Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов
Подождите немного. Документ загружается.
В ходе летных испытаний самолета необходимо:
а) произвести количественную оценку устойчивости по пере
грузке и управляемости самолета при работе двигателей на ре
жиме полной и малой тяги в полном диапазоне допустимых скоро
стей предпосадочного планирования с отклоненной и убранной
механизацией крыла;
б) уточнить диапазоны допустимых в эксплуатации скоростей
предпосадочного планирования с использованием механизации
крыла (наименьших по управляемости и по запасу су и наиболь
ших по срыву потока с оперения скоростей планирования);
в) определить наивыгоднейшую скорость захода на посадку,
при которой самолет обладает наилучшей устойчивостью и управ
ляемостью, а техника выполнения на нем посадки наиболее проста
и безопасна.
Летный эксперимент обычно сводится к выполнению продоль
ных дач штурвала прежде всего в направлении «от себя», а также
разгонов и торможений в полном диапазоне заданных скоростей
планирования. При этом оценивается характер изменения усилий
на штурвале в прямолинейном полете и при перегрузках меньших
и больших единицы. Необходимо убедиться в том, что усилия на
штурвале изменяются плавно и при всех допустимых в эксплуата
ции перегрузках меньших единицы на штурвале не появляются уси
лия, стремящиеся отклонить его вперед. В этом же полете следует
убедиться и в том, что величина усилий на штурвале не выходит
за допустимые границы.
Обработка экспериментального материала производится обыч
ными методами, описанными ранее в разд. 6. 2.
Г л а в а VII
ИСПЫТАНИЯ НА ПРЕДЕЛЬНЫХ СКОРОСТЯХ
И ЧИСЛАХ М ПОЛЕТА
7.1. ОГРАНИЧЕНИЯ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА
При испытаниях на предельных скоростях и числах М опреде
ляются допустимые в условиях нормальной летной эксплуатации
диапазоны скоростей и чисел М полета, а также оцениваются осо
бенности поведения и пилотирования самолета на предельных
и близких к ним скоростях и числах М. Диапазон эксплуатацион
ных скоростей и чисел М в общем случае зависит от высоты по
лета самолета, его внешней конфигурации, полетного веса и ряда
других факторов.
Предельные скорости (числа М) являются ограничениями диа
пазонов эксплуатационных скоростей и чисел М полета. Разли
чают минимальные и максимальные предельные скорости (чис
ла М) полета.
Минимальной предельной скоростью полета Ущтпред назы
вается наименьшая допустимая в нормальной эксплуатации при
борная скорость самолета на данной высоте, при данных внешней
конфигурации (наличии или отсутствии внешних подвесок, поло
жении органов механизации и т. д.) и полетном весе самолета, ре
жиме работы двигателей и др.
Минимальную предельную скорость полета выбирают в зави
симости от назначения и особенностей данного конкретного само
лета и условий его летной эксплуатации. Часто в качестве мини
мальной предельной скорости принимается наименьшая допусти
мая из условий предотвращения непроизвольного сваливания
самолета скорость, называемая минимально допустимой скоростью
полета Ущш доп. Ее определение дано ниже (см. стр. 316). В слож
ных метеоусловиях для повышения безопасности полета часто при
нимается Утт пред = 1/ т т д о п + ( 5 0 - М 0 0 ) Км/час. Э Т О обусловлено
необходимостью предотвращения сваливания при воздействии на
самолет порывов ветра, что особенно важно для пассажирских и
тяжелых (неманевренных десантных, транспортных и т. п.) само
летов.
Максимальной предельной скоростью полета, или (для крат
кости) предельной скоростью УПред называется наибольшая допу
стимая в нормальной эксплуатации приборная скорость самолета
260
на данной высоте, при данных внешней конфигурации (наличии
или отсутствии наружных подвесок, положении органов механи
зации и т. п.) и полетном весе, режиме работы двигателей и др.
Предельным числом М полета Мпред называется наибольшее
допустимое в нормальной эксплуатации число М на данной высоте,
при данных внешней конфигурации (наличии или отсутствии на
ружных подвесок, положении органов механизации и т. п.) и цент
ровке самолета, режиме работы двигателей и др.
Рассмотрим основные ограничения по М ПреД и Упред, налагае
мые на режимы полета современных самолетов.
Старые (дозвуковые) самолеты летали с числами М, при кото
рых влиянием сжимаемости воздуха можно было пренебречь. По
этому ограничений по числу М для них не было и могли существо
вать только ограничения по приборной скорости. Наибольшие до
пустимые величины приборных скоростей полета у дозвуковых
самолетов ограничивались, как правило, условиями прочности или
флаттера, а часто ограничения приборной скорости практически
отсутствовали, так как даже при работе двигателей на максималь-
ных оборотах самолет ни в каком режиме полета не мог разо
гнаться до этих приборных скоростей.
С переходом к околозвуковым и особенно сверхзвуковым ско
ростям полета произошли существенные изменения. В настоящее
время факторы, ограничивающие приборную скорость или числоМ
полета у современных самолетов (или даже у одного самолета на
разных высотах) с различными полетными весами, внешними кон
фигурациями и т. д. весьма разнообразны. Опыт летных испытаний
современных самолетов показывает, что при выборе ограничений
скорости или числа М полета обычно учитываются в основном сле
дующие факторы:
1. Общая прочность или жесткость конструкции.
2. Вибрации.
3. Устойчивость и управляемость самолета.
4. Особенности поведения самолета, работы его систем и сило
вой установки, пилотажных характеристик.
5. Аэродинамический нагрев.
Перечисленные факторы могут ограничивать скорость (число
М) полета в тех случаях, когда по своим аэродинамическим дан
ным и энерговооруженности самолет способен достигать больших
скоростей (чисел М), чем те, при которых возникают указанные
ограничения. Рассмотрим эти факторы несколько подробней.
Ограничение по прочности
Ограничение по прочности определяется величиной скорост
ного напора, предельно допустимой для данного самолета и уста
навливаемой обычно из условия обеспечения необходимой местной
прочности конструкции. Это ограничение касается, как правило,
малых и средних высот полета. Величина предельно допустимого
261
скоростного напора ^Пред зависит от варианта загружения само
лета, положения органов механизации, установки на самолете
каких-либо наружных подвесок, метеоусловий (например, при по
лете в болтанку) и др. Так, при полете с подвесными топливными
баками величина предельно допустимого для данного самолета
скоростного напора может оказаться примерно на 30% меньше,
чем в условиях полета без баков. Для полета тяжелого самолета
в турбулентной атмосфере величина ?Пред может заметно изме
няться, так как полет в неспокойном воздухе является одним из
основных расчетных случаев для прочности тяжелых самолетов.
Предельно допустимый в нормальной летной эксплуатации са-
.молета скоростной напор ^Пред определяется по результатам рас
четов и наземных прочностных испытаний самолета таким обра
зом, чтобы не дооустить появления остаточных или чрезмерно
больших упругих деформаций конструкции в полете (особенно
у тяжелых самолетов).
Перед проведением полетов на предельно допустимый скорост
ной напор <7пред тщательно изучаются результаты наземных стати
ческих и динамических испытаний самолета, испытаний динамиче
ски подобных моделей этого самолета, частотных его испытаний
и т. д., после чего проверяется соответствие расчетных и фактиче
ских данных самолета. При проведении наземных прочностных
испытаний выявляются наиболее слабые элементы и узлы конст
рукции самолета и тщательно изучается характер их поведения
перед разрушением. Эти данные требуются для того, чтобы знать,
за какими частями конструкций при летных испытаниях необхо
димо следить в первую очередь и какие именно их повреждения
сигнализируют о выходе на опасные режимы полета. При прове
дении предполетных и послеполетных осмотров самолета этим
элементам уделяется особое внимание.
После каждого полета на ^Пред проверяются наружные поверх
ности самолета, нет ли вмятин, выпучиваний, складок, трещин
обшивки, повышенных люфтов в подвижных соединениях, расхож
дения стыковочных швов, ослабления заклепочных соединений, по
вреждения лючков и т. д. До и после окончания полетов произво
дится нивелировка самолета, чтобы определить, нет ли остаточных
деформаций конструкции.
Величину <7преД для данного самолета выбирают при его проек
тировании. Перед началом летных испцтаний на ^ПреД предвари
тельно оцениваются характеристики устойчивости и управляемо
сти самолета на таких режимах. Рекомендуемая для инструкции
по пилотированию данного самолета величина предельной скоро
сти полета уточняется с учетом характеристик устойчивости и
управляемости самолета. При этом всегда должна быть твердая
уверенность в том, что в нормальных эксплуатационных условиях
летчик надежно может воспрепятствовать непроизвольному выходу
самолета на опасные в отношении прочности скоростные напоры
(имеется достаточный запас по приборной скорости полета). Ни
262
при каких обстоятельствах нельзя допускать в полете выхода
самолета по скорости за пределы прочностных ограничений.
Если в процессе летных испытаний до выхода самолета на за
ранее намеченную величину приборной скорости полета, которая
предварительно предполагалась предельно допустимой по проч
ности, в полете возникают какие-либо ненормальности в поведения
самолета или его агрегатов или появляются повреждения само
лета, допускающие продолжение полета, то летчик должен как
можно более плавно уменьшить скорость. Скорость снижается
с таким расчетом, чтобы ненормальности в поведении самолета
исчезли и можно было продолжить полет с появившимся повреж
дением. Затем следует немедленно идти на посадку, избегая при
этом резких эволюций самолета. Если заданное летчику в полет
ном задании значение предельно допустимой скорости было по
каким-либо причинам превышено в полете (например, из-за неис
правности бортового визуального указателя скорости полета
и т. д.), то перед тем как принять решение о продолжении полетов
на данном самолете требуется произвести подробный анализ при
чин, вызвавших это превышение скорости, и тщательно осмотреть
весь самолет, все его системы и оборудование.
Классификация вибраций частей самолета
Существуют следующие основные типы колебательных движе
ний: собственные колебания, вынужденные колебания, параметри
ческие и автоколебания. Собственными называются колебания,
происходящие в изолированной системе после окончания воздейст
вия на нее внешнего возмущения. Энергия, необходимая для суще
ствования собственных колебаний, поступает извне в момент воз
буждения этих колебаний. Колебания, происходящие под воздейст
вием периодических внешних сил, действующих независимо от
колебаний системы, называются
вынужденными. Характер таких
вибраций определяется особенностями внешней силы и физиче
скими свойствами самой системы, а необходимая для их сущест
вования энергия поступает от источника создания внешней силы.
Параметрические колебания — это вибрации, возбуждаемые пе
риодическим изменением какого-либо параметра системы. Авто
колебаниями называются самовозбуждающиеся вибрации в си
стеме, происходящие при отсутствии периодического воздействия
на нее внешних сил. Неотъемлемой частью автоколебательной си
стемы (системы, В которой происходят автоколебания) является
источник энергии, питающий эти колебания.
На выбор ограничений приборной скорости или числа М полета
могут влиять следующие типы вибраций частей самолета:
а) вибрации, обусловленные взаимодействием набегающего
воздушного потока с частями самолета (флаттер, вибрации орга
нов управления при околозвуковых скоростях полета, срывные
колебания и т. п.);
2ез
б) вибрации, связанные с работой силовой установки;
в) автоколебания органов управления, возникновение которых
связано с некоторыми особенностями работы агрегатов системы
управления (бустеров, автопилота и т. п.);
г) акустические колебания.
Рассмотрим несколько подробней отдельные, наиболее важные
или часто встречающиеся разновидности указанных вибраций.
Флаттер
Флаттер — это колебания частей конструкции самолета с возра
стающей или установившейся амплитудой, возникающие в резуль*
тате взаимодействия упругих, инерционных и аэродинамических
сил при наличии не менее двух степеней свободы (числом степеней
свободы системы называется число независимых переменных, необ
ходимых для полного описания ее движения). Критической ско
ростью флаттера называется наименьшая скорость полета (набе
гающего потока),при которой мозможно возбуждение колебаний
типа флаттер.
В наименованиях отдельных типов флаттера отражаются наи
менования соответствующих форм колебаний, существенных для
развития этих типов флаттера. Формой колебаний называется за
кон, в соответствии с которым происходит распределение амплиг
туд вибраций по частям конструкции самолета. Обычно наимено
вание формы колебаний обусловливается названием того узла или
агрегата самолета, массовыми и упругими характеристиками
которого в основном и определяется наличие данной формы коле
баний самолета в целом. В зависимости от закона распределения
амплитуд колебаний по узлам и агрегатам самолета, а также ха
рактера деформаций, присущих этим формам колебаний, последние
классифицируются следующим образом: изгибные и крутильные
формы колебаний крыла, изгибные и крутильные формы колебаний
фюзеляжа и рулевые формы колебаний. В соответствии с этим
существуют такие наименования различных типов флаттера, как
например: крутильно-изгибный флаттер крыла, изгибно-элерон-
ный флаттер.
Возникновение флаттера в полете весьма опасно, так как при
сущее этим колебаниям резкое возрастание амплитуд вибраций
может приводить к быстрому (иногда практически мгновенному)
разрушению соответствующих элементов конструкции. Наиболее
опасным является крутильно-изгибный флаттер крыла. При появ
лении в полете рулевых форм флаттера обычно летчик бывает
в состоянии вовремя уменьшить скорость (прекратить флаттер)
и произвести безаварийную посадку самолета. Однако возбуждение
в полете даже рулевых форм флаттера является весьма опасным
и часто приводит к разрушению элементов конструкции самолета.
264
Вибрации органов управления
при околозвуковых скоростях
полета
В некоторых случаях из-за сдвига фаз между отклонением
органа управления (руля или элерона) и обусловленным данным
отклонением перемещением скачка уплотнения могут возникать
автоколебания этого органа управления. Так, например, наблюда
лись случаи автоколебаний элеронов и руля высоты, возникавших
в результате перемещения скачка уплотнения в области располо
жения этих органов управления.
Срывные вибрации
При нарушении безотрывного обтекания внешних поверхностей
самолета (появлении развитых областей срыва потока) и образо
вании вихрей могут возникать срывные вибрации, называемые ино
гда аэродинамической тряской.
Это наиболее часто встречающийся на самолете вид вибраций.
Они наблюдаются в ряде случаев, как-то: при выходе самолета на
большие углы атаки и скольжения (величины этих углов, при ко
торых начинаются вибрации, изменяются в зависимости от чисел
М, Ке и скоростного напора), возникновении мощных скачков или
систем скачков уплотнения (ударных волн), появлении местных
больших углов притекания струй, неблагоприятной интерференции
частей самолета (влияние диффузорного эффекта и т. п.) и нали
чии выступающих в поток элементов конструкции самолета.
Срывные вибрации вызываются пульсирующими аэродинами
ческими силами. В зависимости от характера возбуждающей аэро
динамической силы различают два вида срывных вибраций:
а) срывные вибрации, появление которых связано с наличием
возбуждающей силы, создаваемой непосредственным воздействием
пульсаций давления в области срыва потока (где нарушено плав
ное обтекание потоком воздуха поверхности самолета);
б) срывные вибрации, возникающие под действием вихрей, сбе
гающих с расположенных впереди элементов самолета (например,
бафтинг— вибрации, возникающие при воздействии на хвостовое
оперение сбегающих с крыла дискретных вихрей).
Срывные вибрации обычно оказываются нерегулярными. Их
интенсивность (амплитуды) и периодичность (частоты) могут
существенно изменяться как от режима к режиму, так и по вре
мени на протяжении одного и того же режима. Возникают они при
достижении так называемых критических значений отдельных
параметров полета или их комбинаций (углов атаки и скольже
ния, чисел М, Ке и скоростного напора). После превышения кри
тических значений соответствующих параметров интенсивность
срывных вибраций обычно вначале заметно возрастает, а затем
несколько стабилизируется или даже начинает уменьшаться.
265
Иногда причиной появления срывных (аэродинамических) виб
раций могут оказаться перемещающиеся скачки уплотнения или
скачки уплотнения переменной интенсивности, особенно на около
звуковых скоростях полета. Частоты аэродинамических вибраций
обычно близки к частотам собственных колебаний элементов кон
струкции, особенно у тяжелых самолетов, которым свойственны
сравнительно низкие частоты собственных колебаний конструкции
и большие амплитуды этих колебаний, достигающие иногда не
скольких десятков, сантиметров на концах крыла и стабилизатора.
Поэтому у тяжелых самолетов аэродинамические вибрации могут
проявляться наиболее сильно. У маневренных самолетов кратко
временное выполнение режимов полета, на которых возникают
срывные вибрации, как правило, не представляет опасности для
вибропрочности конструкции.
Двигательные вибрации
Двигательные вибрации (колебания, связанные с работой сило
вой установки) классифицируются в основном по способу пере
дачи их от силовой установки к отдельным частям конструкции
самолета. Различают две группы двигательных вибраций:
а) вибрации, передаваемые через воздушную среду. К ним
относятся вибрации фюзеляжа типа автоколебаний (возникающие
в некоторых случаях при соприкосновении реактивной струи дви
гателей с бортами фюзеляжа), вибрации хвостового оперения
(возникающие иногда при воздействии реактивной струи двига
теля или спутной струи воздушного винта на хвостовое оперение)
и вибрации отдельных элементов конструкции (например, высоко
частотные колебания обшивки, появляющиеся под воздействием
струи реактивного двигателя или воздушного винта, создающих
местные пульсации давления);
б) вибрации, передаваемые непосредственно через элементы
конструкции. Это многочисленные типы вибраций, обусловленных
появлением ненормальностей в работе силовой установки. Диапа
зон частот таких вибраций бывает достаточно широким. К ним
относятся высокочастотные вибрации (с частотами порядка не
скольких сот гц), связанные с появлением переменных сил при
статической или динамической несбалансированности ротора дви
гателя, с возникновением вибрационного горения, а также средне
частотные вибрации (с частотами порядка 30—80 гц). Частоты
таких вибраций часто оказываются кратными половине числа обо
ротов двигателя.
К вибрациям второй группы относятся и колебания, возникаю
щие при помпаже. Помпажные колебания представляют собой
особый случай срывных двигательных вибраций, связанных с по
явлением областей срыва потока во внутреннем тракте силовой
установки (в воздухозаборнике или в двигателе). Обычно это
низкочастотные колебания (частота порядка 3—8 гц).
266
Эти вибрации отличаются следующими особенностями: при
помпаже резко изменяется обычный звук от работы двигателя, па
дают обороты, часто растет температура газов за турбиной и по
вышается давление топлива. С увеличением числа оборотов дви
гателя усиливается звуковой эффект, вызываемый помпажом. Не
обходимо отличать вибрации при помпаже от аэродинамических
вибраций, чтобы правильно выбрать способ для устранения коле
баний.
Автоколебания органов управления
Вибрации, связанные с работой системы управления, могут
быть вызваны автоколебаниями рулей или элеронов. В возникно
вении автоколебаний существенную роль могут играть, в частности,
такие агрегаты системы управления как бустер и автопилот. При
наличии необратимой бустерной системы управления колебания
могут возникать в случае появления обратной связи, вызывающей
перемещения штока бустера под действием сил, приложенных
к рулю и участку проводки системы управления между рулем и
бустером. Это может иметь место при недостаточной жесткости
крепления бустера, под влиянием упругих деформаций конструк
ции самолета, люфтов в системе управления и т. п. Колебания
в бустерных системах управления возникают обычно при появле
нии достаточно больших возмущающих начальных импульсов.
В некоторых случаях при наличии автоматических систем
управления возникают вибрации, обусловленные неустойчивостью
замкнутого контура «самолет—система управления» в набегаю
щем потоке воздуха. Бустер и автопилот могут быть не только не-
посредственными источниками вибраций системы управления, но
также и *причинами снижения критической скорости флаттера
.(изменяя амплитудную, частотную и фазовую характеристики си
стемы управления).
Если устранение этих вибраций требует слишком сложной пе
ределки системы управления, которую трудно осуществить на го
товом самолете, то в некоторых случаях они могут обусловливать
ограничение по скорости (числу М) полета.
Ограничение по вибрациям
Рассмотрим основные вопросы, связанные с возможным уста
новлением ограничений скорости или числа М полета из-за виб
раций. Начнем с вибраций типа флаттер.
Ограничение по флаттеру устанавливается в зависимости от
величины наименьшей для данного самолета критической индика
торной скорости флаттера. У современных самолетов наименьшей
критической скоростью флаттера часто оказывается скорость воз
никновения флаттера хвостового (обычно горизонтального) опе
рения.
267
Флаттерные характеристики нового самолета определяются рас
четным путем, а затем уточняются по результатам испытаний на
флаттер динамически подобных моделей. В отличие от исследова
ний различных других характеристик результаты наземных и мо
дельных исследований флаттерных характеристик нового самолета
непосредственно не проверяются в процессе летных испытаний. Со
ответствие флаттерных характеристик самолета, полученных рас
четным путем и из летных испытаний моделей, проверяется обычно
лишь косвенно — при частотных испытаниях самолета, обязатель
ных для всех современных новых самолетов. Однако частотные
испытания позволяют только уточнить исходные данные, на осно
вании которых проводились расчет и модельные испытания. Мини
мальная величина критической скорости флаттера и соответствую
щие ей типы и частоты колебаний непосредственно в полете на
натурном самолете, как правило, не определяются.
Характеристики колебаний самолета и его элементов, получен
ные в процессе летных испытаний на докритических режимах (при
скоростях полета, заведомо меньших минимальной критической
скорости флаттера), экстраполируются на большие скорости. Зная
тенденции в развитии этих характеристик по скорости, можно
уточнить величины критических скоростей флаттера. По существу,
самолеты испытываются не на флаттер, а на отсутствие флаттера
(в процессе летных испытаний необходимо убедиться в том, что
флаттер не возникает) в эксплуатационном диапазоне скоростей
полета.
Определение критической скорости флаттера можно произво
дить и в процессе летных испытаний натурного самолета, т. е.
в реальных условиях полета. Однако в практике летных испытаний
опытных самолетов в ОКБ проведение подобных экспериментов
по ряду причин, как правило, не производится. Впервые летные
испытания натурного самолета на флаттер были выполнены
М. Л. Галлаем (на двухмоторном скоростном бомбардиров
щике «СБ»).
Предельная скорость полета должна быть меньше уточненной
расчетной минимальной критической скорости флаттера Укр.ф не
менее чем на 2 0 % . Так, например, при У к р . ф = 1 5 6 0 км/час вели
чина У пред должна быть не более 1 3 0 0 км/час, т. е. в этом случае
АКф
должно быть ДУф = Ккр.ф—УПред^260 км/час-, —
-----
• 100% >-
* пред
> 2 6 ^ . Ю0% =20% .
1300
У современных самолетов ограничения скорости полета из усло
вий прочности и флаттера обычно имеют место на малых и средних
высотах, т. е. примерно на высотах, меньших статического потолка
на 8—1 0 км.
При рассмотрении вопроса об установлении ограничений ско
рости или числа М полета по вибрациям тщательно изучаются
268