На взлётную

Авиапром

Реактивные самолёты Туполева

Самолёт Ту-154

Модификации самолёта Ту-154

Испытания самолёта Ту-154

Одним из главных резервов экономии авиатоплива, снижения его удельных расходов и как результат, повышения эффективности эксплуатации воздушных судов является дальнейшая их модернизация. Примером может служить разработка и внедрение на внутрисоюзных и международных авиалиниях самолёта Ту-154М, представляющего собой модификаицю самолёта Ту-154Б.

По геометрическим параметрам и аэродинамической компоновке Ту-154М (рис. 1) мало чем отличается от своего прототипа. В то же время, сохранив достоинства самолёта Ту-154Б, он имеет гораздо лучшие полётные данные, что обеспечивает ему повышение эффективности эксплуатации за счёт снижения удельных расходов авиатоплива. Максимальная взлётная и посадочная массы Ту-154М на две тонны больше и составляют 100 тонн.

Рис. 1. Общий вид самолёта Ту-154М с двигателями Д-30КУ-154.

Но, пожалуй, основным отличием самолёта Ту-154М от своего предшественника является наличие трёх двухконтурных газотурбинных двигателей Д-30КУ-154, обладающих большей степенью двухконтурности (2,45) по сравнению с двигателями НК-8-2У. Д-30КУ-154 представляет собой модификацию двигателя Д-30КУ, установленного на самолёте Ил-62М.

Степень двухконтурности 2,45 означает, что расход "холодного" воздуха, проходящего через внешний контур двигателя после трёхступенчатого компрессора низкого давления (вентилятора), примерно в 2,45 раза больше расхода "горячего" воздуха, поступающего в одиннадцатиступенчатый компрессор высокого давления и далее в камеру сгорания. За счёт смешения на выходе двигателя потоков внешнего и внутреннего контуров происходит частичное выравнивание температур и давления в потоках нагретого газа и воздуха. В результате осуществляется более равномерное распределение энергии по массе газа, поступающего в реактивное сопло, и обеспечивается максимальный выходной импульс. Более высокая степень двухконтурности двигателя Д-30КУ-154 в сочетании с повышенной допустимой по прочности лопаток турбины температурой газа определяет его уменьшенный расход топлива по сравнению с двигателем НК-8-2У. Так, на H = 11 км и M = 0,8 он составляет 0,7 кг/кг.ч, что на 7 - 10 процентов меньше, чем у двигателей НК-8-2У (рис. 2). Надо отметить значительное преимущество Д-30КУ-154 по удельным расходам топлива, которое имеет место на всех режимах.

Рис. 2. Сравнение характеристик двигателей Д-30КУ-154 и НК-8-2У.

Взлётная тяга этого двигателя, равная 104 кН (10500 кГс) на высоте, соответствующей уровню моря при нулевой скорости, сохраняется неизменной до температуры окружающего воздуха плюс 30°C. При более высоких температурах (на уровне моря при числе M = 0) двигатель работает при постоянной максимальной частоте вращения ротора высокого давления. Температура газов перед турбиной при этом сохраняется примерно постоянной. Однако тяга падает вследствие уменьшения расхода воздуха, проходящего через двигатель, и уменьшения степени повышения давления в компрессоре (рис. 2б). При температуре окружающей среды ниже плюс 30°C (на уровне моря, число M = 0) двигатель работает с ограничением взлётного режима по полному давлению за компрессором. Взлётная тяга при этом незначительно уменьшается. Значение тяги двигателя на номинальном режиме у Д-30КУ-154 на 6,3 кН (650 кГс) выше, чем у НК-8-2У и составляет 93,3 кН (9500 кГс).

При положительных температурах наружного воздуха тяги двигателей Д-30КУ-154 и НК-8-2У на взлётном режиме на высоте, соответствующей уровню моря, примерно равны. При отрицательных же тяга двигателя Д-30КУ_154 даже несколько уступает двигателю НК-8-2У. С увеличением высоты полёта при постоянном числе M тяга Д-30КУ-154 падает в связи с уменьшением плотности воздуха (массового расхода). Значительно снижается и удельный расход топлива на больших высотах в связи с ростом степени повышения давления в компрессоре из-за понижения температуры окружающей среды.

В процессе создания самолёта Ту-154М также произведено некоторое усовершенствование аэродинамической компоновки, что обеспечило улучшение аэродинамического качества, несущих свойств и управляемости воздушного судна.

В частности, на повышение аэродинамического качества самолёта повлияли следующие доработки: установка внутренних закрылков в теоретический контур крыла и нового зализа крыла с фюзеляжем, изменение обводов хвостовой части фюзеляжа, перенос ВСУ с отсек 72 - 74 шпангоутов, удлинение обтекателей механизмов закрылков, герметизация и перекрытие щелей на крыле, уменьшение зазоров и так далее. В результате аэродинамическое качество возросло на 2 - 3 процента.

Возникает вопрос: почему? Ведь, казалось бы, неизбежно возрастает лобовое сопротивление из-за установки двигателей Д-30КУ-154 большей двухконтурности с увеличенным диаметром, что снижает аэродинамическое качество на два процента. Однако аэродинамические доработки привели даже к некоторому суммарному возрастанию аэродинамического качества. По материалам лётных испытаний максимальное его значение существенно выше у Ту-154М, чем у его прототипа и составляет K_макс = 15,5 - 14,3 на M = 0,75 - 0,80.

Крейсерские значения коэффициента подъёмной силы C_y всегда ниже, чем соответствующие максимальному аэродинамическому качеству. Так, для средней полётной массы самолёта 90 тонн на высотах 11,1 - 11,6 км они составляют 0,53 - 0,43 по сравнению с C_y при максимальном качестве самолёта, равных 0,64 - 0,56. Поэтому в крейсерском полёте при углах атаки 7 - 6,5 градуса по указателю УАП аэродинамическое качество составляет у Ту-154М 14,8 - 14 единиц при тех же числах M.

Поэтому рекомендуемые режимы горизонтального полёта самолёта Ту-154М зависят от эксплуатационных высот и полётных масс и соответствуют числам M = 0,75 - 0,85. Расход топлива на этих режимах на 13,4 - 16 процента ниже, чем у Ту-154Б.

Потребная тяга в диапазоне рекомендованных чисел M даже на больших высотах значительно меньше располагаемой (рис. 3), поэтому эти числа M достигаются в основном эксплуатационном диапазоне температур наружного воздуха при режимах работы двигателей, меньше номинального (N). Рекомендованные скорости горизонтального полёта значительно превышают скорости, соответствующие границе между первым и вторым режимами (точка E, в которой кривая располагаемых тяг касается кривой потребных тяг при соответствующем режиме работы двигателей) и тем более скорости, на которых происходит срабатывание сигнализации о выходе на допустимые углы атаки.

Рис. 3. Потребные и располагаемые тяги самолёта Ту-154М на высоте 11600 м при полётной массе 90000 кг.

Как при торможении, так и при попадании в вертикальный воздушный порыв, например, для полётной массы 90 тонн на высоте полёта 11600 метров, срабатывание сигнализации соответствует достижению иникаторной скорости V_i = 340 км/ч, M = 0,614 и истинного угла атаки самолёта a ~ 12,2 градуса или a_{крит. ук} = 10 градусам по указателю углов атаки и перегрузки - УАП.

При этом ещё не достигается значение установленного a_{доп. ук}, равного ~ 12,2 градуса, то есть сигнализация предупреждает раньше, чем самолёт достигает допустимого значения угла атаки - резерв на инерционные свойства самолёта. Также, например, при полёте на высоте 11600 метров и M = 0,8 (полётная масса самолёта 90 тонн) при коэффициенте подъёмной силы C_{y гп} = 0,53 (a_с = 7,5 градуса, по УАП - 5,8 градуса) для срабатывания сигнализации требуется создание нормальной перегрузки n_y = 0,73/0,53 = 1,38 для достижения момента срабатывания (C_{y сраб. сигн.} = 0,73, a_{крит. ук} = 8,3 градуса).

В связи с установкой новых двигателей самолёт испытан на больших углах атаки. Эксплуатационные режимы полёта предусматривают углы атаки 7 - 7,5 градуса в наборе, снижении и горизонтальном полёте, а также несколько больше в момент отрыва (9 - 10,5 градуса). В процессе эксплуатации выход на углы атаки, больше указанных, возможен только в случаях уменьшения скорости полёта меньше рекомендованной в РЛЭ, попадания в вертикальный сдвиг ветра и непреднамеренного создания экипажем значительной (больше n_y = 1,5 - 1,8) перегрузки.

Испытания проводились двумя традиционными методами: создание на больших высотах перегрузки за счёт резких отклонений руля высоты при постоянной скорости полёта и торможения самолёта в горизонтальном полёте с единичной перегрузкой и отклонёнными закрылками и предкрылками. При выполнении "дач" руля высоты в диапазоне центровок X_т = 18 - 32 процента САХ были достигнуты следующие максимальные значения углов атаки, соответствующие им значения C_{y max} и установлены a_доп (C_{y доп}), a_{крит. ук} (C_{y сраб. сигн.}):

В проверенном диапазоне углов атаки самолёт Ту-154М сохраняет устойчивость по перегрузке. Его поведение в полёте удовлетворительное, однако наблюдается заметная срывная тряска, интенсивность которой нарастает с увеличением углов атаки. Начало неустойчивой работы боковых двигателей (колебания давления воздуха за компрессором высокого давления, изменение частоты вращения роторов и рост температуры газов) для чисел M = 0,75 - 0,88 отмечалось при a_ук = 11,4 - 11 градусов. При больших углах атаки наблюдалось выключение боковых двигателей (средний двигатель работал устойчиво).

По границе начала неустойчивой работы боковых двигателей установлены значения a_доп (C_{y доп}).

При полёте с рекомендованными числами M = 0,8 - 0,85 на высотах 11400 - 12110 метров с массой самолёта 93,5 - 85 тонн соответственно при центровках 18 - 32 процента САХ обеспечивается полёт без превышения a_доп при воздействии индикаторного вертикального порыва не менее 6,5 м/с и без превышения a_max при воздействии эффективного индикаторного порыва 18 м/с. При этом обеспечивается выполнение манёвра с перегрузкой n_y = 2 без превышения a_доп.

Из условия непревышения допустимого угла атаки при попадании в вертикальный нормируемый порыв воздуха (начало неустойчивой работы боковых двигателей) в РЛЭ установлены следующие предельные эшелоны полёта:

Для повышения коэффициента подъёмной силы C_y и аэродинамического качества самолёта на взлёте и посадке установлены новые предкрылки с максимальным углом отклонения 22 градуса и двухщелевые закрылки. При торможении на высоте шести тысяч метров во взлётной и посадочной конфигурациях с выпущенным шасси и отклонёнными предкрылками и закрылками были получены следующие значения:

В результате несмотря на увеличение взлётной и посадочной масс самолёта удалось сохранить их скорости такими же, как на Ту-154Б. В то же время за счёт увеличенного аэродинамического качества (примерно на 1 - 1,5) повышены допустимые взлётные и посадочные массы самолёта при высоких температурах наружного воздуха, а также при эксплуатации на высокогорных аэродромах. Это положительно сказалось также на снижении уровня шума, создаваемого самолётом на местности как при взлёте, так и посадке. Угол тангажа в подобных полётных конфигурациях увеличился примерно на 1,5 градуса, однако при этом обзор из кабины практически не ухудшился.

На самолёте Ту-154М установлены рули высоты увеличенной площади с изменённым диапазоном отклонения: вверх 25 градусов, вниз 20 градусов от нейтрального положения. Установочный угол стабилизатора составляет -3 градуса к строительной горизонтали (на 1,5 градуса больше отклонён носиком вниз). В результате при созранении полного диапазона отклонения руля высоты (45 градусов) и стабилизатора (5,5 градуса), эффективность продольного управления на посадке стала выше на 20 процентов. Балансировка и управляемость надёжно обеспечиваются при посадке самолёта с с предельно передней центровкой 18 процентов САХ при нормируемых запасах.

Эксплуатационный диапазон центровок самолёта Ту-154М в нормальной эксплуатации следующий: на взлёте - 21 процент САХ - предельно допустимая передняя (шасси выпущено), на посадке - 18 процентов САХ (шасси выпущено), предельно допустимая задняя центровка во всех случаях равна 32 градуса САХ.

При отсутствии загрузки или при её небольшой величине на Ту-154М разрешается так же, как на Ту-154Б выполнять полёты с центровкой не более 40 градусов САХ при следующих ограничениях: полётная масса до 80 тонн, высота полёта не более 10100 метров при работе АБСУ в штурвальном режиме.

Максимальная эксплуатационная скорость самолёта Ту-154М на высотах до 7000 метров V_{max э} = 600 км/ч по прибору, а на высотах от 7000 до 10300 метров - 575 км/ч. Максимальное эксплуатационное число M = 0,86, то есть немного меньше, чем у Ту-154Б, поскольку у него несколько раньше наступает обратная реакция по крену на отклонение руля направления. Однако рекомендуемые для крейсерского полёта числа M значительно меньше, поэтому это ограничение не отражается на эксплуатационных возможностях самолёта.

Максимальная скорость полёта с закрылками, отклонёнными на 0 - 15 градусов, составляет 420 км/ч по прибору, для 28 градусов - 360 км/ч, для 36 градусов - 330 км/ч и для 45 градусов - 300 км/ч. Максимальная приборная скорость полёта при выпуске и уборке шасси составляет 400 км/ч. Скорость выпуска средних интерцепторов не ограничена, внутренние же интерцепторы должны выпускаться на пробеге (или разбеге при прерванном взлёте) на приборной скорости не более 300 км/ч. Максимальная приборная скорость, при которой допускается перестановка стабилизатора, составляет 425 км/ч. С выпущенными предкрылками разрешается выполнять полёт на приборной скорости не более 425 км/ч.

Допустимые из условия прочности максимальные эксплуатационные перегрузки (для всех масс самолёта) составляют 2,5 с убранной механизацией крыла и 2 с выпущенной. Допустимая минимальная эксплуатационная перегрузка составляет минус единица (убранная механизация крыла) и нуль с отклонённой во взлётно-посадочное положение. При выполнении манёвра рекомендуемая перегрузка должна не выходить за пределы 0,5 - 1,8. Допустимые углы крена составляют не более +/- 15 градусов на высотах 250 метров и ниже при скоростях менее 340 км/ч на взлёте и менее 280 км/ч при заходе на посадку. Во всех же остальных случаях +/- 33 градуса.

На Ту-154М проведены доработки систем, обеспечивших повышение эффективности его лётной эксплуатации. Так, за счёт установки тормозных колёс КТ-141Е основного шасси несколько улучшены взлётно-посадочные характеристики самолёта и его экономичность. Так, при посадке на аэродром, находящийся на высоте 2000 метров, при температуре наружного воздуха 25°C с углом отклонения закрылков 45 градусов в штилевых условиях, максимальная посадочная масса ограничивается у Ту-154М до 74 тонн, а у Ту-154Б до 71,5 тонны. Допустимая путевая скорость Ту-154М на взлёте составляет 325 км/ч, на посадке - 280 км/ч для колёс основного шасси, для передних же установлена скорость 315 км/ч. Угол поворота стойки передней опоры увеличен до +/- 10 градусов, кнопка включения управления разворотом перенесена на штурвал. Выпуск средних и внутренних интерцепторов в момент касания основных опор осуществляется автоматически.

На самолёте Ту-154М установлен ковшовый механизм реверса тяги двигателей Д-30КУ-154, что обеспечило сохранение эффективности руля направления на скоростях более 170 км/ч на пробеге с включенным реверсом тяги боковых двигателей, которая примерно в два раза больше, чем у самолёта Ту-154Б, имеющего решётчатый механизм реверса тяги.

Длина разбега самолёта Ту-154М для взлётной массы 100 тонн в стандартных условиях и угле отклонения закрылков 28 градусов, с отклонёнными предкрылками составляет 1270 метров при отрыве на индикаторной скорости 272 км/ч. В то же время длина продолженного разбега этого самолёта при выключении бокового двигателя на индикаторной скорости 235 км/ч составляет 1540 метров, а продолженного взлёта до набора высоты 10,7 метра с разгоном до безопасной скорости взлёта V₂ = 282 км/ч (она на 20 процентов превышает скорость сваливания) составляет 2200 метров. Длина прерванного взлёта при выключении бокового двигателя на индикаторной скорости 236 км/ч и применении всех средств торможения составляет 2000 метров.

При двух работающих двигателях (шасси убрано), на V₂ = 282 км/ч в стандартных условиях градиент набора высоты h = 6,8 процента, на взлётном режиме работы двигателей нормируемый градиент равен 2,7 процента. Такое высокое значение градиента достигнуто за счёт повышенного аэродинамического качества при отклонении закрылков на 28 градусов благодаря отказу от отклонения хвостиков закрылков. Кстати, большие запасы по градиенту набора высоты накладывают меньшие ограничения на лётную эксплуатацию самолёта при взлёте и позволяют в большинстве случаев осуществлять его практически без ограничения взлётной массы и без превышения допустимого уровня шума на местности.

Всё это обеспечивает возможность эксплуатации Ту-154М с большими величинами коммерческой нагрузки не только в стандартных, но и в жарких условиях высокогорья и, следовательно, с более высокой экономичностью и с меньшими удельными расходами топлива.

Взлёт и посадка самолёта Ту-154М возможна на аэродромах, расположенных на высотах от 300 до 3000 метров относительно уровня моря. Для некоторых авиалиний разрешается выполнение полётов с аэродромов, расположенных на высоте до 4200 метров над уровнем моря, при эксплуатации в высокогорных условиях. Для посадочной массы 80 тонн и угле отклонения закрылков 45 градусов, предкрылков - 22 градуса при скорости захода на посадку V_зп = 265 км/ч длина пробега составляет 1020 метров при V_кас = 255 км/ч, начале торможения на скорости 230 км/ч, включении реверса тяги на высоте три метра и его выключении на скорости 120 км/ч. Воздушный участок с высоты пролёта торца ВПП составляет примерно 430 метров. Посадочная дистанция составляет 1450 метров, а потребная длина ВПП для посадки с массой 80 тонн 1450 х 1,67 = 2420 метров.

Потребные посадочные дистанции самолётов Ту-154М и Ту-154Б примерно равны в диапазоне дальностей менее 3100 километров и лишь для больших дальностей несколько превышают у самолёта Ту-154М вследствие увеличения посадочных масс. Поэтому в эксплуатации практически нет дополнительных ограничений по посадке у самолётов Ту-154М по сравнению с самолётами Ту-154Б.

Средние значения эффективных уровней создаваемого шума у самолёта Ту-154М, имеющего двигатели, оборудованные звукопоглощающими конструкциями, при взлёте и заходе на посадку гораздо ниже, чем у Ту-154Б и не превышают регламентируемые требованиями ИКАО: при взлёте - 94,3 - 98 PNдБ, на посадке - 102,5 PNдБ.

Самолёт Ту-154М имеет лучшие по сравнению с самолётом Ту-154Б характеристики набора высоты как по времени набора, так и по расходу топлива.

Например, расход топлива при наборе высоты 11100 метров у Ту-154М меньше на 500 - 700 кг, время набора также меньше примерно на 1,5 минуты. С учётом уменьшения дальности при наборе высоты на 20 - 40 км, экономия авиатоплива только на этом этапе у самолёта Ту-154М составляет более 300 - 400 кг на весь полёт посравнению с самолётом Ту-154Б (с учётом расхода топлива на увеличение крейсерского участка полёта на 20 - 40 км).

С двумя работающими двигателями при взлётной массе 100 тонн полётная масса на практическом потолке в конце набора составит 94,7 тонны, а высота практического потолка примерно 9450 метров. Время набора высоты 9100 метров в стандартных условиях примерно 37 мин. Рекомендуемая по лётным испытаниям скорость набора - 475 км/ч по прибору.

Таким образом благодаря меньшим удельным расходам топлива и хорошему аэродинамическому качеству самолёт Ту-154М имеет по сравнению с самолётом Ту-154Б лучшие характеристики не только на крейсерском этапе полёта и этапе набора высоты, но и на других этапах полёта. Так при снижении на режиме МД Ту-154Б с высоты H = 11100 метров затрачивается около 1000 кг керосина. При этом самолёт проходит примерно 225 км. В то же время Ту-154М на том же режиме затрачивает на 250 кг меньше топлива, проходя при этом несколько большую дальность. Результатом уменьшения расхода топлива на всех этапах является меньший примерно на 15 процентов его расход у самолёта Ту-154М во всём эксплуатационном диапазоне дальностей (рис. 4). При полёте на среднюю дальность около 2000 км экономия топлива при применении самолёта Ту-154М составляет порядка 2000 кг. Если условно принять, что в год делается 1000 полётов, то годовая экономия от замены только одного самолёта Ту-154Б на Ту-154М составит около двух тысяч тонн. Следует иметь в виду, что аэронавигационный запас топлива у самолёта Ту-154М меньше, чем у Ту-154Б, поэтому их отличие в заправке топливом ещё больше, чем разница в расходах топлива. Это особенно важно при эксплуатации самолёта Ту-154М на международных авиалиниях, где стоимость заправляемого топлива особенно значительна.

Рис. 4. Сравнение расходов топлива на полёт у самолётов Ту-154М и Ту-154Б в зависимости от дальности.

Благодаря меньшему расходу топлива дальность полёта самолёта Ту-154М с одинаковой коммерческой нагрузкой на 700 - 1000 км превышает соответствующую дальность у самолёта Ту-154Б (рис. 5). При полётах на одинаковую дальность, превышающую 3200 км, самолёт Ту-154М может перевозить на 25 - 60 больше коммерческой нагрузки, чем Ту-154Б. Так, при полёте на дальность 4500 км самолёт Ту-154М может перевозить более 13 тонн коммерческой нагрузки. В то же время Ту-154Б перевозит на такую дальность коммерческую нагрузку около 9 тонн. Перегоночная дальность самолёта Ту-154М составляет более 6800 км, в то время как у Ту-154Б около 5200 км.

Рис. 5. Сравнение диаграммы изменения коммерческой нагрузки по дальности для самолётов Ту-154М и Ту-154Б.

Результатом же снижения расходов топлива у самолёта Ту-154М по сравнению с Ту-154Б и повышения его коммерческой нагрузки при дальностях полёта более 2900 км является значительное уменьшение удельных расходов топлива, являющихся наиболее ёмким показателем уровня совершенства авиационной техники. Как известно, удельный расход топлива (г/ткм) представляет собой отношение расхода горючего на полёт к дальности и коммерческой нагрузке. Принимая за 100 процентов удельный расход топлива самолёта Ту-154М при максимальной дальности (экономической) с максимальной коммерческой нагрузкой, можно построить зависимость относительного удельного расхода топлива от дальности полёта (рис. 6). Для этого самолёта характерны значительно меньшие относительные расходы топлива по сравнению с Ту-154Б во всём диапазоне дальностей: при дальностях менее 2900 км уменьшение удельных расходов топлива составляет около 15 процентов, при больших дальностях уменьшение удельных расходов топлива составляет 30 - 60 процентов. Следует отметить, что по уровню топливной эффективности самолёт Ту-154М не только не уступает, но в целом ряде случае превосходит модификации "Боинга-727".

Рис. 6. Сравнение относительных удельных расходов топлива по дальности для самолётов Ту-154М и Ту-154Б.

Что можно отметить в заключение?

Применение самолёта Ту-154М на воздушных трассах Аэрофлота, как внутрисоюзных, так и международных, позволяет обеспечивать отрасли значительное повышение эффективности эксплуатации самолётного парка.

С.Скрипниченко,
кандидат технических наук;
А.Шишмарёв,
Т.Лигум,
ведущие конструкторы