распределение ветра по высотам (скорость и направление) по трассе;

фактические атмосферные условия на аэродроме вылета и прогнозируемые условия по этапам полёта, а также на аэродромах назначения и запасных (температура воздуха, атмосферное давление, направление и скорость ветра);

длина взлётно-посадочной полосы, контрольной полосы безопасности и схемы захода, схема препятствий и ограничения по шуму, состояние поверхности взлётнопосадочной полосы (коэффициент сцепления, вид и количество атмосферных осадков) аэродромов вылета, назначения и запасных;

масса пустого самолёта и его центровка по формуляру самолёта.

Рассмотрим некоторые разделы расчёта профиля полёта, чтобы получить представление о технологии выполнения простого, на первый взгляд, дела – доставки пассажиров из пункта вылета А в пункт прилёта Б.

4.2.1. Крейсерский режим

Наивыгоднейшая высота полёта определяется в зависимости от известного расстояния до аэродрома назначения. Для каждой дальности полёта существует оптимальный эшелон, обеспечивающий минимальные затраты топлива на весь полёт. К примеру, для самолёта Ту-154М оптимальные эшелоны представлены в таблице 1.

Таблица 1. Оптимальные эшелоны для самолёта Ту-154М.

93

Что такое оптимальный эшелон? Как известно, с ростом высоты плотность воздуха падает и вместе с ним падает лобовое сопротивление. Поэтому полёт на одной и той же скорости с ростом высоты требует меньшей тяги, а значит и меньшего расхода топлива. Другими словами, экономичность достигается на большой высоте. На какой? Если полёт совершается на короткую дистанцию, то при выборе большой высоты эшелона весь полёт будет состоять из набора высоты, крохотного времени полёта на крейсерском режиме и снижения. Доля высокоэкономичного крейсерского режима в общих затратах топлива будет незначительной. Напротив, при полёте на длинную дистанцию малая высота эшелона будет достигнута очень быстро и затем будет продолжительный крейсерский полёт с большими затратами топлива на преодоление большого сопротивления. Поэтому каждая маршрутная дальность при учёте аэродинамического качества самолёта, удельного расхода топлива (сколько килограммов топлива расходуется на деканьютон тяги в течение часа) и тяги двигателя, требует своего, оптимального эшелона.

Более того, если посмотреть на данные таблицы 1, то правомерен вопрос, почему при полётах на запад оптимальный эшелон меньше, чем при полёте на восток? Ответ прост: Земля вращается с запада на восток, и если мы летим на запад (против вращения Земли), то пункт назначения сам приближается к нам, сокращая тем самым маршрутную дистанцию.

Основным рекомендованным крейсерским режимом полёта, при котором обеспечивается наименьший расход топлива, является режим максимальной дальности, из которого можно найти оптимальную крейсерскую скорость [4].

Для расчёта дальности полёта используются известные выражения

или

94

где К - аэродинамическое качество самолёта; Vкрейс и Мкрейс, крейсерская скорость и крейсерское число М полёта; cP - средняя за полёт величина удельного расхода топлива двигателями, кг/(даН ч); m0 – взлётная масса; mкон – масса конструкции самолёта.

масса топлива. Формулы (45) и (46) были бы достаточно точными,

если бы весь полёт выполнялся на Vкрейс. Если учесть потери топлива на взлёт, набор высоты и разгон до крейсерской скорости,

то эти формулы будут иметь вид для Мкрейс < 1:

Максимальная величина дальности Lmax будет иметь место

при максимальном значении (K V / cP)max. В книге [4, стр. 83-85] путём решения задачи оптимизации получено значение сy крейс,

которое обеспечивает максимум величины (K V / cP)max:

где cy нв – коэффициент подъёмной силы при наивыгоднейшем угле атаки, то есть при максимальном качестве. При этом сопротивление будет равно:

95

где cx0 – минимальное значение аэродинамического сопротивления для нашего конкретного самолёта. Теперь, зная аэродинамические коэффициенты, по поляре самолёта, рис.21, найдём крейсерский угол атаки и по кривым потребных и располагаемых тяг, рис. 46, - скорость крейсерского полёта. Высота крейсерского эшелона «спрятана» в алгоритме вывода формулы (49).

4.2.2. Потребный запас топлива

В соответствии с профилем полёта рассчитывается количество потребного на полёт запаса топлива, который включает в себя следующие составляющие:

1.основной запас топлива, расходуемый с момента взлёта до посадки самолёта, который рассчитывается исходя из следующих условий:

коммерческая нагрузка ограничена либо максимально допустимым значением, либо максимальной взлётной массой;

скорость полёта соответствует заданному режиму для средней полётной массы;

значение рейсового времени соответствуют штилю (скорость ветра равна нулю) и эксплуатационному диапазону температур;

взлёт от точки старта до набора безопасной высоты происходит в течение 2 мин;

маневрирование при заходе на посадку и выполнение посадки происходит в течение 10 мин.

2.дополнительная добавка, учитывающая встречный ветер при полёте по маршруту исходя из продольной составляющей скорости ветра 30 км/ч в течение всего полёта;

3.топливо, расходуемое на запуск, прогрев двигателей и руление к месту старта (заправляется сверх максимально допустимой взлётной массы);

96