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

Подождите немного. Документ загружается.

Если балансировочные кривые получают путем обработки за

писей неустановившегося движения самолета (разгонов, торможе

ний и спиралей), то необходимо предварительно определить вели

чину погрешностей, связанных с нестационарностью режима и,

если они окажутся значительными, привести замеренные в полете

фактические значения хода ручки управления, усилий летчика на

ней и балансировочного угла руля высоты (<рСт или бв) к условиям

установившегося полета.

Значения хВу Рв и фст, соответствующие статическим условиям

балансировки самолета, определяют по формулам

где индексом «ф» отмечены фактические величины, замеренные

в полете; Д хв .н е ст, А Р в.нест и Л ф в .нест — соответствующие поправки

на нестационарность режима.

Формулы для расчета таких поправок на нестационарность ре

жима можно получить, отправляясь от уравнения равновесия мо

ментов относительно поперечной оси самолета:

Если рассматривать при этом только плавные маневры, то при

расчете усилий на ручке управления и ее отклонений можно пре

небречь слагаемыми, связанными с первой и второй производными

по времени от скорости полета

В этом случае получают приближенные выражения, характе

ризующие изменение балансировочного угла отклонения руля вы

соты Абв, перемещение ручки управления

Ахв и изменение усилий

на ней ДРв, обусловленные нестационарностью режима и отклоне

нием самолета от заданных условий балансировки*:

* Подробный вывод этих выражений имеется в следующих работах:

И. В. Остославский и Г. С. Калачев, Продольная устойчивость и

управляемость самолета, Оборонгиз, 1951, стр. 275—282.

В. С. В е д р о в и М. А. Т а й ц, Летные испытания самолетов, Оборонгиз,

1951, стр. 299.

И. В. Остославский, Аэродинамика самолета, Оборонгиз, 1957,

стр. 422—429.

Г. С. Калачев. Показатели маневренности, управляемости и устойчивости

самолетов. Оборонгиз- 1958, стр. 63—73.

* в = Ю Ф + л-*в,

^ » = (^ .) ф+ дЛ

9ст (Тст)ф

ст.нест»

(6. 5)

сИ

229

дЯ в(г) = Р л2 ^ + Р1 - ^ - + Р ^ П У+РУ А Д ^; 1

а?"2 аг К

д*в (*) = X I + Х \ + X " д л / + ХУ А Д1/;

а&

(И V

(б.б)

где Я2", Р и Р п, Р у , X I, Х пи Х п, Х у, 8"2, 8^, 8” и ^ - постоян

ные величины, в развернутом виде определяемые следующими

приближенными формулами:

Р " = _ Т2р^г11 А - ;

АЛ Г* у

Р ПХ= - ХР*т-±-(С« ^ - П ?>' - « « „ V

^ ' у \ УЬА 1

р п = р хт т г»

\ <г св

рУ ==_ р * то,

V св

О’

х \ = - х * х х^ А -

Х * = Х

х 1

\ т с/

XV = — Х хга1/=

= ^ а„

2 ’

" = - Т?Л - з г Гф ~ т7 ~ т 1

РСУ \ °А

,'«+^1)=8Ч;

■ ЪХт°\г = —

2 «/V

(6. 7)

230

В формулы (6.7) входят следующие аэродинамические и кон

структивные параметры самолета:

тА*

г св

Х хт и В*1— соответственно коэффициенты

расхода продольных усилий,

хода ручки управления и руля

высоты на центровку;

О /

т =

------

масса самолета (& =

* =9,81 м/сек2) ;

^ — Т с ~ — коэффициент относительной

А плотности самолета;

2т

масштаб времени, принятого

при приведении уравнений про

дольного движения самолета

к безразмерной форме;

г*==1 / ~ — радиус инерции самолета отно-

V т сительно поперечной оси (/* —

момент инерции самолета отно

сительно оси г) ;

^®=— ^— производная коэффициента су

да Ла подъемной силы самолета по

углу атаки;

= ( и

----

коэффициенты момента про-

' д(* 2 ' св д(*г дольного демпфирования само

лета при освобожденном (св)

и фиксированном управлении

ь,

т гсв ~ [ ~ ”-г ) и т 1 ~ --^г — производные коэффициента

гсв 1 да ! ~ да

продольного момента самолета

по безразмерной скорости из-

“ аа

менения угла атаки а = ^ ПРИ

освобожденном и фиксирован-

1~ ^ Ааа\

ном управлении 1<а = — );

алсв и °п— коэффициенты продольной ста

тической устойчивости по пере- -

грузке при освобожденном и

фиксированном управлении;

V св и ау — коэффициенты продольной ста

тической устойчивости по ско

рости при освобожденном и

фиксированном управлении.

231

Если на неустановившееся продольное движение самолета на-

дожить дополнительно условие

-----

— = —— = 0 (т. е. условие

сИ2 сИ

/гг/ = соп§1), то выражения (6.6) существенно упрощаются и прини

мают следующий вид:

При этом основные погрешности будут определяться только вели

чиной отклонения фактической перегрузки от заданной пу= 1. При

нарушении условия пу= 1 в фактические значения замеряемых

в полете величин вводятся поправки

На практике для получения балансировочных кривых оказывается

достаточным задать неустановившееся движение самолета усло

виями р = 0, пу—\ и с1пу/сН = 0. Выполнение указанных условий даже

на отдельных этапах неустановившегося движения, т. е. в отдель

ные моменты времени, обычно позволяет получать балансировоч

ные кривые Рв = / (М, У), хв= / 1(М, У), 6В = Ы М , У) непосредст

венно из полетных записей.

Техника пилотирования самолета в процессе разгона от мини

мальной скорости (У щ 1п ) ДО максимальной У ш ах и при торможе

нии его от Ут ах до Ущш значительно проще, чем выполнение уста

новившихся по скорости режимов (зубцов). Метод разгона и тор

можений, кроме того, более универсален, чем метод зубцов, так

как может быть применен для определения характеристик устой

чивости по скорости в криволинейном полете с заданной перегруз

кой пу = сопз!, а на самолетах с большой тяговооруженностью

и при условии п = ] / ^ + п2хЛ~ л^ = соп81 например, при /г =

После первичной расшифровки полетных записей дальнейшая

обработка при построении балансировочных кривых сводится к на

хождению на них таких участков, для которых удовлетворяются

условия пу= 1 и <Зпу/(Н = 0, а пг^ 0. Обрабатывая подобным обра

зом записи разгона и торможения, можно без особого труда полу

чить достаточное количество экспериментальных точек для по

строения двух балансировочных кривых, соответствующих полной

и минимальной тяге двигателя.

ь р ъ^ р ^ п у^ р у 2 - ь у - '

ЬХВ^Х "А П У + ХУ -^ А У ; .

ьУ.

(6. 8)

(6. 9)

232

Отправляясь от уравнения (6.5), можно вывести выражения и

для расчета поправок на нестационарность режима полета при

получении балансировочных кривых Рв = Цпу, Су) 9 = су) и

0в—12{пу, Су) при М = с о п 51: и з неустановившихся виражей-спира

лей. Если вираж-спираль выполняется при постоянной скорости

полета по траектории (М = сопз{), то причинами погрешности могут

быть:

1) непостоянство угла атаки и, следовательно, неравенство

(т- е - отличие угловой скорости тангажа

си

ловой скорости вращения траектории

ав

г тр

а V

Пу

от уг-

на ве-

с1а

личину — = аф О , поскольку 0 = 0 + гДе й —угол тангажа,

сИ

б —угол наклона траектории и а —угол атаки). Вследствие этого

меняется величина демпфирующего.момента самолета.

Если принять линейную зависимость момента от угловой ско

рости, то поправки на нестационарность режима по углу атаки

(а^=0 ) будут иметь следующий вид:

в + тг св

А Ри

Ах»

(при обратимой системе

управления);

1- ку (при необратимой сис

теме управления);

со „

Ь я т /л-т .

-----

-П

У'

- Ь т1г ’\- т* .

-Л « ..1- П

в V с а

йа

си

Су Г.п

С*

= ОПу_

сН

ар*

(6. 10)

-скорость изменения угла атаки;

-скорость изменения перегрузки по вре

мени;

■ характеристика загрузочного механизма

аХв необратимой системы бустерного управ

ления;

2) угловое ускорение (при с1юг1сН ф 0).

Поправки, обусловленные угловым ускорением, можно исклю

чить, если при обработке полетных записей отсчет фактических

величин Р в, *в и 6В производить только в моменты времени, когда

233

Ло2/Л = 0 (т. е. угловая скорость имеет постоянную величину

со2 = сопз1).

При обработке полетного материала, прежде чем приступать

к подсчету поправок, следует убедиться в правильности записи

аппаратурой угловой скорости тангажа и перегрузки самолета.

Для этого необходимо проверить равенство о г = о 2тр на таких ре

жимах, где /г2/ = сопз1 и с1пу]сН = 0, а следовательно, и а = 0. Затем

после первичной расшифровки полетных записей неустановившихся

виражей-спиралей находят на графиках такие участки, для кото

рых удовлетворяются условия йсог/сИ—О и М = сопз1 и учитывают

для них только погрешности, обусловливаемые неравенством

Рис. 6. 6. Последовательность обработки балансировочных

чивости и управляемости по скорости и перегрузке (для

летов принято опФоп св,

234

о)2=#=со2Тр. Обработав подобным образом полетные записи, можно

получить необходимое количество экспериментальных точек для

построения балансировочных кривых Ръ = !{пу, су), хв = !\(пу, су)

и бв=/2 [пу, су) при М = сопз1 и заданном режиме работы двигателя.

Последовательность дальнейшей обработки балансировочных

кривых для определения характеристик статической устойчивости

и управляемости по скорости и перегрузке схематически представ

лена на рис. 6. 6.

Все основные характеристики продольной управляемости по

скорости и перегрузке Р п, Хп3 Ру, Х у определяются непосредст

венной обработкой соответствующих балансировочных -кривых. При

°/ о САХ -Р пкгк

д а б г « » * * " « ** »

Диапазон

1ЦЦ0ИИЫХ

йентрсюок

• м

Х п -^-С0П51;Л=С0П5Т

•м

■м

кривых при определении статических характеристик устой-

данного самолета в отличие от многих современных само-

СгФоу св) и Р л~сопз! при М <1)

скорости определяется по балансировочной кривой Рв = 1(М, V)

при условии балансировки самолета по усилиям, т. е. при Рв = 0.

Коэффициенты статической устойчивости по скорости (а^ и

ву св) и перегрузке (вп и сгпСв), а также нейтральные центровки

самолета определяются последующей обработкой балансировоч

ных кривых (см. рис. 6.6). _

Нейтральные центровки хнУ, хн усв, х'н и я н.св, при которых

самолет теряет устойчивость по скорости и перегрузке в* полете

с фиксированным и освобожденным управлением, определяются

условием обращения в нуль коэффициентов статической устойчи

вости

Р у

этом показатель управляемости Ру= ^ (с(Рв/с(У)рв=о для каждой

0иаКсв=

-----

г = 0;

Х п л Р П г,

=0 и а„ „ = - = -= = о.

(6. 11)

& р ^т }

Так как коэффициенты расхода усилий и ручки управления на

центровку РХт и Х Хт всегда являются конечными величинами, из

выражений (6.11) следует, что условием статической нейтрально

сти самолета является обращение в нуль показателей управляе

мости:

Х у --

Х" =

1; Р у =

= - (

'ЛРЪ'

сIV

2 \

> йУ.

ах в

о*

рп _

арв

— 0

апу

- и,

йпу

Следовательно, получив из полета при двух-трех центровках

соответствующие балансировочные кривые, можно построить зави

симости вида

Р у = / { х т), Х у = М х , )

для нескольких значений У=сопз1 при Рв = 0 путем соответствую

щей обработки балансировочных кривых Р В = /(М , V) и хв =

=■/1 (М, У), а также зависимости вида

Я" = / ( * т), Х п= Л & т)

для нескольких значений У=сопз1 путем соответствующей обра

ботки балансировочных кривых Рв = 1(пу, су) и хв = }\ (пу, су).

Учитывая линейный характер изменения показателей Р у, Х уу

Рп и Хп от центровки #т, можно определить нейтральные цент

ровки самолета путем графической экстраполяции до нуля указан

ных зависимостей (второй вертикальный ряд графиков на рис. 6. 6).

Подобным образом определяются нейтральные центровки самолета

235

по скорости и перегрузке при полете с освобожденным и фиксиро

ванным управлением для всего диапазона эксплуатационных ско

ростей и высот (следующий вертикальный ряд графиков на

рис. 6.6). Для определения приведенных на рис. 6.6 кривых коэф

фициентов устойчивости по скорости и перегрузке, как это следует

из выражений (6.11), кроме показателей управляемости Хп, Рп и

Ху, Ру (крайний ряд на рис. 6.6), необходимо знать коэффициенты

расхода усилий и ручки управления на центровку~ (Р*т и X х т).

Последние можно определить непосредственно по балансировоч

ным кривым Р В = /(М , V) и хв= Ы М , V), полученным при двух

трех центровках (при условии М = сопз1 или 1/=сопз1:). Кроме того,

эти коэффициенты можно определить расчетом по следующим

формулам:

р хт — 1^2-) X х? (для самолетов с необратимой системой бустер-

1 ного управления);

х О тш

Р т = — ^шв~ $ Л (Для самолетов с обратимой системой),

5 ‘ тг

где тх*— коэффициент эффективности продольного управ-

* ления;

су г.п— коэффициент подъемной силы самолета при задан

ных условиях (М = сопз1, У=сопз1) установивше

гося прямолинейного полета;

арЕ

характеристика загрузочного механизма необрати

мей мой системы управления стабилизатором (рулем

высоты), указывающая, какое усилие необходимо

приложить к рычагу управления для смещения его

на 1 см;

С /5— удельная нагрузка на крыло в кГ/м2\

~— коэффициент передачи между углом отклонения

57,3ахв руля высоты и линейным перемещением рычага

управления (кинематическая характеристика си

стемы управления самолета);

ть^= дт^_— коэффициент шарнирного момента руля высоты;

тгв — коэффициент эффективности руля высоты;

д5в

5 В и ЬЕ— соответственно площадь и средняя хорда руля вы

соты.

Коэффициент вп приближенно можно определить из выражения

4 л У г

без выполнения полетов с несколькими центровками по полетным

записям короткопериодических колебаний самолета при фиксиро

ванном и освобожденном управлении, если они позволяют опреде

лить период Т колебаний и известен момент инерции 1г самолета

относительно поперечной оси. Так как обычно короткопериодиче

ское движение быстро затухает, такие записи могут быть получены

только на больших высотах.

В этом случае величину нейтральной центровки самолета

с освобожденным и фиксированным управлением приближенно

определяют следующим образом:

^н.св~^т )

- - е \ (6-13)

хв ж х т- т г«, )

где — центровка, при которой произведена запись коротко

периодических колебании самолета.

Определение статических характеристик поперечной

и путевой устойчивости и управляемости

Исходным материалом для определения статических характе

ристик поперечной и путевой устойчивости и управляемости яв

ляются балансировочные кривые, полученные путем обработки ре

жимов установившихся скольжений с различными кренами при

постоянной скорости полета (М = сопз1) и записей движения сам о 

лета при ступенчатом отклонении элеронов и руля направления.

Д ля определения характеристик поперечной устойчивости и

управляемости необходимо иметь балансировочные кривые вида

= / ( Р ™и у) и Рэ=1(Р или -у), а такж е зависимости хэ=!((йх) и

Рэ = }\((йх)> полученные при следующих условиях:

М — сопз!, Н да сопз!,

^руд == соп§1,

8щ=сопз1,

тэ = тн = соп§1*,

да сопз{.

Для определения характеристик путевой устойчивости и управ

ляемости самолета требуются балансировочные кривые вида

Хц = ?{& и л и у) и Рн = (\(Р или -у) и зависимости Хъ=}((ох, <%) и

Ри = [\(^х,

со

у),

полученные при тех же условиях, что и характери

стики поперечной устойчивости и управляемости, обработкой ре

* Здесь тэ и тн — углы отклонения аэродинамического триммера соответ

ственно на элероне и руле направления (положения триммирующих устройств

в системе поперечного и путевого управления самолета).

238