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

Подождите немного. Документ загружается.

При определении статических характеристик устойчивости и

управляемости самолета могут быть применены два принципиально

различных метода, в основу которых положены различные виды

маневров:

1. Непосредственная регистрация бортовой аппаратурой в уста

новившемся полете величины усилий летчика, положения ручки

управления (штурвала) и педалей, а также балансировочных углов

Р и с . 6.1. Основные виды маневров при определении

динамических характеристик устойчивости и управляе

мости самолета:

а—импульс рулей; б—ступенчатое отклонение руля («дача»);

в—вынужденные колебания

значениях параметра, определяющего тот или иной вид продоль

ного или бокового движения самолета.

Типовыми маневрами для этого случая являются:

— прямолинейный установившийся полет с различной ско

ростью (от 1,1 Ушщ до Ушах ) вблизи заданной высоты поочередно

при максимальной и минимальной тяге двигателя. В летной прак

тике этот наиболее старый метод проведения эксперимента полу

чил название «зубцов»;

—- установившиеся скольжения с различным углом крена (как

вправо, так и влево) при постоянной заданной скорости полета на

Исходные условия:

Н=соп$1; Лисоп$1; К*соп$1; л т *соп$1; Бруд=соп§1

6 )

I сек I сек 1 сек

1сек

пУ

\ л л л л л л л / \ л /

X ч/Ч/\У \/\/\/\Х \/\/\/У дэн

шх

ЛЛДЛМЛДДУ'

г" ■- ■

В)

1сек

I сек

отклонения рулей при различных, но постоянных в момент записи,

219

заданной средней высоте и постоянном режиме работы двигателя

(^руд = соп5{);

— фиксация исходного установившегося режима полета в те

чение 3—5 сек и последующее энергичное отклонение руля высот,

руля направления или элеронов на постоянный угол на 3—6 сек при

сохранении двух других рулей в исходном положении (дача руля).

2. Регистрация бортовой аппаратурой неустановившегося дви

жения самолета, в процессе которого летчик плавно меняет один

из исследуемых параметров с последующим введением при обра

ботке полетного материала соответствующих поправок на неста-

ционарность.

Типовыми маневрами для этого случая являются:

— разгоны и торможения самолета в горизонтальном полете на

заданной высоте соответственно при максимальной и минималь

ной тяге двигателя;.

— скольжения с плавно меняющимся углом крена при постоян

ной скорости полета и заданном режиме работы двигателя;

— виражи-спирали с плавно нарастающей перегрузкой от

пу= 1 до пу доп при постоянных заданных значениях скорости по

лета (числа М) и заданном режиме работы двигателя.

Действия летчика и характер изменения основных параметров

движения самолета при выполнении этих маневров показаны схе

матически на рис. 6. 2. Подобный эксперимент проводится на не

скольких высотах и охватывает полный диапазон эксплуатацион

ных скоростей полета, чисел М и углов атаки, а также и все воз

можные варианты конфигурации самолета (полетную, взлетно-

посадочную и т. п.). Продольное движение самолета обычно реги

стрируют при двух-трех центровках (хт)у боковое — при одной.

Первый метод, несмотря на кажущуюся простоту обработки

полетных записей *, обладает существенными недостатками, основ

ными из которых являются:

— трудоемкость летного эксперимента и большая затрата по

летного времени (для получения каждой балансировочной кривой

летчику необходимо выполнить не менее 5—6 установившихся

режимов);

— погрешности при обработке записей, обусловленные непо

стоянством веса С и центровки хт самолета (меняются вследствие

выгорания топлива), а такж е неточностью выдерживания летчиком

как средней высоты полета, вблизи которой должны производиться

измерения на всех «зубцах», так и тяги двигателя (точки бРУД —

положения РУД — рычага управления двигателем) для каждого

режима, а при выполнении установившихся скольжений с различ

ными кренами, кроме того, и скорости полета.

* При обработке установившихся режимов не требуется строгая синхрониза

ция по времени всех произведенных в полете измерений и расшифровка полетных

записей по времени, достаточно замерить средние величины для всего режима

(«зубца», «площадки», «скольжения»).

220

Поэтому для повышения точности эксперимента следовало бы

все экспериментальные точки приводить к условиям полета, соот

ветствующим 0 = сопз1; жт = сопз1; У=сопз1; 6РУД = сопз1: и т. п.

Н ,

ср

(Д. *в А

----

7Г~Г а*Г

- - - - -

(У,М)

соп$\

йруД /(Рэ>хэЛэ)

а)

/(М,К?Руд)

Нср*ат<Л.

~ ~ ~

У,Р,пг)

,(Ръ,*ъ\)

ЧР3, Х3. ®э)

г)

Ж ^ С р Л у д )

(у ,М 2)

(Яэ, *э, вэ)

^М.У^ср, 5руд)

{сек

М= С0П5*; К* С<т$*; Нсп* С0П$1

_____

______

* Ч*-

0в,-*в1^в) *Н

е)

(МХНср,*руд)

1; сек

X сек

(/>н,*нЛ) *«мг

ж)

Р и с . 6.2. Основные виды маневров при определении стати

ческих характеристик устойчивости и управляемости самолета:

а—-«зубцы»; б—установившиеся скольжения в прямолинейном полете

вправо а влево; в—«дачи» руля высоты и элеронов; г—разгон и тормо

жение; Ъ—скольжения с плавно меняющимся углом крена; е—вираж-

спираль с плавно нарастающей перегрузкой; ж— «дача» руля направ

ления

Второй метод более прост в отношении техники пилотирования

самолета, существенно сокращает потребное для эксперимента

полетное время, допускает совмещение (комплексирование) не

скольких полетных заданий, позволяет получить балансировочные

221

кривые не для осредненных значений полетного веса, центровки,

скорости и высоты, а при условиях, практически постоянных для

всех экспериментальных точек на балансировочной кривой. Нако

нец, этот метод позволяет получить более полный материал для

качественной оценки и количественного анализа устойчивости и

управляемости испытываемого самолета. Однако первичная обра

ботка записей неустановившегося движения самолета обычно ока

зывается более трудоемкой, так как при этом необходимы тщатель

ная синхронизация по времени всех регистрируемых в полете пара

метров, предварительная оценка погрешностей, вносимых нестацио-

нарностью, и учет поправок при построении балансировочных кри

вых (если поправки оказываются значительными).

В летной практике применяются оба метода. Методом устано

вившихся режимов чаще пользуются при летных испытаниях тяж е

лых нескоростных самолетов. Второй метод определения характе

ристик устойчивости и управляемости самолета широко приме

няется при летных испытаниях скоростных самолетов, а также и

многих нескоростных самолетов.

Полетные записи движения самолета при выполнении летчи

ком типовых маневров являются исходным материалом для полу

чения динамических характеристик и балансировочных кривых

испытываемого самолета. Балансировочные кривые вида пред

ставленных на рис. 4.9 и 4.14 необходимы для количественной

оценки статической устойчивости и управляемости самолета. По

добные кривые показывают, как меняются балансировочные углы

отклонения рулей (и соответственно положения ручки управления

и педалей, а также усилия на них) при различных установившихся

режимах полета в зависимости от изменения одного из парамет

ров, определяющих этот режим. Такими параметрами могут быть,

например, скорость полета V, число М, коэффициент подъемной

силы су самолета и перегрузка пу, углы атаки а и скольжения

угол крена у и т. п.

Остальные факторы, влияющие на балансировку самолета, его

устойчивость и управляемость, сохраняются при этом неизмен

ными. К ним относятся центровка самолета (хт = сопз\)у режим ра

боты двигателей (бРУД =соп$1, пдв = соп51), режим работы включен

ной в систему управления автоматики (автопилота, демпфера,

АРУ), положения триммирующих устройств в системе управления

(например, аэродинамических триммеров, т = соп$1), посадочных

щитков (6щ = соп51), шасси, воздушных тормозов ( б в.т = соп51), на

ружных подвесок и т. п.

К параметрам движения самолета, хорошо контролируемым

летчиком, относятся скорость полета, перегрузки, углы крена и тан

гажа, а также угловые скорости и ускорения. Поэтому при обра

ботке материалов летных испытаний в качестве параметров, опре

деляющих режим полета, принимают:

а) для продольного движения самолета — скорость и число Мг

нормальную перегрузку пу\

22 2

б) для бокового движения самолета — боковую перегрузку д2,

угол крена у и угловые скорости крена и рыскания со* и щ.

Испытаниям самолета «а устойчивость и управляемость пред

шествуют полеты по менее сложным заданиям, не связанным с вы

ходом на крайние режимы. При таких полетах, необходимых также

и для приобретения летчиком некоторого опыта и уверенности,

проверяется надежность работы всех самолетных систем и сило

вой установки, производится тарировка приемника воздушного д ав

ления для определения аэродинамических поправок. Испытания

на устойчивость и управляемость обычно начинают с подбора наи

лучшего режима балансировки аэродинамическим триммером

(триммирующим устройством) и оценки поведения самолета на

средних высотах и при средних эксплуатационных центровках.

При испытаниях определяются такж е минимальные скорости

и оценивается поведение самолета на малых скоростях и при сва

ливании. Исследование поведения самолета на критических углах

атаки и при сваливании иногда совмещают с испытаниями само

лета на штопор (см. стр. 284). Если программа летных испытаний

не предусматривает доведение самолета до сваливания (выхода

на су Свал ), то эксперимент может проводиться и без предваритель

ных испытаний самолета на сваливание и штопор. Однако в этом

случае предельные допустимые значения коэффициента подъемной

силы (Судоп) должны быть строго регламентированы такой вели

чиной угла атаки (меньшей критического), на котором появляются

только первые признаки выхода самолета на большие углы атаки.

Такими признаками могут быть, например, предупредительная

тряска конструкции, некоторое снижение эффективности рулей,

легкая тенденция к кабрированию или другие достаточно заметные

явления, указывающие на ухудшение устойчивости и управляемо

сти самолета.

В ходе летных испытаний самолета на устойчивость и управляе

мость постепенно расширяется диапазон скоростей, высот, углов

атаки и полетных центровок самолета. Д алее исследуется поведе

ние самолета на предельных режимах при больших числах М по

лета, больших скоростных напорах (больших УПр) и на больших

высотах прй резких перекладываниях руля направления, элеронов

и создании перегрузки. Затем, если это предусматривается про

граммой испытаний, определяются характеристики продольной

устойчивости и управляемости при передних и задних центровках

самолета на одной-двух высотах. После завершения этого этапа

испытаний определяются характеристики боковой устойчивости и

управляемости- и характеристики устойчивости и управляемости

с различными вариантами внешних подвесок.

Характеристики устойчивости и управляемости определяются

как в специальных полетах, так и в полетах, выполняемых по дру

гим заданиям. Например, в полетах на определение характери

стик маневренности (разгоны и торможения) могут быть получены

балансировочные кривые самолета при пу— 1. В полетах на оценку

223

эффективности работы воздушных тормозов получают данные

о влиянии их на продольную балансировку самолета и величину

усилий на ручке управления. В полетах на проверку общей проч

ности конструкции оценивается поведение самолета на больших

углах атаки в криволинейном полете с максимально допустимой

в эксплуатации перегрузкой. При проверке местной прочности кон

струкции оценивают поведение самолета и условия пилотирования

его при больших приборных скоростях (больших скоростных на

порах <7).

Описанный выше порядок проведения полетов отнюдь не яв

ляется единственно возможным и его скорее следует рассматри

вать лишь как некоторую иллюстрацию. В каждом отдельном слу

чае в зависимости от частных особенностей самолета и поставлен

ной задачи он может быть изменен.

Кроме количественных измерений, по результатам проведен

ных полетов, а такж е на основании специально выполненных обле

тов летчик дает качественную оценку устойчивости и управляемо

сти самолета. В своем отзыве он отмечает основные достоинства

и недостатки самолета, существенные как с точки зрения безопас

ности летной эксплуатации (доступности самолета летчику средней

квалификации), так и эффективности использования самолета лет

чиком по прямому назначению в простых и сложных условиях

полета.

6.2. МЕТОДЫ ОБРАБОТКИ

ЭКСПЕРИМЕНТАЛЬНОГО МАТЕРИАЛА

Определение динамических характеристик

устойчивости и управляемости

Записи свободных колебаний самолета после импульса соответ

ствующим рулем и переходного процесса при ступенчатом откло

нении ручки управления или педалей позволяют определить основ

ные характеристики динамической устойчивости и управляемости

самолета в продольном и боковом движении. Если указанные за

писи произвести на двух-трех высотах при нескольких значениях

числа М, охватывающих весь диапазон эксплуатационных скоро

стей и высот полета, то по результатам обработки можно составить

достаточно полное представление о динамических свойствах

и управляемости самолета. Выполняя «импульсы» и дачи при двух

трех центровках (#т), можно также оценить и степень влияния про

дольной и путевой статической устойчивости на характер возму

щенного движения самолета. Для количественной оценки влияния

фиксации рулей на динамическую устойчивость самолета свобод

ные колебания должны быть зарегистрированы как при фиксиро-

ванном, так и при освобожденном после «импульса» управлении

самолета. Последовательность дальнейшей обработки полетных

записей схематически представлена на рис. 6.3.

224

/Ч-Н7*! (Яу,ш2)

2А(? У 'Г Ш ) 1>т

О Тсек

л ^ 7*1

*в

Исходные услобия.

М=соп5*

Я = соп$*

6руД = СОП51

л т = С0П.51

О (Ръ, хъ, » Фет) ^

Т ^^Шу) л -7

7* (^СОу^+Г

^(РхЧ (Рн>хн,$н)

Шу,х)*( ^Шу) ^+у щ

Продольное дбижение

Т ~ ► Т^ЩН'Пу)

2А+

шж = у т -+ > тт = ^ м Л ‘ЛУ>

оЛ-1+т

*8 -■ ►*в= 4 ( а д

бокоЬое дВижение

Т --* - г - / ; ( а д

^ *=ЙН —

\^Ш у/^вСОт15г *

^пгъгъ _ . _ , , , ,

^ пгзаБ“ д п Дпгзаь ^ ’

и/4,гср 3

Рис. 6.3. Последовательность обработки полетных записей при определении динамических харак

теристик устойчивости и управляемости самолета

Непосредственно по записям продольных и боковых свободных

колебаний самолета определяются:

1) величина периода Т свободных колебаний, т. е. время, в те

чение которого завершается полный цикл изменения одного из па

раметров, определяющих продольное или боковое движение само

лета при колебаниях (пу, со2, а, сох, соу, пг, р и т. п.);

2) степень уменьшения амплитуды А% колебаний за период

т^ = ~ Г — \ (6.1)

3) величина относительного заброса параметра, определяющего

движение самолета при ступенчатом отклонении руля, и время сра

батывания

ЛЛзаб .

заб "

^^уСТ

Дл

г заб

“ ^2 А»

■г заб .

ЛЛгср

(6. 2)

где Д

п 3аб

и Д/г23аб— абсолютная величина заброса соответственно

нормальной и боковой перегрузок при откло

нении ручки управления и педали;

Дяуст и д

гср— изменение величины нормальной и боковой

перегрузки вследствие перехода на новый ре

жим балансировки, заданный ступенчатым

отклонением руля;

— момент времени, соответствующий достиже

нию перегрузки пуст после ступенчатого (рез

кого) отклонения руля (см. рис. 6.3);

— фактическое время в момент отклонения руля

(см. рис. 6.3);

4) соотношение амплитуд угловых скоростей крена и рыскания

при боковых колебаниях самолета:

4»

(6.3)

По результатам обработки полетного материала строятся зави

симости типа изображенных на рис. 5.7. Эти зависимости дают

представление об изменении динамических характеристик, устой

чивости и управляемости самолета по высоте и числу М.

Коэффициенты %Р и Хх, характеризующие отношение величины

изменения соответствующего параметра движения самолета в ста

тических условиях к величине его изменения в динамических усло

виях при одной и той же величине изменения усилия на рычаге

управления или его отклонения, и фазовое запаздывание реакции

самолета на действия летчика определяют при проведении более

226

широких исследований. При этом коэффициенты КР и %х опреде

ляют по результатам обработки записей вынужденных колебаний

самолета. Д ля случая продольного криволинейного движения при

неизменной скорости полета

х а~

— пУ

Рп ~ рп » '•X11 х п

где со — частота вынужденных колебаний самолета.

Величина фазового запаздывания реакции самолета на дейст

вия летчика рассчитывается ори этом по формуле

= 57,3

Та

2тг,

(6.4)

где индексом «л» обозначен параметр, характеризующий действия

летчика (Р, х9 б), а индексом «с» — параметр, характеризующий

реакцию самолета;

Тв= — — период вынужденных колебаний самолета;

(д)

Д^зап— величина запаздывания ответной реакции самолета по

времени.

Определение статических характеристик

продольной устойчивости и управляемости

Балансировочные кривые (рис. 6.4 и 6.5), полученные путем

первичной обработки записей разгонов и торможений самолета

Х ъ см

.срп-ФстА

Игр

г сек

# -

%кГ[

А1К..---Т . I п

-1Г' У 1 /

I ~

Р ХЭ$Э’Рз

^ _кгГ Ь. 1 _ __

” 2X1

--------

#=с<т$1; Пу*1\ п ъ^ 0

5ст =со п$ 1; гв- с о и $ 1

М У км/час

о -

полная тя га двигателя

* -

минимальная т яг а

М У км/час

Тсек

Рис. 6. 4. Последовательность обработки полетных записей при по

строении балансировочных кривых самолета (прямолинейный гори

зонтальный полет без скольжения)

при пу= 1 (или зубцов), а также спиралей с плавно нарастающей

перегрузкой от пу—\ до пУДОп при М = сопз1. (либо продольных дач

227

ручки управления), служат исходным материалом для определения

статических характеристик продольной устойчивости и управляе

мости самолета.

Для определения характеристик устойчивости и управляемости

по скорости при пу= 1 необходимо иметь балансировочные кривые

вида (см. рис. 6. 4)

х в= /( М , V); с?ст) 8В = /,(М , V) и Р „ = / 8(М, V),

полученные при следующих условиях:

Пу— 1, /У = сопз1, х т = сопз1;,

§руД = СОП5{, &щ=сопз1, тв —сопзГ.

Рис. 6.5. Последовательность обработки полетных записей при

построении балансировочных кривых самолета (криволинейный

полет без скольжения при М = сопз1)

Для определения характеристик устойчивости и управляемо

сти по перегрузке при М = сопз1: необходимо иметь балансировоч

ные кривые вида (см. рис. 6. 5)

х ъ = / ( п у

и л и

Су)\

<рст>

Ьв = / Л п у

и л и

Су)

Р в

= > / 2

(п у

И Л И

Су),

полученные при условии

М -=001131, Х т = С0П81, /У = соп§1,

^ру д — С0П8*> йщ ~ = сопз{, т в ^ с о п з 1 .

* Здесь бруд — положение рычага управления двигателем;

бщ — положение посадочных закрылков (щитков);

тв — положение аэродинамического триммера руля высоты (трим-

мирующего устройства в продольном управлении).

228