G``+ΔG_т;

- время полета на участке ;

После расчета данных на всех участках для каждой граничной точки с учетом исходных данных подсчитываются остаток топлива, пройденный путь и время полета от взлета самолета. Для простейшего профиля с постоянной высотой и скоростью основные данные могут быть определены по графикам рис. 6.21‑6.30.

6.7.4. Определение дальности, радиуса и продолжительности полета, заправки топлива при полете на постоянной высоте и режиме наибольшей дальности с помощью графиков

Графики рис. 6.21‑6.30 связывают между собой дальность полета, взлетный вес самолета и запас топлива при взлете.

Графики рассчитаны для полета на постоянной высоте и режиме наибольшей дальности с учетом набора высоты с двумя работающими на максимальном режиме двигателями АИ‑24ВТ при постоянной скорости набора 310км/ч, гарантийного запаса топлива 580 кгс и величин, указанных в п. 6.7.2.

В случае набора высоты при работе двигателей АИ‑24ВТ на максимальном режиме и двигателя РУ19А‑300 на номинальном или при работе двигателей АИ‑24ВТ и двигателя РУ19А-300 на номинальном режиме при постоянной скорости набора 310км/ч дальность полета, определенную по графикам рис, 6.21-6.30, необходимо уменьшать на величину, указанную в табл. 6.9.

Для подсчета заправки топлива необходимо к запасу топлива при взлете добавить расход топлива при работе двигателей на земле (см. 6.7.2).

Таблица 6.8

Н, м
Длина участка, км Общая длина, км Приборная скорость, км/ч Воздушная скорость, км/ч ИС Продолжительность полета, мин. Общая продолжительность полета, мин. Часовой расход топлива, кгс/ч Километровый расход топлива,кгс/км Расход топлива на участке, кгс	- - -	2,08	340‑420 - - -	- - - - - - -	- - -	1,84	340‑420 - - -	- - - - -
Остаток топлива, кгс Полетный вес, кгс

Рис. 6.26. Дальность полета на высоте 5000м Рис. 6.27. Дальность полета на высоте 6000м

Рис. 6.28. Дальность полета на высоте 6600м Рис. 6.29. Дальность полета на высоте 7200м

Взлетный вес 18тс

Вес топлива при взлете, тс

Рис. 6.30. Дальность полета на высоте 7800м

Таблица 6.9

Высота полета, м	При наборе высоты двигатели АИ‑24ВТ и двигатель РУ19А‑300 работают на номинальном режиме	При наборе высоты двигатели АИ‑24ВТ работают на максимальном режиме, а двигатель РУ19А‑300 на номинальном
Взлетный вес, кгс	Взлетный вес, кгс
	-	- -	- - -	- - - -	-	- -	- - -	- - - -

Задача 1. Определение максимальной дальности полета, при перевозке заданного груза

Для определения максимальной дальности полета при перевозке заданного груза с помощью графиков (см. рис. 6.21-6.30) необходимо:

- знать максимальный взлетный вес для конкретных условий взлета (см. 6.4), вес снаряженного самолета и вес нагрузки с учетом веса приспособлений для перевозки груза (см. приложение 1);

- определить, исходя из максимального взлетного веса самолета, запас топлива при взлете G_т.взл=G_взл‑G_сн‑G_нагр;

- найти полный запас топлива (заправку) G_т.полн=G_т.взл+G_т.зем;

- проверить, используя табл. 6.7, размещается ли найденное количество топлива в баках самолета. Если емкость баков не позволяет разместить найденный полный запас топлива, то следует определить запас топлива при взлете и взлетный вес самолета, исходя из максимальной вместимости топливных баков;

- на графике, соответствующем заданной высоте полета, по значениям взлетного веса и запаса топлива при взлете определить дальность полета (см. рис. 6.24).

Если величина гарантийного запаса топлива берется более 580кгс, то дальность полета определяется по запасу топлива при взлете, уменьшенному на разность между гарантийными запасами, с сохранением неизменным взлетного веса.

Задача 2. Определение заправки топлива при полете на заданную дальность с данной нагрузкой

Определение заправки топлива в этом случае производится методом последовательных приближений, так как взлетный вес самолета заранее не задан.

Для этого, задавшись ориентировочным значением взлетного веса, по соответствующему графику (см. рис. 6.21‑6.30) для заданной дальности полета определяется запас топлива при взлете. По этой величине, весу снаряженного самолета и весу нагрузки подсчитывается взлетный вес самолета и затем по графику вновь определяется запас топлива при взлете.

Если запас топлива при взлете более чем на 100кгс отличается от ранее полученного, то операции определения взлетного веса и запаса топлива при взлете повторяются, пока разность между двумя последовательно определенными значениями запаса топлива при взлете не станет меньше 100кгс.

Задача 3. Определение максимального веса перевозимого груза при перевозке его на заданную дальность

В этом случае по максимальному взлетному весу и заданному расстоянию с помощью соответствующего графика (см. рис. 6.21‑6.30) определяем запас топлива при взлете и подсчитываем максимальный вес груза с учетом приспособлений для его перевозки:

G_нагр=G_взл‑G_сн‑G_т.взл;

Определение максимального радиуса полета

Максимальный радиус посадочного или парашютного десантирования при полете с нагрузкой G_нагр1 в пункт десантирования и с нагрузкой G_нагр2 при полете обратно определяется по формуле:

;

где ΔR – поправка, учитывающая уменьшение радиуса полета:

а) при посадочном десантировании (табл. 6.10) за счет снижения и посадки в конечном пункте радиуса, работы двигателей на земле, взлета и набора высоты при полете к аэродрому вылета;

б) при парашютном десантировании (см. табл. 6.10) за счет снижения до высоты 500м, захода на площадку десантирования, набора высоты;

Таблица 6.10

Высота, м	ΔR, км
Посадочное десантирование	Парашютное десантирование
		-

L₁ и L₂ – условные дальности полета, определяемые по графикам (см. рис. 6.21-6.30). Условная дальность полета L₁ определяется так, как указано в задаче 1 для взлетного веса G_взл и запаса топлива при взлете G_т.взл, подсчитанных для нагрузки G_нагр1 при полете в пункт десантирования.

Условная дальность L₂ определяется для взлетного веса G_взл2, подсчитанного для нагрузки G_нагр2 при полете из пункта десантирования и запаса топлива при взлете G_т.взл, при этом:

G_взл2=G_взл1‑(G_нагр1‑G_нагр2).

Если полет в пункт десантирования и обратно выполняется на разных высотах, то условные дальности определяются по графикам для соответствующих высот, а для ΔR берется среднее значение.