Основные летно-технические характеристики воздушных судов.

Практическая аэродинамика самолета Понятие практической аэродинамики, цели изучения. Практическая аэродинамика того или иного типа воздушного судна является учебным пособием для летного и инженерно-технического состава подразделений гражданской и военной авиации. В учебных пособиях по практической аэродинамике изложены вопросы аэродинамики летной эксплуатации конкретного типа самолета. Рассматриваются летные характеристики и режимы, особенности устойчивости и управляемости, в том числе на больших углах атаки и в особых случаях полета. Приведены рекомендации по пилотированию в особых случаях полета и сложных метеоусловиях и уменьшению шума на взлете. Описаны способы экономии топлива в летной эксплуатации. Как правило, пособие по практической аэродинамике состоит из следующих разделов: Общие сведения о самолете. Основные эксплуатационные ограничения. Формообразование внешних обводов самолета или аэродинамическая компоновка. Основные аэродинамические характеристики. Описание силовой установки т.е. двигателей. Летно-технические характеристики. Устойчивость и управляемость Полеты в сложных метеоусловиях – рассматриваются как правило полеты в условиях обледенения. Особые ситуации в полете - рассматриваются как правило полеты при отказах двигателей и взлетно- посадочной механизации.

«Общие сведения о самолете» (на примере самолетов семейства Ту-204) Геометрические характеристики. Характерные размеры самолета и его основных агрегатов -высота самолета… ,88 м - длина самолета ,13 м - габаритный размер крыла ,84 м - стояночный угол, град (1) Общие данные

- размах крыла (расчетный) ,88 м - площадь крыла (расчетная) ,63 м 2 - площадь крыла (полная) ,17 м 2 - удлинение ,91 - сужение ,93 - стреловидность по линии 1/4 хорд, град средняя аэродинамическая хорда (САХ) …………… ,61 м - угол поперечного V (по линии 1/4 хорд), град угол установки крыла (от СГФ), град ,25 - максимальный посадочный угол атаки (от СГФ), град ,9 Максимальные углы отклонения элеронов, град - вверх вниз Максимальный угол отклонения интерцепторов и воздушных тормозов, град взлет (посадка) (23) Максимальный угол отклонения* закрылков, град - взлет (посадка) (37) (2) Крыло

Массовые характеристики самолета Ту С (1) Максимальная рулежная масса кг (2) Максимальная взлетная масса кг (3) Максимальная посадочная масса кг (4) Максимальная масса без топлива кг (5) Максимальная коммерческая нагрузка кг (6) Максимальная масса топлива кг (7) Максимальная масса топлива в баке 3 на посадке кг (8) Минимальная масса самолета соответствует массе снаряженного самолета с минимальным АНЗ (см. Руководство по загрузке и центровке - РЗЦ).

ДвигательПС-90АRB/ E4 Взлетная тяга, тс 2х162х19,29 Крейсерская тяга, тс 2х3,342х3 Удельный расход топлива на крейсерском режиме, кг/кгс х ч 0,5950,633 Характеристики силовой установки.

Ту Ту Ту-214 Крейсерская скорость полета, км/час Крейсерское число М0,78-0,8 Макс. высота полета12100 Дальность полета с максимальной коммерческой загрузкой Дальность полета с максимальным запасом топлива Потребная взлетная дистанция с макс. взлетной массой Посадочная дистанция с макс. посадочной массой Средний часовой расход топлива Летные характеристики

«Основные эксплуатационные ограничения» Максимальные эксплуатационные высоты полета, ограничения по высоте аэродрома и по температуре наружного воздуха. Максимальная эксплуатационная высота полета Hmax э Определяется из условия обеспечения следующих требований: - при работе двух двигателей – полного гадиента набора высоты не менее 1% и - приращения перегрузки n y при выходе на угол атаки срабатывания сигнализации «угол предельный» не менее 0,3. - при работе одного двигателя – полного градиента набора высоты не менее 1,1% Полный градиент набора высоты – это угол траектории движения самолета относительно поверхности земли, выраженный в процентах. (n=sinQx100%) Максимальная эксплуатационная высота полета ограничена полетной массой т.к. Потребная тяга создаваемая работающими двигателями (двигателем) равна Pп = X + mg x sinQ где m – масса самолета. Ограничения по высоте аэродрома и по температуре наружного воздуха. Определяются из условий аэродинамических характеристик и тяговооруженности самолета, а также из условий возможности эксплуатации оборудования самолета и двигателя. Как правило, гражданские самолеты проектируются для высот аэродромов не более 3000м и ТНВ от -45 до + 45 гр.С. Максимальные составляющие скорости ветра Определяются из условий управляемости самолета на взлете и посадке

Управляемость самолета – это способность самолета изменять режим полета при отклонении органов управления. Как правило, гражданские самолеты проектируются для обеспечения возможности выполнения взлета и посадки со встречной-20, боковой-15 и попутной-5м/с составляющими скорости ветра. Максимальные составляющие скорости ветра при запуске двигателей Определяются из условий газодинамической устойчивости работы двигателей на переходных режимах. Двигатели гражданских самолетов проектируются, как правило с обеспечением возможности запуска при боковой составляющей скорости ветра 15 и попутной 5 м/с. Состояние взлетно-посадочной полосы Характеризуется коэффициентом сцепления от 0,3 до 0,6. Коэффициент сцепления - относительная величина показывающая величину трения качения. Взлет и посадка гражданских самолетов допускается на ВПП: -с участками воды толщиной не более 3мм, -покрытые слоем слякоти или мокрого снега не более 12мм, -покрытые слоем свежевыпавшего сухого снега толщиной до 50мм, -покрытые инеем, изморозью. Ограничения по массе Максимальная рулежная масса, Максимальная взлетная масса, Максимальная посадочная масса, Максимальная масса самолета без топлива, Максимальная масса коммерческой нагрузки. Данные ограничения определяются из условий выполнения технического задания при проектировании самолета.

Допустимые центровки Определяются из условий управляемости самолета – предельно передняя и из условий устойчивости – предельно задняя. Устойчивость самолета – это способность самолета восстанавливать режим полета после пропадания внешних воздействий, вызвавших отклонение от заданного режима. Ограничения по максимальным скоростям и числам М полета. Различают два вида ограничений по максимальной скорости: -с выпущенной механизацией,- ограничения обусловлены в основном прочностными характеристиками самолета ; -с убранной механизацией,- ограничения обусловлены, как прочностными, так и аэродинамическими характеристиками самолета. Ограничения по числу М обусловлены аэродинамическими характеристиками самолета на высотах свыше 8000м. Число М – это соотношение истинной скорости самолета к скорости звука на конкретной высоте полета Ограничения по минимальным скоростям и допустимым углам атаки В действующих в настоящее время нормах летной годности АП-25 под допустимым углом атаки понимается угол атаки, при котором срабатывает сигнализация о приближении самолета к сваливанию. Сваливание – потеря устойчивости и управляемости самолета. Приближение к допустимому углу атаки характеризуется уменьшением скорости самолета. Минимальная скорость самолета обеспечивает возможность полета на углах атаки с достаточным запасом до допустимого таким образом, чтобы при проявлении внешнего воздействия самолет обладал достаточным запасом устойчивости и управляемости для недопущения выхода на закритические режимы полета.

«Формообразование внешних обводов самолета или аэродинамическая компоновка» По терминологии авиационной аэродинамики гражданские коммерческие самолеты принадлежат к неманевренным самолетам, характерными признаками которых являются: длина участка крейсерского режима горизонтального полета составляет не менее 70% от полной практической дальности полета с учетом набора высоты и снижения с эшелона, крейсерский полет происходит на режиме близкому к максимальному аэродинамическому качеству С угп = (0,8-1,0) С у к max, нормальная перегрузка n y, действующая на самолет не превышает величину 2,5., тяговооруженность самолета – отношение взлетной тяги силовой установки (тяги всех двигателей) к максимальной взлетной массе самолета R не более 0,4., Основными свойствами самолета являются ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ (ЛТХ) Основными показателями ЛТХ, как правило, фиксируемыми в техническом задании на гражданский коммерческий самолет являются: дальность полета – L топливная эффективность самолета – расход топлива G т на одного пассажира ( n -общее кол-во пассажиров на самолете) или единицу перевозимого груза ( G к-платная нагрузка) на грузовом самолете за километр пройденного пути L

qт=Gт/n x L или qт=Gт/Gк x L Кроме того, как следует из соотношения внешних сил, действующих на самолет в установившемся горизонтальном полете (рис), аэродинамическое качество определяет величину потребной тяги силовой установки R::1/K и, следовательно, влияет на выбор количества двигателей, их тягу и вес. Целесообразно отметить, что одним из основных критериев по оценке ЛТХ самолета является коэффициент аэродинамической эффективности самолета, т.е. произведение аэродинамического качества на полетное число М самолета, т.к. при прочих равных условиях: L::KM и qт::1/KM

Рис. 1. Схема внешних сил, действующих на самолет (горизонтальный, установившийся, прямолинейный полет )

«Аэродинамическая компоновка» Современные гражданские коммерческие самолеты выполнены по традиционной, впервые примененной фирмой Boeing схеме со стреловидным низкорасположенным крылом, снизу которого на пилонах установлены турбореактивные двигатели.

«Основные аэродинамические характеристики» Основными аэродинамическими характеристиками для крейсерского режима полета являются коэффициенты подъемной силы Су и лобового сопротивления Сх, а также их отношение – аэродинамическое качество К. Рациональный выбор геометрических характеристик самолета должен обеспечить полет самолета в диапазоне Су, на которых величина аэродинамического качества максимальна, следовательно лобовое сопротивление минимально. Такой режим полета называют режимом Максимальной Дальности (МД) С увеличением скорости (числа М) полета, вследствие возникновения на крыле местных скачков уплотнения при трансзвуковом обтекании, увеличивается лобовое сопротивление и снижаются несущие свойства самолета. Однако, при оптимальном соотношении увеличения скорости самолета и лобового сопротивления самолет выходит на, так называемый - Максимальный Крейсерский режим (МКр). Разность в скорости при этих режимах невелика и составляет, как правило, около 2,5%.

«Описание силовой установки т.е. двигателей» Данный раздел включает в себя: общие сведения о составе и принципе работы двигателей, входящих в силовую установку самолета, основные технические данные двигателей: -тяговые характеристики, -массовые характеристики, -основные размеры (длина, наружный диаметр, внутренний диаметр входного направляющего аппарата, площадь сечения реактивного сопла). основные режимы работы двигателя.

«Летно-технические характеристики» Под термином летно-технические характеристики (ЛТХ) подразумеваются параметры движения самолета: -скорость, -высота, -расход топлива, -дальность полета, -время полета, -вертикальная скорость набора высоты и снижения на всех участках полета и градиенты. Типовая схема профиля полета Профиль полета состоит из: -взлета и набора высоты, -набора высоты эшелона, -крейсерского полета, -снижения, -ожидания, -захода на посадку и посадки.

Рис.2. Схема профиля полета

Эксплуатационная область полета ограничена: -справа – максимальной эксплуатационной скоростью, -слева – скоростью срабатывания сигнализации «Скорость мала», -сверху – максимальными эксплуатационными высотами в зависимости от полетной массы самолета. Рис. 3. Область полета самолета ТУ-214

Максимальная взлетная масса самолета (MTOW) Взлетная масса (TOW) любого гражданского коммерческого самолета состоит из суммы следующих величин: Массы пустого снаряженного самолета (OEW для самолетов зарубежного производства), которая в свою очередь состоит: -массы пустого самолета по формуляру, которая определяется путем взвешивания «сухого» самолета производителем, -массы снаряжения самолета, т.е. суммы масс заправляемых в самолет жидкостей, невырабатываемого остатка топлива, массы буфета-кухни, массы экипажа и бортпроводников (бортоператоров для грузового самолета), их багажа аварийно-спасательного оборудования, технической аптечки и другого имущества, определенного в документации, прилагаемой к самолету. Массы коммерческой загрузки (Maximum Payload), т.е. массы пассажиров, багажа и груза, которую способен перевезти пассажирский самолет, либо груза на паллетах для грузовых самолетов. Данная масса является величиной ограниченной разработчиком самолета. Сумма этих двух масс при максимальной массе коммерческой загрузки является ограниченной разработчиком самолета величиной и носит название - Максимальной массы самолета без топлива (MZFW) Массы потребного на полет топлива (Рейсовое топливо) или (Trip Fuel) – топлива необходимого самолету для осуществления взлета, набора высоты эшелона, крейсерского полета, снижения, захода на посадку и посадки. Аэронавигационного запаса топлива (АНЗ) или (Fuel Reserv) – запаса топлива необходимого для ожидания или ухода на запасной аэродром, который зависит от расстояния до запасного аэродрома, но в любом случае не может быть менее запаса топлива чем на 1 (один) час полета для ближне, средне и дальне-магистральных самолетов и 45 (сорока пяти) минут для региональных самолетов. Для всех самолетов при определении АНЗ необходимо определить Компенсационный запас топлива.

Компенсационный запас топлива – масса топлива необходимая для компенсации погрешностей, связанных: -с точностью самолетовождения, -с разбросом индивидуальных характеристик экземпляров самолетов, -с возможным отклонением метеорологических условий от прогнозируемых, -дополнительное количество топлива, необходимое для компенсации методических погрешностей расчета потребного на полет запаса топлива. Максимальная взлетная масса самолета (MTOW) ограничена разработчиком самолета и является суммой максимальной массы самолета без топлива (MZFW), максимально возможной Массы потребного на полет топлива (Trip Fuel) и минимального (АНЗ) или (Fuel Reserv) В соответствии с действующими нормами летной годности максимально допустимая взлетная масса самолета для каждого конкретного аэродрома - наименьшая величина из взлетных масс, обеспечивающих: Достаточность располагаемой дистанции продолженного взлета РДВ с одним неработающим двигателем и располагаемой дистанции прерванного взлета РДПВ, где РДВ (TODA) – сумма располагаемой дистанции разбега и длины свободной зоны, если она предусмотрена., РДПВ (TORA) – сумма располагаемой длины разбега и концевой полосы безопасности, если она предусмотрена. Прохождение траектории продолженного взлета выше высоты преодоления препятствия в зоне воздушных подходов. Обеспечение нормируемого градиента набора высоты с одним работающим двигателем (градиент определяется в Руководстве по летной эксплуатации самолета (FOAM). Достаточность располагаемой дистанции нормального взлета (при всех работающих двигателях). Достаточность располагаемой дистанции разбега (РДР) при нормальном взлете, где РДР – длина ВПП, которая объявляется располагаемой и пригодной для разбега самолета, совершающего взлет. Следует учитывать и помнить, что при расчете на результат влияют и другие факторы, такие как температура наружного воздуха, давление, высота аэродрома, состояние и уклон ВПП, направление и скорость ветра.

Курс Рекомендованный эшелон полета,м Взлетная масса, т105, ,8менее 104, ,9Менее 97,9 Посадочная масса, т88 и менее Рейсовое топливо и дальность полета При планировании полета рейсовое топливо и рейсовое время могут быть определены либо по номограмме, либо при расчете по участкам полета, что зависит от профиля и условий выполнения полета. Рейсовое топливо, компенсационный запас топлива, рейсовое время в зависимости от расстояния до аэродрома назначения. 142-местная компоновка.

Максимальная посадочная масса самолета (MLW) Посадочная масса (LW) любого гражданского коммерческого самолета определяется разностью Взлетной массы самолета, и Массы потребного на полет топлива (Trip Fuel). Максимальная посадочная масса ограничена разработчиком самолета, а Максимально допустимая посадочная масса определяется для каждого конкретного случая с учетом следующих ограничений: По располагаемой посадочной дистанции РПД (LDA), где РПД (LDA) – длина ВПП, которая объявляется располагаемой и пригодной для пробега самолета после посадки. По нормируемому градиенту набора высоты при уходе на второй круг с одним работающим двигателем (градиент определяется в Руководстве по летной эксплуатации самолета (FOAM). Следует учитывать и помнить, что при расчете на результат влияют и другие факторы, такие как температура наружного воздуха, давление, высота аэродрома, состояние и уклон ВПП, направление и скорость ветра.

Расстояние до аэродр. назначения Коммер- ческая нагрузка Посадоч­ная масса Взлетная масса Расход топлива в штиль Поправка на ветер Поправка на 1 т пос. массы Компенса- ционный запас топлива Рейсовое время U=30км/чКЗТ =3% от ОЗТ кмттткг чм ,

Рис. 4 Рейсовое топливо, взлетная масса и время полета в зависимости от посадочной массы и дальности полета на рекомендуемых эшелонах полета (Ту )

Основной запас топлива включает в себя дополнительно к рейсовому запасу и АНЗ – запас топлива необходимый на запуск, руление и прогрев двигателей (если необходимо). Дальность полета определяется как сумма дальностей полета при наборе, полете на эшелоне и снижении. Основным критерием для определения этих величин является километровый расход топлива, т.е. какое количество топлива израсходует самолет на один километр полета. Часто применяют расчет, используя как критерий величину удельной дальности. Удельная дальность это величина обратная километровому расходу. Чем больше удельная дальность, тем больше дальность крейсерского полета при одинаковом расходе топлива. Для обеспечения наименьшего километрового расхода топлива рекомендуется выполнять полет на режиме максимальной дальности (МД). Однако при этом необходимо учитывать высотно-скоростные характеристики самолета, т.е его наибольшую аэродинамическую эффективность на различных высотах полета с различными массами. Для самолетов Ту-204/214 эти показатели равны: Масса,т Эшелон, мЧисло М полета на режиме МД ,7800,7750, ,7800,7750,7700,7650, ,7800,7750,7700,7600,7550,7450, ,780 0,7700,7650,7550,7500,7400,7300, ,7700,7650,7600,7550,7500,7400,7300,7200, ,7600,7550,7500,7400,7350,7250,7150,7050,695

Руководство по летной эксплуатации (Aircraft Flight Manual), книга 1. Структура. В соответствии с российскими и зарубежными нормами летной годности гражданских воздушных судов, книги 1 руководства по летной эксплуатации (РЛЭ) или Aircraft Flight Manual (AFM) имеют практически одинаковую структуру и состоят из следующих разделов: РЛЭ (на примере Ан- 148) Содержание AFM (ATR-72 for ex) Cодержание Раздел 1 Общие сведения о самолете Общий вид самолета, Геометрические размеры Компоновочные схемы кабин Конструктивные особенности Экипаж самолета Part 1 General Общий вид самолета, Геометрические размеры Компоновочные схемы кабин Раздел 2 Ограничения Классификация самолета Условия эксплуатации Состав экипажа Количество людей на борту Общие летные ограничения Ограничения систем и об-я Part 2 Limitations Общие летные ограничения Силовая установка Полеты в условиях обледенения. Раздел 3 Нормальная эксплуатация Выполнение всех этапов полета Особенности эксплуатации и выполнения полетов ночью, в условиях обледенения и т.д. Part 3 Normal Procedures Выполнение всех этапов полета Особенности эксплуатации и выполнения полетов ночью, в условиях обледенения и т.д. Раздел 4 Контрольные карты Сборник контрольных карт для всех участков полета Part 4 Emergency Procedures Действия членов экипажа при появлении аварийных неисправностей в системах в.с. Раздел 5 Особые ситуации Действия членов экипажа при появлении неисправностей в системах самолета. Part 5 Procedures Following Falures Действия членов экипажа при продолжении полета с неисправностями. Раздел 6 Справочные материалы Некоторые основные ограничения и ЛТХ самолета. Part 6 Performances Расчеты взлетно-посадочных и характеристик полета по марш руту. Раздел 7 Летные характеристики Расчеты взлетно-посадочных и характеристик полета по марш руту. Part 7 Supplements Необходимая справочная информация

Для определения ЛТХ самолетов и проведения сравнения нас больше будут интересовать разделы 2- Ограничения и разделы 7 (6) - Летные характеристики. Раздел 2 «Ограничения» («Limitations) Классификация самолета. 1) Условия эксплуатации и виды полетов: По географическим координатам места положения аэродрома в северном полушарии ограничены Новой Землей и Гренландией, в Южном – Огненной землей и островамивами Бишоп&Кларк. По географическим координатам условия полета ограничены возможностями радиосвязи. 2) Минимумы для взлета и посадки. 3) Высота аэродрома, высота полета, ТНВ. 4) Ограничения по скорости ветра. 5) Класс и категория аэродромов. 6) Типы и состояние поверхности ВПП. 7) Классификационные числа АСN. 8) Максимальные скорости движения. Минимальные радиусы разворотов. Минимальный состав экипажа. Максимальное количество людей на борту. Общие летные ограничения 9) Ограничения по весу самолета. 10)Эксплуатационные центровки. 11) Ограничения по скорости и перегрузке 12) Ограничения по углам крена. 13) граничения систем самолета.

«Летные ограничения» - Общие сведения. - Условия применения летных характеристик. - Конфигурации. - Определения. -Вспомогательная информация. Взлетные характеристики. - Общие сведения. - Скорости взлета. V2 – безопасная скорость первоначального набора высоты с убранными шасси и выпущенной механизацией крыла, на 20% превышает скорость сваливания самолета. Полные градиенты набора высоты при взлете с одним работающим двигателем. Полные градиенты для первых четырех участков набора высоты на взлете имеют следующие значения: I и II участок. Набор высоты до 10,7 м; Закрылки выпущены;Градиент набора должен быть положительным Скорость V2; Шасси выпущены. III участок. Набор высоты до 120 м; Закрылки выпущены;Градиент набора не менее 2,4%. Скорость V2; Шасси убраны. IV участок. Набор высоты до 450 м; Закрылки убраны;Градиент набора не менее 1,2%. Скорость V2+20 км/час.; Шасси убраны.

1.2.5 Максимально допустимый взлетный вес из условий обеспечения нормируемых полных градиентов набора высоты. Принимается, что максимальная допустимая взлетная масса из условий обеспечения нормируемых полных градиентов набора высоты рассчитывается для Градиента набора не менее 2,4%, тогда на других участках градиенты будут обеспечиваться автоматически Максимально допустимый взлетный вес ограниченный располагаемой дистанцией разбега (РДР), располагаемой дистанцией взлета (РДВ), располагаемой дистанцией прерванного взлета (РДПВ) при отказе одного двигателя Определение Максимально допустимого взлетного веса и скорости принятия решения Максимально допустимый взлетный вес самолета определяется из условий ограничений по длине ВПП и ограничений по Градиенту набора не менее 2,4%, т.е. как наименьшая величина по номограммам п.п и Пример: Определим максимальный взлетный вес самолета Ан Е в а/п Найроби исходя из следующих условий: - длина ВПП-4180м, РДР-4030м, РДВ-4180м, РДПВ-4030м; - МСА+20, - высота превышения ВПП над уровнем моря-1500м. Рассмотрев результаты, полученные из номограмм определяем, что ограничения по взлетной массе для наших условий наступают по градиенту набора. В случае выбора угла отклонения закрылков на 10 градусов получаем максимально возможный взлетный вес, ограниченный градиентом набора высоты – 41,5 тонны. Отсюда максимальный взлетный вес самолета Ан Е в Найроби для вышеуказанных условий составит 41,5 тонны. Максимальный допустимый взлетный вес не должен превышать значений указанных в разделе «Ограничения» (для Ан Е – 43,7 тонны.)

7. 4 Посадочные характеристики. Рассмотрим выполнение нормальной посадки Нормальная посадка Для выполнения нормальной посадки на самолете Ан Е используется следующая конфигурация положения механизации крыла: Закрылки отклонены на угол 40 градусов, Предкрылки – на угол 22 градуса. В разделе содержатся номограммы для определения максимального допустимого посадочного веса исходя из конкретных условий Ограничения посадочного веса из условия располагаемой посадочной дистанции. Максимальный допустимый посадочный вес не должен превышать значений указанных в разделе «Ограничения» (для Ан Е – 36,25 тонны.) Ограничения посадочного веса из условия обеспечения нормируемого градиента ухода на второй круг. Нормируемый градиент набора высоты при уходе на второй круг с одним работающим двигателем не должен быть менее 2,1%. Пример: Определим максимальный взлетный вес самолета Ан Е в а/п Момбаса исходя из следующих условий: - длина ВПП-1400м, РПД-1400м - угол наклона глиссады 4гр30мин; - МСА+20, - высота превышения ВПП над уровнем моря-63м. Рассмотрев результаты, полученные из номограмм определяем, что ограничения по посадочной массе для наших условий отсутствуют. Отсюда максимальный посадочный вес самолета Ан Е в Найроби для вышеуказанных условий составит 36,25 тонны.

7.3 Характеристики полета по маршруту. Из предоставляемых РЛЭ и AFM номограмм и таблиц в данном разделе, для целей маркетинга интересуют номограммы и таблицы определяющие характеристики набора высоты эшелона, полета на крейсерском эшелоне и снижения, а именно: время, расход топлива и пройденное при этом расстояние. В рассматриваемом нами РЛЭ самолета Ан-148 эти данные содержатся в разделах – , и Кроме этого для определения значений TOW, LW и количества коммерческой загрузки необходимо определить АНЗ. Номограммы для определения этой величины содержатся в разделе Пример: Определить взлетный и посадочный вес, максимальную коммерческую нагрузку и время движения для самолета Ан-148Е при полете по маршруту Найроби-Момбаса для следующих условий: -Условия на взлете и посадке МСА+20 -Расстояние полета с учетом схем выхода и захода на посадку-670км; -Расстояние до запасного а/п Хот-Спринг-370км. -Рекомендованный эшелон полета-290 -Максимальное количество пассажиров 80 (вес одного пассажира с багажом принято считать 95кг) отсюда предполагаемая коммерческая нагрузка – 80х95кг=7600кг 1. определяем АНЗ для перелета на запасной аэродром ( ) АНЗ=2080кг. 2. Определяем расход топлива, время полета и дальность при наборе высоты ( , , ) Выбор взлетного веса для расчета в первом приближении выполняется следующим образом: Взлетный вес равен сумме Вес пустого снаряженного самолета(25420)+Вес предполагаемой коммерческой загрузки(7600)+АНЗ+предполагаемое топливо на полет(2000). Итого:37100, округляем до большей величины в тоннах, получаем 38 тонн. Дальность – 200км, Время – 19мин (0,32часа) Расход топлива – 1030кг. 3. Определяем расход топлива, время полета и дальность при снижении ( ) Дальность – 125км, Время – 13мин (0,22часа) Расход топлива – 190кг. 4. Определяем расход топлива, время полета и дальность при выполнении полета на эшелоне 290 на режиме МД ( ) Дальность – =345км, Время – истинная скорость для полетной массы 37 тонн будет равна – 708км/час. Отношение дальности и скорости есть время движения, т.е. Время – 29мин (0,49часа) Расход топлива – часовой расход топлива для полетной массы 37 тонн будет равен – 1751кг. Отношение часового расхода и времени полета есть расход топлива при выполнении полета на эшелоне, т.е. Расход топлива – 858кг.

5. Определяем характеристики самолета Ан Е при перелете по маршруту Найроби-Момбаса. Количество топлива необходимое для выполнения полета равно: Топливо на запуск, прогрев и руление-150кг (величина постоянная, не учитывается при расчете взлетной массы самолета)+Топливо на набор эшелона полета-1030кг+Топливо на полет на эшелоне на режиме МД- 858кг+Топливо на снижение-190кг+Топливо на заход на посадку-105кг (величина постоянная)+Топливо на заруливание после посадки-100кг (величина постоянная, берется из АНЗ) Итого топливо необходимое на полет или основной запас топлива (ОЗТ) 2433кг Взлетный вес самолета(TOW) равен: Вес пустого снаряженного самолета(OEW)+предполагаемая коммерческая загрузка+(ОЗТ )+АНЗ+КЗ т.е =37343кг Посадочный вес самолета(LW) равен: Разнице взлетного веса и (ОЗТ ), т.е =35160кг Однако при предварительном расчете мы получили величину максимально допустимой посадочной массы равную 36250кг. Нет необходимости увеличивать ОЗТ и АНЗ. Можно увеличить коммерческую загрузку самолета =1090кг =8690кг. При этом взлетный вес станет равным 38433кг. Планируемое время движения самолета по этому маршруту, от начала запуска в аэропорту вылета до остановки двигателей в аэропорту посадки (время движения самолета), составит: Время на запуск, прогрев и руление-10мин+Время на взлет и набор высоты 460м-2мин+Время на набор эшелона полета-19мин+Время на полет на эшелоне на режиме МД-29мин+Время на снижение-13мин+Время на заход на посадку и выполнение посадки-4мин+Время на заруливание после посадки-5мин Итого время движения самолета по маршруту – 1час 22мин.

Взлетный вес 38433кг Посадочный вес 36250кг Максимальная коммерческая загрузка 8690кг Количество топлива расходуемое за полет 2433кг Время движения самолета по маршруту 1час 22мин Тогда окончательные значения характеристик при полете по рассматриваемому маршруту будут равны:

Топливная эффективность самолетов

Тип самолетаАнтоновSSJBombardier Ан-158SSJ-100/95BCRJ-900LR Тип двигателя Максимальная тяга на взлете, кг Д Д 2x6 750 SAM-146 2x7 940 CF34-8C5 2x6 470 Макс. Комм. загрузка, Количество пассажиров (двухклассная компоновка) Число М крейсерского полета 0,78 Макс. взлетная масса (тонн) Макс. посадочная масса (тонн) Макс. масса без топлива (тонн) OEW (тонн) 43,7 37,8 35,96 26,16 45,88 41,00 40,00 29,85 38,33 34,07 32,09 21,85 Дальность- с расчетным количеством пассажиров (масса пасс.+багаж -95кг), км Расход топлива, кг Удельный расход топлива, кг/км 2,362,392,07 Уд. расход топлива, кг/км на 1 пассажиро-место 0,02740,02750,024 Средний часовой расход, кг/час *Эшелон-37000фт (11280м), МСА, ветер отсутствует, АНЗ на 1час полета.

Как правило, для оценки топливной эффективности того или иного типа самолета используются три показателя топливной эффективности, которые в дальнейшем определяют его экономические показатели. Удельный расход топлива, кг/км. Относительная величина, указывающая на количество топлива, расходуемого самолетом на 1 км пройденного пути от взлета до посадки при выполнении полета на максимальную дальность с максимальной коммерческой загрузкой. Удельный расход топлива, кг/км на 1 пассажиро-место. Относительная величина, указывающая на количество топлива, расходуемого самолетом на перевозку одного пассажира на 1км пройденного пути от взлета до посадки при выполнении полета на максимальную дальность с максимально допустимым, определенным РЛЭ самолета, количеством пассажиров на борту. Средний часовой расход, кг/час. Абсолютная величина, указывающая на количество топлива, расходуемого самолетом на любом участке полета от взлета до посадки.

Сравнение ЛТХ

Сегмент10 пасс20 пасс Тип самолетаРС-12NGKing Air-350L-410 UVP-20EDO-228NGDHC-6 S400 Тип двигателя Максимальная мощность, лс PW PT6A-67 P 1x1200 PW PT6A-60A 2x1050 Walter M601 2x751 Honeywell TP x1000 PW PT6A-34 2x620 Макс. Комм. загрузка, кг Количество пассажиров и багажа (кг) Груз, кг 1 300,0 9 (875 кг) 1 500(при конв) 1 700,0 9 (875) 1 710, , ,0 19 Скорость крейсерского полета, км/час Макс. Эшелон полета (м, FL)300350n/m260n/m Расчетный эшелон крейсерского полета (м, FL) Диапазон исп. температур, град. С ,7 Макс. взлетная масса (тонн) Макс. посадочная масса (тонн) Макс. масса без топлива (тонн) OEW Емкость топл. системы (тонн) 4 740, , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , , ,0 Возможность посадки на грунт+++++ Мин. длина ВПП.(MTOW, MLW), м ПКЗ на дальность 1800 км с ВПП 1400 м (кг) 1 035,01 070,0n/a1 695,0n/a Дальность - коммерческая загрузка ( max пасс.), км Расход топлива, кг Удельный расход топлива, кг/км0,440,510,90,650,84 Уд. расход топлива, кг/км на 1 пассажиро-место 0,0490,0560,0530,0340,044 Поставлено на 31 дек.2009 г. Стоимость, млн. долл.

Сегмент30 пасс50 пасс Тип самолетаSAAB-340B plusATR DHC-8-300/Q300An Тип двигателя Максимальная мощность, лс GE CT7-9B 2x1870 PW-127M 2x2400 PW-123E 2x2380 ТВ3-117ВМА- СБМ-1 2x2500 Макс. Комм. загрузка, кг Количество пассажиров и багажа(кг) Груз, кг 3 400,0 34 (3 230,0) 5 450,0 48 (4 560,0) 6 158,0 50 (4 750,0) 6 000,0 52 (4 940) Скорость крейсерского полета, км/час Макс. эшелон полета (м, FL)250 Расчетный эшелон крейсерского полета (м, FL)220 Диапазон исп. температур, град. С Макс. взлетная масса (тонн) Макс. посадочная масса (тонн) Макс. масса без топлива (тонн) OEW Емкость топл. системы (тонн) , , , , , , , , , , , , , , , , , , , ,0 Возможность посадки на грунт-??+ Мин. длина ВПП.(MTOW, MLW), м ПКЗ на дальность 1800 км с ВПП 1400 м2 180,04 640,05 115,03 350,0 Дальность - коммерческая загрузка ( max пасс.), км Расход топлива, кг Удельный расход топлива, кг/км1,01,161,081,41 Уд. расход топлива, кг/км на 1 пассажиро-место0,02940,02410,02160,0272 Поставлено на 31 дек.2009 г. Стоимость, млн. долл.

Себестоимость перевозок Основной движущей силой развития гражданского самолетостроения является необходимость непрерывного снижения себестоимости воздушных перевозок. Эксплуатация гражданского самолета должна приносить прибыль, которая получается как разность между тарифами на авиаперевозки и себестоимостью этих перевозок: П = Д-а где П – получаемая прибыль; Д – тариф; а - себестоимость перевозок. Существует несколько методик определения себестоимости перевозок, однако в основе всех методик лежит одна и та же закономерность, выражаемая следующей формулой: где а -себестоимость перевозок, расходы на т/км, А -расходы на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа, k к.н.-коэффициент коммерческой нагрузки ( коэффициент загрузки самолета, учитывающий возможность неполной загрузки самолета в зависимости от времени года (сезонности перевозок) и направления полета по разным маршрутам. m к.н.-максимальная масса коммерческой нагрузки самолета, V р- рейсовая скорость полета самолета.

Это выражение показывает зависимость себестоимости от четырех составляющих, каждая из которых и определяет пути, по которым развивалось, развивается и будет развиваться гражданское самолетостроение: увеличение массы коммерческой нагрузки или увеличение пассажировместимости, если иметь в виду только пассажирские перевозки; увеличение рейсовой скорости полета или увеличение крейсерской скорости полета, если учитывать, что основная часть полета происходит в крейсерском режиме на горизонтальном участке маршрута; увеличение коэффициента коммерческой нагрузки; уменьшение расходов на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа. А-расходы на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа Рассмотрим структуру расходов на эксплуатацию самолета в течение одного летного часа на примере одной из авиакомпаний, эксплуатирующей грузовой самолет Ил Т, находящийся в финансовом лизинге. Один час времени эксплуатации самолета - усредненная величина времени движения от момента начала движения самолета «своим ходом» до остановки самолета на стоянке перед выключением двигателей, называется БЛОК – ЧАСОМ (Block-Hour).

Статья расходаСумма% в структуре затрат 1 A ircraft$ 2 576,64*55% C rew$ 372,958% M aintenance$ 1 251,0027% I nsurance$ 450,0010% ИТОГО ПОСТОЯННЫЕ ЗАТРАТЫ $ 4 650,5929,57% 2Топливо$ 6 796,7761% Аэропортовые сборы$ 1 217,8511% Наземное обслуживание$ 585,385% Обработка груза$ 1 645,6215% Расходы на экипаж$ 486,154% Навигация$ 346,154% ИТОГО ПЕРЕМЕННЫЕ ЗАТРАТЫ $ ,9270,43% Итого на 1 л.ч. $ ,51 Структура расходов в блок-часе Ил Т (по данным авиакомпании на01 июля 2010г.) ACMI – постоянные затраты на эксплуатацию.

1. Планер 1.1. Оперативное ТО**: Регламент Дополнительные работы 1.2. Периодическое ТО**: Форма 1 Форма 2 Форма 3 Форма 4 Дополнительные работы по ПТО 1.3. LLP планера, в том числе Тормоза, тормозные диски Шины, колеса LLP (ремонт,замена) ВСУ 2. Силовая установка Двигатели, вкл.LLP 3. Бюллетени и директивы летной годности 4. ВОФ, в том числе ЗИП*** ACMI – постоянные затраты на эксплуатацию. А – стоимость владения самолетом. Один из основных показателей себестоимости, определяемый как отношение стоимости лизингового платежа за период лизинга к количеству планируемого налета часов. Для удобства расчета или оперативного бизнес-планирования выбирается довольно ограниченный период времени – месяц, сезон, год. С – постоянные расходы на экипаж – постоянная заработная плата экипажа за час полета. М – расходы на техническое обслуживание и ремонт (ТОиР) самолета. I – страховка самолета - определяется из условий согласованной страховой стоимости самолета.

Переменные затраты на эксплуатацию Топливо – стоимость израсходованного за один блок-час топлива. Следует учитывать, что при расчете количества топлива необходимо брать во внимание полное количество топлива для выполнения рейса, включая топливо на запуск и прогрев двигателей и руление. Это топливо носит условное название « Блоковое топливо » или « Block-Fuel ». Аэропортовые сборы – оплата в аэропорту взлета и посадки за аэронавигацию в р-не аэродрома, использование ИВПП, рулежных дорожек и перрона, метеообеспечение, медицинское обеспечение, безопасностьи т.д. Аэропортовые сборы напрямую зависят от Максимальной взлетной массы самолета. Наземное обслуживание – предоставление средств и механизмов для обслуживания самолета. Наземное обслуживание напрямую зависит от Максимальной взлетной массы самолета. Обработка груза – прием груза на склад, пакетирование, доставка к борту самолета. Расходы на экипаж – дополнительные расходы связанные с обучением, нахождением на эстафете при выполнении рейсовых полетов. Навигация – оплата за использование воздушного пространства (напрямую зависит от Максимальной взлетной массы самолета).

ROUTEDistance, kmBLOCK FUEL, kgTOW (MTOW), tonnes BLOCK TIME, houres PAYLOAD, tonnes Blok time for 1 TO/Lan d. Num ber TO/ Lan d SVO-PKC-SEL7291/3090// /22900// /152 (270)9,14/4,02//13,16506,582 SEL-OVB-HHN4050/4720// /51400// /258 (270)5,19/6,01//11,2825,62 HHN-SVO-YKS-BJS2185/4999/2551// /51190/20040// /236/148 ( )2,98/6,35/3,36//12, ,233 BJS-OVB-HHN3250/4720// /51400// /261 (270)4,21/6,01//10,22825,112 BJS-OVB-SVO-HHN3250/2950/2185// /32135/20780// /237/184 ( )4,21/3,85/2,98//11,0482(42-40)3,683 HHN-SVO-KHV-SHA2185/6270/2555// /62200/20050// /247/148 ( )2,98/7,9/3,37//14, ,753 SHA-OVB-HHN4260/4720// /51400// /261 (270)5,45/6,01//11,46825,732 SHA-OVB-SVO-HHN4260/2950/2185// /32135/20780// /237/184 ( )5,45/3,85/2,98//12,2882(42-40)4,093 MOD. Route EX. HHN-SVO-SHA2185/7240// /53170// /184 ( )2,98/9,08//12,0682 (82-0)6,032 SHA-OVB-SVO4260/2950// /32135// /237 (270)5,45/3,85//9,3824,652 SVO-KHV&SVO-HHN cancel RAM-YKS ,16706,161 YKS-RAM ,580 1 Пример подготовки и выполнения первоначального расчета себестоимости рейсов. Принято рассчитывать расписание полетов на неделю.

kк.н.-коэффициент коммерческой нагрузки (коэффициент загрузки самолета, учитывающий возможность неполной загрузки самолета в зависимости от времени года (сезонности перевозок) и направления полета по разным маршрутам. Другими словами коэффициент загрузки самолета – это отношение фактически перевезенного количества груза или пассажиров к предоставленному к перевозке количеству кресел для пассажирских самолетов или емкости грузовых кабин для грузовых самолетов. В статистических отчетах эта величина публикуется в процентах. mк.н.-максимальная масса коммерческой нагрузки самолета. Для грузовых самолетов - максимальная масса коммерческой нагрузки, определяемая как разность Максимальной массы коммерческой нагрузки в РЛЭ самолета (раздел 2) и средств пакетирования груза. Например: Максимальная масса коммерческой нагрузки для самолета Ил Т – 92000кг, масса средств пакетирования (паллет, на которых располагается груз) – 34x110кг = 3740кг. Отсюда mк.н.=92000кг-3740кг=88260кг. Для пассажирских самолетов – максимальная масса коммерческой нагрузки для расчетов себестоимости рейсов по вышеприведенной форме принимается как масса максимального количества пассажиров определенного в разделе 2 РЛЭс багажом. При этом масса пассажира – 75кг, а масса багажа-20кг. Например: Максимальная коммерческая нагрузка для самолета Ан (А,В,Е) – 9000кг по РЛЭ, максимальное количество пассажиров – 80 человек. Отсюда mк.н.=80х95кг=7600кг. Vр- рейсовая скорость полета самолета - средняя скорость полета с момента начала движения самолета «своим ходом» до остановки самолета на стоянке перед выключением двигателей.

Анализ расписания авиакомпании

Функциональные связи экономических параметров с летно-техническими характеристиками (ЛТХ) самолетов.

Таким образом из всего вышесказанного можно сделать вывод, что основные показатели ЛТХ, как правило, фиксируемыми в техническом задании на гражданский коммерческий самолет, а именно: дальность полета – L топливная эффективность самолета – расход топлива Gт на одного пассажира (n- общее кол-во пассажиров на самолете) или единицу перевозимого груза (Gк-платная нагрузка) на грузовом самолете за километр пройденного пути L являются в свою очередь основными экономическими показателями самолета.

Пример: Предложение ИФК по цене самолета и стоимости ПЛГ для типа Ту-204-CM.