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

Подождите немного. Документ загружается.

Спиральное движение, наоборот, медленно развивается; по

этому оно также, как правило, не замечается летчиком и не создает

затруднений при пилотировании самолета.

На боковое колебательное движение крена и рыскания, напро

тив, летчик всегда обращ ает внимание. Период боковых колеба

ний сравнительно мал и затухают они медленнее, чем продольное

короткопериодическое движение самолета. Эти колебания, даже

в тех случаях, когда они удовлетворительно демпфируются, зату

хают лишь после 3—5 полных циклов. Поэтому оценка летчиком

боковой устойчивости самолета в значительной мере определяется

общим характером этих колебаний и степенью их затухания.

Устойчивость самолета меняется в зависимости от того, фикси

руются или освобождаются его рули в процессе возмущенного

движения. Это обусловливается тем, что аэродинамические силы

и моменты, действующие на рули, обычно стремятся изменить их

исходный балансировочный угол отклонения в сторону уменьше

ния аэродинамического восстанавливающего момента самолета.

Поэтому устойчивость самолета с освобожденными рулями не

сколько уменьшается *.

При летных испытаниях самолета на устойчивость проверяют

оба крайних вида связи летчика с управлением, т. е. случай фик

сированного и освобожденного управления. В соответствии с этим

вводятся понятия устойчивости самолета с фиксированным и

с освобожденным управлением.

Устойчивость самолета меняется такж е при изменении режима

работы двигателей, скорости полета, высоты и числа М, при исполь

зовании различных средств автоматической стабилизации и демпфи

рования, при выпуске щитков (закрылков), воздушных тормозов,

шасси, применении различных внешних подвесок и т. п. **. На ус

тойчивость самолета оказывают большое влияние упругость конст

рукции и многие его конструктивные параметры, в частности: поло

жение центра тяжести, характер распределения грузов, угол попе

речного V и форма крыла и оперения в плане, взаиморасположение

крыла, оперения и фюзеляжа и т. п.

Следовательно, важными факторами, влияющими на устойчи

вость самолета, являются:

— условия полета и режим работы двигателя,

— особенности его компоновки,

— конфигурация.

Поэтому при летных испытаниях, оценка устойчивости и управ

ляемости самолета должна производиться в полном диапазоне

* Исключения возможны в случае применения бустерных систем управления

рулями самолета и при включении пружин и контрбалансиров в обратимую си

стему управления.

** Изменение положения самолета в пространстве (в земной системе коор

динатных осей), при сохранении неизменной его ориентации по отношению к на-

бе1ающему потоку (т. е. неизменных углов атаки и скольжения), разумеется

не влияет на устойчивость самолета.

139

допустимых скоростей полета, высот, чисел М, углов а и р и цент

ровок, при полной и малой тяге двигателей, с автоматикой и без нее,

при всех возможных конфигурациях самолета.

Кроме понятия динамической устойчивости, существует поня

тие статической устойчивости. Последняя, хотя и не характери

зует полностью действительную устойчивость, однако является

необходимым ее условием, так как определяет знак и величину

аэродинамических моментов тангажа, рыскания и крена, возни

кающих при отклонении самолета от исходного режима баланси

ровки на заданных углах атаки и скольжения в случае воздейст

вия на самолет внешнего возмущения *. Эти стабилизирующие

аэродинамические моменты и характеризуют продольную, путе

вую и поперечную статическую устойчивость самолета.

Следует иметь в виду, что обеспечивая самолету статическую

устойчивость относительно трех осей, даж е значительную, мы д а

леко не всегда можем получить хорошие характеристики переход

ного процесса. Для этого самолет должен обладать вполне опреде

ленной степенью продольной, поперечной и путевой статической

устойчивости, притом не всегда значительной. В частности, избы

точная поперечная статическая устойчивость (в сравнении с путе

вой устойчивостью) не менее вредна самолету, чем и неустойчи

вость.

4.2. КОЛИЧЕСТВЕННЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТА

При исследовании динамики, устойчивости и управляемости

самолета обычно пользуются связанной с самолетом правой систе

мой координатных осей с началом координат в ЦТ самолета и стан

дартными обозначениями (ГОСТ 1075—41), представленными на

рис. 4. 4. На этом же рисунке указаны знаки положительных откло

нений рулей, перемещений рычагов управления и прикладываемых

к ним усилий летчика, а также и положительные знаки всех основ

ных параметров, характеризующих движение самолета. Определе

ние в полете количественных характеристик устойчивости и управ

ляемости позволяет произвести широкую сравнительную оценку

каждого нового самолета, выяснить природу тех или иных осо

бенностей его поведения, наметить наиболее рациональные меро

приятия по совершенствованию самолета, полнее использовать

его технические и летно-тактические возможности. Поэтому выпол

нение количественных требований, во всяком случае по ряду ха

рактеристик устойчивости и управляемости, является необходи

мым условием допуска нового самолета к массовой эксплуата

ции.

* Такая устойчивость может быть обеспечена самолету как «естественным»

путем — соответствующей компоновкой самолета, так и средствами автоматиче

ской стабилизации.

140

Наряду с определением количественных характеристик при

летных испытаниях необходима качественная оценка устойчивости

и управляемости самолета, охватывающая все этапы полета (от

взлета и до посадки, а также движение по зем ле). Без положитель-

Р и с. 4.4. Система самолетных осей, обозначения и правило знаков, принятые

при летных испытаниях:

пх >0, если 2 ^ 1 > 0 скорость увеличивается); л ^ < 0, если ^ (скорость

уменьшается); Пу>0, если ^ у1= ^ если 2 ^ < 0 . пг1>0г еСЛИ 2

-----

, самолет скользит влево, (3<о| ; пг^ <0, если ^ 2 к 0 (самолет скользит вправо,

Э>0); ^ н ^ н .п р ^ н .л е в 1 Р н>0, если />н.пр>/>н.лев’ Знаки 5э и тэ приводятся к правому элерону.

х—линейное перемещение рычага управления в см, 5р—угол отклонения рычага управления в град

ной оценки летчиком-испытателем устойчивости, управляемости

и техники пилотирования ни один самолет не может быть допущен

к летной эксплуатации.

Прежде чем перейти к рассмотрению количественных характе

ристик устойчивости и управляемости самолета, сделаем несколько

общих замечаний.

141

Следует иметь в виду, что все требования и количественные

характеристики устойчивости и управляемости должны удовлетво

ряться, хотя и не в одинаковой степени, но в полном диапазоне

эксплуатационных скоростей, чисел М, высот полета и углов атаки,

при всех возможных в эксплуатации вариантах загрузки самолета

(положения его центра тяжести), различных режимах работы

двигателей, использовании механизации крыла и воздушных тор

мозов, наличии подвесок и т. д.

В тех случаях, когда это представляется возможным, анализ

устойчивости и управляемости самолета целесообразно проводить

с использованием материалов летных испытаний других однотип

ных самолетов, а также результатов летных исследований, полу

ченных на самолетах — летающих лабораториях с изменяемыми

характеристиками устойчивости и управляемости.

Требования к количественным характеристикам устойчивости

и управляемости, разумеется, меняются (а в некоторых случаях

и дополняются) в зависимости от целевого назначения и веса само

лета, условий эксплуатации и т. п. Маневренные самолеты должны

иметь, например, более легкое и эффективное управление, чем

ограниченно маневренные и тем более неманевренные самолеты.

К пассажирским и транспортным самолетам предъявляются

более высокие требования в отношении безопасности полета и осо

бые требования к устойчивости и управляемости в крейсерском

полете, при взлете и посадке по сравнению с военными самолетами.

Динамические характеристики и устойчивость таких самолетов дол

жны обеспечивать пассажирам не только безопасность полета, но и

существенно более высокий уровень комфорта. Самолет должен

обладать определенной невосприимчивостью к действию атмосфер

ных возмущений, а на значительные возмущения отвечать строго

определенными видами продольных и боковых колебаний, притом

быстро затухающих. Поэтому для пассажирских самолетов необ

ходима более жесткая регламентация всех характеристик устой

чивости и управляемости, в том числе и допустимых видов пере

ходных процессов и степени восприимчивости к действию атмо

сферных возмущений.

Наконец, особые условия эксплуатации самолета, например са

молетов вертикального взлета и посадки, ракетопланов и узко

специализированных самолетов, в свою очередь существенно

влияют как на величину задаваемых характеристик устойчивости

и управляемости, так и на выбор самих характеристик и т. д.

Последнее замечание касается принципа построения самой си

стемы количественных характеристик для оценки управляемости

самолета. В основу принятой в настоящее время системы характе

ристик управляемости положен следующий принцип:

а) для оценки управляемости самолета при выполнении манев

ров, связанных с относительно малыми отклонениями от исходного

режима балансировки

142

Количественная х а 

рактеристика управ

ляемости

Изменение параметра, характеризующего

реакцию самолета на действия летчика

Величина параметра, характеризующ его

действия летчика

б) для оценки управляемости самолета при изменении летчи

ком режима работы двигателя, использовании механизации крыла,

выпуске шасси, воздушных тормозов, сбросе различных подве

сок и т. п.

Количественная ха

рактеристика управ

ляемости

Потребная величина параметра, характе

ризующего воздействие летчика на органы

управления для сохранения исходной ско

рости полета при выпуске шасси, закрыл

ков, воздушных тормозов, изменении режима

работы двигателя и т. д.

в) для оценки управляемости самолета при выполнении манев

ров, связанных с выходом на судоп и д ^ах (крайние эксплуатаци

онные режимы) и созданием сох т ах

Количественная ха

рактеристика управ

ляемости

Потребная величина параметра, характе

ризующего воздействие летчика на органы

управления для вывода самолета на су А0п и

«шах- 3 также Для получения 0)хтах , Утшх,

^т1п

здесь сУлоп и п этах— наибольшие допустимые в эксплуатации

значения коэффициента подъемной силы

(су) и перегрузки самолета (пу);

^лгшах— максимальное значение угловой скорости

крена при полном использовании элеронов

( б э тах» Л и б о Хэ шах ИЛИ Р э т а х ) >

^тах и ^ щщ— максимальная и минимальная скорости го

ризонтального полета при неизменном по

ложении триммера, соответствующем ба

лансировке самолета в крейсерском полете.

В качестве параметров, характеризующих действия летчика,

обычно принимают усилия на рычагах управления и отклонения

рычагов управления (ДРъ; ДРЭ; ДРН и Дл:в; Ахэ; Ахн).

Реакция самолета на действия летчика характеризуется изме

нением соответствующих параметров движения самолета, напри

мер, скорости (У) и числа М, перегрузки (пу и пг), углов крена (у)

или скольжения (р), угловых скоростей (со*, щ, сог).

143

Характеристики динамической устойчивости

и управляемости самолета

Необходимым условием динамической устойчивости самолета

является быстрое затухание его возмущенного движения, которое

развивается после отклонения самолета от исходного режима

балансировки. В общем случае это движение может быть колеба

тельным либо апериодическим. Предпочтительно иметь периодиче

ское движение самолета — быстро затухающее и с малым забро

сом или апериодическое движение с малым временем переходного

процесса. Недопустимы, как показывает опыт, возрастающие по

амплитуде колебания малого периода и достаточно быстро разви

вающееся неустойчивое апериодическое движение. Нежелательны

также медленно развивающееся апериодическое неустойчивое дви

жение и возвращающее по амплитуде длиннопериодическое (фуго-

идное) движение самолета.

В летной практике из всех рассмотренных ранее видов возму

щенного движения самолета наибольшее значение для летчика

обычно имеют продольные колебания малого периода (коротко

периодическое движение самолета) и боковое колебательное дви

жение крена и рыскания. Этими двумя видами периодического

движения самолета во многом определяются условия его пилоти

рования, безопасность полета и общая его оценка летчиком. По

этому важными характеристиками динамической устойчивости

самолета являются степень затухания и период возмущенного дви

жения. Боковое движение самолета характеризуется, кроме того,

величиной соотношения амплитуд угловых скоростей крена и ры

скания к= А 0>х1А0>у. По величине к можно судить, какой вид дви

жения — крен или рыскание — преобладает в процессе боковых

колебаний самолета. Летчики отрицательно оценивают динамику

самолета, когда при колебаниях преобладающим оказывается дви

жение крена.

Продольное короткопериодическое движение самолета, а так

же и боковые колебания при небольших величинах к=Аах 1А т

обычно описываются линейными дифференциальными уравне

ниями 2-го порядка, вида

<&у

2 ( 1

- + % = / ( ' ) •

(И 2 (И

Параметры возмущенного движения самолета в процессе сво

бодных колебаний, в случае \ ( 0 = 0> изменяются по закону

Ьу— у — у0 = А 0е~м $\ъ{у к? — кЧ — ^) = Аье~м з т Ь — ^ ,

где у — меняющееся во времени значение параметра, опре

деляющего режим полета, и у0 — исходное его зн а

чение;

144

А0е~ш — амплитуда колебательного процесса;

УЪР — кЧ — ср— фаза колебательного процесса;

1/А2 — к2 =

------собственная круговая (циклическая) частота ко^

т лебаний;

А0 и ср— начальные амплитуда и фаза колебаний;

к— декремент затухания колебаний;

Г — период колебаний;

к — круговая частота недемпфированных свободных

колебаний самолета.

Частота к, период 7\ декремент затухания к и амплитуда коле

баний А (^) связаны между собой следующим соотношениями:

2я

Т =

й =

4п2 '-А*:

|/ ^ > 2

1п Д ) — 1п Л (О

Л ( / ) = Д ,е - «

Обычно интенсивность затухания колебательного движения са

молета характеризуется величиной логарифмического декремента

затухания, равного натуральному логарифму отношения двух по

следовательных амплитуд

НТ = 1п ,

А* + т

где А% и Аг+т — соответственно амплитуды колебаний в моменты

времени, сдвинутые на один период.

Однако при обработке материалов летных испытаний интенсив

ность затухания колебаний самолета удобнее оценивать непосред

ственно величиной относительного уменьшения амплитуды за один

период *

Показатель т зат характеризует способность самолета демпфи

ровать колебания, вызванные воздействием на него какого-либо

возмущения, т. е. рассеивать в окружающее пространство часть

энергии возмущающей силы. При т зат> 1 возмущенное движение

самолета с течением времени полностью затухает, причем тем бы

стрее, чем больше величина этого показателя. При т зат= 1 наблю

даются незатухающие колебания самолета с постоянной амплиту

* Логарифмический декремент затухания связан с показателем затухания

за период следующей простой зависимостью: 1п тыч = кТ.

145

дой, названные автоколебаниями (случай колебательной нейтраль

ности самолета). Наконец, при т зат< 1 движение самолета колеба

тельно неустойчиво, т. е. с течением времени происходит увеличе

ние амплитуды колебаний. Слабое затухание и слишком большие

периоды колебаний являются признаком плохой устойчивости

самолета.

Период колебаний и степень затухания возмущенного движения

самолета, а также угловые скорости крена и рыскания могут быть

замерены непосредственно в полете.

С аэродинамическими и конструктивными параметрами само

лета частота и декремент затухания связаны следующими зависи

мостями:

а) продольное короткопериодическое движение самолета

где —коэффициент момента продольного демпфирования

самолета;

т\ и таг — производные коэффициента продольного момента са

молета по углу атаки а и по безразмерной скорости

т —

------

масса самолета;

б) боковое движение самолета относительно вертикальной оси

___

V М ’

г2 = -у-“-относительный радиус инерции самолета;

где тУ— коэффициент демпфирующего момента рыскания;

— коэффициент путевой статической устойчивости само

лета;

коэффициент относительной плотности самолета;

2т

д31

масштаб времени при приведении уравнений боко

вого движения самолета к безразмерному виду;

у з— относительный момент инерции самолета.

параметра

Для количественной оценки динамической управляемости само-

лета наряду с характеристиками его статической управляемости

необходимо знать харак

теристики самого пере-

ходногфхфоцесса.

При анализе управляе

мого движения самолета

качество переходного про- исходное

цесса часто характеризу- значение

ют величиной относитель

ного заброса перегрузки

Д П за б /Л % с т ИЛИ угловой

СКОрОСТИ Д сОзаб/^усТ)

также временем срабаты

вания в течение кото

рого при ступенчатом

(резком) отклонении руля

в первый раз достигается

значение перегрузки % ст

или угловой скорости

параметра

Рис. 4. 5. Возмущенное движение самолета

после ступенчатого (резкого) отклонения

руля:

1—изменение параметра, характеризующего дви

жение самолета, например перегрузки (Пу или пг),

(О

уст

, соответствующее но-

угловой скорости (со.

2—руль

и со^.) и т. п.;

вому балансировочному

положению руля в уста

новившемся полете (рис. 4.5 ). В этом случае статические характе

ристики управляемости не дают правильного представления о том,

как изменяются усилия на рычагах управления и как перемещают

ся рычаги в процессе неустановившегося движения самолета при

выполнении летчиком произвольного маневра. Например, при рав

ных по величине усилиях на ручке управления (Рв) в исходном

(прямолинейном) и конечном (после завершения маневра) криво

линейном установившемся полете с одной и той же скоростью по

казатель статической управляемости Рп равен нулю, так как рас

считывается он по следующей формуле:

рп.

Апи

Пуг

"уу

147

Однако равенство нулю показателя Рп (а также и Xй) еще не

означает, что при выполнении самого маневра для изменения нор*

мальной перегрузки самолета летчику не потребуется приклады

вать к ручке управления значительных усилий и отклонять ручку

управления в ту или иную сторону от исходного положения. По

этому для количественной оценки продольной управляемости само

лета в данном случае необходимо знать также и характеристики

самого переходного процесса, например, время срабатывания и

. . _ АЛзяа

относительный заброс перегрузки Ап3=

-----

2 .

ДЛуст

При летных испытаниях самолетов в качестве показателей ди

намической управляемости самолета иногда принимают коэффи

циенты динамического увеличения (КР и Хх) соответствующих ста

тических характеристик управляемости и фазовое запаздывание

Фр и фх ответной реакции самолета на действия летчика (Р, х)*.

В основу подобной системы показателей динамической управ

ляемости %Р и Кх (коэффициентов динамического увеличения соот

ветствующих характеристик статической управляемости самолета)

положен следующий простой принцип:

Коэффициент дина

мического увеличе

ния

Величина показателя управляемости, свя

зывающего действия летчика с ответной

реакцией самолета, при вынужденных коле

баниях

Величина соответствующего показателя

статической управляемости

Коэффициенты Хр и Кх позволяют судить о степени относитель

ного изменения характеристик продольной, путевой и поперечной

управляемости самолета при выполнении реального маневра по

сравнению с их величиной в «статических» условиях, например

в случае очень медленного перехода самолета с постоянной угло

вой скоростью от исходного установившегося режима полета к ко

нечному также установившемуся режиму (при 1/=соп51:).

Не менее важной характеристикой динамической управляемо

сти самолета является и величина фазового запаздывания фр и фх

реакции самолета на действия летчика :

Фазовое

запаздывание

Величина запаздывания реакции самолета

по времени (например, перегрузки по отно

шению к прикладываемому к ручке уп рав

ления усилию летчика и т. п.)

Период вынужденных колебаний самолета

(тв).

* Г. С. Калачев, Показатели - маневренности, управляемости и устойчи

вости самолетов, Оборонгиз, 1958.

148