Расчет центровки самолета

Главным документом по загрузке и центровке на борту является WBM (Weight and Balance control and loading Manual). Но в практике он не употребляется. Центровка обычно рассчитывается вручную с внедрением бланка Trimsheet либо же автоматом с внедрением специальной программки, когда экипажу приносят уже готовые числа.

WBM и Trimsheet употребляют различные Расчет центровки самолета понятия для определения центровки самолёта.

В WBM употребляется понятие B.A. (Balance Arm). Это расстояние в дюймах от условной точки, расположенной на оси самолёта впереди носа самолёта, до поперечного сечения, в плоскости которого находится интересующий нас объект. В качестве примера дальше в тексте будет рассматриваться модификация 737-500. Для этой модификации точка Расчет центровки самолета отсчёта размещена на расстоянии 104 дюйма впереди носа самолёта.

Зная B.A. каждого элемента самолёта и, умножив его на соответственный вес, получим момент силы тяжести данного элемента относительно точки отсчёта.

Просуммировав все моменты от каждого элемента, получим суммарный момент.

Разделив суммарный момент на суммарный вес всего самолёта, получим расстояние (B.A.) центра Расчет центровки самолета масс самолёта от точки отсчёта.

Отняв от этого расстояния удаление фронтальной кромки САХ от начала отсчёта (625,6 дюйма) и разделив на длину САХ (134,5 дюйма) получим координату центра масс, выраженную в процентах САХ.

хТ = (B.A. – 625,6) / 134,5 * 100%

В Trimsheet употребляется понятие LI (Loaded Index). Это условное понятие, численно равное моменту силы тяжести Расчет центровки самолета самолёта относительно точки, удалённой на 648,5 дюймов(737-500) от точки отсчёта, применяемой в WBM. Другими словами, примерно от центра самолёта. Для удобства этот момент разбит на константу 30000 и, чтоб не допускать отрицательных значений, к результату деления добавляют константу 40.

LI = [G * (B.A. – 648,5 )] / 30000 + 40, где G – вес самолёта в рассматриваемом Расчет центровки самолета варианте ( пустой, оснащенный без горючего, взлётный, посадочный и т.д.);

B.A. – расстояние от точки отсчёта по WBM до центра масс самолёта.

Отправной точкой в расчётах центровки по Trimsheet являются заблаговременно рассчитанные значения DOW и DOI.

В DOW (Dry Operating Weight) заходит вес оснащенного самолёта, вес экипажа, экипажного багажа, кухни и воды Расчет центровки самолета, заправленной в систему водоснабжения.

DOI (Dry Operating Index) – момент центра масс самолёта в описанной чуть повыше состоянии, рассчитанный по описанной чуть повыше методике.

Дальше расчёт смещения центра масс в процессе загрузки самолёта происходит по последующей методике: Для каждого отсека багажника, каждой секции пассажирской кабины, каждого количества Расчет центровки самолета заправляемого горючего рассчитаны конфигурации в LI. Эти конфигурации суммируются, и выходит требуемый LI самолёта.

Если к DOI добавить поправку на размещение багажа, то получится DLI (Deadload Index).

Когда к DLI добавят поправку на размещение пассажиров, то получится LIZFW (Loaded Index at Zero Fuel Weight).

Прибавляя поправку на количество находящегося на Расчет центровки самолета борту горючего получим LITOW (Loaded Index at Take-Off Weight) либо LILAW (Loaded Index at LAnding Weight).

Зная LI самолёта можно высчитать положение центра масс в % САХ по вышеуказанной формуле:

хТ = (B.A. – 625,6) / 134,5 * 100% , где B.A. находится по последующей зависимости:

B.A. = [(LI – 40) * 30000] / G +648,5 , где G – соответственный вес Расчет центровки самолета самолёта.

Либо же данный расчёт делается графически на бланке Trimsheet.

На фото – мало не высчитали с центровкой.

Взлет самолета

Линия движения взлета простирается от точки старта до набора высоты 1500 футов, либо окончания уборки закрылков с достижением скорости VFTO (final takeoff speed), какая из этих точек выше.

Наибольший взлетный вес самолета Расчет центровки самолета ограничивается последующими критериями:

1. Максимально-допустимой энергией, поглощаемой тормозами, в случае прерванного взлета.

2. Располагаемой дистанцией взлета.

3. Максимально-допустимой сертифицированной взлетной массой.

4. Максимально-допустимой путной скоростью отрыва от ВПП (по прочности пневматиков). Обычно 225 узлов, но может быть 195 узлов. Эта скорость написана прямо на пневматиках.

5. Малой эволютивной скоростью разбега; VMCG (minimum control speed on Расчет центровки самолета the ground)

6. Минимально-допустимым градиентом набора высоты.

7. Максимально-допустимым временем работы мотора на взлетном режиме (5 минут), в случае продолженного взлета для набора нужной высоты и разгона для уборки механизации.

8. Минимально-допустимой высотой просвета над препятствиями.

Разделим эти условия на две группы: 1-ая – с 1 по 5 (ограничения, накладываемые применяемой ВПП) и 2-ая – с Расчет центровки самолета 6 по 8 (ограничения, обеспечивающие безопасность полета после отрыва от ВПП).


rannij-neonatalnij-period.html
rannij-romantizm-gorkogo-sochinenie.html
rannij-vozrast-dispansernoe-nablyudenie-za-zdorovimi-detmi.html