Самолет Ан-24 (Ан-24РВ). Руководство - часть 28

Ан-24 (Ан-24РВ) 

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ 

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 

Раздел 6 стр.8  

Таблица 6.5 

 

6.1.4. РАСЧЕТ ЗАПРАВКИ ТОПЛИВА 

Количество  топлива,  которое  необходимо  иметь  в  баках  самолета  перед  вылетом, 
определяется как сумма: 
а)  количества  топлива,  расходуемого  за  полет  от  взлета  до  посадки  (определяется  по 

графику рис. 6.1, см. вклейку); 

б)  количества  топлива,  расходуемого  двигателями  при  работе  на  земле  (расход  на  земле 

принимать 10 кг/мин); 

в) невырабатываемого остатка топлива 110 кг (или 50 кг с заводского № 37300901); 
г) аэронавигационного запаса топлива, который определяется по табл. 6.6 в зависимости 

от удаления запасного аэродрома от основного аэродрома посадки, но АНЗ должен 
быть  не  менее  чем  на 1 ч  полета  на  режиме  минимального  километрового  расхода 
топлива (не менее 700 кг). 

Ан-24 (Ан-24РВ) 

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ 

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 

Раздел 6 стр.9  

Таблица 6.6 

Расстояние, км 

 

Высота, м 

 

Истинная 

скорость, км/ч 

АНЗ, кг 

 

Увеличение АНЗ на каждые 10 км/ч 

встречного ветра, кг 

50 

100 
150 
200 
250 
300 
350 
400 
450 

2400 
2400 
2400 
2400 
2400 
2400 
2400 
3300 
3300 

405 
405 
405 
405 
405 
405 
405 
400 
400 

700 
770 
870 
980 

1080 
1190 
1290  
1390 
1490 

5 
5 
5 

10 
10 
10 
15 
20 
20 

 

Примечание. Для самолетов с ледобоем на стабилизаторе полученный путем расчета потребный запас 

топлива должен быть увеличен на 3% „ 

В аэронавигационный запас входит топливо, расходуемое на следующее: 
а) уход на второй круг с безопасной высоты; 
б) набор высоты (Нкр=2400 м); 
в)  полет  на  крейсерской  высоте  (Нкр=2400  м)  со  скоростью,  соответствующей 

минимальному километровому расходу; 

г) снижение с высоты крейсерского полета до высоты круга; 
д) полет по кругу (до 30 мин) с расходом топлива 15—20 кг/мин; 
е) заход на посадку и посадку.  

Пример расчета заправки топлива. 

Задано. Расстояние от аэродрома вылета до аэродрома посадки 1100 км. заданная высота 
горизонтального полета (эшелон) 6000 м. Скорость ветра на этой высоте 80 км/ч, а угол 
ветра 160

е 

Потребную заправку топлива определяем следующим образом: 
1) Находим по табл. 6.5 величину эквивалентного ветра: W-V=- 76 км/ч. 
2) Определяется по графику (рис. 6.1) количество топлива, расходуемого за полет: 
а) откладываем на горизонтальной оси заданное расстояние, составляющее 1100 км (точка 

1); 

б) от точки 1 вдоль линий, наклоненных вправо (для встречного ветра), проводим линию 

до значения W-V=- 76 км/ч (точка 2); 

в) от точки 2 проводим вертикальную линию до пересечения  с линией заданной высоты 

горизонтального полета 6000 м (точка 3).  

В точке 3 получаем количество расходуемого за полет топлива, равное 2500 кг. 
3)  Находим  сумму  аэронавигационного  запаса,  невырабатываемого  остатка  и  количества 

топлива, расходуемого на земле (в течение 15 мин): 

700 кг+110 кг+150 кг=960 кг. 

4) Потребная заправка составит: 

2500 кг+960 кг=3460 кг. 

 
Примечание. Для самолетов с двигателями АИ-24Т полученный указанным расчетом потребный запас 

топлива необходимо увеличить на 4 %. 

Ан-24 (Ан-24РВ) 

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ 

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 

Раздел 6 стр.10  

 

 

 

Ан-24 (Ан-24РВ) 

РУКОВОДСТВО ПО ЛЕТНОЙ ЭКСПЛУАТАЦИИ 

ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТА 

Раздел 6 стр.11  

6.2. ВЗЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ 

При  предполетной  подготовке  КВС  должен  в  соответствии  с  фактическими  условиями 
взлета рассчитывать максимально допустимую взлетную массу самолета. 
При  определении  максимально  допустимой  взлетной  массы  самолета  экстраполяция 
значений за пределами диапазона, указанного на графиках запрещена. 

Общие сведения 

В  данном  подразделе  представлен  материал,  позволяющий  определять  для  фактических 
условий  взлета  максимально  допустимую  взлетную  массу  самолета,  а  также  всю 
необходимую  информацию,  обеспечивающую  надлежащий  уровень  безопасности  при 
выполнении взлета с учетом отказа критического двигателя: 
1) скорость принятия решения V

1

 

2) скорость подъема передней опоры V

п-оп

 

3) безопасную скорость взлета V

2

 

На рис. 6.2 указана зона температур и барометрических давлений: 
—  слева  от  наклонной  линии  двигатели  работают  в  зоне  ограничения  мощности  по 
крутящему моменту (зона I), т.е. обеспечивается полная мощность двигателя; 
— справа от наклонной линии двигатели работают  с ограничением по температуре газов 
(зона II), что характеризуется падением мощности (если не используется впрыск воды) и 
наличием  напряжения  срезки  на  вольтметрах  контроля  работы  предельного  регулятора 
температуры. 

6.2.2. СКОРОСТИ НА ВЗЛЕТЕ 

На  рис. 6.3, 6.4, 6.5 приведены  скорости  подъема  передней  опоры  V

п  oп

  безопасная 

скорость  взлета  V

2

  на  высоте 10,7 м  в  зависимости  от  взлетной  массы  самолета  и  угла 

отклонения закрылков. Безопасная 
скорость взлета установлена  по условиям  обеспечения  продолженного взлета  при  одном 
неработающем двигателе и принимается не менее 1,2 V

c

 

Безопасная  скорость  при  одном  отказавшем  двигателе  на  конечном  участке  набора 
высоты и в наборе высоты по маршруту представлена в табл. 5.1, 5.2. 

6.2.3. МАКСИМАЛЬНО ДОПУСТИМАЯ ВЗЛЕТНАЯ МАССА САМОЛЕТА В 

ЗАВИСИМОСТИ ОТ УСЛОВИЙ ВЗЛЕТА НА ИВПП 

Максимально допустимая взлетная масса самолета ограничивается: 
1)  требованиями  к  градиенту  набора  высоты  на 3-м  этапе  взлета  (рис. 6.6, 6.7, 6.12, 6.13, 
6.18,6.19, 6.24, 6.25) (после  отрыва,  уборки  шасси  и  достижения  высоты 10,7 м  с 
одновременным разгоном до V

2

 

2)  располагаемыми  длинами  аэродрома  в  конкретных  условиях  взлета  (рис. 6.8—6.11. 
6.14—6.17. 6.20—6.23. 6.26—6.29). 
За  максимально  допустимую  взлетную  массу  должна  быть  принята  наименьшая  из 
величин максимальной массы, определенной из условий, которые изложены в подпунктах 
1 и 2. 
Для  окончательно  выбранной  взлетной  массы  должна  быть  определена  вся  необходимая 
информация по скоростям на взлете (рис 6.3.и 6.30.).             .