Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов

Подождите немного. Документ загружается.

Нприв

Нр

пщт

...

к)

•

—■

—

—-

а ^

■

1.1—.

■

•

—

км

График контрольного полета на дальность имеет вид, пока

занный на рис. 3. 30. Перед полетом проверяют надежность и точ

ность топливомеров и расходомеров путем их тарировки в полетах

и на земле при углах тангаж а, соответствующих крейсерскому

режиму полета. Контрольный полет обычно выполняется на даль

ность, соответствующую расходованию 80—85% полного запаса

горючего. График выполненного контрольного полета со всеми

имевшими место отклонениями режима по скорости, высоте, рас

ходу топлива и др. сравнивает

ся с расчетным, путем их нало

жения.

По отклонениям режима на

отдельных отрезках пути уточ

няется расчетный график. Если

расхождения по расходу топ

лива не превышают 2—3%, то

сетки характеристик дальности

сч ит а й ся построенными до

статочно точно.

Характеристики дальности

отдельных самолетов одного и

того же типа могут несколько

отличаться друг от друга в

силу особенностей регулировки

топливной аппаратуры двига

телей, а такж е отклонений в

аэродинамике. В связи с этим сетки характеристик обычно уточня

ются по результатам испытаний нескольких самолетов.

Полеты транспортных самолетов на авиалиниях обычно выпол

няются с выдерживанием постоянных высот — эшелонов, разных

для прямого и обратного направлений, при этом средний кило

метровый расход несколько возрастает. На линиях большой даль

ности некоторая экономия горючего может быть получена перехо

дом на более высокий эшелон во второй половине полета; на ли

ниях малой дальности такой переход может не иметь смысла.

Для уточнения расхода топлива при профиле высот, соответствую

щем полету по эшелонам, выполняются также контрольные полеты.

Иногда контрольные полеты выполняются для уточнения расхода

топлива на режиме скоростной дальности при скорости порядка

0,9—0,95 Ушах, что важно для боевых самолетов. Подготовка и про

ведение этих полетов выполняется аналогично полету на макси

мальную дальность.

3. 10. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПРИЧИН УХУДШЕНИЯ

ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТОВ

Этот вопрос является в известной степени вечным при сопостав

лении результатов испытаний серийного и опытного самолетов,

либо опытного самолета с его расчетными характеристиками. Н аи

0 1 2 3 4 5 1 ты

Р и с. 3. 30. Расчетный профиль полета

тяжелого самолета на максимальную

дальность при постоянстве условий

подобия

5 598

129

более часто он возникает при испытаниях самолетов «чувствитель

ных» к малым изменениям тяги и сопротивления, что определяется

пересечением кривых потребных для горизонтального полета и рас

полагаемых тяг под относительно острым углом (У и 5 на рис. 3.1).

В процессе доводки и серийного производства вес самолета,

как правило, возрастает. Одновремено обычно ухудшается его

аэродинамическое совершенство различного рода «непредвиден

ными» надстройками, неизбежными в производстве и эксплуатации

искажениями обводов и т. п. Характеристики двигателей также

не остаются постоянными, несколько изменяясь, обычно в худшую

сторону, у модификаций с повышенным ресурсом и отличаясь

вследствие отклонений в регулировке. Наиболее часто предприни

маются поиски «потерянных» максимальной скорости, высоты по

толка, вертикальной скорости, времени набора потолка, реже —

километровых расходов топлива и дальности полета.

Часто отличие летных характеристик определяется влиянием

нескольких из названных факторов одновременно, что затрудняет

анализ.

При попытке определить причины расхождения характеристик

прежде всего устанавливается степень достоверности сравнивае

мых результатов измерений, подобие объектов испытаний (по кон

фигурации, окраске, тяге силовых установок, весу, центровке

и т. д.), порядок величин отличия одной или нескольких назван

ных летных характеристик одновременно, разница в регулировке

двигателей. Здесь необходимо отметить, что попытка выявления

причин отличия характеристик в пределах точности измерений

обычно кончается неудачей.

Постановка эксперимента требует подбора соответствующей по

точности аппаратуры, качественного выполнения режимов, реги

страции и учета в обработке всех возможных отклонений условий,

влияющих на величину летной характеристики, тщательной и бес

пристрастной обработки. Методически наиболее правильно прове

дение сравнительных испытаний самолета до и после внесения из

менений, влияние которых оценивается, так как только в этом

случае достигается надежное исключение других возможных при

чин различия летных характеристик.

Прежде всего целесообразно оценить влияние отклонений в ра

боте силовых установок — наиболее часто являющихся причиной

отличий летных характеристик.

Приведенные на рис. 3.31 зависимости от высоты полета тяги

ТРД и мощности ТВД на номинальном режиме иллюстрируют

возможность как их завышения так и занижения

(1) во всем диа

пазоне высот. Возможны случаи, когда тяга недодается на малых

высотах и завышена на больших (2) или наоборот. Мощность ТВД

может не соответствовать регламентированной в диапазоне высот

ограничения. Наконец, тяга ТРД начиная с определенной высоты

(15— 16 км) иногда резко падает в результате ухудшения полноты

сгорания (3), что сопровождается падением температуры выхлоп

130

ных газов (ТА). Соответственно меняются максимальная и верти

кальная скорости, время набора высоты и потолок. При этом мо

гут иметь место отклонения всех названных летных характеристик

или одной из них в опреде

ленном диапазоне высот.

Соответствие расхода

топлива, температуры газов

Т4, оборотов двигателей, гео

метрии воздухозаборника и

реактивного сопла, полноты

сгорания обычно является

главным условием сходимо

сти летных характерйстик-

Следует отметить, что на

многодвигательном самоле

те соответствие характери

стик двигателей, регламен

тированным в пределах до

пуска одного знака (на тягу,

мощность, расход топлива),

может вызвать весьма зна

чительное изменение летной

характеристики (см. рис.

3. 15). Отклонение тяги от

регламентированной может

быть вызвано также измене

нием условий работы датчи

ков полного давления и тем- 0

пературы, обеспечивающих

настройку автоматики ДВИ- Рис. 3.31. Схема возможных отклонений

гателя. В тяге ТРД и мощности ТВД:

Качество изготовления

У—тяга завышена или занижена; 2—отклонение

обводов самолета при совре- тяги меняет знакбопл°Ьших°1ысо^Гга занижена на

менной технологии обычно

не оказывает заметного

влияния на летные характеристики. Плохое качество окраски может

снизить максимальную скорость на 5— 15 км/час и одновременно

увеличить километровые расходы топлива. Значительное снижение

максимальной* скорости вызывают ступеньки в обводах, вызванные

отсосом или неправильной регулировкой положения створок грузо-

люков и люков шасси, щитков, элементов механизации крыла, при

этом вертикальные скорости набора высоты и дальность ухуд

шаются менее заметно.

Одновременное значительное несоответствие максимальной

скорости и дальности полета опытного самолета расчетным значе

ниям обычно является следствием просчетов в определении сопро

тивления либо тяги силовой установки. Например, наличие мест

ных срывов потока на мотогондолах и в местах их сопряжений

131

с фюзеляжем может увеличить километровые расходы топлива на

несколько процентов, уменьшить вертикальную и максимальную

скорость полета. Недооценка значительности потерь тяги во вход

ном канале воздухозаборника или в выхлопном сопле ТРД ведет

к подобному же результату.

На сверхзвуковых самолетах максимальная скорость, даль

ность полета и потолок уменьшаются при смещении центра тяж е

сти вперед, вследствие увеличения сопротивления, вызванного до

полнительным отклонением стабилизатора для обеспечения про

дольной балансировки. Это влияние на потолок приближенно мо

жет быть оценено по формуле

АЯП

: 6 3 ,5 - ^ ^ [ — 1 .

^г.о I. % ]

Дхт

Качество выполнения испытательных режимов в значительной

степени влияет на точность определения летных характеристик.

Изменения скорости, высоты и перегрузки при выполнении пло

щадок существенно снижают точность определения максимальной

скорости; аналогичное влияние оказывает неучтенное изменение

высоты и перегрузки при выполнении разгона.

Непостоянство скорости (ее уменьшение или увеличение) при

наборе высоты вблизи потолка может дать разницу в его величине

при М = 0,8-г-0,95 на 300—500 м на одном и том же самолете (уве

личение скорости увеличивает эту разницу, а при М = 0,4-^-0,5 она

незначительна), в чем легко убедиться, определив изменение вер

тикальной скорости в соответствии с формулой (3.47), написав ее

в виде

<3-59)

и прибавив полученное отклонение к значению вертикальной ско

рости, замеренному при постоянном значении скорости набора вы

соты (см. рис. 3.20, 3.22). Аналогичное воздействие оказывает

отклонение перегрузки от единицы при выходе на* практический

потолок. В полете с перегрузкой менее единицы в соответствии

с выражением

V - УР-Я)

у 0

выведенным из (3.47), возможно получение большей высоты прак

тического потолка за счет меньшего аэродинамического сопро

тивления.

Разная методика приведения результатов измерений к задан 

ным (стандартным) условиям также может быть источником не

значительного различия в результатах вследствие отличий в допу

132

щениях, принятых при обосновании методов приведения. Наконец,

возможны грубые просчеты в обработке и разница в аэродинами

ческих поправках ПВД.

Обычно определяется круг возможных причин ухудшения лет

ных характеристик, сужая который, методом исключения, всегда

удается найти истинные причины (обычно их оказывается не

сколько). Следствием работы обычно являются мероприятия,

направленные на восстановление и поддержание на заданном

уровне соответствующих характеристик. Немаловажным является

разумное определение допусков, учитывающих возможный разброс

характеристик двигателей, самолета и погрешности измерений.

Г л а в а IV

ХАРАКТЕРИСТИКИ УСТОЙЧИВОСТИ

И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА

4.1. НЕКОТОРЫЕ СВЕДЕНИЯ ИЗ ТЕОРИИ

УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА

Устойчивость и управляемость на всех этапах полета и движе

ния по земле являются теми необходимыми качествами, без кото

рых нельзя обеспечить ни безопасности летной эксплуатации само

лета, ни эффективного использования его летчиком.

Под устойчивостью понимают способность самолета самостоя

тельно, без участия летчика, сохранять заданный режим полета

и возвращаться к исходному режиму после непроизвольного

отклонения от него под действием внешних возмущений. Устойчи

вый самолет обладает двумя ценными качествами. Он сохраняет

известную невосприимчивость к воздействию относительно слабых

возмущений, обеспечивающую ему достаточную «плотность хода».

Вместе с тем на более сильные возмущения, способные нарушать

режим балансировки, он отвечает только такими видами движе-

жения, которые обеспечивают быстрое восстановление исходного

режима полета. Поскольку устойчивость прежде всего проявляется

в характере протекания самого возмущенного движения самолета,

обусловленного как действиями летчика (отклонение рулей, управ

ление двигателем, пользование воздушными тормозами, стрельба,

сброс подвесок, отклонение закрылков, выпуск шасси и т. п.), так

и состоянием атмосферы (турбулентностью), данное выше опреде

ление устойчивости самолета иногда называют динамической

устойчивостью. Возмущенное движение устойчивого самолета

всегда будет быстро затухающим, периодическим или апериодиче

ским в зависимости от степени его устойчивости (рис. 4.1, а и б).

Наоборот, нейтральному и неустойчивому самолету свойственны

иные типы возмущенного движения, не обеспечивающие самопро

извольный возврат самолета к исходному состоянию балансировки

(рис. 4 .1,б, г, д).

Хорошая устойчивость исключает самопроизвольный выход

самолета на опасные по прочности и управляемости скорости, пе

регрузки и числа М, а такж е неконтролируемое летчиком отклоне

ние самолета от заданного ему режима. Это не только повышает

безопасность полета, но и обеспечивает лучшую «плотность хода»

134

при выполнении маневра и более высокую точность «хождения»

самолета за рулями. Поэтому устойчивость является необходимым

условием хорошей управляемости самолета, наряду с эффектив

ностью рулей и характеристиками самой системы управления *.

Под управляемостью обычно понимают способность самолета

выполнять по желанию летчика любой маневр, предусмотренный

техническими требованиями к данному типу самолета, притом

Рис. 4. 1. Основные типы возмущенного движения самолета:

а—апериодическое, быстро затухающее движение; б—затухающие колебания;

в—незатухающие колебания постоянной амплитуды; г—незатухающие колебания

с нарастающей амплитудой; д—апериодическое нарастающее отклонение от ис

ходного равновесного положения

наиболее просто, с наименьшей затратой энергии летчика (разу

меется при условии, что рули обеспечивают летчику возможность

беспрепятственно балансировать самолет в полном диапазоне экс

плуатационных углов атаки и углов скольжения, а такж е скоро

стей полета, высот и чисел М ). Хорошая управляемость предпола

гает простые по характеру, гармоничные и легко контролируемые

в полете отклонения всех органов управления и строго созразме-

ренную ответную реакцию самолета на действия летчика, не слиш

ком резкую, но также и без заметного запаздывания и медленно

затухающих колебаний. Управление самолетом становится тем

* Система управления, разумеется, должна обеспечивать летчику простое

и беспрепятственное отклонение рулей в нужное положение, приемлемые по ве

личине, хорошо контролируемые и соразмерно меняющиеся при изменении режима

полета усилия на всех рычагах управления, хорошую самоцентрируемость рычагов

управления при их освобождении, отсутствие люфта и заметного запаздывания

между отклонениями рычагов управления и соответствующего руля.

135

проще и точнее, чем быстрее затухает собственное возмущенное

движение самолета, слабее реакция его на случайные, не вызывае

мые летчиком возмущения и вместе с тем соразмереннее и четче

ракция на сознательные действия летчика. Подобные виды пере

ходных процессов, обеспечивающие летчику наилучшие условия

управления, могут быть только на устойчивом самолете (рис. 4.2).

Обычно летчик судит об управляемости по реакции самолета

на соответствующие отклонения органов управления, а также по

___________

а) о)

Рис. 4.2. Переходный процесс при выполнении маневра:

а—продольный маневр:

/ —устойчивый самолет; 2—малоустойчивый; 3—неустойчивый;

б—боковой маневр:

/ —спирально устойчивый самолет; 2—спирально неустойчивый самолет

" Т

____

величине и характеру отклонений рычагов управления и измене

нию усилий на них при пилотировании. При этом отклонением ру

лей он уравновешивает действующие на самолет аэродинамиче

ские и инерционные моменты.

В зависимости от характера изменения этих моментов в про

цессе возмущенного движения самолета, отклонения ручки управ

ления и педалей, потребные для выполнения заданного маневра,

будут меняться по времени и могут оказаться для летчика про

стыми и легкими или сложными и тяжелыми (рис. 4.3). Различ

ными окажутся в этом случае и характер самого переходного про

цесса, а также запаздывание реакции самолета на отклонение со

ответствующего рычага управления.

На неустойчивом самолете при выполнении маневра, связан

ного с переходом от одного режима установившегося полета к дру

гому, летчик вынужден после отклонения ручки управления и

педали в направлении выполняемого маневра тотчас же возвра

щать их назад и отклонять в противоположную сторону для пре

136

кращения быстро развивающегося движения самолета. На нейт

ральном и малоустойчивом самолетах также сохраняется посту

пательно-возвратный характер отклонения органов управления

при пилотировании, но проявляется значительно слабее. При этом

после завершения маневра на нейтральном самолете рычаги

управления возвращаются в исходное положение, а на устойчивом

остаются отклоненными в прямом направлении. Только при хоро

шей устойчивости самолета практически отсутствуют поступа

тельно-возвратные (двойные) движения рулями и сам характер

отклонений рулей при управлении становится наиболее простым

(см. рис. 4.3). Качественно аналогичным образом также меняются

и усилия на ручке управления (штурвале) и педалях.

о -исходное положение

--------

прямой ход

>> конечное положение

самолет пониженной самолет

устойчивостью

Неустойчивый

самолет

Рис. 4.3. Характер перемещений рычага управления при

выполнении маневра, связанного с переходом от одного

установившегося режима к другому

Таким образом, простота управления самолетом существенно

зависит от его устойчивости, определяющей в конечном счете

характер (качество) переходного процесса. На устойчивом само

лете практически отсутствуют двойные движения рулями при

управлении. Устойчивость улучшает реакцию самолета на действия

летчика и уменьшает запаздывание, облегчает летчику контроль

за режимом полета и «дозировку» потребных отклонений рулей

при поддержании необходимого режима полета и выполнении

маневра.

В целом при хорошей устойчивости и управляемости полнее

используются маневренные возможности самолета, обеспечивается

точность и простота пилотирования в обычных и сложных условиях

полета, существенно повышается безопасность летной эксплуа

тации. При этом существенно разгружается внимание летчика,

уменьшается затрата его энергии й сокращается объем полетного

времени, расходуемого непосредственно на -поддержание требуе

мого режима полета.

137

Устойчивость и управляемость самолета разделяют на продоль

ную и боковую .сообразно двум возможным видам возмущенного

движения самолета *.

Продольное возмущенное движение самолета обычно является

колебательным и состоит из двух взаимно накладывающихся друг

на друга колебаний с различным по величине периодом **.

Колебания малого периода (Т = 1-^-5 сек), характеризующие

короткопериодическое движение, возникают при повороте само

лета вокруг своего центра тяжести и сопровождаются быстрыми

изменениями перегрузки при практически постоянной скорости

полета ***. Поэтому от устойчивости самолета в короткопериодиче

ском движении зависят безопасность полета и общая оценка само

лета летчиком. С увеличением высоты и уменьшением скорости

полета период указанных колебаний и время их затухания возра

стают.

Второй тип колебаний, с периодом более 20—30 сек, характери

зует длиннопериодическое, или фугоидное, движение самолета.

Эти колебания в основном связ_аны с перемещением в пространстве

центра тяжести самолета и сопровождаются медленным периоди

ческим изменением скорости полета, высоты и угла наклона траек

тории. Фугоидные колебания обычно не создают для летчика серь

езных затруднений при пилотировании самолета. Этот вид возму

щенного движения развивается медленно, и летчик располагает

временем, чтобы вернуть самолет в исходный режим балансировки.

Боковое возмущенное движение самолета состоит из трех

взаимно накладывающихся друг на друга движений:

а) апериодического, быстро затухающего движения крена;

б) апериодического, слабо затухающего или медленно разви

вающегося движения по спиралеобразной траектории в направ

лении действия начального возмущения с постепенно увеличиваю

щимся углом крена;

в) бокового колебательного движения самолета со сравнитель

но малым периодом (Т^4-~-8 сек).

Апериодическое движение крена быстро затухает в обычных

условиях полета. Вследствие этого оно не всегда замечается лет

чиком.

* Основанием для такого деления является симметричная форма самолета

относительно его вертикальной плоскости (плоскости симметрии). В тех случаях,

когда возмущения, действующие в плоскости симметрии, мало влияют на боко

вое движение самолета, продольное и боковое движения можно рассматривать

раздельно.

** При сильно пониженных запасах статической устойчивости короткоперио

дическое движение самолета распадается на два апериодических движения.

Однако для летной практики этот случай маловероятен!

*** Это движение развивается практически при постоянной скорости полета

из-за большой инерционности движения центра тяжести самолета и быстрого

затухания короткопериодического движения.

138