Юрий Степанович Михайлов , кандидат технических наук, ведущий научный сотрудник
Жуковский
Yuri S. Mikhailov, Candidate of Technical Sciences, Chief Researcher
Zhukovsky
В случае однодвигательного самолета отказ двигателя в полете всегда представлял серьезную ситуацию, связанную с потерей высоты и выполнением посадки в пределах доступной дальности планирования. В случае многодвигательного самолета эта ситуация заметно улучшается вследствие возможного продолжения полета, необходимыми условиями которого являются наличие избыточной тяги и сохранение удовлетворительного уровня аэродинамических характеристик и управляемости самолета. В условиях потери половины тяги, существенно снижающей характеристики набора высоты, наиболее критическими режимами полета являются взлет и уход на второй круг, выполняемые на малых высотах с асимметричной тягой. Обеспечение безопасности полета на этих режимах требует проведения обширных экспериментальных исследований в аэродинамических трубах с моделированием основных полетных режимов с неработающим двигателем.
Целью исследований является влияние отказа критического двигателя на аэродинамические характеристики модели самолета, а также обеспечение необходимой эффективности органов управления для противодействия моментам рыскания и крена, возникающим при полете с асимметричной тягой. Сложность решения поставленной задачи определяется как необходимостью противодействия значительным моментам рыскания и крена, так и существенным снижением несущих свойств крыла и ростом сопротивления самолета, ограничивающим скорость набора высоты и его управляемость. Эта статья представляет анализ влияния отказа критического двигателя на аэродинамические характеристики модели легкого двухдвигательного транспортного самолета во взлетной и посадочной конфигурациях крыла. Аэродинамическая компоновка самолета выполнена по классической схеме с высокорасположенным трапециевидным крылом и палубным вариантом хвостового оперения. Механизация крыла включает двухщелевой поворотный закрылок с фиксированным дефлектором. Самолет оборудован погрузочной рампой с относительно короткой плоской поворотной частью нижней поверхности фюзеляжа. Экспериментальные исследования продольных и боковых характеристик модели с установленными имитаторами силовой установки проведены в малоскоростной аэродинамической трубе Т-102 ЦАГИ. Анализ влияния отказа двигателя на аэродинамические характеристик модели выполнен при изменении коэффициента нагрузки в диапазоне В = 0,3…2. Определены возможности парирования моментов рыскания и крена с использованием первичных органов управления (руля направления и элеронов).
In-flight engine failure has always been a hazardous situation in case of a single-engine aircraft associated with losing altitude and making a landing within the available gliding range. In the event of a multi-engine aircraft, this situation improves markedly due to the potential flight continuation. The necessary conditions to continue a flight are available excess thrust, satisfactory aerodynamic performance, and a fixed-wing control. If the half of engine thrust is lost, which adversely affects a rate of climb, the most critical flight modes are the take-off and go-around procedures performed at low altitudes using the engine asymmetric thrust. Ensuring flight safety in these modes requires extensive experimental studies in wind tunnels to simulate the basic flight envelope with an inoperative engine.
The aim of studies is the effect of a critical engine failure on the aerodynamiccharacteristics of an aircraft model as well as ensuring the required efficiency of the flight controls to dampen the yaw and roll moments that arise during an asymmetric thrust flight.
The complexity of solving the problem is determined by the necessity of recovering from the substantial yaw, roll moments and by a significant decrease in the wing lifting efficiency along with an increase in a drag force which limits a climb rate and aircraft control. This article presents an analysis of the effect of critical engine failure on the aerodynamic characteristics of a light twin-engine transport aircraft model in the wing take-off and landing configurations. The aircraft aerodynamic configuration is made according to the classic pattern with the high-mounted tapered wing and deck-type empennage. The high lift devices comprise a double-slot hinged flap with a fixed deflector. The aircraft is equipped with a loading ramp with a relatively short flat rotatable part of the lower fuselage surface. Experimental studies of the longitudinal and lateral characteristics of the model with installed simulators of a power plant were carried out in TsAGI low-speed wind tunnel T-102. The analysis of engine failure effect on the model aerodynamics was executed in changing the load factor within the range B = 0.3…2. The capabilities to dampen the yaw and roll moments, using the primary flight controls (rudder and ailerons), were determined.
The authors declare that there are no conflicts of interest present.