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

Подождите немного. Документ загружается.

новившегося двигателя. Поэтому в первый момент после отказа

двигателя у самолета развивается скольжение в сторону работаю

щих двигателей, причем тем большее, чем большим по величине

оказывается возмущающий момент от неуравновешенной тяги

симметрично расположенного работающего двигателя Мун,т и

меньше степень путевой статической устойчивости самолета.

На самолетах с турбовинтовыми двигателями возмущающий

момент Му н.т может оказаться особенно значительным, так как он

создается не только за счет появления неуравновешенной тяги ра

ботающего двигателя (при отказе симметричного двигателя), но и

вследствие значительного роста сопротивления остановленного

двигателя. Это сопротивление в ряде случаев соизмеримо по вели

чине с тягой работающего двигателя.

Скольжение, развивающееся при одностороннем отказе двига

теля, и может стать причиной ряда неприятных явлений, например

таких, как:

— появление значительных моментов крена;

— остановка других двигателей в результате помпажного

срыва потока на входе в воздухозаборник;

— срыв потока с вертикального оперения, обусловливающий

появление тряски самолета, снижение эффективности руля и из

менение знака шарнирного момента (в случае обратимой системы

управления при этом существенно меняется характер изменения

усилий на педалях при скольжении).

На устойчивом в поперечном отношении самолете будет разви

ваться крен в сторону отказавшего двигателя (прямая реакция

сгмолета по крену на скольжение, см. рис. 6" 10), на неустойчи

вом — в сторону работающих двигателей (обратная реакция само

лета на скольжение). На нейтральном самолете крен в данной

ситуации практически не возникает. На самолетах с ТВД заметный

момент крена в сторону отказавшего двигателя может возникать

и на нейтральном или слабоустойчивом в поперечном отношении

самолете, вследствие неодинаковой обдувки его правого и левого

крыла струей воздуха от винтов (работающего и авторотирую

щего). Поэтому от характера бокового движения при асимметрич

ном отказе двигателя существенным образом зависит безопас

ность летной эксплуатации многодвигательного самолета. С прак

тической точки зрения критическими условиями для исследования

поведения самолета при асимметричном отказе двигателя обычно

является полет н^ малой скорости с полной тягой всех двигателей.

Потребные для балансировки самолета отклонения руля направле

ния в этом случае становятся особенно значительными. Если счи

тать, что момент, создаваемый неуравновешенной тягой работаю

щего двигателя в этой области скоростей, практически постоянен

(Мун.т^сопз!), а аэродинамический момент, создаваемый рулем

направления (Му)ън = М 0* Д6Н при 6н = сопз1 меняет свою величину

пропорционально скоростному напору, то можно получить выра

249

жение, связывающее потребное отклонение руля направления

со скоростью полета

сопз{

У2

где т §н —коэффициент эффективности руля направления (констан

та при заданных условиях полета) и

Поэтому в области малых скоростей, где отклонения рулей зна

чительны, поведение самолета при одностороннем отказе двигателя

и условия продолжения полета с асимметричной тягой должны

быть изучены особенно тщательно.

Подобные исследования необходимо провести и в сверхзвуко

вом полете при больших числах М, если и в этих условиях можно

ожидать каких-либо особенностей в поведении самолета при одно

стороннем отказе двигателя, например при пониженных запасах

путевой устойчивости самолета.

Для безопасности полета при одностороннем отказе двигателя

необходимо, чтобы при всех скоростях полета, начиная от скорости

отрыва, удовлетворялись следующие условия:

а) возмущенное движение самолета не развивалось быстро до

момента сознательного вмешательства летчика в управление и не

приводило к появлению значительных углов крена и значительного

скольжения уже в первые секунды после выключения двигателя;

б) самолет сохранял необходимую устойчивость и управляе

мость, а эффективность рулей и усилия на рычагах управления

обеспечивали летчику возможность балансировки самолета в по

лете без крена (или, по желанию летчика, с небольшим креном)

при малых скоростях полета;

в) триммирующие устройства обеспечивали возможность полета

без крена (или, по желанию летчика, с небольшим креном) с осво

божденным управлением до минимальной эволютивной скорости.

Рассмотрим некоторые наиболее характерные особенности пи

лотирования самолета с несимметричной тягой. Для продолжения

полета летчику приходится компенсировать тягу отказавшего дви

гателя переводом остальных двигателей на повышенный режим.

Последнее приводит к тому, что в установившемся полете абсолют

ная величина действующего на самолет момента несбалансирован

ной тяги обычно оказывается большей, чем в момент отказа дви

гателя.

Для балансировки самолета в полете с несимметричной тягой

летчику необходимо отклонением руля направления в сторону ра

ботающих двигателей устранить образовавшееся при отказе двига

теля значительное скольжение (в сторону работающих- двигате

250

лей), а возникающий при этом момейт крена (вследствие наличия

у самолета поперечной устойчивости) погасить отклонением эле

ронов. Соответствующим отклонением рулей летчик может сба

лансировать самолет как в полете без крена, так и с креном в сто

рону работающих или неработающих двигателей. Наибольший

интерес, однако, представляют следующие три характерных спо

соба пилотирования самолета с асимметричной тягой (рис. 6.11):

1) установившийся прямолинейный полет без крена (у = 0) —

наиболее распространенный способ пилотирования многодвига-

\ у

у \

^ = 0 р»0; у*0

(у<0)

( М ) ; М

Р и с. 6. 11. Возможные способы продолжения установившегося полета с асиммет

ричной тягой после отказа правого двигателя:

а—полет без крена ^ = 0 ) ; б—полет без скольжения (3=0); в—полет СО' скольжением и кре

ном на работающий двигатель при Рн= 0 ; ЦД—точка приложения боковой аэродинамиче

ской силы 2 .\ , возникающей при косом обтекании самолета потоком (со скольжением). Внизу

показаны положения «шарика» указателя скольжений при различных способах продолжения

полета с асимметричной тягой двигателей

тельного самолета с отказавшим двигателем, особенно рекомен

дуемый при полете в сложных условиях (см. рис. 6. 11, а);

2) установившийся прямолинейный полет без скольжения (см.

рис. 6. 11,6);

3) установившийся прямолинейный полет с креном и скольже

нием в сторону работающих двигателей (см. рис. 6. 11, в).

Наиболее простым для летчика, в особенности в сложных ме

теорологических условиях и ночью, является полет без крена.

В этом случае самолет летит с небольшим скольжением в сторону

остановленного двигателя. Поэтому с аэродинамической точки зре

ния такой полет менее выгоден по сравнению с полетом без сколь

жения (р = 0). Кроме того, в этом случае для балансировки само

лета относительно вертикальной оси требуется отклонить руль на

251

правления на больший угол, чтобы компенсировать дополнитель

ный момент, возникающий от боковой силы 2 \ и действующий в ту

же сторону, что и момент Му н.т от работающего двигателя. При

этом боковая аэродинамическая сила

возникающая вследствие косого обтекания самолета потоком, урав

новешивается в установившемся полете без крена боковой аэро

динамической силой

возникающей на вертикальном оперении при отклонении руля на

правления (см. рис. 6. И, а).

Без скольжения (Р = 0) установившийся прямолинейный полет

с асимметричной тягой двигателей возможен при создании неболь

шого крена в сторону работающих двигателей. Величина угла

крена при полете без скольжения с несимметричной тягой опреде

ляется из следующего выражения:

где Р — тяга работающего двигателя;

ДЛГДВ — дополнительное приращение лобового сопротивления

выключенного двигателя;

^дв — расстояние от оси двигателя до продольной оси самолета

(плечо);

о-расстояние от ЦТ самолета до точки приложения боко

вой аэродинамической силы /Гн, возникающей на верти

кальном оперении при отклонении руля направления

(см. рис. 6. 11, б).

Эю выражение можно легко получить совместным решением урав

нений равновесия моментов (Р + А^дв)^дв+^н^в.о = 0 относительно

вертикальной оси и сил С з т у + 2йн Д6Н = 0, действующих на само

лет вдоль оси г в полете без скольжения (см. рис. 6. 11,6).

Полет с небольшим креном, но без скольжения аэродинамиче

ски более выгоден (так как лобовое сопротивление самолета будет

меньше), чем полет со скольжением или полет без крена со сколь

жением. Кроме того, для балансировки самолета в таком реяшме

требуется меньшее отклонение руля направления, а на самолетах

с ТРД — и элеронов. На самолетах с ТВД при значительной об

дувке крыла струей от винтов и малой степени поперечной стати

ческой устойчивости балансировочные углы отклонения элеронов

при этом, наоборот, возрастают с увеличением угла крена на рабо

тающие двигатели.

р,

1 др

(6. 16)

(6.17)

(6.18)

252

Х з 1

см

Рв

к г

V .

ч > Ч ч ч !

Хц

СМ

Рп

к г

\ 0

^ \

Отклонения руля направления еще больше уменьшаются, если

полет выполняется с небольшим скольжением в сторону работаю

щих двигателей. В этом случае момент рыскания от боковой силы

= противодействует моменту от несбалансированной тяги

двигателя и для парирования разворачивающего момента

летчику потребуется меньшее отклоне

ние руля направления (см. рис. 6. 11, в).

Таким образом, в зависимости от спо

соба пилотирования самолета в устано

вившемся полете с отказавшим двигате

лем балансировочные отклонения рулей

существенно меняются. По мере увели

чения углов крена в сторону работающих

двигателей потребные для балансировки

самолета отклонения руля направления

все более уменьшаются, а отклонения

элеронов — уменьшаются на самолетах

с ТРД (и чаще всего возрастают — на

самолетах с ТВД).

Примерный вид балансировочных

кривых х э , Рв=!(у) И х н, Рн = 1(у) само

лета с ТРД для этого случая изображен

схематически на рис. 6. 12. Отрицатель

ный наклон кривых хЭу Лэ=/(т) и

*н, Ря = 1(у) свидетельствует о попереч

ной и путевой устойчивости самолета

в полете с асимметричной тягой. У не

устойчивого самолета наклон балансиро

вочных кривых будет обратным (поло

жительным) .

При летных испытаниях проверяют

как поведение самолета при внезапном

одностороннем отказе двигателей и не

вмешательстве летчика в управление

в течение определенного времени, так и

возможность продолжения полета с асим

метричной тягой двигателей и выполнения при этом простейшего

маневра. Одной из задач таких испытаний является разработка

мероприятий, обеспечивающих безопасность эксплуатации много

двигательного самолета при отказе одного или нескольких дви

гателей.

Методика прсТведения летных испытаний принципиально

остается одной и той же для двух- и многодвигательных самолетов

при любой комбинации из работающих двигателей.

Для проведения испытаний самолет оборудуется контрольно-

записывающей аппаратурой, которая регистрирует параметры

движения самолета (скорость У, высоту Я, угловые скорости

крена со*, рыскания тангажа со2, перегрузки по осям самолета

-Г

Р и с . 6.12. Вид баланси

ровочных кривых хэ =

=!(у), Р*=!(у) и *„=

=Ну), р«=!(у) ПРИ

М, У=сопз1 для случая

полета с выключенным

правым (/) или левым

(2) турбореактивным

двигателем (положение

триммеров элеронов и

руля направления соот

ветствует балансировке

самолета в полете с

симметричной тягой дви

гателей (Тэ.исх И Тн.исх)

253

я*, я2, углы крена V и скольжения р), действия летчика (уси

лия на рычагах управления Рв, Рэ> ^н, их отклонения хв, лг0, хНг

углы отклонения рулей бв, 6Э, 6Н, перемещения рычага управления

двигателем бруд, положение триммирующих устройств тв, тэ, тн),

режим работы каждого двигателя (обороты ядв, давление топлива

/?тош температуру газов ^Газ, работу автоматики управления поворо

том лопастей винтов и т. д.).

В ходе летных испытаний поведение самолета при односторон

нем отказе двигателя проверяют на взлетных режимах и в крей

серском полете (включая и режимы крейсерского сверхзвукового

полета при больших числах М, когда это необходимо), а также

в режиме набора высоты и предпосадочного планирования.

На самолетах с турбовинтовыми двигателями испытания прово

дятся как с зафлюгированнымй винтами остановленных двигате

лей, так и авторотирующими (в тех случаях, когда это возможно).

Вначале отказ двигателей имитируется простым переводом их

на режим малой тяги, а затем при положительных результатах

летного эксперимента — полным выключением (например, отсеч

кой подачи топлива).

Типовыми элементами полетного задания при летных испыта

ниях являются:

— установившиеся скольжения с различными кренами в сто

рону работающих двигателей;

— имитации одностороннего отказа одного и нескольких двига

телей в режиме установившегося прямолинейного полета без крена

с освобожденным управлением при заданных условиях (в отноше

нии скорости полета, режима работы двигателей, механизации

крыла, взлетно-посадочных устройств и т. д.);

— зубцы при У=сопз1: в полном диапазоне скоростей горизон

тального полета с асимметричной тягой двигателей.

Техника проведения летного эксперимента заключается в сле

дующем. После выключения двигателя на одной стороне крыла и

дачи полного газа двигателю на противоположной стороне крыла

летчик пр вариометру устанавливает сначала максимальную ско

рость горизонтального полета без крена с асимметричной тягой,

затем скорость наивыгоднейшего набора высоты и, наконец, мини

мальную скорость горизонтального полета без крена. Одновре

менно оценивается возможность выполнения полета без крена при

скорости, близкой к минимальной Ут 1п в полете с асимметричной

тягой двигателя. Если возможности выполнения полета без крена

при У ~ 1,21/т 1п с отказавшим двигателем ограничиваются полным

отклонением руля направления, то определяют минимальную вели

чину угла крена в сторону работающих двигателей, при котором

обеспечивается балансировка самолета на этой скорости. При этом

усилия на педалях и штурвале максимально уменьшаются трим-

мирующими устройствами.

Затем оценивается влияние угла крена на балансировку само

лета. Этот эксперимент проводится с положением триммирующих

254

устройств, соответствующим балансировке самолета по усилиям

в полете без крена с полной тягой всех двигателей.

На режимах установившихся скольжений поведение самолета

исследуется при всех возможных углах крена в сторону работаю

щих двигателей, а если это допустимо, то и в противоположную

сторону. Скольжения выполняются при нескольких скоростях по

лета с асимметричной тягой двигателей.

Завершающим этапом испытаний самолета являются имитации

внезапного отказа двигателей на одной стороне крыла. Для этого

в исходном режиме полета с симметричной тягой самолет балан

сируется по усилиям на скорости (1,2— 1,4) Ущт- Затем управление

освобождается и имитируется отказ правой или левой групп дви

гателей. Летчик не вмешивается в управление самолета до исте

чения заданного ему времени либо достижения заданного угла

крена. Обычно, после того как крен самолета достигнет 25°—40°,

летчик выводит самолет в нормальный режим полета без крена.

Такой эксперимент проводится на безопасной высоте.

В результате обработки полетных записей, последовательность

которой указана на рис. 6. 13 и 6. 14, могут быть определены сле

дующие характеристики поведения самолета и его управляемости

при асимметричном отказе двигателей:

1) время А^Тп ед и А ^ пред > в течение которого самолет выхо

дит на предельные углы крена и скольжения после отказа правых

или левых двигателей в полете с освобожденным поперечным и пу

тевым управлением, а также усилия и отклонения рычагов управ

ления, потребные для возвращения самолета в режим полета без

крена с выключенными на одной стороне крыла двигателями;

2) диапазон скоростей горизонтального полета без крена с не

симметричной тягой двигателей при убранных шасси и закрылках;

3) величина угла крена, при котором осуществляется полет без

скольжения с асимметричной тягой;

А*упред =/(^)

Д*рлред Я/(Ю

Р и с. 6.13. Последовательность обработки полетных записей

для определения характеристик поведения самолета при одно

стороннем отказе двигателя

255

4) величина угла крена на скорости 1,2 Ут щ, при котором обес

печивается балансировка самолета по усилиям с положением

триммирующих устройств, соответствующим условиям баланси

ровки в полете с симметричной тягой;

5) градиенты усилий, хода педалей и ручки (штурвала) управ-

Д р Д р Д у Д V

ления по углу крена— , ——],а также величина уси-

* у * Ду Ду Ду ДУ /

лий на рычагах управления и их перемещения, необходимые для

М,У1

Зл а

Выключен правый двигатель

ООО Симметричная

тяга дои?ателеи

40Р Выключен правый

двигатель

Выключен левый,

двигатель

\Мыйдвигатем'„равь,й^8иг1’те^ь3

Выключен правый двигатель

У=^ ГНИСХ %

** км/час

тту)

» 3

Уз

Р ц ‘

1 ^ 0

Луг0\хь-0 х н,х э

л#Г*~ «м/ш

^нтах

Ъ-0 ; Г 0

Ж^зтах

г * » -

Р и с. 6.14. Последовательность обработки полетных записей для

определения характеристик движения самолета с асимметричной

тягой двигателей:

а—скольжение с различными кренами (V) при М, V— сопз*; б—торможение в

полете без крена (V—0); в—полет без крена с освобожденными педалями

(Рв =0) и штурвалом (Р э=0) с различной скоростью

осуществления балансировки самолета в установившемся прямо

линейном полете без крена на скорости максимальной скороподъ

емности с асимметричной тягой при положении триммирующих

устройств, соответствующем исходному полету с полной тягой

(т^н.исх И Тэ.исх) >

6) возможность прямолинейного полета без крена с освобож

денным управлением на режиме наивыгоднейшей скороподъемно

сти с асимметричной тягой двигателей.

255

6.4. ИСПЫТАНИЯ ТЯЖЕЛЫХ САМОЛЕТОВ

С МОЩНОЙ МЕХАНИЗАЦИЕЙ КРЫЛА

НА РЕЖИМАХ ПРЕДПОСАДОЧНОГО ПЛАНИРОВАНИЯ

При летных испытаниях тяжелых самолетов должна произво

диться оценка их устойчивости и управляемости в области малых

(околонулевых) углов атаки на режимах предпосадочного плани

рования. Это необходимо делать прежде всего в том случае, когда

мощные щитки-закрылки позволяют выполнять планирование и

посадку на малой скорости, а эффективности рулей на малых ско-

Р и с. 6.15. Пример возникновения срывного обтекания стабилизатора на режи

мах предпосадочного планирования с повышенной скоростью при отклоненных

закрылках

ростях становится недостаточной. На таком самолете летчики пред

почитают планировать на посадку с повышенной скоростью, при

которой рули еще сохраняют хорошую эффективность. Полет при

этом происходит на малых углах атаки при несколько меньшей

величине потребного су. Скос потока в зоне оперения остается

однако большим, так как су достаточно велик. В подобных усло

виях, из-за значительного скоса потока за крылом, углы атаки

стабилизатора становятся отрицательными и близкими по величине

к критическому (по срыву потока с нижней его поверхности,

рис. 6.15). Кроме того, как показывает опыт, при образовании

льда вблизи носка стабилизатора безотрывное обтекание оперения

может нарушиться и при меньших отрицательных углах атаки опе

рения *. Поэтому проверка поведения самолета на режимах пред-

* Данные о влиянии обледенения на летные характеристики самолета, его

устойчивость приведены в книге О. К. Трунова, Обледенение самолетов и сред

ства борьбы с ним, Машиностроение, 1965.

9 598 257

посадочного планирования должна производиться также и в слу

чае недостаточно надежной защиты горизонтального оперения от

обледенения, при том с установленными на стабилизаторе имита

торами льда либо в условиях естественного обледенения при вы

ключенной противообледенительной системе.

Срыв потока на нижней поверхности стабилизатора оказывает

весьма неблагоприятное влияние на продольную устойчивость и

управляемость самолета. Прежде всего при этом обычно ухуд

шается устойчивость по перегрузке, в особенности самолетов

Р*

к Г

..О 0 .2 о л 0,6 0 ,8 1.0 1.2 п у

Р и с . 6. 16. Изменение усилий на штурвале в за

висимости от величины нормальной перегрузки

самолета при 1/= со п з1 и неизменном положении

аэродинамического триммера на режиме предпоса

дочного планирования с отклоненными закрылками

(без льда и в условиях обледенения со льдом на

передней кромке стабилизатора), а также при

убранных закрылках

с обратимой системой управления, у которых наиболее сущест

венно меняется вид балансировочных кривых Рв=1(пу). Кривые

утрачивают свойственную им в области малых углов атаки линей

ность (рис. 6.16). Переход на углы атаки, соответствующие

пу^ 0,2-^0 сопровождается в этом случае уже не ростом давящих

усилий на штурвале, а уменьшением их и даже изменением знака

усилий, т. е. появлением тянущих усилий (рис. 6. 16).

Наиболее тяжелое с этой точки зрения положение создается на

режимах предпосадочного планирования при заходе на посадку

с полностью отклоненными закрылками, наименьшим посадочным

весом самолета и наибольшей эксплуатационной скоростью полета,

когда отрицательные углы атаки оперения становятся особенно

значительными.

а в*1

К-еоп$1;

соп$*; лт-сог\51

' X

л - *

' V

П и и

у* Со льдом

к = 3 0 ° \ /

, „

___

258