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

Подождите немного. Документ загружается.

В процессе проведения испытаний на каждый полет состав

ляется полетный лист, содержащий конкретные задачи, которые

ставятся перед летчиком. В полетном листе указываются приборы,

необходимые для проведения испытания, и содержатся методиче

ские указания по проведению полета.

На первом этапе испытаний обычно* производится предваритель

ная оценка характеристик и летных данных самолета. На этом

этапе экипажем осваивается самолет, изучаются его особенности*

выявляются и устраняются различные дефекты, мешающие нор

мальному выполнению полетов, проводятся доводочные работы,

необходимые для обеспечения как безопасности полетов, так и со

ответствия основных характеристик испытываемого самолета тех

ническому заданию.

На втором этапе после окончательной регулировки агрегатов,

работа которых влияет на летные характеристики, определяются

в необходимом объеме все основные летно-технические данные,

а такж е характеристики устойчивости, управляемости и маневрен

ности самолета.

Основным и наиболее важным требованием при проведении лет

ных испытаний является соблюдение принципа постепенного пере

хода от простого задания к сложному и последовательного обсле

дования летных и других возможностей самолета, особенно в диа

пазоне околозвуковых и больших сверхзвуковых скоростей полета,

вблизи предельных углов атаки, а та^ж е скоростей и высот, на ко

торых полет производится впервые. Только постепенно расши

ряются диапазоны обследуемых в полете скоростей, высот, чисел М

и углов атаки-. Перегрузки (постепенно доводятся до максимальных

эксплуатационных, а скорость V и число М до наибольших значе

ний, установленных Генеральным конструктором.

1.3. ОБОРУДОВАНИЕ САМОЛЕТА

КОНТРОЛЬНО-ЗАПИСЫВАЮЩЕЙ АППАРАТУРОЙ

Оборудование самолета аппаратурой начинается с разработки

основной технической документации: электрических схем (силовой

и измерительной), схемы размещения аппаратуры и установочных

чертежей.

Управление аппаратурой обычно осуществляется дистанционно,

при помощи специального переключателя, установленного в кабине

летчика или экспериментатора. На тяжелых самолетах нередко

применяются специальные щитки экспериментатора, позволяющие

при необходимости включать или выключать отдельные группы при

боров и обеспечивающие набор различных программ регистрации,

При разработке схемы размещения аппаратуры стремятся мак

симально сократить длину проводок от места измерения до датчика

и от датчика до регистратора.

Излишне длинные коммуникации, как правило, приводят

к уменьшению точности работы аппаратуры. Например, с увеличе

нием длины проводки к приборам, измеряющим давление, возра

стает запаздывание в показаниях при быстро меняющихся во вре

мени процессах, т. е. завышаются или занижаются высота полета,

число М, скорость, давление.

Для уменьшения погрешностей многие приборы при установке

необходимо ориентировать строго по осям самолета (например,

приборы, регистрирующие проекции перегрузки, угловые скорости,

углы наклона самолета относительно горизонта и т. п.).

Приборы для измерения перегрузок регистрируют их непосред

ственно в месте установки, и поэтому должны находиться как

можно ближе к центру тяжести самолета.

В настоящее время измеряемые параметры, как правило, реги

стрируются комбинированными оптическими самописцами, осцил

лографами, магнитными самописцами и радиотелеметрическими

станциями (РТС).

Измеряемые параметры преобразуются в ток или напряжение'

специальными датчиками. При испытаниях обычно регистрируется

большое число параметров (скорость, барометрическая высота,

отклонение рулей, перегрузки, угловые скорости, усилия на ручке

или штурвале и педалях, обороты двигателя, расход горючего,

углы атаки и скольжения, углы тангажа, крена и курса, давление

и температура в различных точках самолета и двигателя, темпера

тура наружного воздуха, деформации конструкции, амплитуда

и частота вибраций, ток и напряжение в автоматических и полу

автоматических системах и т. п.).

При выборе аппаратуры необходимо знать пределы изменения

измеряемых параметров на земле и в полетё, а также точность за

мера. Следует обязательно ознакомиться с характеристиками

аппаратуры и техническими требованиями к ее установке и эксплу

атации, выяснить возможные варианты размещения аппаратуры

на самолете и с учетом технических требований к ее установке

выбрать оптимальный вариант. Диапазон работы датчика прини

мают примерно на 10— 15% большим предполагаемого диапазона

изменения измеряемого параметра. Если диапазон измеряемой

величины на нерегистрируемых "режимах значительно больше, чем

на регистрируемых, то используют датчики с упором, допускающие

их перегрузку. Наиболее ответственные измерения необходимо дуб

лировать двумя различными регистраторами.

Чтобы не возникали промахи при обработке полетных записей,

до и после каждого полета на земле производятся контрольные

включения самописцев. Такие контрольные отметки, называемые

контрольными точками, обязательно получают на регистраторах

скорости, высоты, углов отклонения рулей, перегрузки и т. д. По

полученным подобным образом контрольным точкам осуществ

ляется текущее наблюдение за состоянием тарировочных графиков

й шаблонов. Если в качестве регистратора используется радиоте-

леметрическая аппаратура, то контрольные точки регистрируются

непосредственно с датчика или согласующего устройства путем

измерения величины напряжения или относительного напряжения,

пропорционального измеряемой величине.

При снятии контрольных точек с датчика или самописца скоро

сти давление подают в динамическую камеру ПВД (приемника воз

душного давления), а величину давления измеряют по указателю

скорости летчика или контрольному прибору. Обычно регистрируют

3—5 точек на рабочем диапазоне прибора. Герметичность системы

проверяют в течение 3 мин при максимальном рабочем давлении.

На герметичность проверяется также и статическая система ПВД

при давлении в ней, меньшем атмосферного на 5— 10 мм рт. ст.

Герметичность статической системы также проверяется в течение

3 мин. В начале и в конце проверки записываются показания дат

чиков при помощи регистраторов. Системы должны быть герме

тичны.

Контрольной точкой для регистратора барометрической высоты

является запись барометрического давления у земли. Величину

барометрического давления следует брать в контрольной лабора

тории или на метеорологической станции. В величину барометриче

ского давления должны быть внесены все необходимые поправки.

Расхождение между барометрическими высотами, полученными

по записи прибора и по давлению, не должно превышать предель

ной погрешности прибора.

Правильность работы приборов, контролирующих угловое поло

жение рулей, во многих случаях достаточно проверить по нейтраль

ному и крайним положениям рулей.

Д ля контроля работы приборов, регистрирующих перегрузки,

обычно бывает достаточно произвести записи нулевых значений при

стоянке самолета. При этом необходимо измерять углы наклона

датчиков перегрузки относительно горизонта.

Углы наклона, образованные осями датчика перегрузок (или

самописца перегрузок) с горизонтом, определяют величину пере

грузки, зарегистрированную прибором при стоянке самолета. Для

горизонтальных компонентов величина перегрузки

Пх —

51П (XI И

п 2 =

— 51Паь

где а! — угол наклона, образованный соответствующей осью при

бора с горизонтом.

Для вертикального компонента

Пу —

СОЗ (Х2,

где а 2 — угол наклона, образованный основанием прибора с гори

зонтом.

В процессе наземной подготовки контрольно-записывающей

аппаратуры получают также исходные данные для оценки попра

вок, вносимых:

— запаздыванием передачи статического давления от прием

ника (ПВД) в корпусы регистраторов давления, скорости и чи

сла М;

— установкой датчиков (самописцев) перегрузок не в центре

гяжести самолета;

— несоответствием плеча и веса динамометрической ручки уп

равления, устанавливаемой взамен самолетной при летных испыта

ниях для измерения усилий летчика;

— упругими деформациями проводки управления в случае

установки датчиков на некотором расстоянии от руля, отклонение

которого должно регистрироваться в полете *.

Поправки, обусловленные запаздыванием передачи статиче

ского давления от ПВД в корпусы регистраторов, возрастают при

увеличении общего количества подключенной к системе аппара

туры, внутренних объемов статических камер каждого прибора,

протяженности и уменьшении проходного сечения воздушной про

водки, а также и при более быстром изменении во времени высоты

полета (давления). С повышением высоты полета величина попра

вок возрастает. Методика учета поправок на запаздывание дана

в гл. II (см. стр. 55).

При значительных угловых скоростях крена, рыскания и тан

гаж а и больших угловых ускорениях в полетные записи перегрузок

приходится вводить поправки, учитывающие погрешности, вносимые

установкой самописцев (датчиков) на некотором плече Хо, Уо, г0

от центра тяжести самолета:

‘'У пр

пр

+ ДЯ-ЛГ»

+ кПу

(1. 1)

тьг тьг Пр А

где п

X пр

У пр *

гпр — полетные значения продольной, нормальной

1 и боковой перегрузок самолета, региструе-

мые прибором;

длхв Дпуу дл* —поправки, определяемые'из следующих вы

ражений:

Д/г,

Д Пг

0,102 [(

2 I

(иу “Ь (

I Л<лг

■«).

с1и>;

(И

+ ‘

- з д - * м +

I) Уо — шУшг*0 ~ <»хШУХ0 ~

а<д'х „ 1 .

й1 а

■ 0,102 [(<о2 + ) г0 — ч>хшгх 0

■шУшгУо +

Ли>и

ач>.

<и а

г/о].

(1. 2)

)

* Необходимость введения указанных поправок вызывается тем, что рас-

шифровка полетных записей производится по тарировкам, полученным на земле

при ненагруженной аэродинамическими силами и, следовательно, недеформиро-

ванной проводке управления (на самолетах без бустеров).

где

^ X

<Ыу_

аь

(о^, — регистрируемые в полете проекции угловой ско

рости на оси самолета, соответственно угловые

скорости крена, рыскания и тангажа;

проекции углового ускорения самолета на оси

х , г, определяемые графическим дифферен

цированием полетных записей угловых скоростей

крена, рыскания и тангажа.

<а

Рис. 1.1. Схема действия усилий, прикладываемых летчи

ком к самолетной и динамометрической ручке управления

Поправки к записям динамометрической ручки (ДР) учиты

ваются по следующим формулам:

Рвпр- Пус пр^ зш

(1.3)

д Р э ж р э п р _ пи0 пр р з 1 п (уп - § ; ) ,

Г\ э

где и /?э— соответственно плечи самолетного рычага

управления продольным и поперечным движе

нием самолета (расстояние от осей вращения

рычага управления до точки приложения

к нему усилия летчика);

Рв пр и Я — регистрируемые в полете усилия на ручке

управления;

Опр— вес динамометрического прибора с системой

крепления его к самолетному рычагу управле

ния (если при установке динамометрического,

прибора снимается верхняя часть самолетной

ручки управления, то ее вес вычитается из ука

занного выше веса динамометрического при

бора) ;

^?вь ^?Э1 и ^э2— расстояния от осей вращения ручки управле

ния при ее продольном и поперечном переме

щениях соответственно до центра тяжести

динамометрического прибора с креплением и

до точки приложения к динамометрическому

прибору усилий летчика;

и уп— углы (см. рис. 1. 1), определяемые расчетом:

1 ё К = ^ и

Пу Пу

Ъв и — угловые положения рычага управления с ди

намометрическим прибором, показанные на

рис. 1. 1.

Для введения в полетные записи углов отклонения рулей попра

вок, вносимых упругими деформациями проводки управления,

используются тарировочные графики

Д 8 в . Уп Р = / ( р в ) ; Д 8 э . у п р = / ( Р Э)

Л&„.упр = /(Я Н),

где Д8в.упр, Д&э.Упр> А^н.упр— поправки, вносимые в результаты рас

шифровки полетных записей упругими

деформациями проводки управления

рулем при нагружении усилием Р в, Рэ

и Ри (приведенным к рычагу управ

ления соответствующим рулем);

Лл Р*— усилия, прикладываемые летчиком к

рычагам управления.

Эти зависимости обычно получают одновременно с определе

нием характеристик упругости системы управления (см. ниже

стр. 24). Учет поправок производится по формулам

5н=^в.пр + ДЛз.упР;

(1.4)

8э — 8э.пр + Д 8э .у Пр,

= ^н.пр + Д^н.упр,

где &в, 0Э, 8Н— действительные величины углов отклонения руля

высоты, элеронов и руля направления в полете;

^в.пр» ^э.пР> ^н.пр— углы отклонения руля высоты, элеронов и руля

направления, полученные при расшифровке по

летных записей с использованием тарировок, сня

тых на земле при ненагруженной проводке управ

ления.

1.4. НИВЕЛИРОВКА, ОБМЕР, ВЗВЕШИВАНИЕ.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ПОЛОЖЕНИЯ ЦЕНТРА ТЯЖЕСТИ

САМОЛЕТА И ЕГО МОМЕНТОВ ИНЕРЦИИ

Нивелировку и обмер самолета производят для проверки пра

вильности его сборки и уточнения как фактических регулировоч

ных данных, так и основных геометрических размеров самолета.

Основными измерительными инструментами при этом являются:

нивелир, отвесы, рулетка и металлическая линейка. Работы выпол

няются в закрытом (помещении, с ровным полом, на самолете, уста

новленном в линию полета без крена. Последнее осуществляется

при помощи нивелира по специальным отметкам (так называемым

реперным точкам) на фюзеляже и крыле. Инструкции по преведе-

нию указанных работ и нивелировочная схема прикладываются

заводом-изготовителем к формуляру самолета.

В некоторых случаях при определении геометрических разме

ров самолета производится также и контрольная обкатка крыла

в нескольких симметричных сечениях по размаху для уточнения

формы профилей (дужек) и сравнения их с теоретическими.

Результаты нивелировки самолета и измерений основных его

линейных размеров, а также последующего расчета (планиметри

рования) площадей крыла, вертикального и горизонтального опере

ния, рулей, боковой поверхности фюзеляжа, воздушных тормозов

и закрылков оформляют в виде специального акта.

Взвешивание и определение положения центра тяжести произ

водят для установления точного веса и центровки самолета при

летных испытаниях.

В ходе подготовки самолета к первому вылету обычно опреде

ляются:

— положения центра тяжести самолета при нормальном ва

рианте его загрузки с полностью заправленными топливными ба

ками, а такж е пустого самолета с несъемным оборудованием;

— фактическая зависимость изменения положения центра тя

жести самолета в полете от выработки топлива из баков.

При проведении этих работ составляется специальный протокол

взвешивания.

Метод определения центра тяжести самолета базируется на из

вестном из механики положении, что центр тяжести твердого тела

является той точкой, через которую всегда проходит равнодейст

вующая сил тяжести, независимо от ориентации тела в простран

стве, а само направление равнодействующей при этом совпадает

с земной вертикалью. Это обстоятельство дает возможность найти

центр тяжести путем взвешивания самолета на специальных двух

платформенных весах при двух-трех положениях его относительно

земной вертикали для каждого варианта загрузки. Самолет при

этом должен быть установлен на весы таким образом, чтобы основ

ные колеса находились на одной платформе, а носовое (хвостовое)

колесо — на другой, отдельной платформе весов (рис. 1.2). Опре

делив направления линий действия равнодействующей сил тяжести

в связанной с самолетом координатной системе осей для каждого

его положения при взвешивании, в точке пересечения линий

находят ЦТ самолета. Д ля каждого из положений самолета взве

шиванием определяют силы, действующие на основные (Р0сн)

и переднее (хвостовое) колеса шасси. Одновременно с помощью

нивелира, отвесов, измерительной линейки и рулетки определяют

указанные на рис. 1.2, а линейные величины, как основные —

Ла, Ьв и Ь, так и контрольные — т и п. Контрольные размеры

т и п при всех положениях самолета должны сохраняться неизмен

ными.

Определение центра тяжести самолета производится путем гра

фического построения,схема которого представлена на рис. 1. 2, а*.

При построении центровочного чертежа положение центра тя

жести самолета определяется относительно средней аэродинамиче

ской хорды (САХ) крыла, а не хорды обмера АВ. Поэтому на

центровочный чертеж должна быть нанесена САХ, положение ко

торой относительно хорды обмера известно.

Обычно центровка самолета выражается относительной величи

ной координат хТ и ут центра тяжести самолета в % длины САХ:

х т= ^ 100% САХ и ~ут = Уз- 100% САХ, (1.5)

ЬА ЬА

где х т— продольная координата ЦТ самолета относительно нос

ка САХ (положительна в случае, когда ЦТ находится

позади носка САХ);

ут— нормальная координата ЦТ самолета относительно САХ

(положительна, когда ЦТ находится ниже САХ).

В некоторых случаях необходимо такж е знать боковое смеще

ние ЦТ самолета относительно плоскости симметрии самолета гт

(это существенно, например, знать для самолетов вертикального

взлета и посадки или при неодинаковом распределении грузов

вдоль правой и левой половин крыла на обычном самолете). Опре

делив путем взвешивания самолета силы, действующие на правое

* Место пересечения перпендикуляров (точка ЦТ на рис. 1.2, а) определяет

положение центра тяжести самолета. Вследствие возможных погрешностей при

проведении измерений й построения чертежа восстанавливаемые из точек Оь 0 2

и 0 3 перпендикуляры не всегда пересекаются в одной точке, а образуют иногда

небольшой треугольник. Если треугольник небольшой, то за координату ЦТ при

нимают центр тяжести получившегося тругольника.-В тех случаях, когда тре

угольник велик, следует проверить исходные данные и построение. При отсут

ствии в них ошибок необходимо повторить взвешивание самолета.

Линия

горизонт

лишни

Рис. 1.2. Схема измерений и графического

тяжести

а—в плоскости симметрии относительно САХ (я:т и */т);

и левое колеса основного шасси и замерив расстояние гт от плос

кости симметрии самолета до точек опоры правого и левого колес,

как это показано на рис. 1. 2, 6, простым построением определяют

поперечную центровку самолета

= ^ 100% САХ, (1.6)

Ьа

где гТ— боковое смещение ЦТ самолета от плоскости симметрии

(положительное, когда ЦТ самолета сдвинут в сторону

левого крыла),,

Положение ЦТ самолета с убранным шасси, а также при дру

гих вариантах загрузки самолета, учет изменения центровки при

выгорании топлива 0 Тол, обычно определяются расчетным спосо-

бом с использованием исходных результатов взвешивания самолета.

Моменты инерции самолета обычно определяются расчетным

путем относительно главных осей инерции, проходящих через его

центр тяжести (так называемых главных центральных осей инерции

б)

построения при определении координат центра

самолета:

б—относительно плоскости симметрии — г т