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

Подождите немного. Документ загружается.

жимов установившихся скольжении и специально выполняемых

для этого ступенчатых отклонений (дач) руля направления. После

довательность дальнейшей обработки указанного материала при

определении статических характеристик поперечной и путевой

устойчивости и управляемости самолета схематически представ

лена на рис. 6.7.

Статические характеристики поперечной и путевой управляемо

сти самолета

Г)Т _ Э У'Ч 1 а Х 9

э — » Л э — ~ >

ау Су г<п ау

ОТ

н 1 (1ХН

> н — ; , н— ; У

ау су ау

р (Лх

4 Р э Х ^ х

А <й х

’ э

й ы х

( я э)со = р ;*«

' тят Э

где

х шах,

Хэ

тах

X *

определяются непосредственной обработкой соответствующих

балансировочных кривых, полученных при средней центровке само

лета на двух-трех высотах для нескольких значений числа М.

Количественные значения коэффициентов поперечной и путевой

статической устойчивости самолета не всегда определяются при

летных испытаниях. Достаточность поперечной и путевой устойчи

вости самолета обычно оценивается косвенно:

а) по знаку и величине наклона балансировочных кривых

р 9= / ( У или р) И Х а = / ( \ или р),

Р н = / ( У и л и Р) и *н = / ( У и л и Р)

при М = соп§{. У самолета с поперечной и путевой статической

устойчивостью при фиксированном и освобожденном управ

лении наклон ^указанных кривых должен быть отрицательньш

/ _ОРэ_ ^ р 4*э__ ^ ^ АР» ^ д и тем большим по абсолют-

\ *У /

ной величине при данной эффективности элеронов и руля направ

ления, чем больше статическая устойчивость. Кроме того, на наклон

кривых усилий влияют степень аэродинамической компенсации

руля при обратимой системе управления и характеристики загру

зочного механизма при необратимой системе управления рулем;

239

240

Исходные условия. М*топ5{

Н* соп$1; х 7=соп$1., пу*1

Т н- с о п $ ^ , г э = соп 81

5руд- С0П51

х^см М-сопз^ см

Т)э°

Я=соп$\

х'4, ^ - т и

а, Н - щ - т п

[ДЛ. Р ^^-Ц М М )

шх рад/сек

^ Ц - т ю

х«х- (т ; № н )

Р7

АР„

Аши

* ? - г Й - л « п

Р и с. 6.7. Последовательность обработки полетных записей для определения статических характеристик

поперечной и путевой устойчивости и управляемости

б) по знаку и величине соотношения потребных для баланси

ровки самолета в режиме установившегося скольжения отклоне

ний элеронов и руля направления с?б0/с?6н, перемещений рычагов

управления с1хэ/с1хн, а также усилий на рычагах управления

йРМРъ*

При устойчивости самолета знак должен быть положительным

( а ь э с1Ъэ I с1Ьн с1Ьэ

г з

|т ак к а к

----

= —-/— , а — -< < 0 и — -< Г 0 • Величина указанных

а ь н а у \ а у а у а у ]

соотношений при правильно подобранных запасах поперечной и пу

тевой устойчивости самолета должна быть невелика;

в) по знаку и интенсивности реакции самолета по крену на

отклонение руля направления, оцениваемой показателем

с1ых

где А(ох — конечное приращение угловой скорости крена при от

клонении руля направления на угол Дбн.

При прямой реакдии самолета по крену на отклонение руля

направления (т. е. появлении крена в сторону отклоненного руля

направления) знак показателя с1и>х/с(дя положителен.

Знак и интенсивность реакции самолета по крену на отклоне

ние руля направления зависят от степени поперечной статической

устойчивости самолета. Эта зависимость может быть представлена

следующим выражением:

тхХ~

где

а? х х а$

тР — коэффициент поперечной статической устойчивости само

лета;

гп / — приращение коэффициента момента крена при отклонении

руля направления на 1°;

пГ/ — коэффициент аэродинамического демпфирующего момента

крена Добычно т ь*<^0, и

Интенсивная прямая реакция самолета по крену на малые

отклонения руля направления появляется вследствие повышенного

запаса поперечной устойчивости. Наоборот, появление у самолета

обратной реакции по крену на отклонение руля направления

241

(с?сол:/ й ! б н < 0 ) указывает на неустойчивость (или недостаточную ус

тойчивость) самолета в поперечном отношении;

г) по характеру бокового движения самолета и величине соот

ношения амплитуд угловых скоростей крена и рыскания к =

— Ао>х1 котореое находится в прямой зависимости от отношения

коэффициентов При правильно подобранных запасах попе

речной и путевой устойчивости х< 1 ;

д) по характеру изменения путевой балансировки самолета по

скорости и числу М при разгоне.

Появление у самолета тенденции к непроизвольному скольже

нию при больших числах М часто является признаком уменьше

ния путевой устойчивости. В подобных случаях количественная

оценка путевой устойчивости необходима и может быть произве

дена по формуле

где ]у — момент инерции самолета относительно вертикальной оси;

' Т — период свободных боковых колебаний самолета.

Необходимые для расчета данные могут быть получены из по

летных записей боковых колебаний самолета с фиксированным

и освобожденным управлением. Точность определения коэффи

циента тЦ по формуле (6. 14) достаточна для практических целей.

На больших высотах она выше. Поскольку формула получена из

рассмотрения «чистого» движения рыскания, без крена, расчет

будет более точным для тех самолетов, которые обладают малыми

В тех случаях, когда необходима более полная количественная

оценка поперечной и путевой устойчивости самолета, летные испы

тания должны проводиться по специальной программе *.

Возмущенное движение самолета не всегда разделяется на изо

лированные друг от друга виды продольного и бокового движений.

Это известно было давно. Однако практическое значение вопрос

о взаимосвязи этих движений приобрел лишь в последние 10—

15 лет в связи с освоением сверхзвуковых скоростей полета и боль

ших высот, а также изменением внешних форм самолета. В настоя

щее время это явление теоретически достаточно хорошо изучено.

Тем не менее существующие методы расчета позволяют предста

вить лишь примерную схему данного явления, правильно понять

его механизм, но не могут воспроизвести точную количественную

* Например, методом, описанным в гл. VII книги «Летные испытания само

летов» [9].

запасами поперечиой устойчивости

Определение характеристик взаимосвязи

продольного и бокового движений самолета

242

картину проявления его на реальном самолете. Объясняется это

тем, что при проведении расчетов не всегда известны фактическая

нелинейность изменения целого ряда аэродинамических коэффи

циентов продольного и бокового движений самолета, а такж е дей

ствительная зависимость аэродинамических моментов крена и ры

скания от угла атаки и числа М, а продольного момента — от угла

скольжения. Кроме того, коэффициенты, полученные на основе

продувок жесткой модели в аэродинамических трубах, могут рас

ходиться с полученными при летных испытаниях реального само

лета. Поэтому наиболее точно охарактеризовать особенности про

явления взаимосвязи продольного и бокового движений в полете

можно лишь при натурных испытаниях самолета.

При проведении подобных испытаний необходимо оценить:

а) зависимость аэродинамических моментов крена и рыскания

от параметров, определяющих продольное движение самолета

(угла атаки, числа М, скорости полета, перегрузки), а также за

висимость продольного момента от угла скольжения;

б) влияние гироскопического момента ротора двигателя на бо

ковое и продольное движения самолета при маневре;

в) влияние инерционных моментов тангаж а и рыскания при

вращении самолета вокруг продольной оси.

Кроме того, следует убедиться в отсутствии значительной жест-

костной асимметрии самолета, так как она может приводить к по

явлению боковых моментов при продольном маневре.

Исходным экспериментальным материалом при этом являются

полетные записи, полученные как при летных испытаниях самолета

на продольную и боковую устойчивость и управляемость, так и при

выполнении специальных маневров (например, несколько более

продолжительных отклонений вбок ручки управления).

Обычно нормальная и боковая перегрузки регистрируются при

летных испытаниях не в центре тяжести самолета, а на некотором

плече Хо, уо, г0 от него. Поэтому при значительных угловых скоро

стях крена, рыскания и тангажа в полетные записи необходимо

вводить поправки Апу и Ап2, учитывающие погрешности, вносимые

установкой самописцев (датчиков) на некотором плече *0» уо, г0

от центра тяжести. Учет поправок производится по формулам

(1.1) и (1.2), приведенным в гл. I (см. стр. 13).

Используя результаты обработки записей разгонов, дач рулей

и скольжений, можно получить следующие зависимости:

— из записей разгонов с освобожденными педалями и продоль

ных дач ручки управления (штурвала)

при Рп = 0 \ Д&э = 0; /г*, = сопз1

л , = / ( М , V);

— из записей продольных дач ручки управления (ш турвала)

при Д8„==Д8Э = 0; М —сопз!

243

— из записей разгонов и продольных дач ручки управления

(штурвала)

при ^ = сопз1; у ^ 0; Д&н = 0

*э> 8 .= / ( М , V");

при /г^=сопз1; п2^ 0; Д&э = 0

Л,> ■*„, 8В= / ( М , Ю;

— из установившихся скольжений с различными кренами

вправо и влево

. ПрИ М = СОП5'1

хв= / ( у>

Р ) .

р в= / ( у,

? ) ;

— из комбинированных дач ручки управления и педалей

при М = сопз1: и различных исходных п ^ с о п з !

* » = / ( * > , - ^ = / ( 0 ; * в = / ( 0 ;

“ х = / ( 0 ; «>,=/(*); “, = / ( 0 ;

— из режимов, так называемых, установившихся вращений

самолета при М = сопз1: и различных исходных /гу = соп51.

■ « .= '/К ) ; я * = / К ) ; ^ = / Ю -

Некоторые из указанных выше зависимостей приведены на

рис. 6. 8.

При проведении специальных летных исследований получают

также зависимости т1=}(су) и т $ =1(су) при М = сопз1.

Взаимосвязь продольного и бокового движений проявляется

заметнее при пониженной путевой устойчивости и некоторой асим

метрии самолета. При малых запасах путевой устойчивости воз

действие на самолет небольших возмущений (обусловливаемых,

например, геометрической и жесткостной асимметрией самолета,

гироскопическим моментом двигателя и т. п.) обычно сопровож

дается появлением заметного скольжения и развитием боковых

колебаний. Одним из признаков относительно малой путевой устой

чивости может служить появление несоразмерно больших боковых

перегрузок и колебаний самолета при незначительных отклонениях

руля направления, а также при выполнении продольного маневра.

О боковой асимметрии самолета свидетельствуют, в частности,

отклоненные элероны («ножницы») и руль направления (бн^О)

в прямолинейном полете без крена с симметричной тягой двига

телей.

Момент сил инерции ротора двигателя, называемый гироскопа-

ческим моментом, при вращении самолета относительно вертикаль

ной и поперечной осей в подобных случаях также может оказать

244

Исходные условия:

-хт=соп$!

$ьуд~соп$1

И =соп$*

Рэкп

х\см

ъ;

ьС0П5‘1

пу>1

р пТ*

'М У

РНКГ

хисм

А5 пх*0

пу>1

■му

Пу-1

М-С0П51

бн-С0Т1$!

ш* рад/сек

'* [Пуцсх)у

(^уисх^

(Яулсх^^умех)*^ ^

^ /г

Р и с. 6. 8. Кривые, характеризующие взаимосвязь продольного

и бокового движений самолета

245

Фст»&э»®н

___

______

- ^ ^ с т

®3

1 0

20 {сек

Рис. 6.9. Взаимосвязь продольного и бокового движений,

обусловленная гироскопическим моментом ротора двига

теля Мг:

1 — направление движения носа самолета (от летчика) при про

дольном маневре с угловой скоростью со^; 2—направление вращения

ротора двигателя; 3—направление движения носа самолета (от лет

чика) под действием гироскопического момента; 4—положение «ша

рика» указателя скольжения; (Ор—угловая скорость вращения ротора

двигателя

246

заметное влияние на характер возмущенного движения самолета.

Так, при выполнении «чистого» продольного маневра действие ги

роскопического момента приводит к самопроизвольному повороту

самолета вокруг вертикальной оси, в результате чего появляются

скольжение и боковая перегрузка (рис. 6.9). В частности, при

отклонении стабилизатора (фст на рис. 6.9) «на кабрирование» и

левом вращении ротора двигателя (против часовой стрелки, если

смотреть по направлению полета) гироскопический момент Мг

обусловливает самопроизвольный разворот самолета влево. Это

приводит к появлению правого скольжения и, следовательно, отри

цательной боковой перегрузки самолета п2 = 2 1 С < 0 (где 2 — боко

вая сила, возникающая при скольжении, О — вес самолета). При

правом вращении ротора двигателя или отклонении стабилизатора

«на пикирование» знак боковой перегрузки будет обратным. По

этой же причине при отклонении летчиком руля направления у са

молета наряду с движением рыскания появится и продольное

движение.

Оценку влияния гироскопического момента ротора двигателя

на продольное и боковое движение самолета удобнее всего произ

вести по характеру бокового движения самолета в процессе про

дольных перекладываний ручки управления при постоянной ско

рости полета, М =сопз1 и различных оборотах двигателя.

Взаимосвязь между продольным и боковым движением приво

дит к появлению и других характерных особенностей в поведении

самолета, например, при выполнении маневров, связанных с вра

щением вокруг продольной оси. Прежде всего нарушается линей

ная связь между угловой скоростью крена и углом отклонения

элеронов. Кроме того, реакция самолета на одно и то же откло

нение элеронов оказывается существенно различной в зависимости

от исходной величины нормальной перегрузки (угла атаки) в мо

мент отклонения элеронов. Наконец, при вращении самолета отно

сительно продольной оси может произойти ухудшение динамиче

ской устойчивости самолета вследствие образования взаимосвя

занных, близких по частоте форм продольных и боковых

колебаний.

Поэтому при летных испытаниях необходимо обследовать доста

точно широкий диапазон угловых скоростей крена, а также и ис

ходных углов атаки и скольжения. Особенности поведения само

лета в режиме установившегося вращения целесообразно изучать

в горизонтальном полете, в криволинейном полете с положительной

и отрицательной «ерегрузкой, в полете со скольжением.

Летному эксперименту должна предшествовать тщательная

подготовка. Необходимо провести расчеты и определить критиче

ские угловые скорости крена с ы и со* и (см. стр. 185). Рекомен

дуется такж е выполнить моделирование движения самолета на

электронных моделирующих установках для получения предвари

тельных данных о возможном поведении самолета в процессе вра

щения его вокруг продольной оси во всех указанных случаях.

247

6.3. ОЦЕНКА ПОВЕДЕНИЯ САМОЛЕТА

ПРИ ОДНОСТОРОННЕМ ОТКАЗЕ ДВИГАТЕЛЯ

И УСЛОВИЙ ПРОДОЛЖЕНИЯ ПОЛЕТА

С АСИММЕТРИЧНОЙ ТЯГОЙ *

При летных испытаниях многодвигательных самолетов всегда

производится количественная оценка их поведения при односторон

нем отказе двигателя, а также возможностей и условий продолже

ния полета с асимметричной тягой. Такая оценка прежде всего

необходима потому, что в подобных случаях могут возникать зна

чительные скольжения и углы крена.

Момент отказа

леЬого двигателя

Р и с . 6. 10. Движение самолета при одностороннем отказе

двигателя (левого)

Коротко рассмотрим, какова физическая картина явлений,

сопутствующих отказу двигателя на многодвигательном самолете,

и какие особенности в пилотирование вносит полет с несимметрич

ной тягой.

Как это видно из рис. 6. 10, при отказе двигателя самолет, про

должая в силу инерции поступательное движение в исходном на

правлении, одновременно начнет разворачиваться в сторону оста

* Физическая сущность явлений, происходящих с самолетом в случае частич

ного отказа его силовой установки и при последующем полете с асимметричной

тягой двигателей, изучена М. Л. Галлаем. Его книга [5] является первым таким

исследованием, наиболее полным и систематизированным.

248