Эксплуатационный способ защиты самолетных маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания посторонних предметов

Эксплуатационный способ защиты самолетных маршевых авиадвигателей от вихревого засасывания посторонних предметов

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Предлагаемое изобретение относится к авиации, в частности к способам защиты авиационных двигателей от попадания в них посторонних предметов (ПП), забрасываемых с поверхности взлетно-посадочной полосы (ВПП) вихревыми шнурами (концентрированными вихрями), образующимися между поверхностью ВПП и воздухозаборниками маршевых авиадвигателей (от вихревого засасывания ПП) на разбеге самолета при взлете.

Средства защиты маршевых авиадвигателей самолетов от вихревого засасывания ПП весьма разнообразны. Например, можно упомянуть струйную систему защиты двигателя от вихревого засасывания в него ПП посредством разрушения вихревого шнура струей воздуха, отбираемого от компрессора авиадвигателя (патент на изобретение №1824826, МПК B64D 33/02, опубликовано 10.08.1991). В числе конструктивных средств защиты авиадвигателей от вихревого засасывания ПП можно отметить компоновочные решения по размещению маршевых авиадвигателей на самолете. Двигатели устанавливаются достаточно высоко над поверхностью ВПП, минимизируется загромождение верхних полусфер входов в воздухозаборники авиадвигателей. То и другое ослабляет вихревые шнуры и снижает вероятность вихревого засасывания ими в двигатели ПП.

Необходимость соблюдения ограничений на взлетно-посадочные характеристики самолета по условию обеспечения безопасности полетов ставит под серьезное сомнение эффективность снижения вероятности вихревого засасывания ПП путем простого снижения режима работы авиадвигателей на постоянную величину. Предпочтительнее, оказывается, изменять режим маршевых авиадвигателей в процессе движения самолета по ВПП в зависимости от изменения тех или иных условий этого движения. В этом плане можно упомянуть способ применения реверса тяги на послепосадочном пробеге самолета, при котором режим работы силовой установки понижается в зависимости от уменьшения скорости движения самолета. В этом случае авиадвигатели защищаются от попадания ПП, поднимаемых с поверхности ВПП реверсивными струями горячих газов, и от попадания самих струй, способных нарушать газодинамическую устойчивость (ГДУ) двигателей. Реализация такого способа требует применения программной системы автоматического регулирования, включающей в себя в обязательном порядке датчик скорости движения самолета, датчик частоты вращения роторов авиадвигателя, датчик температуры (торможения) наружного воздуха и программное устройство, воспроизводящее зависимость приведенной (по температуре) частоты вращения от числа М (скорости, приведенной по температуре) движения самолета по ВПП.

Более простой обходной прием состоит в том, что вместо программной системы используют так называемую замкнутую систему автоматического регулирования. Отрицательная обратная связь замыкается через объект регулирования. Для этого измеряется какой-либо параметр, косвенно характеризующий режим работы регулируемого двигателя. Этот параметр сравнивается с заданным его значением. По результату сравнения формируется управляющий сигнал, подаваемый на исполнительный механизм, который изменяет режим работы двигателя в сторону уменьшения рассогласования между заданным и измеряемым значениями параметра, характеризующего режим работы двигателя. При этом вместо скорости движения самолета и частоты вращения роторов в системе регулирования авиадвигателя должно быть предусмотрено измерение местной температуры (торможения) на входе в воздухозаборник маршевого авиадвигателя (измеряемое значение), которая возрастает при попадании реверсивной струи на вход в воздухозаборник, и температуры (торможения) невозмущенного потока воздуха (заданное значение). Задача, стоящая перед замкнутой системой, заключается в том, чтобы поддерживать значения местной температуры равным значениям атмосферной температуры окружающего воздуха изменениями частоты вращения ротора. В результате этого реализуется нужная зависимость значений частоты вращения роторов авиадвигателей от значений скорости движения самолета, обеспечивающая ГДУ работы двигателей и недопущение попадания в них ПП, а также не допускающая снижения тяги силовой установки (СУ) там, где этого не требуется для решения первых двух задач. В настоящее время известен аналогичный способ автоматического управления режимом работы авиадвигателя, в котором вместо значений температуры измеряются и подлежат согласованию значения статического давления на внешних поверхностях мотогондол, подверженных воздействию реверсивных струй (патент на изобретение №2372257, МПК B64D 31/12, опубликовано 10.11.2009). В этом случае регулируется режим работы одного двигателя, а приемник статического давления, значения которого характеризуют режим работы этого двигателя, находится на мотогондоле соседнего двигателя.

Вероятность вихревого засасывания ПП в авиадвигатели на разбеге самолета при взлете аналогичным образом может быть существенно уменьшена с помощью увеличения режима работу СУ с пониженного до максимального в зависимости от увеличения скорости движения самолета по ВПП (патент на изобретение №2325307, МПК B64D 31/12, B64D 33/02, опубликовано 27.05.2008). Как и в ранее описанном примере, простое снижение режима работы СУ на постоянную величину оказывается непригодным для практического применения вследствие ограничений на время и длину пути разбега самолета при взлете. Однако в данном случае автоматическое управление изменением режима работы СУ в процессе разбега самолета может быть организовано только на основе использования программных систем регулирования. Возможность использования для этой цели замкнутых систем к настоящему времени не просматривается.

Если изменение режима работы авиадвигателей производится вручную, то оно должно быть максимально упрощено. В данном случае двигатели некоторое время после момента старта (несколько секунд) выдерживаются на постоянном пониженном режиме работы, а затем РУДы переводятся на максимал. В результате этого осуществляется режим приемистости и выход на максимальный режим работы с темпом, задаваемым автоматикой двигателей. Такой взлет самолета представляет собой разновидность взлета «с додачей» тяги маршевых авиадвигателей. Такой способ взлета, когда с целью снижения вероятности вихревого засасывания ПП в авиадвигатели, приходящейся на один взлет, «самолет начинает разбег при работе двигателей на пониженном режиме (режиме страгивания), а затем в процессе разбега режим работы двигателей увеличивается до максимального» (А.А.Иноземцев, В.Л.Сандрацкий. Газотурбинные двигатели. Глава 5. Пермь, «Авиадвигатель», 2006 г.) принят в качестве прототипа предлагаемого изобретения. Пониженный режим определяется в прототипе по условию отсутствия вихревого засасывания ПП, а его длительность - по условию достижения самолетом скорости движения, равной скорости сдува вихревых шнуров на максимальном режиме работы СУ.

Однако в таком виде, как это требуется в прототипе, эти условия не всегда могут быть выполнены, так как в реальной эксплуатации такой выбор пониженного режима может привести к не допустимо большим значениям времени и длины разбега самолета и не обеспечивает условий безопасности полетов.

Технический результат, на достижение которого направлено изобретение, является минимизация вероятности вихревого засасывания посторонних предметов при соблюдении ограничений на время и длину разбега самолета и на диапазон допустимых пониженных режимов.

Для достижения названного технического результата в предлагаемом способе, включающем взлет «с додачей» тяги при ручном управлении режимом работы силовой установки (СУ) по профилю: страгивание с места исполнительного старта, начало разбега на пониженном режиме работы СУ, продолжение разбега на режиме приемистости СУ на штатном автомате приемистости (электронного регулятора приемистости) с конца пониженного до максимального режима работы СУ, продолжение разбега на максимальном режиме СУ, разгоняясь на пониженном режиме работы СУ, самолет достигает в конце этого режима скорости движения V_1V, обеспечивающей сдув вихревых шнуров на режиме приемистости, предварительно проводят стендовые испытания авиадвигателя и исследования модели самолета в аэродинамической трубе. Для оптимизации кинематических параметров взлета осуществляют математическое моделирование динамики разбега самолета и изменения режимов работы СУ на комплексной математической модели «двигатель + самолет». Определяют зависимости параметров режима приемистости СУ и самолета от времени: изменение тяги СУ, расхода воздуха на режиме, скорости сдува вихрей и скорости движения самолета Vs, соответствующие определенным значениям скорости движения самолета в момент начала приемистости СУ. Для каждого пониженного режима и разных значений скорости движения V₁ самолета в момент начала приемистости сравнивают зависимости изменения скорости движения модели самолета V_S(τ) и скорости сдува вихревых шнуров V_SD(τ) от времени. Для каждого значения величины скорости V₁ в пределах своего отрезка времени режима приемистости СУ определяют минимальные значения разности V_S-V_SD между величинами скорости движения самолета V_S и скорости сдува V_SD, подбирают оптимальное значение скорости движения модели самолета V₁ таким, чтобы минимальное значение разности V_S-V_SD равнялось нулю в процессе приемистости СУ, т.е. подбирают V₁ таким образом, чтобы на режиме приемистости выполнялось неравенство, переходящее в равенство в диапазоне времени τ₁-τ₂:

(V_S(τ)-V_SD(τ))≥0,

где τ₁ - время конца пониженного режима работы СУ и начала приемистости, τ₂ - время конца режима приемистости СУ и начала максимального режима раττботы СУ.

По оптимальным рассчитанным значениям V₁ определяют значения времени τ₀₁ и длины пути l₀₁ движения на пониженных режимах работы СУ как определенные численные интегралы по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V1 от величин 1/a _s и Vs/a _s, где a _s - ускорение самолета на пониженных режимах.

В ограничивающих пределах от скорости Vs=V₁ до скорости Vs=V₂ определяют на комплексной математической модели значения времени режимов приемистости как разности τ₁₂=τ₂-τ₁. По значениям времени τ₀₁ и τ₁₂ вычисляют значения времени движения τ₀₂ от момента страгивания до момента выхода СУ на максимальный режим как суммы τ₀₂=τ₀₁+τ₁₂. Определяют на комплексной математической модели для оптимальных рассчитанных значений V₁ изменения по времени скорости движения самолета Vs(τ) на режимах приемистости, в том числе значения скорости Vs=V₂ в момент выхода СУ на максимальный режим, вычисляют значения длины пути движения самолета l₁₂, проходимого на режимах приемистости при увеличении скорости от Vs=V₁ до Vs=V₂, как определенные численные интегралы по времени от величины скорости Vs(τ) в ограничивающих пределах от τ₁ до τ₂, определяют значения длины пути l₀₂, проходимого самолетов при увеличении скорости от Vs=0 до Vs=V₂, как суммы l₀₂=l₀₁+l₀₂. Вычисляют значения времени τ_02мах и длины пути движения самолета l_02max на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости от Vs=0 до Vs=V₂, как определенные численные интегралы от величин 1/a _s и Vs/a _s, по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V₂, вычисляют минимальные, соответствующие оптимальным значениям V₁, значения увеличения времени Δτ как разности между значениями τ₀₂ и значениями времени движения на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости в пределах от Vs=V₁ до Vs=V₂: Δτ=τ₀₂-τ_02мах, а минимальные значения увеличения длины пути движения Δl - как разности между значениями l₀₂ и значениями длины пути движения на максимальном режиме работы СУ l_02мах при изменении скорости в тех же пределах:

Δl=l₀₂-l_02мах.

По полученным значениям Δτ, Δl, различным для различных пониженных режимов, судят о соответствии значений времени и длины пути разбега самолета заданным ограничениям и о допустимости использования тех или иных пониженных режимов при взлете «с додачей» тяги.

Ускорение самолета и скорость сдува вихревого шнура определяют с учетом влияния встречной составляющей скорости ветра.

Кроме того, оптимальный пониженный режим СУ выбирают как минимально возможный пониженный режим, удовлетворяющий ограничениям на увеличение времени и длины пути разбега в диапазоне пониженных режимов с нижним пределом для пониженного режима в виде либо режима малого газа либо предельного пониженного режима, обеспечивающего отсутствие вихревого засасывания посторонних предметов, либо пониженного режима, соответствующего безусловному минимуму вероятности вихревого засасывания ПП, приходящейся на один взлет, в зависимости от того, на котором из указанных пониженных режимов частота вращения роторов выше всего.

Более того, для силовой установки самолета, имеющей более одного маршевого авиадвигателя, характеризующейся различными значениями скорости сдува вихревого шнура при одних и тех же режимах работы авиадвигателей, скорости сдува вихревого шнура силовой установки определяют в расчете на худший случай по тому маршевому авиадвигателю, у которого скорость сдува вихревого шнура наибольшая.

Для осуществления взлета «с додачей» тяги при оптимальных значениях его кинематических параметров летчику сообщают расчетные значения частот вращения роторов авиадвигателей, соответствующих пониженному режиму работы СУ, и соответствующие ему значения времени и длины пути движения на этом пониженном режиме, обеспечивающие минимальную вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет, при соблюдении ограничений на время и длину пути разбега самолета при взлете и на диапазон допустимых пониженных режимов.

Предлагаемый способ поясняется следующей фиг.1, на которой приведен пример совместного протекания по времени τ скорости самолета Vs и скорости сдува вихревого шнура V_SD при расчетных оптимальных значениях кинематических параметров взлета «с додачей» тяги, где пониженный режим работы СУ обозначен цифрой - 1, режим приемистости - 2, максимальный режим - 3. Пример совместного протекания по времени скоростей V_S и V_SD согласно прототипу приводится для сравнения на фиг.2.

Способ осуществляется следующим образом.

Предварительно проводят стендовые испытания авиадвигателя и исследования модели самолета в аэродинамической трубе. Для оптимизации кинематических параметров взлета осуществляют математическое моделирование динамики разбега самолета и изменения режимов работы СУ на комплексной математической модели «двигатель + самолет». Определяют зависимости параметров режима приемистости СУ и самолета от времени: изменение тяги СУ, расхода воздуха на режиме, скорости сдува вихрей и скорости движения самолета, соответствующие определенным значениям скорости движения самолета V₁ в момент начала приемистости СУ. Для каждого пониженного режима и разных значений скорости движения V₁ самолета в момент начала приемистости сравнивают зависимости изменения скорости движения модели самолета V_S(τ) и скорости сдува вихревых шнуров V_SD(τ) от времени. Для каждого значения величины скорости V₁ в пределах своего отрезка времени режима приемистости СУ определяют минимальные значения разности V_S-V_SD между величинами скорости движения самолета V_S и скорости сдува V_SD, подбирают оптимальное значение скорости движения модели самолета V₁ таким, чтобы минимальное значение разности V_S-V_SD равнялось нулю в процессе приемистости СУ, т.е. подбирают V₁ таким образом, чтобы на режиме приемистости выполнялось неравенство, переходящее в равенство в диапазоне времени τ₁-τ₂:

(V_S(τ)-V_SD(τ))≥0,

где τ₁ - время начала приемистости и конца пониженного режима работы СУ,

τ₂ - время конца режима приемистости СУ и начала максимального режима работы СУ.

По оптимальным рассчитанным значениям V₁ определяют значения времени τ₀₁ и длины пути l₀₁ движения на пониженных режимах работы СУ как определенные численные интегралы по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V1 от величин 1/a _s и Vs/a _s, где a _s - ускорение самолета на пониженных режимах.

В ограничивающих пределах от скорости Vs=V₁ до скорости Vs=V₂ определяют на комплексной математической модели значение времени режимов приемистости как разности τ₁₂=τ₂-τ₁. По значениям времени τ₀₁ и τ₁₂ вычисляют значения времени движения τ₀₂ от момента страгивания до момента выхода СУ на максимальный режим как суммы τ_о2=τ₀₁+τ₁₂. Определяют на комплексной математической модели для оптимальных рассчитанных значений V₁ изменения по времени скорости движения самолета Vs(τ) на режимах приемистости, в том числе значения скорости Vs=V₂ в момент выхода СУ на максимальный режим, вычисляют значения длины пути движения самолета l₁₂, проходимого на режимах приемистости при увеличении скорости от Vs=V₁ до Vs=V₂, как определенные численные интегралы по времени от величины скорости Vs(τ) в ограничивающих пределах от τ₁ до τ₂, определяют значения длины пути l₀₂, проходимого самолетом при увеличении скорости от Vs=0 до Vs=V₂, как суммы l₀₂=l₀₁+l₀₂. Вычисляют значения времени τ_02мах и длины пути движения самолета l_02мах на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости от Vs=0 до Vs=V₂, как определенные численные интегралы от величин 1/a _s и Vs/a _s, по скорости в ограничивающих пределах Vs=0 и Vs=V₂, вычисляют минимальные, соответствующие оптимальным значениям V₁, значения увеличения времени Δτ как разности между значениями τ₀₂ и значениями времени движения на максимальном режиме работы СУ при изменении скорости в пределах от Vs=0 до Vs=V₂: Δτ=τ₀₂-τ_02мах, а минимальные значения увеличения длины пути движения Δl - как разности между значениями l₀₂ и значениями длины пути движения на максимальном режиме работы СУ l_02мах при изменении скорости в тех же пределах:

Δl=l₀₂-l_02мах.

По полученным значениям Δτ, Δl, различным для различных пониженных режимов, судят о соответствии значений времени и длины пути разбега самолета заданным ограничениям и о допустимости использования тех или иных пониженных режимов при взлете «с додачей» тяги.

Ускорение самолета и скорость сдува вихревого шнура определяют с учетом влияния встречной составляющей скорости ветра.

Кроме того, оптимальный пониженный режим СУ выбирают как минимально возможный пониженный режим, удовлетворяющий ограничениям на увеличение времени и длины пути разбега в диапазоне допустимых пониженных режимов с нижним пределом для пониженного режима в виде либо режима малого газа либо предельного пониженного режима, обеспечивающего отсутствие вихревого засасывания посторонних предметов, либо пониженного режима, соответствующего безусловному минимуму вероятности вихревого засасывания ПП, приходящейся на один взлет, в зависимости от того, на котором из указанных пониженных режимов частота вращения роторов выше всего.

Более того, для силовой установки самолета, имеющей более одного маршевого авиадвигателя, характеризующихся различными значениями скорости сдува вихревого шнура при одних и тех же режимах работы авиадвигателей, скорости сдува вихревого шнура силовой установки определяют в расчете на худший случай по тому маршевому авиадвигателю, у которого скорость сдува вихревого шнура наибольшая.

Для осуществления взлета «с додачей» тяги при оптимальных значениях его кинематических параметров летчику сообщают расчетные значения частот вращения роторов авиадвигателей, соответствующих пониженному режиму работы СУ, и соответствующие ему значения времени и длины пути движения на этом пониженном режиме, обеспечивающие минимальную вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет, при соблюдении ограничений на время и длину пути разбега самолета при взлете и на диапазон пониженных режимов.

Значения времени τ₀₁(c) и длины пути l₀₁ (м) движения самолета на пониженном режиме работы СУ могут быть вычислены по значениям скорости его движения V₁ в момент начала приемистости с помощью приближенных зависимостей:

где а ₁ - ускорение самолета на пониженном режиме работы СУ в момент страгивания самолета с места (исполнительного) старта, м/с².

Увеличение скорости движения самолета V_s от V_s=0 до V_s=V₁ требует для пониженного и максимального режимов работы СУ различных значений времени и длины пути движения самолета. Увеличение времени Δτ₀₁ (с) и длины пути Δl₀₁ (м) на пониженном режиме работы СУ по сравнению с максимальным режимом на участке движения от скорости V_s=0 до V_s=V₁ можно вычислить с помощью приближенных аналитических выражений:

где а ₂ - ускорение самолета на максимальном режиме работы СУ в момент страгивания с места старта, м/с².

Идеальный результат применения взлета «с додачей» тяги как эксплуатационного способа защиты авиадвигателей от вихревого засасывания ПП - это когда полностью исключена возможность вихревого засасывания ПП. Применение способа защиты считается эффективным, если вероятность вихревого засасывания ПП, приходящаяся на один взлет, снижается на порядок. Снижение вероятности вихревого засасывания ПП можно характеризовать количественно коэффициентом снижения К_Р12, равным отношению вероятности вихревого засасывания ПП при взлете «с додачей» тяги к вероятности вихревого засасывания ПП при взлете на максимальном режиме работы маршевых авиадвигателей. Коэффициент снижения вероятности вихревого засасывания ПП К_Р12(б/р), приходящейся на один взлет, можно приближенно вычислить с помощью формулы:

где V_{SDW 1}, V_{SD 1} и V_{SDW 2}, V_{SD 2} - скорость сдува вихря (вихревого шнура) на пониженном и максимальном режимах работы авиадвигателя относительно воздуха и относительно земли (с индексом (…)_W и без этого индекса), м/с.

Если вихревое засасывание ПП при взлете «с додачей» тяги исключено, то К_Р12=0. Скорость сдува вихря V_SDW или V_SD - это скорость движения самолета на границе сдува вихря встречным потоком воздуха. Согласно имеющимся на сегодняшний день сведениям воздушная (относительно воздуха) скорость сдува вихревого шнура существенным образом зависит от режима работы авиадвигателя и с учетом встречной составляющей скорости ветра должна вычисляться по формуле:

где A_F - коэффициент формы воздухозаборника авиадвигателя, (б/р);

σ_ВХ - коэффициент восстановления полного давления в воздухозабонике, (б/р);

- расход воздуха через авиадвигатель при рассматриваемых атмосферных условиях, кг/с;

- размерная постоянная размерной плотности, кг/м³;

Н - высота расположения оси воздухозаборника авиадвигателя над поверхностью ВПП, м. Скорость движения самолета относительно воздуха V_SW равна скорости относительно земли V_S, увеличенной (аддитивно) на встречную составляющую скорости ветра V_W (м/с). Соответственно, скорость сдува вихревого шнура V_SD относительно земли равна скорости сдува относительно воздуха V_SDW, уменьшенной на V_W:

Коэффициент 2,3 в фюрмуле для скорости сдува V_SDW был получен в свое время Кизимом В.Я. (ЛИИ, 1983 г.) по результатам ветрового обдува неподвижного воздухозаборника авиадвигателя. Встречная составляющая скорости ветра неравномерна по высоте и убывает с приближением к поверхности аэродромного покрытия до нуля. Встречная составляющая скорости набегающего на воздухозаборник воздушного потока, обусловленная движением самолета по земле, равномерна по высоте. Поэтому вполне возможно значения скоростей сдува вихревого шнура (и V_SDW и V_SD), полученные с помощью уточненной методики на движущемся самолете, окажутся меньше, чем это следует из (04).

Приближенные формулы (01) и (02) имеют достаточно точные аналоги, в которых вместо значений ускорения а ₁ и а ₂ используются определенным образом усредненные по скорости значения ускорения самолета на пониженном (индекс α _PON) и максимальном (индекс α _MAX) режимах работы его силовой установки:

Индексы (…)_T и (…)_L относятся к аналогам верхних (для времени) и нижних (для длины пути) формул из (01) и (02). Значение скорости движения самолета V_S=V₁ в момент начала режима приемистости СУ заметно влияет на усредненные значения ускорения не только на отрезке значений скорости от V_S=0 до V_S=V₁ (пониженный режим), но также и на режиме приемистости, когда время (при взлете «с додачей» тяги) увеличивается от τ=τ₁ до τ=τ₂ на величину времени (частичной) приемистости τ₁₂=τ₂-τ₁, скорость движения возрастает от V_S=V₁ до V_S=V₂, а режим работы силовой установки увеличивается с пониженного до максимального.

Для увеличения скорости движения самолета от V_S=V₁ до V_S=V₂ на максимальном режиме работы СУ требуется меньшее время и меньшая длина пути движения, чем при работе СУ на приемистости. Значения увеличения времени Δτ₁₂ (с) и длины пути Δl₁₂ (м) движения самолета на режиме приемистости составляют:

где α _V12 и α _L12 - определенным образом усредненные по времени значения ускорения самолета на режиме приемистости СУ, м/с²;

α _MAX T₁₂ и α _{MAX L12} - усредненные по скорости значения ускорения самолета на максимальном режиме работы СУ, аналогичные величинам α _{MAX T01} и α _{MAX L01} с той разницей, что вместо диапазона скоростей [0, V₁] для усреднения используется диапазон [V₁, V₂]. При этом:

Зависимость ускорения самолета α _PRI(τ) (м/с²) от времени τ (с) на режиме приемистости может быть получена численным моделированием на комплексной математической модели «силовая установка + самолет» или в натурном эксперименте.

Увеличение времени Δτ (с) и длины пути Δl (м) движения самолета, обусловленное применением взлета «с додачей» тяги СУ, по сравнению с взлетом на режиме максимальной тяги получаются в виде сумм:

Затраты времени и длины пути движения на дальнейшее увеличение скорости самолета от V_S=V₂ и выше для взлета «с додачей» такие же, как и для взлета на максимальном режиме, поскольку теперь и там и тут СУ работает на максимале. Поэтому равенства (09) дают окончательные значения увеличения времени и длины пути разбега при взлете «с додачей» тяги.

Если пренебречь влиянием скорости движения самолета на тягу СУ, а также пренебречь аэродинамическим сопротивлением самолета в рассматриваемом диапазоне скоростей 0≤V_S≤V₂, то

Если к тому же допустить, что на режиме частичной приемистости ускорение самолета α _PRI(τ) возрастает линейно по времени от α ₁ до α ₂ то

И тогда в качестве приближенных аналитических выражений для увеличения времени Δτ и длины пути Δl имеем:

К моменту выхода силовой установки на максимальный режим работы при взлете «с додачей» тяги самолет достигает скорости движения V₂, проходит при этом путь l₀₂ за время τ₀₂, которые можно вычислить по формулам:

Представленные выше количественные соотношения показывают, что скорость движения самолета V₁ в момент начала режима приемистости при взлете «с додачей» тяги является ключевым параметром, определяющим целый ряд величин: время и длину пути движения на пониженном режиме работы СУ, увеличение времени и длины пути движения самолета, обусловленное применением взлета «с додачей» тяги, а также скорость движения самолета в момент выхода СУ на максимальный режим, время и длину пути движения, затраченные для достижения этой скорости.

Выбор значения V₁, равного скорости сдува V_SDmax, минимизирует вероятность вихревого засасывания ПП, т.е. понижает вероятность вихревого засасывания ПП, приходящуюся на один взлет, до минимально возможного значения при заданном пониженном режиме работы СУ. Однако у такого способа взлета «с додачей» тяги имеется недостаток - минимизация вероятности вихревого засасывания ПП производится не самым экономным способом. Увеличение времени и длины пути разбега самолета, обусловленное применением взлета «с додачей» тяги, превышает минимально возможное увеличение времени и длины пути разбега, обеспечивающее минимальную вероятность вихревого засасывания ПП при заданном пониженном режиме работы СУ и последующем переводе ее на максимальный режим с помощью автомата (контура) приемистости. Автомат (контур) приемистости является составной частью системы автоматического регулирования авиадвигателя.

В предлагаемом способе сравнивают различные зависимости скорости движения самолета V_S и скорости сдува вихревых шнуров V_SD от времени на режимах приемистости, полученные (зависимости) при различных значениях скорости движения самолета V₁. Для каждого значения величины скорости V₁ в пределах своего отрезка времени режима приемистости определяют минимальное значение разности между величинами скорости движения самолета V_S и скорости сдува V_SD, т.е. значение величины min(V_S(τ)-V_SD(τ)), τ₁≤τ≤τ₂, и таким образом получают пары узловых значений аргумента (V₁) и функции (min(V_S-V_SD)). По мере необходимости дополняют эти пары узловых значений парами новых узловых значений вблизи значения min(V_S-V_SD), равного нулю, для которых:

и, наконец, определяют значение скорости движения самолета V₁, соответствующее выполнению условия (14) - неравенства, переходящего в равенство, т.е. в котором упомянутый минимум обращается в нуль, см. табл.1, в которой представлены исходные данные для выбора значений V₁, см. табл.2, в которой представлены результаты расчета, используемые при выборе оптимального пониженного режима.

Таблица 1
№	α 1 (м/с)	α 2 (м/с)	τ12 (с)	VSD1	VSD2	V1	min(VS-VSD)
1	1	6	4	10	20	10	-0,9
2	1	6	4	10	20	10,9	0
3	1	6	4	10	20	-12	+1,1
4	1,5	6	3	12,8	20	12	-1,07
5	1,5	6	3	12,8	20	13,07	0
6	1,5	6	3	12,8	20	14	0,93
7	2	6	2	15	20	14	-1,0625
8	2	6	2	15	20	15,0625	0
9	2	6	2	15	20	16	0,9375

Таблица 2
№	τ01, (с)	l01 (м)	α 1 (м/c)	V1 (м/с)	Кр12	Δτ (с)	Δl (м)
1	10,9	59,4	1	10,9	0,047	10,75	72,67
2	8,71	56,94	1,5	13,07	0,176	7,66	60,36
3	7,53	56,72	2	15,0625	0,4	5,68	50,52

При учете ограничений α ₁≥1 м/c², Δτ≤10 с, Δl≤100 м оптимальные парметры взлета «с додачей» тяги получаются соответствующими 2-й строке табл.2.

Минимизация увеличения времени и длины пути разбега самолета при условии минимума вероятности вихревого засасывания ПП достигается тем, что в качестве значения скорости движения самолета V₁ в момент начала перевода режима работы силовой установки с пониженного на максимальный используют значение V₁, соответствующее неравенству (14), т.е. соответствующее нулевому значению минимальной на режиме приемистости разности между скоростью движения самолета и скоростью сдува вихревого шнура.

В качестве уточнения можно добавить, что исходные наборы зависимостей V_S(τ), V_SD (τ) и соответствующих им значений V₁ должны соответствовать одним и тем же атмосферным условиям, одним и тем же значениям скорости и направления ветра, одному и тому же пониженному режиму работы авиадвигателей, одному и тому же весу самолета и т.п. Полученное в итоге оптимальное значение V₁ и соответствующие ему минимальные значения увеличения времени и длины пути движения самолета будут соответствовать исходным атмосферным и ветровым условиям, исходному пониженному режиму работы авиадвигателей и т.п.

Увеличение встречной составляющей скорости ветра уменьшает скорость сдува вихревых шнуров V_SD (относительно земли), а вслед за ней - оптимальную скорость движения самолета V₁ в момент начала режима приемистости авиадвигателей, минимальное увеличение времени и длины пути разбега самолета, а также время и длину пути движения на пониженном режиме работы. Определяемое предлагаемым способом значение скорости V₁ (см. фиг.1), соответствующее началу режима приемистости, так же как и определяемое по способу-прототипу, обеспечивает сдув вихревого шнура не позже, чем начинается режим приемистости, отсутствие вихревого шнура на режиме приемистости и его отсутствие в дальнейшем, на максимальном режиме работы маршевых авиадвигателей. Вероятность вихревого засасывания ПП получается такая же, как при способе-прототипе - минимально возможная для используемого пониженного режима работы маршевых авиадвигателей. Однако не в ущерб снижению вероятности вихревого засасывания ПП режим приемистости начинается всегда на меньшей скорости движения самолета, чем в случае применения способа-прототипа. Соответственно значения увеличения времени и длины пути разбега самолета при его взлете получаются всегда меньше, чем в случае способа-прототипа. Это «всегда» обусловлено тем, что авиадвигатель переходит с пониженного на максимальный режим работы всегда не мгновенно, время переходного процесса всегда конечно. Темп нарастания режима работы авиадвигателя в процессе приемистости задается автоматом (контуром) приемистости авиадвигателя с целью обеспечения его газодинамической устойчивости. В процессе приемистости возрастает скорость сдува вихревого шнура и продолжает возрастать скорость движения самолета. В момент начала режима приемистости рекомендуемая предлагаемым способом скорость движения самолета V_S=V₁ равна или больше, чем скорость сдува на пониженном режиме, но меньше, чем скорость сдува на максимальном режиме работы авиадвигателей:

В момент выхода на максимальный режим работы скорость движения самолета V_S равна или больше скорости сдува вихревого шнура на максимальном режиме:

т.е. равна или больше, чем скорость, задаваемая прототипом в качестве скорости движения самолета V₁ в момент начала приемистости.

Если темп нарастания скорости сдува вихревых шнуров в процессе приемистости превышает ускорение самолета (в том числе