Содержание к диссертации
Введение
Глава 1. Гидродинамика ЛА при вынужденной посадке на воду 25
1.1 Исследования моделей фюзеляжей самолетов в «Опытовом бассейне» и установке «Бак переменного давления» 25
1.1.1 Описание экспериментальных установок «Опытовый бассейн» и «Бак переменного давления 25
1.1.2 Описание исследуемых моделей 26
1.1.3 Методика проведения экспериментальных исследований и анализ полученных результатов 27
1.2 Исследования моделей фюзеляжей самолетов на скоростном стенде 32
1.2.1 Описание экспериментальной установки «Скоростной стенд»... 32
1.2.2 Описание исследуемой модели 34
1.2.3 Методика проведения экспериментальных исследований и анализ полученных результатов 34
Рисунки к Главе 1 40
Глава 2. Разработка методики моделирования вынужденной посадки ЛА ... 52
2.1 Методика катапультных испытаний 52
2.1.1 Анализ размерностей 52
2.1.2 Моделирование натурных условий обтекания самолета при движении по воде и его особенности 57
2.1.3 Требования к катапультной установке 62
2.1.4 Требования к катапультируемой модели 64
2.1.5 Методика измерения параметров движения модели 69
2.1.6 Методика моделирования начальных условий приводнения 70
2.2 , Моделирование прочности элементов конструкции самолета... 75
2.2.1 Общая и местная прочность конструкции планера 75
2.2.2 Методы моделирования разрушения узлов крепления агрегатов самолета 76
2.3 Методика моделирования вынужденных посадок вертолетов.. 85
2.3.1 Требования к моделям 85
2.3.2 Комплекс исследований характеристик аварийного приводнения вертолета 86
2.3.2.1 Определение характеристик остойчивости вертолета 87
2.3.2.2 Исследования динамики приводнения вертолета 87
2.3.2.3 Моделирование приводнения вертолета на надувных поплавках 89
2.3.2.4 Определение характеристик свободного дрейфа вертолета в условиях ветрового волнения 92
Рисунки к Главе 2 94
Глава 3. Исследования проблемы отрыва потока при глиссировании гладких тел 120
3.1 Гидродинамика стационарных режимов глиссирования 120
3.1.1 Безотрывный режим глиссирования 120
3.1.2 Процесс перехода от безотрывного режима глиссирования к отрывному при повышении скорости глиссирования («скоростной» отрыв) 125
3.1.3 Глиссирование с отрывом потока 126
3.2 Гидродинамика нестационарного глиссирования 129
3.2.1 «Стартовый» отрыв потока и роль фактора адгезии 129
3.2.1.1 Малая буксировочная установка 135
3.2.1.2 Результаты экспериментальных исследований 136
3.2.2 Влияние отрицательных ускорений на отрыв потока 143
3.2.2.1 Теоретические оценки 144
3.2.2.2 Экспериментальные исследования глиссирования сферы с замедлением 146
Рисунки к Главе 3 152
Глава 4. Анализ особенностей посадки на воду ЛА различных компоновок и влияния параметров самолета на характеристики вынужденной посадки по результатам испытаний моделей 166
4.1 Условия обеспечения безопасной вынужденной посадки самолета на воду 166
4.2 Параметры, определяющие режимы захода на посадку 167
4.2.1 Влияние кинематических параметров приводнения на характеристики вынужденной посадки самолета на воду и обеспечение ее безопасности 167
4.2.1.1 Влияние величины посадочной скорости 167
4.2.1.2 Влияние угла наклона траектории (вертикальной скорости приводнения) 168
4.2.1.3 Влияние начального угла тангажа 169
4.2.1.4 Влияние угла крена 171
4.2.2 Влияние положения механизации крыла 172
4.2.3 Влияние выпуска шасси 173
4.2.4 Влияние направления посадки относительно направления движения волн и ветра 174
4.3 Особенности приводнения вертолетов и некоторые вопросы их аварийной посадки на воду 177
4.3.1 Анализ процесса аварийной посадки вертолета на воду 178
4.3.1.1 Приводнение (входе воду) 178
4.3.1.2 Переходный этап 179
4.3.1.3 Дрейф 181
Рисунки к Главе 4 184
Глава 5. Элияние конструктивных параметров самолетов на характеристики вынужденной посадки на воду и обеспечение ее безопасности. Формирование практических рекомендаций по выбору параметров ЛА с учетом возможности вынужденной посадки на воду 205
5.1 Влияние формы фюзеляжа 205
5.1.1 Влияние формы поперечного сечения днища фюзеляжа 205
5.1.2 Влияние формы бокового вида фюзеляжа 206
5.1.3 Влияние удлинения фюзеляжа 207
5.2 Влияние формы и положения крыла 208
5.2.1 Влияние высоты установки крыла 208
5.2.2 Влияние угла установки крыла 209
5.2.3 Влияние формы профиля, угла стреловидности и угла поперечного V крыла 209
5.3 Влияние положения горизонтального оперения 209
5.4 Влияние положения двигателей и воздушных винтов 210
5.5 Влияние лыжного шасси как элемента конструкции самолета 211
5.5.1 Расчёт посадки модели на воду 211
5.5.2 Экспериментальное исследование самолета с лыжным шасси .215
5.6 Особенности компоновки вертолетов, оборудованных для полетов над морем 217
Рисунки к Главе 5 221
Заключение 225
Список использованной литературы 228
- Исследования моделей фюзеляжей самолетов на скоростном стенде
- Моделирование натурных условий обтекания самолета при движении по воде и его особенности
- Процесс перехода от безотрывного режима глиссирования к отрывному при повышении скорости глиссирования («скоростной» отрыв)
- Влияние кинематических параметров приводнения на характеристики вынужденной посадки самолета на воду и обеспечение ее безопасности
Введение к работе
Значительная часть маршрутов сухопутных гражданских и военных летательных аппаратов проходит над водной поверхностью, и в ряде случаев, при возникновении аварийной ситуации, вынужденная посадка на воду может явиться единственной возможностью спасения экипажа и пассажиров.
Несмотря на высокую надежность современных летательных аппаратов, обусловленную совершенной технологией, многократным резервированием их основных систем, а также малой вероятностью одновременного отказа всех двигателей, возможность аварийной посадки на воду сохраняется [93].
Это подтверждает анализ статистических данных, который показывает, что в мире в период с 1976 года по июль 2003 года произошло 1302 происшествия с самолетами над водой, и с 1980 года по февраль 2003 года - 327 происшествий с вертолетами над водой [94], а также то, что количество летных происшествий за год при полетах над водными пространствами в течение последних десятилетий остается примерно на одном уровне [96].
В связи с этим общие показатели безопасности подобных полетов зависят в значительной степени от успешного решения проблем, возникающих при аварийном приводнении самолетов и вертолетов, от обеспечения возможности спасения пассажиров и экипажей. Иностранные материалы свидетельствуют о большом внимании, уделяемом решению этих проблем за рубежом, с целью достижения высоких показателей спасения людей в происшествиях при полетах пассажирских и военно-транспортных самолетов и вертолетов над водными пространствами [109].
Проблема спасения людей при вынужденной посадке самолетов и вертолетов на воду очень объемна. В работе [101], в частности, отмечается, что на ранних этапах проектирования самолета необходимо обеспечить соответствующее решение всех проблем для достижения надлежащих показателей спасения людей при вынужденных посадках самолета на воду.
В .настоящее время в мировой практике сложилась определенная классификация летных происшествий.
При анализе статистических материалов все летные происшествия над водой по своему характеру условно подразделяют на 3 типа [91,109].
К первому типу относят неуправляемые падения летательных аппаратов на воду с большой высоты и, следовательно, с большой вертикальной скоростью, когда при ударе о воду большинство членов экипажа и пассажиров погибает, а летательный аппарат разрушается. Спасение людей при такого рода происшествиях носит случайный характер. К таким происшествиям можно отнести падение в Аравийское море самолета Боинг 747 индийской авиакомпании "Air India" I января 1978 года, при котором все пассажиры и члены экипажа погибли [84] и падение в Индийский океан вскоре после взлета Кенийского А-310 в январе 2000 года, 169 погибших.
К происшествиям второго типа относят непреднамеренные посадки на воду, когда во время взлета или посадки, происходящей над водным пространством, аварийная ситуация может вынудить самолет приводниться. Такие незапланированные посадки на воду встречаются довольно часто и завершаются спасением хотя бы нескольких человек. Они более опасны, чем преднамеренные, из-за фактора неожиданности.
К третьему типу происшествий относятся собственно вынужденные подготовленные посадки на воду, когда при полете над водой вследствие отказа двигателей, отсутствия топлива, либо по другим причинам летательный аппарат производит посадку на воду. Анализ таких посадок представляет наибольший интерес, поскольку их обстоятельства наиболее полно характеризуют проблемы спасения людей при посадке самолета на воду и основные недостатки конструкции самолетов и их аварийно — спасательного оборудования.
Существуют и другие классификации аварийных приводнений. Так, по классификации, приведенной в работе [84], составленной на основании компьютерного анализа авиационных происшествий с военными летательными
аппаратами, происшествия делятся на три класса А, В и С в зависимости от технического состояния аппарата после аварии.
К классу «А» относятся летные происшествия, в результате которых летательный аппарат разрушился и либо пропал без вести, либо его ремонт экономически нецелесообразен.
К классу «В» относятся летные происшествия, при которых летательный аппарат, который не может лететь, используя свои двигатели, доставляется для ремонта на специально оборудованную базу.
К классу «С» относятся летные происшествия, в результате которых летательный аппарат получил повреждения, основная часть которых не может быть устранена в полевых условиях.
Некоторые случаи не вписываются ни в один из этих классов, например, такие, когда летательный аппарат, севший на воду благодаря благоприятным условиям и мастерству пилота, сумел взлететь снова [84].
Успех вынужденной посадки на воду определяется рядом факторов. Среди них: тип самолета, состояние водной поверхности, а также мастерство летчика [103]. Рассмотрим описания нескольких случаев вынужденной посадки самолетов на воду.
22 ноября 1968 года пассажирский самолет ДС-8-62 японской авиакомпании JAL при заходе на посадку совершил непреднамеренное приводнение в бухте Сан-Франциско в 6 км от взлетной полосы. На борту самолета было 96 пассажиров и 11 членов экипажа. Положительными факторами, определившими результаты посадки, была спокойная вода небольшая глубина (2 м), а также небольшая вертикальная скорость. Самолет приводнился с выпущенным шасси. Посадочная скорость составляла ~255 км/час. Посадка самолета на воду некоторыми пассажирами была воспринята как обычная посадка на взлетно-посадочную полосу. После пробега по воде самолет остановился на мелководье, опершись колесами на дно. Крыло частично погрузилось в воду. Никто из пассажиров и членов экипажа не пострадал. Разрушения самолета были незначительными: закрылки и один
двигатель. Самолет был поднят на баржу и после ремонта эксплуатировался еще 6лет(рис.В.1).[101Д09].
13 января 1969 года самолет ДС-8-62 ночью в дождь при подлете к аэропорту Лос-Анджелеса приводнился в 8 милях от берега (13км) при волнах зыби высотой ~2,5 т 3 м. На борту самолета находилось 36 пассажиров и 9 членов экипажа. Самолет приводнился с большой вертикальной скоростью, с большим положительным углом тангажа и с посадочной скоростью -290 км/час. Перед посадкой летчик сообщил о неисправности в системе шасси. Анализ разрушенных частей самолета показал, что шасси было выпущено, но осталось неизвестным, было ли оно зафиксировано замками. В результате удара о воду фюзеляж самолета разломился на 2 части. Хвостовая часть самолета длиной примерно 12 м, расположенная позади крыла, затонула на глубине-100 м. Передняя часть фюзеляжа с крылом оставалась на плаву в течение ночи и затонула на мелководье только при попытке отбуксировать её к берегу. Нижняя часть центроплана и пол были разрушены на значительном участке. Мотогондолы и стойки шасси оторвались и утонули. Из 45 человек 30 были спасены. На рис.В.2 приведена фотография плавающей части самолета [79,101,109].
Оба описанных выше происшествия с самолетами ДС-8 не являются типичными. Различие в результатах этих посадок обусловлено высокой посадочной и вертикальной скоростью, а также наличием волнения во втором случае, в то время как в первом случае самолет садился с небольшой вертикальной и горизонтальной скоростью на спокойную воду, и его колеса фактически достигли дна.
Эти два случая можно рассматривать как предельные с точки зрения поведения самолета при вынужденной посадке на воду и характера разрушения его конструкции. Можно отметить, что при промежуточных значениях посадочных условий характеристики приводнения самолета будут находиться между значениями, полученными в этих экстремальных случаях.
Так, 20 августа 1962 года самолет ДС-8, на борту которого находилось 105 пассажиров, приводнился в заливе Гуанобара близ Рио-де-Жанейро. Значительных разрушений самолета не произошло. Самолет оставался на плаву 45 минут. Никто из пассажиров и членов экипажа не погиб от травм при посадочном ударе, и все сумели покинуть самолет. Однако несколько человек утонули после эвакуации из самолета [91].
8 мая 1978 года самолет Боинг-727 при заходе на посадку в аэропорту Пенсакола во Флориде в тумане приводнился в заливе Эскамбия на расстоянии ~5,5 км от берега. Глубина залива в месте приводнения составляла 3,7 м. Волнение и ветер были слабыми. На борту самолета находилось 52 пассажира и 6 членов экипажа. По отзывам летчиков, приводнение напоминало посадку на воду гидросамолета, а многими пассажирами воспринималось как обычная посадка на полосу. При ударе о воду была повреждена задняя часть фюзеляжа, через которую сразу же начала поступать вода. Самолет стал погружаться в воду хвостовой частью до касания дна залива, но верхняя часть кабины летчиков оставалась выше уровня воды. 55 человек из 58, находившихся на борту, были спасены экипажем случайно оказавшегося рядом буксира через 30 минут после аварии [97].
В некоторых случаях вынужденные посадки на воду проходят настолько успешно, что люди не получают травм при приводнении, а разрушения самолета незначительны, и он остается на плаву длительное время.
На рис.В.З помещена фотография патрульного противолодочного самолета Атлантик, принадлежащего ВМФ Нидерландов, находящегося на плаву. Самолет совершил в 1971 году успешную вынужденную посадку на воду. На самолете, выполнявшем испытательный полет, возникла неисправность в системе управления. Летчик произвел вынужденную посадку в Северном море недалеко от Гааги. Самолет почти не пострадал. Как видно на фотографии, были погнуты воздушные винты и деформирована передняя кромка крыла. Самолет был отбуксирован в военно-морскую базу, находящуюся на расстоянии 55 миль (95 км) от места посадки и поднят из воды через 2 дня после приводнения.
11 Самолет ^последствии не эксплуатировался, но с него было снято оборудование, пригодное для использования на сумму 3 млн. долларов [80].
16 марта 1995 года во время перелета из Калифорнии в Гонолулу пилот самолета Bombardier DHC - Twin Otter сообщил об аварийной ситуации и проблемах с подачей топлива. Самолет совершил вынужденную посадку на воду, в темноте, на спокойную поверхность моря. Самолет впоследствии затонул, но все пассажиры спаслись без повреждений [80].
Анализируя описанные выше случаи и целый ряд других вынужденных приводнений самолетов, можно выявить следующие общие закономерности.
Большинство вынужденных приводнений происходит вблизи аэропортов после взлета или при заходе на посадку, при этом во многих случаях шасси при посадке на воду было выпущено, хотя для большинства самолетов рекомендуется производить приводнение с убранным шасси.
Во всех описанных случаях время плавания самолета после приводнения колебалось от 1-3 минут до нескольких суток.
3. Большая часть людей при вынужденных посадках на воду погибало не
от травм, полученных при посадочном ударе, а уже после покидания самолета.
4. В большинстве случаев происходили разрушения обшивки нижней
поверхности фюзеляжа, в результате чего в фюзеляж начинала поступать вода.
Общие разрушения фюзеляжа наблюдались сравнительно редко при посадках с
большими вертикальными скоростями в условиях сильного волнения. Они
заключались в отрыве хвостовой части позади центроплана. Даже при
достаточно мягких посадках наблюдались разрушения отдельных выступающих
элементов конструкции, соприкасавшихся с водой: стоек шасси в выпущенном
положении, мотогондол, расположенных на пилонах под крылом, отклоненных
закрылков
Состояние самолета после посадки на воду и продолжительность нахождения его на плаву определяются, прежде всего, прочностью его конструкции, внешней компоновкой и параметрами полета в момент касания воды.
На, основании результатов исследований [101] были сделаны выводы о том, что безопасность вынужденной посадки самолета на воду может быть повышена при использовании более совершенных методов проектирования самолетов, в особенности нижней части фюзеляжа, пола кабин, выборе приемлемой для приводнения внешней компоновки самолета и определении оптимальных параметров самолета перед касанием поверхности воды.
Рост интенсивности полетов вертолетов над водными пространствами, в особенности, гражданских вертолетов, обслуживающих морские буровые платформы, определяют повышенный интерес к проблеме спасения пассажиров и экипажей в случае аварийной посадки вертолета на воду. Об актуальности этой проблемы свидетельствует большое количество посвященных ей публикаций, в том числе и за рубежом [42,78,86.90,111,116].
Существуют различные системы классификации вертолетов с точки зрения их безопасности при полетах над водой. Вертолеты могут быть классифицированы по числу двигателей. Другая система делит вертолеты на две группы; в зависимости от того, сконструированы они для операций над водой или нет. Авторы работы [111] считают наиболее удобной следующую классификацию:
Класс 1:
а) вертолеты, предназначенные дня операций над и с поверхности воды.
Эти машины могут быть названы "амфибии". Амфибийные свойства
достигаются либо применением постоянных неубираемых в полете надувных
поплавков, крепящихся к фюзеляжу, либо обеспечением герметичности
фюзеляжа и приданием ему формы лодки. В последнем случае корпус должен
иметь жабры, необходимые для придания вертолетам остойчивости по крену.
б) вертолеты, базирующиеся только на кораблях или на земле, которые не
могут нормально плавать, но имеющие аварийное оборудование, позволяющее
им плавать.
Класс II:
Вертолеты, базирующиеся только на земле или на кораблях и не имеющие оборудования для плавания, и поэтому переворачивающиеся и тонущие при приводнении, или имеющие оборудование, которое предотвращает полный переворот, но не устраняет почти полного затопления вертолета.
Материалы свидетельствуют о том, что основной причиной вынужденных посадок на воду военных вертолетов, в том числе и двухдвигательных, были отказы двигателей. Другими причинами являлись поломки хвостовых винтов и трансмиссий, а также ошибки пилотирования, особенно ночью и в сложных метеоусловиях.
В располагаемой информации содержатся ограниченные данные по статистике вынужденных посадок на воду пассажирских вертолетов, однако можно предположить, что перечисленные обстоятельства являются причинами аварийных приводнений и гражданских вертолетов [13, 116].
Присущие вертолетам особенности (прежде всего - высокое положение центра масс, относительно малая ширина и негерметичность фюзеляжей) приводит к быстрому переворачиванию и" затоплению вертолетов после вынужденной посадки. Дополнительные сложности при приводнении создает несущий винт. Вход в воду лопастей винта способствует ускорению накренения и переворачиванию вертолета и усложняет эвакуацию людей. Согласно имеющейся статистике, время нахождения вертолета на плаву измеряется секундами, в лучшем случае, несколькими минутами. Обеспечение безопасной посадки вертолета на воду возможно при выполнении двух условий: (а) управляемости процесса посадки и (б) снабжения вертолета средствами обеспечения плавучести и остойчивости.
При эксплуатации военных и гражданских вертолетов над водой имеется большая вероятность того, что при отказе двигателя летчику придется произвести управляемую посадку на воду в режиме авторотации. Некоторые виды аварий систем вертолета могут привести и к неуправляемому снижению [86].
Безопасность таких полетов будет зависеть от решения проблем, связанных с вынужденной посадкой на воду.
В отечественных нормах летной годности (НЛГ) самолетов транспортной категории - АП-25, американских FAR-25 и общеевропейских JAR-25 содержатся требования к пассажирским самолетам, в соответствии с которыми должны быть приняты все практически осуществимые конструктивные меры, совместимые с общими характеристиками самолета, для сведения к минимуму вероятности того, что при аварийной посадке на воду поведение самолета вызовет непосредственное травмирование людей или не позволит им покинуть самолет (п.25.801(b))
Согласно АП-25, вероятное поведение самолета при посадке на воду должно быть исследовано посредством испытаний модели или сравнения с самолетами подобных конструкций, характеристики приводнения которых известны. Должны быть учтены воздухозаборники, закрылки, выступающие части и любые другие факторы, которые, вероятно, повлияют на гидродинамические характеристики самолета (п.25.801(с)).
Должно быть показано, что при допустимо возможном состоянии водной поверхности время нахождения самолета на плаву и его сбалансированное положение позволят людям покинуть самолет и занять места в спасательных плотах. Если соответствие этому требованию показано расчетами плавучести и остойчивости, то должны быть сделаны соответствующие допущения на вероятные повреждения конструкции и течи. Если на самолете имеются топливные баки (с возможностью слива топлива), которые, вероятно, могут выдержать приводнение без возникновения течи, то объем сливаемого топлива, может рассматриваться как объем для обеспечения плавучести (п.25.801(d)).
Если влияние разрушений наружных дверей и иллюминаторов не учтено при исследовании вероятного поведения самолета при посадке на воду, то наружные двери и иллюминаторы должны быть рассчитаны на восприятие вероятных максимальных местных давлений.
Отдельные требования предъявляются со стороны НЛГ также к аварийным выходам и к спасательному оборудованию (надувным плотам, спасательным жилетам и другим средствам) [1,89,112].
Нормы летной годности требуют определения характеристик вынужденной посадки самолета на воду посредством испытаний модели либо аналитическими методами, включающими экстраполяцию и теоретические расчеты.
Накопленный в военном вертолетостроении опыт и систематические исследования посадки вертолетов на воду, проводимые различными фирмами и исследовательскими центрами за рубежом, позволили выработать нормативные требования к безопасности полетов над водой, фиксирующие достигнутый уровень техники и устанавливающий методики подтверждения соответствия новых вертолетов этим требованиям. В нашей стране с 1995 года действуют нормы АП-29, основанные на американских FAR-29. Принимаются также во внимание английские нормы BCAR [2,81].
В нормах под аварийным приводнением вертолета понимается преднамеренная срочная посадка на воду с целью как можно скорее покинуть вертолет. При этом подразумевается, что перед вхождением в воду летательный аппарат не имел повреждений, и все его органы управления и важнейшие системы, за исключением двигателей, функционируют нормально. При этом должно быть доказательно продемонстрировано, что разработанные процедуры и принятые технические решения обеспечивают безопасность посадки и последующего плавания при волнении моря не ниже 4 баллов, а при отказе одной из наиболее важных секций поплавков - не ниже двух баллов. При этом отношение высоты волны к ее длине должно составлять 1/8-1/12,5 в зависимости от категории вертолета.
Нормы устанавливают условия для проектирования конструкции вертолета и поплавковых систем, а именно:
угол тангажа при посадке - оптимальный с колебаниями,
характерными для нормальных условий эксплуатации;
поступательная скорость - от нуля до значения, соответствующего колену диаграммы H-V, сниженной на величину скорости ветра, в зависимости от состояния моря, при скорости вертикального снижения Vy= 1,5м/с;
угол скольжения в пределах 15;
объем аварийных поплавков должен обеспечивать запас плавучести вертолета не менее 25% от максимального взлетного веса.
В английских нормах BCAR содержатся требования, чтобы:
вертолет был способен выдерживать нагрузки при посадке с поступательной скоростью снижения, равной 2/3 минимальной скорости авторотации при скорости снижения 1,5 м/с;
вероятность неправильного или неодинакового наполнения поплавков была малой (не должны превышать 1-Ю*5);
характеристики плавучести и остойчивости должны быть исследованы до состояния моря семь баллов, но с ограничением высоты волны 9 метров и отношением высоты к длине волны 1:10;
время наполнения поплавков должно быть достаточно мало (рекомендуется 2,5 с), чтобы предотвратить чрезмерное погружение вертолета в воду и не допустить затопление пассажирского салона. Подтверждение соответствия требованиям к аварийной посадке и
последующего плавания вертолета может проводиться по результатам модельных испытаний (при условии выявления корреляции между результатами испытаний модели и летных испытаний) и с использованием результатов испытаний моделей и других данных, полученных для винтокрылых аппаратов схожей конфигурации.
Рекомендуемые для приводнения тангаж и скорость вертолета, ориентация относительно волны, включая участок волны для посадки, методика наполнения поплавков и соответствующие ограничения должны быть включены в руководство по летной эксплуатации.
По, общему мнению специалистов различных фирм (например, фирмы Вестланд Аэроспейс (Великобритания) и других, имеющих большой опыт проведения исследований характеристик посадки на воду летательных аппаратов различных типов, экспериментальные исследования позволяют более точно определить эти характеристики, чем аналитические методы. Математическое моделирование в данной проблеме позволяет получить только отдельные характеристики посадки на воду и некоторые общие закономерности процесса [92,93].
Методы экстраполяции, то есть перенесение результатов испытаний модели одного самолета на другой, также не позволяют получить достаточно достоверные характеристики, так как даже небольшие различия в конфигурации, размерах, скорости самолетов может привести к существенному различию посадочных характеристик. Опыт испытания моделей самолетов "Шорт Скайван" и "Шорт 330", показал, что, несмотря на сходство этих самолетов, характеристики их посадки на воду существенно различаются. По результатам испытаний модели конструкция самолета "Шорт 330" была модифицирована с целью улучшения . ее посадочных характеристик. Вынужденная посадка этого самолета в Тихом Океане, при которой оба члена экипажа спаслись, показала, что результаты испытаний были правильными.
Особое место при изучении проблемы вынужденной посадки самолетов на воду занимают экспериментальные методы исследований.
Целью экспериментальных исследований является определение поведения самолета в случае посадки на воду, возникающих при этом нагрузок на его конструкцию, возможных разрушений конструкции и определение условий приводнения, при которых посадка будет протекать наиболее благоприятно. Кроме того, требуется определить, сколько времени и в каком положении будет находиться самолет на плаву после приводнения [95,108].
Для определения поведения самолета необходимо знание таких характеристик его приводнения, как отсутствие или наличие рикошетов, барсов, зарывания в воду носовой части фюзеляжа, курсовых колебаний и разворотов и
т.п. Все ,эти характеристики должны быть определены с учетом возможных разрушений элементов конструкции.
Существуют различные методы определения гидродинамических характеристик: натурные испытания, испытания радиоуправляемых летающих моделей, буксировочные испытания моделей в гидроканалах и катапультные испытания свободнолетающих динамически подобных моделей.
При сравнении различных методов исследований в качестве критерия используется полнота и точность определения характеристик, а также экономичность метода и быстрота получения результатов.
Проведение натурных испытаний для регулярных исследований гидродинамических характеристик сухопутных самолетов непрактично, так как требует больших затрат вследствие потери самолета после проведения каждого режима испытаний. Такие испытания требуют сложного оборудования, особенно в случае использования радиоуправления. Однако в отдельных случаях, проведение таких испытаний может быть целесообразным для сравнения результатов испытаний модели и натуры и проверки правильности методики модельных испытаний.
Методика испытаний с помощью радиоуправляемых летающих моделей позволяет исследовать влияние управления на характеристики посадки. К недостаткам этого метода относится сложность и высокая стоимость моделей и оборудования, большая уязвимость моделей, и также зависимость от погодных условий.
Испытания, заключающиеся в буксировке моделей в гидроканале с постоянной скоростью, не позволяют воспроизвести все этапы посадки из-за невозможности моделирования посадочного удара, торможения, а также из-за ограничений движения моделей по курсу и крену. Такие испытания могут быть пригодны только для получения отдельных гидродинамических характеристик, а также для исследований специфических особенностей обтекания водой некоторых элементов самолета.
Наиболее оптимальным методом экспериментальных исследований вынужденной посадки самолетов на воду в настоящее время признан метод катапультных испытаний свободнолетающих динамически подобных моделей [95,108].
Хотя модельные испытания и не могут дать исчерпывающий ответ на все вопросы, однако в настоящее время в мировой практике характеристики вынужденной посадки на воду самолета, полученные без проведения модельных испытаний, не считаются достоверными.
Совокупностью перечисленных выше факторов определяется актуальность диссертационной работы.
Основы моделирования аварийной посадки на воду были заложены исследованиями ученых и инженеров ЦАГИ: Никитина В.В., Николаева М.Н., Платова Н.К., Тихонова А.И., Стародубцева П.С., Шорыгина О.П., Беляевского А.Н., Осьминина P.M.
Г.В. Логвинович заложил основы гидродинамики тел со свободными границами. Им впервые рассмотрена задача" о вертикальном погружении кругового цилиндра [23-27]. О.П. Шорыгин, Ю.Ф. Журавлев и Н.А. Шульман экспериментально исследовали погружение цилиндра в невесомую жидкость [18]. В работе А. Д. Васина рассмотрены вопросы нестационарного глиссирования конусов и цилиндров [5]. М.Г. Щеглова исследовала рикошет шара и определила силу при глиссировании шара по поверхности воды [57].
Все эти и многие другие работы относятся к погружению и глиссированию тел канонической формы (цилиндр, конус, шар). Вопросы глиссирования тел оживальной формы типа фюзеляжей сухопутных самолетов не рассмативались. При моделировании процесса аварийной посадки самолетов на воду не учитывались особенности гидродинамики тел гладких форм.
Всвязи с этим целью данной работы явилось:
проведение исследования процесса вынужденной посадки летательных аппаратов на воду на основе теоретических и
, экспериментальных методов,
физическое обоснование моделирования этого процесса,
разработка методики моделирования вынужденной посадки летательных аппаратов на воду
формирование практических рекомендаций по выбору проектных параметров ЛА и кинематических параметров приводнения с учетом возможности такой посадки.
Новизна научных положений диссертации заключается в следующем:
1. В результате проведенных экспериментальных исследований найдены
неизвестные ранее физические закономерности глиссирования гладких тел,
заключающиеся в том, что:
отрывной режим может возникнуть не только под действием роста скорости при соответствующем уменьшении числа Эйлера («скоростной» отрыв), но также в результате воздействия достаточно больших ускорений, возникающих, например, в начальный период буксировки модели в опытовом бассейне («стартовый» отрыв);
одним из важных факторов, влияющих на процесс «стартового» отрыва, является энергия адгезии Та системы тело - жидкость; найден
- управляющий этим явлением безразмерный критерии К = — , где р
- плотность жидкости, W- линейное ускорение, R- радиус кривизны поверхности тела в зоне контакта;
для большинства типов фюзеляжей сухопутных пассажирских
самолетов режим глиссирования с отрывом потока и положительным
знаком гидродинамической подъемной силы наступает при скоростях,
превышающих 25 ч- 30 м/с.
На основе проведенных исследований разработана принципиально новая методика моделирования отрывных течений, включающая, в частности, метод создания на моделях искусственного отрыва потока при скоростях, существенно меньших значений 25 * 30 м/с, что позволяет получить подобие натурной и модельной динамики приводнения.
Разработаны способы моделирования разрушения узлов крепления отдельных агрегатов самолета в процессе посадки на воду.
Получены новые сведения о влиянии кинематических параметров приводнения и конструктивных параметров ЛА на повышение безопасности аварийной посадки ЛА на воду
5. . Сформированы практические рекомендации по выбору конструктивных параметров ЛА различных типов и параметров их приводнения с учетом возможности их вынужденной посадки на воду.
Достоверность представленных в диссертации результатов
подтверждается:
сопоставлением полученных результатов с данными реальных вынужденных посадок на воду пассажирских самолетов;
сравнением полученных результатов с опубликованными результатами исследований других авторов;
практикой применения полученных результатов при сертификации большинства серийных отечественных самолетов и вертолетов.
Результаты диссертации отражены в 72 научно-технических отчетах
ЦАГИ, опубликованы в четырнадцати работах автора, доложены и обсуждены на одной Всероссийской и восьми международных конференциях, защищены авторским свидетельством [64 - 76, 117-118].
Диссертационная работа состоит из Введения, пяти глав и Заключения.
Во Введении проводится обоснование актуальности темы диссертации, новизны и достоверности полученных в ней результатов, делается аналитический обзор различных летных происшествий, связанных с аварийной посадкой на воду летательных аппаратов сухопутного базирования, приводятся требования относящихся к изучаемой проблеме норм летной годности, обосновывается необходимость и целесообразность проведения модельных испытаний для сертификации самолетов и вертолетов, дается постановка задачи, приводятся сведения по структуре и объему диссертации.
В первой главе рассмотрены особенности гидродинамики ЛА при вынужденной посадке на воду, приведены результаты исследования моделей фюзеляжей самолетов в гидроканале и на скоростном стенде.
Во второй главе проводится разработка методики моделирования вынужденной посадки ЛА на воду, приводятся результаты моделирования натурных условий обтекания самолета при движении по воде, моделирования прочности элементов конструкции самолета, начальных условий приводнения. Предлагается методика моделирования вынужденных посадок вертолетов.
В третьей главе исследуется проблема физики отрыва потока от тел гладких форм, представлены результаты исследования глиссирования сфер различного радиуса по поверхности воды при различных режимах.
В четвертой главе проводится анализ особенностей посадки на воду ЛА различных компоновок по результатам испытаний моделей. Оценивается влияние кинематических параметров приводнения и конструктивных особенностей самолетов на характеристики вынужденной посадки самолета на воду, рассматриваются особенности приводнения вертолетов и самолетов на лыжном шасси.
Пятая глава посвящена вопросам формирования практических рекомендаций по выбору параметров ЛА с учетом возможности вынужденной посадки на воду.
В Заключении суммированы общие выводы по диссертационной работе.
Автор выражает благодарность научному руководителю Валерию
Тихоновичу Грумондзу и научному консультанту Олегу Павловичу Шорыгину
за постоянное внимание к работе.
Успешному выполнению работы во многом способствовали также полезные обсуждения с Александром Николаевичем Беляевским, которому автор искренне признателен.
Рис.В.2
Рис.В.З
Исследования моделей фюзеляжей самолетов на скоростном стенде
Методика проведения экспериментальных исследований и анализ полученных результатов. Модели устанавливались в рабочем проеме тележки опытового бассейна и буксировались со скоростями к до 12 м/с при фиксированном угле атаки а и фиксированной глубине погружения А, отсчитываемой для каждого угла относительно точки днища модели, первой касающейся воды. Модели диаметром 0,1 м и 0,2 м крепились к штанге через тензодатчики подъемной силы, сопротивления и продольного момента. При буксировке модели с постоянной скоростью при заданном угле атаки а и погружении h измерялись: подъемная сила Y, сопротивление X и продольный момент тг. Вследствие значительных продольных моментов, возникающих при буксировке модели диаметром 0,4 м, эту модель при испытаниях крепили к буксировочной тележке с помощью двух узлов, связанных с тензодатчиками. Один из узлов был расположен в центральной части модели, а другой - в кормовой. Полная подъемная сила модели определялась суммированием показаний датчиков. При испытаниях модели диаметром 0,4 м проводилось измерение распределения давлений по нижней поверхности модели вакуумным батарейным манометром. Методика таких измерений изложена в работе [50]. Испытания моделей показали, что во всем испытанном диапазоне скоростей, погружений и углов атаки реализуется сплошное (безотрывное) обтекание моделей водой, при котором возникают значительные отрицательные подъемные силы. Суммарную подъемную силу гЕ, действующую на модель при ее движении по воде (без учета силы трения воды и аэродинамических сил) можно приближенно представить в следующем виде:где УГД - гидродинамическая подъемная сила, Rrc - равнодействующая гидростатических (архимедовых) сил, действующих на погруженную часть модели.
Гидродинамическая подъемная сила включает в себя положительную подъемную силу, возникающую на глиссирующей цилиндрической части фюзеляжа и отрицательную подъемную силу (топящую), действующую на искривленную кормовую часть. На рис. 1.3 приведены графики зависимости коэффициента подъемнойсилы су1=—22 от числа Фруда Fr=-= для углов атаки а =4 и 10 и погружения Л=—= 0.25. Они получены по результатам измерений подъемной силы масштабной серии моделей с относительным радиусом кривизны R = 8 в диапазоне чисел Рейнольдса &?=— = 8-іо4+з,5-іо6, где и - кинематическаяи вязкость воды, р - плотность воды, g -ускорение свободного падения.Значения СуЕ, полученные при различных числах Re, достаточно хорошоложатся на одну кривую, что свидетельствует об отсутствии зависимости подъемной силы от числа Рейнольдса в испытанном диапазоне. Как видно из приведенных графиков, значения СуХ при постоянных а и Луменьшаются с ростом числа Фруда, принимая отрицательные значения при Fr 3 - -4. Суммарная подъемная сила зависит от числа Фруда даже при достаточно больших его значениях (Fr =5+ 10). Это объясняется тем, что в отличие от корпусов, снабженных уступами для срыва воды (реданами), глиссирующих с малой осадкой, модель самолета сухопутного базирования вследствие действия на нее подсасывающих сил, движется по воде при больших погружениях, когда возникают значительные гидростатические силы. Поэтому при рассмотрении движения по воде модели сухопутного самолета, вероятно, нельзя пренебрегать влиянием числа Фруда на подъемную силу, как это делается при исследовании глиссирования гидросамолетов или катеров [61]. Влияние весомости воды (числа Fr) на подъемную силу, очевидно, в основном проявляется через архимедову силу. Для исключения этого влияния вычтем ее из суммарной подъемной силы Yz. На рис. 1.4 построены зависимости от чисел Фруда. Гидростатическая сила приближеннопринималась для каждого значения а и А равной ее значению при нулевой скорости (без учета изменения смоченной поверхности при движении) и определялась экспериментальным путем. Рассмотрение приведенных графиков показывает, что значения с/ при Fr 4 5 практически не зависят от Fr даже при значительных погружениях. На рис. 1.5 приведены зависимости коэффициента подъемной силы cyZ ототносительного погружения для различных чисел Фруда и углов атаки, построенные по результатам испытаний масштабной серии моделей. Для всех а и Fr при увеличении относительного погружения от 0 до 0,1 0.15 значения С 2уменьшаются. В районе и =0.1 + 0.15 кривые имеют минимум. При дальнейшем увеличении h значения суг возрастают, что определяется увеличением влияниягидростатической силы. Следует отметить, что данные испытания, а также проведенные ранее буксировки моделей различных фюзеляжей со свободой вертикальных перемещений, показали, что движение моделей с погружениями, меньшими значений, соответствующих минимуму СуХ, носит неустойчивыйхарактер.Испытания также показали, что с увеличением угла атаки значения Су (а)убывают во всем испытанном диапазоне чисел Фруда и h .На рис. 1.6 приведены графики зависимости коэффициента суммарного сопротивления модели от числа Фруда для а = 6 и различных погружений для модели с R = 8. Как и следовало ожидать, сх слабо зависит от числа Фруда в испытанном диапазоне параметров.На рис. 1.7 приведены графики зависимости коэффициента продольного момента от числа Фруда. Продольный момент измерялся относительно точки, лежащей на расстоянии, равном половине длины модели и считался положительным, если его действие направлено на увеличение угла атаки
Моделирование натурных условий обтекания самолета при движении по воде и его особенности
До настоящего времени основным способом исследования динамики движения вертолета при посадке на воду, отвечающим сертификационным нормам, остаются модельные испытания. Математическое моделирование позволяет получить только отдельные характеристики, такие как ударные давления, перегрузки и некоторые общие закономерности процесса посадки. Методы экстраполяции, то есть перенесения результатов испытания модели одного вертолета на другой, также не всегда позволяют получить достаточно достоверные характеристики, так как даже небольшие различия в конфигурации, размерах, скоростях могут привести к существенному различию посадочных характеристик.
Одним из первых в мире начало заниматься исследованиями аварийной посадки вертолетов на воду и разработкой поплавковых систем отделение EEL фирмы Westland (Великобритания) [86,88,90]. В России такие исследования проводятся в опытовом бассейне (гидроканале) ЦАГИ.Требования к моделям.
При моделировании процесса посадки вертолета на воду необходимо обеспечивать подобие по числу Фруда. Кроме того, модель должна быть подобна натуре по геометрии и массово-инерционым характеристикам, для чего должны совпадать их относительные координаты центра масс, а массы m и моменты инерции J модели и натуры должны быть связаны следующими соотношениями где, р - плотность воды, L - характерный линейный размер,индекс «Н» означает натура, индекс «М» - модель.
Модели для исследования динамики приводнения вертолета изготавливают подобными натуре по геометрии, массам, моментам инерции и положении центра масс, аналогично моделям самолетов.
Модели для исследования посадки на воду вертолета должны удовлетворять следующим требованиям: изготавливаться пустотелыми из стеклопластика, углепластика, металла или пенопласта, оклеенного стеклотканью;должны воспроизводить объемы негерметичных отсеков; должны оснащаться макетами рулевого и несущего винтов и поплавками системы аварийного приводнения.должны оснащаться вращающимся несущим винтом. лопасти несущего винта изготавливают подобными натуре по жесткости.
Такие модели могут использоваться как для определения гидростатических характеристик вертолета, так и для исследования динамики приводнения и дрейфа.
Для исследования дрейфа модели несущий винт должен быть свободно вращающимся. При исследовании динамики посадки несущий винт должен быть раскручен для создания необходимой подъемной силы. При этом несущий винт должен быть подобен натурному по моменту инерции.Комплекс исследований характеристик аварийного приводнения вертолета.
Комплекс исследований характеристик аварийного приводнения вертолета включает в себя: -Расчеты и экспериментальное определение характеристик статической остойчивости вертолета. -Исследование динамики приводнения вертолета и определение оптимальных режимов вынужденной посадки. -Определение нагрузок (перегрузок и давлений), действующих на вертолет при вынужденном приводнении. -Определение характеристик плавания вертолета в условиях нерегулярного волнения. Определение характеристик остойчивости вертолета. Так как вертолет, не оснащенной системой аварийного приводнения, не остойчив, то расчеты остойчивости проводят только для вертолетов, оснащенных системой аварийного приводнения, например, надувными баллонетами. Расчеты остойчивости необходимо проводить для всего диапазона посадочных масс и центровок. При расчетах учитывается затопление негерметичных отсеков, а также отказ одного из баллонетов. Для каждого расчетного варианта приводятся три иллюстрации:схематическое изображение вертолета в равновесном положении на воде (рис.2.31). На этом рисунке приводятся основные гидростатические характеристики вертолета. диаграммы продольной и поперечной статической остойчивости, то есть графики зависимости восстанавливающих моментов от углов наклонений (рис.2.32 и рис.2.33). На рис.2.32 и рис.2.33 приведены зависимости гидростатических характеристик вертолета, оснащенного системой аварийного приводнения. Характеристиками остойчивости вертолета служат наибольшие ординаты диаграмм Ммах, которые определяют предельные величины кренящего и дифферентующего моментов, статическое приложение которых выдерживает вертолет, а также углы максимумов диаграмм - предельные углы крена и дифферента, до которых можно наклонять вертолет статическим приложением к нему внешних моментов.2.3.2.2 Исследования динамики приводнения вертолета.
Процесс перехода от безотрывного режима глиссирования к отрывному при повышении скорости глиссирования («скоростной» отрыв)
Процесс перехода от безотрывного режима глиссирования к отрывному при повышении скорости глиссирования ("скоростной" отрыв).
Опыты на установке "скоростной стенд" с измерением подъемной силы показали, что переход от отрицательной подъемной силы к положительной действительно происходит при скоростях, близких к скорости началакавитационных процессов. Так, например, при погружении сферы —= 0,36скорость перехода составляла -20 м/с.приведена осциллограмма опыта, в котором был зафиксирован переходный режим. Вначале сила отрицательна, обтекание сплошное. Затем при достижении скорости 20 м/с (эта скорость определена путем интегрирования ускорения каретки), происходит быстрый переход к отрывному режиму обтекания с изменением знака подъемной силы. По данным записи, процесс перехода продолжается 0,2 секунды. В дальнейшем подъемная сила остается все время положительной. Скорость, при которой начинается перестроение течения, согласуется с оценками начала кавитационных явлений.представлены кадры скоростной киносъемки этого процесса. Анализ этих материалов показывает, что переход к отрывному режиму происходит не за счет образования обширной паровой каверны, а в результате серии прорывов атмосферного воздуха в зону разрежений. Появление первых признаков паровой кавитации как бы провоцирует начало этого процесса, развивающегося затем лавинообразно.Глиссирование с отрывом потока.
При глиссировании сферы с отрывом потока картина течения выглядит совершенно иначе, чем в "безотрывном" режиме. На рис. 3.8 приведен кадр скоростной киносъемки, показывающий, что за телом образуется след, глубина которого увеличивается по мере удаления от тела. Положение линии отрыва потока на сфере трудно точно определить по данным киносъемки, однако можно утверждать, что она лежит вблизи диаметральной плоскости сферы, нормальной вектору скорости. Этот режим обтекания не отличается принципиально от хорошо исследованного процесса глиссирования различных тел, например днищ катеров, гидросамолетов и других объектов сположительной подъемной силой. Единственное существенное отличие глиссирования гладких тел состоит в некоторой неопределенности линии отрыва. Естественно попытаться применить в этом случае методы теории крыла конечного размаха, которые широко используются при определении подъемной силы при глиссировании. Будем для определенности считать, что отрыв потока происходит в точности по диаметральной плоскости, то есть по линии ее пересечения с поверхностью сферы.
Попытаемся построить теоретическую схему для оценки подъемной силыпри малых значениях —. Для этого в качестве основы можно использоватьизвестное решение Л.И.Седова [44] плоской задачи об обтекании дужки круга, в котором было получено выражениегде Fynp - подъемная сила единицы длины профиля, - хорда профиля,/ - стрелка прогиба,а - угол между хордой крыла и вектором скорости (угол атаки)
Величина / 0, если профиль расположен вогнутостью вверх, как вданном случае. Очевидно, что для глиссирующей поверхности подъемная сила должна составлять половину Fynp, так как в контакте с жидкостью находитсятолько одна нижняя поверхность. При этом величины / и а остаются неизвестными, так как, несмотря на принятое предположение о точке срыва, величина хорды зависит от подъема свободной поверхности впереди глиссирующего тела (рис.3.9). Поскольку эта величина неизвестна, необходимо ввести некоторый коэффициент С, характеризующий увеличение по сравнению с величиной Q, отсекаемой невозмущенным уровнем свободной поверхности = С0, причем коэффициент
Влияние кинематических параметров приводнения на характеристики вынужденной посадки самолета на воду и обеспечение ее безопасности
Величина угла тангажа в момент касания консолью крыла воды. Зарывание крыла в водунаблюдалось, когда угол тангажа был менее 5 градусов, в этом случае крыло касаетсяводы, когда фюзеляж еще находится в воздухе; - Форма профиля концевого сечения крыла и крутка крыла. Наличие отрицательной крутки концевой части крыла способствует зарыванию крыла в воду; плоская нижняя часть концевого сечения крыла способствует выравниванию крена; - Размах крыла. При большем размахе крыла увеличивается вероятность касания консолью крыла воды, кроме того возрастает момент рысканья. При вынужденной посадке самолета во всех случаях следует избегать крена, приводящего к касанию крылом воды. Даже если крен в дальнейшем выравнивается, приводнение с креном может привести к разрушению крыла. При наличии волнения крен может привести к зарыванию консоли крыла и в дальнейшем всего самолета в волну.Влияние положения механизации крыла При вынужденной посадке на воду самолета с любым расположением крыла по высоте необходимо отклонять закрылки и предкрылки на максимальные углы для уменьшения посадочной скорости. При этом у самолетов-высокопланов закрылки на всем протяжении посадки на воду не контактируют с водой. У самолетов с низким и средним расположением крыла закрылки входят в контакт с водой на начальном этапе приводнения. Испытания большого количества моделей самолетов с моделированием прочности узлов крепления закрылков показали, что при первом же контакте с водой под действием гидродинамических сил происходит разрушение узлов крепления отклоненных закрылков. Закрылки или отрываются от крыла, или устанавливаются в положение, при котором они не оказывают влияния на дальнейшее поведение самолета. При этом гидродинамические силы, действующие на закрылки до их разрушения, не вызывают появлениепикирующего момента, приводящего к зарыванию носовой части фюзеляжа в воду. На рис.4.15 показана посадка на воду самолета-низкоплана с отклоненными закрылками.Влияние выпуска шасси
При посадке на воду самолета с выпущенным шасси колеса основных стоек входят в воду при скоростях, близких к посадочным, что приводит к возникновению значительного пикирующего момента. Продольную гидродинамическую силу Рх, действующую на стойку шасси, в первомприближении можно оценить как Px=-$-ST, ГДЄ/7- плотность воды, v0 посадочная скорость, ST - площадь поперечного сечения тележки шасси. Если рх рразР гДе рразр- разрушающая нагрузка стойки шасси, то должно произойти разрушение стойки. При этом стойка шасси или оторвется от планера, или после разрушения подкоса прижмется к поверхности планера. Если Рх Рр р, то стойки шасси не разрушатся. Поведение самолета с выпущенным шасси при посадке на воду зависит от многих факторов: от конструкции шасси, его расположения, характера разрушения шасси и т. п. Но в первом приближении, на основании исследований на моделях вынужденной посадки на воду самолетов различных типов, можно утверждать следующее: для сравнительно небольших самолетов (включая самолеты для местных авиалиний, для авиалиний малой и средней протяженности) в тех случаях, когда основные стойки шасси не отделяются от планера при приводнении, произойдет интенсивное зарывание в воду носовой части фюзеляжа или даже переворот самолета относительно поперечной оси (рис.4Л 6).
Такое приводнение приведет к возникновению больших значений перегрузок, значительному разрушению и быстрому затоплению самолета. Для больших самолетов, предназначенных для авиалиний большой протяженности, даже при отсутствии разрушения стоек шасси зарывания в воду самолета не происходит. Как видно из рис.4.17, после приводнениятакого самолета угол & быстро уменьшается до значений, меньших 0, в результате чего носовая часть самолета контактирует с водой, затем угол тангажа увеличивается, и дальнейшее движение происходит с достаточно большими углами тангажа. Несмотря на то, что зарывания в воду носовой части фюзеляжа для таких самолетов не происходит, рекомендовать посадку на воду с выпущенным шасси нельзя, так как при контакте носовой части фюзеляжа с водой в начале приводнения возможны обширные разрушения фюзеляжа.В тех случаях, когда основные стойки шасси самолета при приводнении отрываются от планера в месте их крепления, интенсивного зарывания самолета в воду не происходит, однако в этом случае возможен удар носовой части фюзеляжа о воду. Кроме того, при отрыве и деформации шасси существует большая вероятность обширного повреждения конструкции планера, что также приведет к быстрому затоплению самолета.Эксперименты по посадке на воду моделей самолетов показали, что наиболее благоприятно происходит посадка самолета с убранным шасси. Можно рекомендовать также производить приводнение с убранными основными стойками и выпущенной носовой.
В этом случае носовая стойка несколько уменьшает вертикальную и горизонтальную скорость, с которой носовая часть фюзеляжа вступает в контакт с водой, что уменьшает вероятность ее разрушения. Кроме того, носовая стойка шасси уменьшает путь пробега самолета по воде, что особенно важно при посадке на взволнованную поверхность воды. Попадание в воду выпущенной носовой стойки шасси при убранных основных не приводит к зарыванию носовой части фюзеляжа в воду и возникновению значительных продольных перегрузок. Разрушения носовой стойки при такой посадке, как правило, не происходит (рис.4.18).
