RU2325307C1 - Method of aircraft take-off - Google Patents
Method of aircraft take-off Download PDFInfo
- Publication number
- RU2325307C1 RU2325307C1 RU2006129622/11A RU2006129622A RU2325307C1 RU 2325307 C1 RU2325307 C1 RU 2325307C1 RU 2006129622/11 A RU2006129622/11 A RU 2006129622/11A RU 2006129622 A RU2006129622 A RU 2006129622A RU 2325307 C1 RU2325307 C1 RU 2325307C1
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- aircraft
- engine
- take
- speed
- taxiing
- Prior art date
Links
Abstract
Description
Изобретение относится к области авиации, в частности к способам взлета самолета, обеспечивающим защиту маршевых двигателей самолета от попадания посторонних предметов с рулежной дорожки и взлетно-посадочной полосы через воздухозаборник в процессе его руления и разбега по взлетной полосе.The invention relates to the field of aviation, in particular to methods of aircraft take-off, providing protection for the main engines of the aircraft from foreign objects from the taxiway and the runway through the air intake during taxiing and take-off runway.
Одной из основных причин попадания в воздухозаборник посторонних предметов в процессе руления и разбега при взлете самолета является заброс их вихревым шнуром, возникающим между поверхностью аэродрома и воздухозаборником.One of the main reasons for foreign objects getting into the air intake during taxiing and take-off when taking off the aircraft is throwing them with a vortex cord arising between the surface of the airfield and the air intake.
Известен способ взлета с «додачей» тяги двигателя, при котором страгивание самолета и начало его разбега производится на постоянных пониженных режимах работы двигателей, что делает маловероятным возникновение интенсивного вихревого шнура, способного подбросить твердые частицы в зону входа воздухозаборника (Материалы 6-го Международного научно-технического симпозиума «Авиационные технологии XXI века: новые рубежи авиационной науки», доклад Зайцева Г.А., Ларионовой Н.С. «Методика расчетно-экспериментального определения кинематических характеристик движения самолета при взлете «с додачей» тяги двигателей и вероятности попадания посторонних предметов в силовую установку, 2001 г.»). Последующее увеличение режима работы двигателя производится после достижения скорости набегающего потока воздуха такой величины, на которой возникновение вихревого шнура при максимальном расходе воздуха невозможно.There is a known method of take-off with an “thrust” of engine thrust, in which the plane is pulled off and its acceleration is started at constant reduced engine operating conditions, which makes it unlikely that an intense vortex cord will be able to throw solid particles into the intake area (Materials of the 6th International Scientific technical symposium “Aviation technologies of the XXI century: new frontiers in aviation science”, report by Zaitseva GA, Larionova NS “Methods of calculation and experimental determination of kinematic Characteristics of the aircraft during takeoff motion "with dodachey" traction motors and the probability of entering of foreign objects into powerplant g. 2001 "). A subsequent increase in the engine operating mode is made after reaching the speed of the incoming air flow such a value at which the occurrence of a vortex cord at maximum air flow is impossible.
На современных самолетах отсутствуют системы, информирующие летчика о величинах массового расхода воздуха (Gв) через воздухозаборник, поэтому летчик в процессе разгона не может осуществлять взлет при оптимальных значениях (Gв). Разгон осуществляется при постоянных минимальных величинах (Gв), что существенно увеличивает длину разбега.There are no systems on modern airplanes informing the pilot about the values of the mass air flow rate (G in ) through the air intake; therefore, during acceleration, the pilot cannot take off at the optimal values (G in ). Acceleration is carried out at constant minimum values (G in ), which significantly increases the take-off run.
Известен способ взлета самолета с использованием управляемого вектора тяги, заключающийся в том, что перед разбегом, когда самолет находится на тормозах, создают большую тягу, при этом в начале разбега управляемые сопла отклоняют вверх для поднятия носового колеса (Патент Российской Федерации №2128127, МКИ6 В64С 15/02). Этот способ позволяет сократить разбег самолета от 35 до 45%.A known method of aircraft takeoff using a controlled thrust vector is that before the take-off when the plane is on the brakes, create more thrust, while at the beginning of the take-off, the controlled nozzles are deflected up to raise the nose wheel (Russian Patent No. 2128127, MKI6 V64C 15/02). This method allows to reduce the takeoff run of the aircraft from 35 to 45%.
Недостаток такого способа взлета состоит в том, что самолет, находящийся на тормозах, при повышенных режимах работы двигателя имеет большой массовый расход воздуха через воздухозаборник, что может вызывать образование вихревого шнура, который интенсивно собирает под воздухозаборником самолета предметы аэродромной засоренности. Кроме того, поднятое носовое колесо на начальном участке разбега ухудшает управляемость самолета при взлете.The disadvantage of this take-off method is that the aircraft, which is on the brakes, at high engine operating conditions has a large air mass flow through the air intake, which can cause the formation of a vortex cord, which intensively collects airdrome objects under the air intake of the aircraft. In addition, a raised nose wheel in the initial take-off phase affects the controllability of the aircraft during take-off.
Задачей, на решение которой направлено заявленное изобретение, является исключение попадания частиц аэродромной засоренности в воздухозаборник с рулежной дорожки и взлетно-посадочной полосы в процессе руления и разбега самолета.The problem to which the claimed invention is directed, is to prevent particles of airfield clogging from entering the air intake from the taxiway and the runway during taxiing and take-off.
Технический результат достигается тем, что в способе взлета самолета, заключающемся в рулении самолета к взлетной полосе и увеличении тяги его двигателя в процессе разбега, непрерывно в процессе руления и разбега самолета измеряют его истинную скорость и соответственно ее значению изменяют расход воздуха через воздухозаборник двигателя путем регулирования частоты вращения ротора низкого давления до экспериментально определенного при испытаниях предела допустимых значений, при которых на данной скорости не происходит образование вихревого шнура между воздухозаборником и поверхностью аэродрома, причем регулирование частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от значений истиной скорости продолжают до выхода двигателя на максимальные режимы его работы.The technical result is achieved by the fact that in the method of taking off the aircraft, which consists in taxiing the aircraft to the runway and increasing the thrust of its engine during the take-off run, continuously in the process of taxiing and take-off the aircraft measures its true speed and, accordingly, its value changes the air flow through the engine’s air intake by adjusting the rotational speed of the low-pressure rotor to the experimentally determined during testing the limit of permissible values at which no cord between the air intake and the surface of the airfield, and the regulation of the rotational speed of the low pressure rotor depending on the true speed values continues until the engine reaches its maximum operating conditions.
Кроме того, для самолетов с двигателями с изменяемым по направлению вектором тяги в начале руления отклоняют газовую струю, исходящую из реактивного сопла двигателя, вверх на угол, не превышающий предварительно определенный при испытаниях предельно допустимый угол, обеспечивающий максимально возможную разгрузку передней стойки шасси с сохранением управляемости самолета.In addition, for airplanes with engines with a directional thrust vector, at the beginning of taxiing, the gas stream emanating from the jet nozzle of the engine is deflected upward by an angle not exceeding the maximum permissible angle predefined during testing, which ensures the maximum possible unloading of the front landing gear while maintaining controllability the plane.
Регулирование частоты вращения ротора низкого давления двигателя в зависимости от значений истиной скорости самолета, непрерывно измеряемой в процессе его руления и разбега, позволяет поддерживать такой расход воздуха через воздухозаборник двигателя, который не приводит к вихреобразованию, и, следовательно, забросу частиц аэродромной засоренности на вход двигателя.Regulation of the rotational speed of the low-pressure rotor of the engine depending on the values of the true speed of the aircraft, continuously measured during taxiing and take-off, allows maintaining such an air flow through the air intake of the engine that does not lead to vortex formation, and, consequently, throwing particles of airfield clogging to the engine inlet .
Направление газовой струи, исходящей из реактивного сопла двигателя (для самолетов, имеющих двигатели с изменяемым по направлению вектором тяги) вверх на угол, не превышающий предварительно определенный при испытаниях предельно допустимый угол, обеспечивающий максимально возможную разгрузку передней стойки шасси с сохранением управляемости самолета, позволяет при сохранении устойчивого передвижения самолета по аэродрому увеличить расстояние между воздухозаборником и поверхностью аэродрома, что обеспечивает уменьшение скорости сдува вихря самолета.The direction of the gas jet emanating from the jet nozzle of the engine (for airplanes having engines with a directional thrust vector) is upward by an angle that does not exceed the maximum permissible angle predefined during testing, which ensures the maximum possible unloading of the landing gear while maintaining aircraft controllability, allows maintaining the stable movement of the aircraft along the airfield, increase the distance between the air intake and the surface of the airfield, which reduces the speed of respect the whirlwind of the plane.
Оценить степень защищенности двигателя от попадания частиц аэродромной засоренности можно, сравнивая в процессе разгона параметр защищенности двигателя Квх(tр) с его граничным значением, меньше которого вихревые шнуры практически отсутствуют или не обладают достаточной интенсивностьюIt is possible to assess the degree of protection of the engine from the ingress of aerodrome clogging particles by comparing the engine protection parameter K in (t p ) with its boundary value during acceleration, less than which vortex cords are practically absent or do not have sufficient intensity
где Gв - массовый расход воздуха через воздухозаборник в процессе рулежки и разгона самолета, кг/с;where G in - mass air flow through the air intake during taxiing and acceleration of the aircraft, kg / s;
Gв/20,1 - объемный расход вохдуха в процессе взлета самолета, м3/с;G in / 20,1 - air volumetric flow rate during takeoff, m 3 / s;
tp - время движения по рулежной дорожке и разгона самолета на взлетно-посадочной полосе при взлете самолета, сек;t p - time of movement along the taxiway and acceleration of the aircraft on the runway during takeoff, sec;
Н - высота расположения центральной точки входного сечения воздухозаборника над поверхностью аэродрома, м;H - the height of the central point of the inlet section of the air intake above the surface of the airfield, m;
Авх - поправочный коэффициент, учитывающий влияние компоновки воздухозаборника на самолете.And in - correction factor, taking into account the influence of the layout of the air intake on the plane.
В результате специальных исследований установлено, что при значении параметра защищенности двигателей от вихревых шнуров Квх гр≤1 м/с вихревые шнуры практически отсутствуют в широком диапазоне по скорости и направлению ветра. Чем выше значение параметра защищенности Квх(tp) от его граничного значения, тем интенсивнее вихревой шнур и тем выше вероятность повреждения двигателя посторонними предметами, поднятыми с поверхности аэродрома.As a result of special studies, it was found that, with the value of the engine protection parameter from vortex cords K in, gr ≤1 m / s, vortex cords are practically absent in a wide range in wind speed and direction. The higher the value of the security parameter K in (t p ) from its boundary value, the more intense the vortex cord and the higher the likelihood of damage to the engine by foreign objects raised from the surface of the airfield.
Скорость набегающего потока воздуха в процессе движения самолета, при которой происходит гарантированный отрыв вихревого шнура от поверхности аэродрома, называется скоростью сдува вихря и определяется по следующей эмпирической формуле, м/с:The speed of the incoming air flow during the movement of the aircraft, at which there is a guaranteed separation of the vortex cord from the surface of the airfield, is called the speed of blowing of the vortex and is determined by the following empirical formula, m / s:
Величина Vсд(tp) зависит от компоновки воздухозаборника, а также от значения Gв(tр). При превышении истиной скорости движения самолета Vист(tp) значения скорости сдува вихря Vист(tp)>Vсд(tp), замыкание вихревых шнуров на поверхность аэродрома не происходит.The value of V sd (t p ) depends on the layout of the air intake, as well as on the value of G in (t p ). When the true speed of the aircraft exceeds V ist (t p ) the vortex blowing speed V ist (t p )> V sd (t p ), vortex cords are shorted to the airfield surface.
Минимизировать вероятность попадания частиц аэродромной засоренности в воздухозаборник в процессе руления и разбега самолета можно путем регулирования Gв(tрл) в зависимости от значения истинной скорости, возможность высокоточного измерения которой появилась в настоящее время. В качестве управляемого параметра, характеризующего режим работы двигателя, используется приведенная частота вращения ротора низкого давления с учетом температуры наружного воздуха, давления окружающего воздуха и взлетного веса самолета.It is possible to minimize the likelihood of airborne debris particles getting into the air intake during taxiing and take-off by adjusting G in (t rad ) depending on the true speed value, the possibility of high-precision measurement of which has appeared at present. As a controlled parameter characterizing the engine operating mode, the reduced rotational speed of the low pressure rotor is used taking into account the outdoor temperature, ambient pressure and take-off weight of the aircraft.
Предлагаемый способ взлета самолета осуществляется следующим образом.The proposed method of takeoff is as follows.
До эксплуатации самолета рассчитываются и уточняются экспериментальным путем для каждого значения истинной скорости движения самолета пределы значений расхода воздуха Gв=f(Vист), при которых на данной скорости не происходит образование вихревого шнура между воздухозаборником и поверхностью аэродрома. Все данные закладываются в бортовую автоматику. Во время руления и разбега самолета непрерывно измеряют истинную скорость самолета и соответственно каждому измеренному значению в автоматическом режиме регулируют частоту вращения ротора низкого давления, при котором тяга и соответствующий ей массовый расход воздуха определяют величину Квх и выполнение равенства (1). Бортовая автоматика современного двигателя имеет возможность точного управления процессом изменения расхода топлива основного контура двигателя (путем изменения частоты вращения ротора низкого давления) в зависимости от значения истинной скорости движения самолета.Before the operation of the aircraft, the limits of the air flow rate G in = f (V East ), at which at the given speed the formation of a vortex cord between the air intake and the surface of the airfield, does not occur, are calculated and refined experimentally for each value of the true speed of the aircraft. All data is embedded in the on-board automation. During taxiing and take-off, the true speed of the aircraft is continuously measured and, accordingly, the rotational speed of the low-pressure rotor is automatically controlled according to each measured value, at which the thrust and the corresponding mass air flow determine the value of Kin and equality (1). The on-board automation of a modern engine has the ability to accurately control the process of changing the fuel consumption of the main engine circuit (by changing the rotational speed of the low pressure rotor) depending on the value of the true speed of the aircraft.
Таким образом, движение в процессе руления и разбега самолета осуществляется на режимах работы двигателей с оптимальным расходом воздуха через воздухозаборник, при которых возникновение интенсивного вихревого шнура маловероятно.Thus, the movement in the process of taxiing and taking off is carried out at the engine operating modes with optimal air flow through the air intake, in which the occurrence of an intense vortex cord is unlikely.
На самолетах, имеющих двигатели с управляемым вектором тяги (менять направление вектора тяги можно, например, поворотом реактивного сопла двигателя), возможно обеспечение более эффективной защиты двигателей от попадания частиц аэродромной засоренности и сократить длину взлета.On airplanes with engines with a controlled thrust vector (you can change the direction of the thrust vector, for example, by turning the jet nozzle of the engine), it is possible to provide more effective protection of engines from particles of airfield clogging and to reduce the take-off length.
С этой целью в начале руления поворотом реактивного сопла отклоняют исходящую из него газовую струю вверх на такой угол, чтобы обеспечить управляемость самолета и максимальную разгрузку стойки передней опоры шасси, т.е. колесо передней стойки не должно отрываться от взлетной полосы. В результате увеличивают расстояние между воздухозаборником и поверхностью аэродрома - Н, которое приведет к снижению Квх(tp) и тем самым дополнительно снизит вероятность возникновения вихревого шнура. Кроме того, отклонение газовой струи вверх в процессе руления существенно снизит воздействие на поверхность дорожки и на другие рядом стоящие или взлетающие самолеты.For this purpose, at the beginning of taxiing, by turning the jet nozzle, the gas jet emanating from it is deflected upward at such an angle as to ensure controllability of the aircraft and maximum unloading of the landing gear of the front landing gear, i.e. the front pillar wheel must not be torn off from the runway. As a result, the distance between the air intake and the surface of the aerodrome - H is increased, which will lead to a decrease in K in (t p ) and thereby further reduce the likelihood of a vortex line. In addition, the deviation of the gas stream up during taxiing will significantly reduce the impact on the surface of the track and on other nearby or taking off planes.
С выходом на взлетно-посадочную полосу движение самолета начинают без торможения с отклоненной в начале руления вверх газовой струей, исходящей из реактивного сопла, и также осуществляют регулирование частоты вращения ротора низкого давления в зависимости от значения истиной скорости полета самолета до того момента, когда истинная скорость достигнет скорости сдува вихря, после чего двигатель автоматически выходит на максимальные режимы работы, а угол отклонения газовой струи уменьшается до значения, исключающего достижения самолетом критического угла атаки. Возврат газовой струи в исходное положение осуществляют при достижении заданной скорости полета и устойчивого набора высоты.With access to the runway, the aircraft begins to move without braking with a gas jet deflected at the beginning of taxiing coming out of the jet nozzle, and the low-pressure rotor speed is also regulated depending on the true speed of the aircraft until the true speed reaches the speed of blowing the vortex, after which the engine automatically reaches maximum operating modes, and the angle of deviation of the gas stream decreases to a value that excludes aircraft the critical angle of attack. The return of the gas stream to its original position is carried out upon reaching a predetermined flight speed and a stable climb.
Изобретение позволяет минимизировать попадание аэродромной засоренности в воздухозаборник двигателя в процессе взлета самолета.EFFECT: invention makes it possible to minimize the entry of airfield pollution into the engine air intake during take-off of the aircraft.
Claims (2)
Priority Applications (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006129622/11A RU2325307C1 (en) | 2006-08-16 | 2006-08-16 | Method of aircraft take-off |
Applications Claiming Priority (1)
| Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
|---|---|---|---|
| RU2006129622/11A RU2325307C1 (en) | 2006-08-16 | 2006-08-16 | Method of aircraft take-off |
Publications (2)
| Publication Number | Publication Date |
|---|---|
| RU2006129622A RU2006129622A (en) | 2008-02-27 |
| RU2325307C1 true RU2325307C1 (en) | 2008-05-27 |
Family
ID=39278436
Family Applications (1)
| Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
|---|---|---|---|
| RU2006129622/11A RU2325307C1 (en) | 2006-08-16 | 2006-08-16 | Method of aircraft take-off |
Country Status (1)
| Country | Link |
|---|---|
| RU (1) | RU2325307C1 (en) |
Cited By (6)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2475421C1 (en) * | 2011-08-08 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion |
| RU2669759C2 (en) * | 2016-01-05 | 2018-10-15 | Зе Боинг Компани | Aircraft engine and associated method for driving fan by means of low pressure shaft during taxi operations |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10875658B2 (en) | 2015-09-02 | 2020-12-29 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US11148801B2 (en) | 2017-06-27 | 2021-10-19 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
-
2006
- 2006-08-16 RU RU2006129622/11A patent/RU2325307C1/en not_active IP Right Cessation
Non-Patent Citations (1)
| Title |
|---|
| Авиационные технологии XXI века: Новые рубежи авиационной науки. - М.: ЦАГИ, 2001. * |
Cited By (7)
| Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
|---|---|---|---|---|
| RU2475421C1 (en) * | 2011-08-08 | 2013-02-20 | Российская Федерация, От Имени Которой Выступает Министерство Промышленности И Торговли Российской Федерации | Method of protecting of aircraft mid-flight engines against turbulent foreign object ingestion |
| US10464668B2 (en) | 2015-09-02 | 2019-11-05 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US10875658B2 (en) | 2015-09-02 | 2020-12-29 | Jetoptera, Inc. | Ejector and airfoil configurations |
| RU2669759C2 (en) * | 2016-01-05 | 2018-10-15 | Зе Боинг Компани | Aircraft engine and associated method for driving fan by means of low pressure shaft during taxi operations |
| US10336461B2 (en) | 2016-01-05 | 2019-07-02 | The Boeing Company | Aircraft engine and associated method for driving the fan with the low pressure shaft during taxi operations |
| US11001378B2 (en) | 2016-08-08 | 2021-05-11 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
| US11148801B2 (en) | 2017-06-27 | 2021-10-19 | Jetoptera, Inc. | Configuration for vertical take-off and landing system for aerial vehicles |
Also Published As
| Publication number | Publication date |
|---|---|
| RU2006129622A (en) | 2008-02-27 |
Similar Documents
| Publication | Publication Date | Title |
|---|---|---|
| RU2325307C1 (en) | Method of aircraft take-off | |
| US3480234A (en) | Method and apparatus for modifying airfoil fluid flow | |
| US7874523B2 (en) | Method of controlling an aircraft in flight, especially to reduce wake vortices | |
| JP2003512253A (en) | Airplane and airplane control method | |
| US6764043B2 (en) | Rotatable scarf inlet for an aircraft engine and method of using the same | |
| US11014661B2 (en) | Tip jet orifice for aircraft brown out mitigation | |
| US20150284104A1 (en) | Rotatable fairing and engine inlet system for high-speed aircraft | |
| RU2212358C1 (en) | Flying vehicle | |
| RU2435707C2 (en) | Vertical take-off and landing aircraft | |
| CN110733664A (en) | seaplane takeoff performance verification method | |
| CN106081127B (en) | Airplane crash escape aircraft | |
| GB2088521A (en) | Inducing lift on a stationary wing | |
| RU2717606C1 (en) | Aircraft vertical take-off and landing aircraft power plant, as well as vertical take-off and landing aircraft containing said power plant | |
| RU2406652C2 (en) | Vtol aircraft | |
| RU2209746C1 (en) | Flying vehicle | |
| RU2803674C2 (en) | Method for controlling the pitch of a tiltrotor | |
| RU2356799C2 (en) | Method for control of reverse thrust value in gas-turbine engines at run of double-engine airplane with application of thrust reverse | |
| RU2717409C1 (en) | Vertically oriented turbojet engine of power plant of vertical take-off and landing aircraft, vertical take-off and landing aircraft power plant, as well as vertical take-off and landing aircraft | |
| RU2724026C1 (en) | Method of reducing effect of icing on aerodynamic surface | |
| RU2647363C2 (en) | Method of regulating the lifting force of the aircraft | |
| RU2484279C1 (en) | Method for improving braking efficiency of aircraft during ground rolling and increasing safety at takeoff and landing, and device for its implementation | |
| RU2372257C2 (en) | Method to control gas turbine engine reverse thrust during four-engine aircraft reverse-thrust run | |
| RU2654891C1 (en) | Method for controlling eddy currents on the surface of aerodrome under aircraft air intakes | |
| RU2781534C1 (en) | Unmanned aerial vehicle | |
| RU2722517C1 (en) | Aircraft of vertical take-off and vertical landing |
Legal Events
| Date | Code | Title | Description |
|---|---|---|---|
| MM4A | The patent is invalid due to non-payment of fees |
Effective date: 20140817 |