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

Подождите немного. Документ загружается.

характеристики последних, причины и условия их возникновения,

а также исследуются возможности их устранения — с целью мак

симального расширения диапазонов эксплуатационных прибор

ных скоростей (скоростных напоров) и чисел М полета.

Определение самого факта возникновения вибраций, а также

весьма приближенная предварительная качественная их оценка

могут производиться по полетным записям акселерографа— по из

менению нормальной (при вибрациях в направлении оси Оух) или

боковой (при вибрациях в направлении оси Ог{) перегрузок. Для

тщательного (количественного) исследования в полете характера

вибраций на самолете устанавливается специальная измерительг

ная аппаратура: вибро- и тензодатчики, а также датчики угловых

отклонений. Оборудование самолета указанной аппаратурой про

изводится таким образом, чтобы в результате измерений оказа

лось возможным определять амплитуды и частоты колебаний всех

интересующих инженера-испытателя элементов конструкции при

выполнении соответствующих режимов полета. В частности,

необходимо определить амплитуды и частоты основных из-

гибных и крутильных форм колебаний самолета, его органов

управления, характеристики вибраций в местах расположения эки

пажа и пассажиров и т. д.

При изучении характеристик колебаний конструкции самолета

измерительная аппаратура выбирается таким образом, чтобы обес

печить возможность замера всех частот основных тонов собствен

ных колебаний конструкции. У современных самолетов диапазоны

частот основных тонов * их собственных колебаний обычно состав

ляют примерно:

от 1—2 до 20—25 гц — для тяжелых самолетов

от 5 до 45—55 гц — для маневренных самолетов.

При проведении частотных испытаний современных (особенно

тяжелых) самолетов обычно определяют до 40—50 тонов собствен

ных колебаний их конструкции.

Аппаратура для измерения вибраций располагается на само

лете таким образом, чтобы свести до минимума влияние местных

упругих деформаций конструкции. При исследовании аэродина

мических вибраций следует по возможности исключать влияние

вибраций двигателя. Для оценки характера изменения вибраций

по всему самолету желательно устанавливать на самолете не

сколько вибрографов в различных местах.

На всех эксплуатационных режимах полета на самолете не

должны возникать вибрации, недопустимые в отношении вибро

прочности конструкции, обеспечения нормальных условий работы

оборудования и систем самолета, силовой установки, а также за

* Располагая частоты собственных колебаний конструкции в порядке их

возрастания, говорят соответственно о 1, 2, 3-м и т. д. тонах собственных коле

баний конструкции самолета.

269

трудняющие работу экипажа или нарушающие комфорт пассажи

ров. Испытания на вибрации должны выявить возможно ли появ

ление таких вибраций, и, если возможно, то на каких режимах

полета, работы силовой установки и т. д. После этого разрабаты

ваются мероприятия для устранения этих вибраций. Эти мероприя

тия проверяются в процессе последующих летных испытаний (до

водок) самолета. В принципе следует не допускать появления огра

ничений по вибрациям.

Ограничение по устойчивости и управляемости

Для современных маневренных самолетов характерно ограни

чение по устойчивости и управляемости, обусловленное падением

путевой статической устойчивости на больших сверхзвуковых чис

лах М полета. С падением устойчивости появляются нарастающие

колебания угла скольжения, а затем (при появлении путевой не

устойчивости) возможно и асимптотическое увеличение угла

скольжения самолета, что может приводить к превышению пре

дельно допустимых в эксплуатации (по условиям сваливания или

даже прочности) боковых перегрузок.

Величину М пред выбирают с учетом конкретных особенностей

данного типа самолета, его назначения, приборного оборудования,

управляемости и устойчивости, наличия на нем автопилота и т. д.

На самолете с наружными подвесками (подвесными топливными

баками и др.) величина М преД может существенно уменьшиться.

Как отмечалось выше (см. гл. V ) , у современых сверхзвуко

вых самолетов с большим разносом масс в направлении продоль=

ной оси фюзеляжа существенную роль может играть инерционное

и аэродинамическое взаимодействие продольного и бокового дви

жений самолета. Если дестабилизирующий инерционный момент,

возникающий в результате такого взаимодействия, по абсолютной

величине превышает соответствующий восстанавливающий аэро

динамический момент, самолет становится асимптотически неустой

чивым, резко возрастает перегрузка, что может привести к свали

ванию или даже к поломке самолета (при превышении макси

мальной эксплуатационной перегрузки). Так, уменьшение степени

путевой или продольной статической устойчивости самолета при

наличии угловой скорости крена (со^^О) может привести к возник

новению практически неуправляемого движения самолета. Поэтому

для выбранного числа М преД необходимо определять критические

угловые скорости крена, превышение которых приводит к потере

устойчивости самолета. С этой целью строят графические зависи

мости изменения критической угловой скорости крена саКр и рас

полагаемой угловой скорости крена

сор а сп

(создаваемой полным

отклонением элероноз) от числа М для различных условий полета.

Пример такой зависимости показан на рис. 7. 1. Если

сор а с п > с о Кр

при числе М к р < М пред» то определенную из других условий вели

чину М пр ед уменьшают до М Пр е д < М Кр либо вводят дополнительное

270

ограничение, например, по допустимой угловой скорости крена

или по допустимому углу отклонения элеронов в диапазоне чисел

М от Мкр до Мпред (последнее обычно менее удобно).

Помимо указанных, диапазон эксплуатационных скоростей

(чисел М) полета могут ограничивать и другие особенности устой

чивости и управляемости: потеря эффективности или реверс элеро

нов, возрастание усилий на рычагах управления (при безбустер-

ном управлении) и т. д.

О)

Воз

можно*

инерционного взаимодейстЙия

. Возможно

прояб-■

ление\

инер-\

цион- |

Н020

дзаимд-

дейстл

бия

инерционного

взаимодейст

вия

^ПредМкр М

Р и с . 7. 1. Критические соКр и располагаемые (Орасп угло

вые скорости крена

Чтобы определить, появляется ли данная особенность устойчи

вости и управляемости вследствие влияния сжимаемости (числаМ)

или упругих деформаций (скоростного напора, т. е. Упр), необхо

димо проводить испытания на двух или более высотах полета при

одних и тех же числах М, но при заметно отличающихся величи

нах Уцр (скоростного напора). Если на всёх этих высотах предель

ные числа М совпадут, значит ограничение обусловлено влиянием

сжимаемости. Если совпадут величины предельного (по этому

явлению) скоростного напора, то причиной являются упругие де

формации. Иногда может наблюдаться и одновременное действие

обеих причин.

К особенностям самолета, в некоторых случаях ограничиваю

щим скорость (число М) полета, можно также отнести резко выра

женное непроизвольное кренение самолета («валежка»), упругую

просадку элеронов, резко выраженную обратную реакцию по крену

на отклонение руля направления, колебания или непроизвольные

развороты самолета, возникновение недопустимо больших усилий

на рычагах управления при переходе на аварийное ручное управ

ление в случае отказа основной бустерной системы самолета и др.

Так, например, даже из-за незначительной асимметрии конструк

ции самолета (производственный дефект) скачки уплотнения на

271

правой и левой половинах фюзеляжа иногда возникают неодновре

менно или располагаются несимметрично по отношению к плоско

сти симметрии самолета, вследствие чего на некоторых режимах

могут появиться колебания углов рыскания или крена, непроиз

вольные развороты или броски самолета с крыла на крыло, затя

гивание в пикирование и т. д.

Ограничение по аэродинамическому нагреву

Нагрев поверхности самолета в полете с большими скоростями

(аэродинамический нагрев) зависит не только от высоты и скоро

сти полета, но и от теплоемкости и теплопроводности материалов,

из которых изготовлены элементы конструкции самолета, излучаю

щей способности нагреваемых поверхностей, от времени, в течение

которого осуществляется теплопередача от потока воздуха к эле

ментам конструкции, и ряда других факторов.

В точке полного торможения температура набегающего потока

больше атмосферной на величину

где Тн — температура атмосферного воздуха в °К.

В полете, особенно на больших высотах, значительное количе

ство выделяемого тепла излучается поверхностью самолета в окру

жающее . пространство. Благодаря теплоизлучению температура

поверхности самолета оказывается существенно ниже температуры

полного торможения потока. Однако при больших сверхзвуковых,

а тем более гиперзвуковых скоростях, даже на больших высотах,

где температура наружного воздуха очень 1низка, конструкция са

молета может за короткий промежуток времени сильно нагреться.

Нагрев получается наибольшим в тех местах, где происходит наи

более полное торможение потока, т. е. на поверхностях, располо

женных по отношению к направлению потока под углом 90° или

близким к нему. Так, существенному нагреву может подвергаться

фонарь кабины летчика и, в первую очередь, лобовое стекло фо

наря. При чрезмерном нагреве органическое стекло фонаря кабины

размягчается и становится мутным. Чтобы предотвратить разруше

ние стекла, при первых же признаках его помутнения необходимо

немедленно уменьшить скорость полета. Поэтому при выполнении

разгонов самолета до больших сверхзвуковых скоростей полета

измеряют температуру наружных поверхностей самолета. В ре

зультате таких измерений и анализа состояния конструкции, си

стем самолета, условий в кабине летчика и т. п. выбирают пре

дельно допустимую по условиям аэродинамического нагрева ско

рость полета и устанавливают предельно допустимое время полета

самолета на этих режимах. Указанные ограничения существенно

зависят от высоты полета.

272

Помимо указанных, в каждом частном случае могут возникать

и другие причины, из-за которых приходится ограничивать скорость

полета, например ухудшение работы воздухозаборника ТРД или

сверхзвуковой хлопок, т. е. воздействие системы скачков уплотне

ния на окружающее пространство. Для избежания вредного воз

действия сверхзвукового хлопка в некоторых случаях требуется

ограничивать скорость полета, особенно на малых и средних высо

тах (при полетах над населенными пунктами, промышленными

объектами и др.). Эти причины всегда следует тщательно анали

зировать.

Ограничение скорости (числа М) полета устанавливается в ре

зультате исследования всех возможных на данном самолете огра

ничений с учетом индивидуальных особенностей и назначения дан

ного типа самолета. Следует всегда помнить, что установленные

для данного самолета на данной высоте полета значения У Пред или

М п ред могут существенно зависеть от таких факторов как полетный

вес самолета, наличие наружных подвесок, положение органов ме

ханизации, положение воздушных тормозов и др. В каждом част

ном случае при изменении какого-либо из этих факторов необхо

димо исследовать влияние этого изменения на величину Упред

(М пр ед ) •

7.2. МЕТОДИКА ИСПЫТАНИЙ

Определение предельных чисел М и приборных скоростей по

лета (скоростных напоров) и исследование поведения самолета на

этих режимах является одним из наиболее ответственных и слож

ных этапов летных испытаний.

Целью летных испытаний самолетов на предельных и близких

к ним режимах полета являются:

1) проверка особенностей поведения и пилотажных характери

стик самолета;

2) определение и оценка условий работы силовой установки,

конструкции, оборудования и всех систем самолета;

3) определение характеристик устойчивости и управляемости

самолета на этих режимах;

4) установление ограничений по числу М и приборной скорости

полета для массовой эксплуатации.

Летные испытания самолетов на предельных числах М и при

борных скоростях полета всегда проводятся с полным комплектом

самопишущей (телеметрической) аппаратуры. Перед испытаниями

производится тщательная тарировка экспериментальной аппара

туры и бортовых визуальных указателей (в первую очередь указа

телей числа М, скорости и высоты полета), по которым летчик

выдерживает заданный режим полета. При задании летчику пре

дельных или близких к ним чисел М и приборных скоростей

полета необходимо определить и учесть все поправки к показаниям

соответствующих бортовых указателей: аэродинамическую, ин

273

струментальную, поправку на сжимаемость, поправку на запазды

вание передачи статического давления в системе ПВД, а также

заранее установить, сможет ли летчик определить в полете числоМ

и скорость Упр по шкалам указателей, установленных на прибор

ной доске, с достаточной степенью точности.

Перед летными испытаниями предварительно определяются

ожидаемые значения предельных чисел М и приборных скоростей

во всем эксплуатационном диапазоне высот полета. Затем эти зна

чения Мцред и Упред проверяют и уточняют в процессе летных испы

таний. В результате летных испытаний предварительные величины

ограничений по числу М полета иногда существенно корректируют,

уменьшая их или увеличивая, естественно, последнее весьма жела

тельно. Такая корректировка может появиться даже при самом тща

тельном анализе материалов наземных исследований данного само

лета и летных испытаний однотипных самолетов. Необходимость

корректировки может быть обусловлена, например, влиянием неуч

тенного нелинейного характера протекания аэродинамических ха

рактеристик по числу М и рядом других факторов. Испытания на

предельных скоростях и числах М полета проводят отдельно или

частично совмещают с полными летными испытаниями самолета

на определение количественных характеристик устойчивости,

управляемости и маневренности.

Предельная приборная скорость полета (предельный скорост

ной напор) обычно задается по расчету на основании результатов

испытаний специальных моделей в аэродинамических трубах и

в свободном полете, а также по материалам статических испыта

ний на прочность. Превышение ее в полете недопустимо. Предель

ное число М оценивается предварительно по результатам продувок

модели самолета.

Если на самолете установлены аэродинамические триммеры

органов управления, то перед полетами на предельные числа М

(приборные скорости) должны быть выполнены полеты на балан

сировку. Самолеты с безбустерным или обратимым бустерным

управлением балансируются обычно на средних высотах при ско

рости полета УПр~0,8 Утах. Самолеты с необратимым бустерным

управлением, у которых при отказе бустеров возможен переход на

аварийное ручное управление, балансируются аэродинамическими

триммерами таким образом, чтобы при переходе на аварийное руч

ное управление обеспечивалось наиболее благоприятное изменение

усилий на рычагах управления во всем ожидаемом эксплуатаци

онном диапазоне чисел М и приборных скоростей полета. При этом

учитывается возможное, нарастание абсолютных величин перегру

зок при переходе на ручное управление в случае, если летчик по той

или иной причине не в состоянии справиться с возникающими при

этом усилиями на рычагах управления. Полученные балансировоч

ные положения аэродинамических триммеров сохраняются затем

в дальнейших летных испытаниях строго постоянными. Баланси

ровочное положение аэродинамических триммеров обязательно

274

контролируется летчиком в полетах (обычно по сигнальной лам

почке).

Если у самолетов с необратимым бустерным управлением воз

можен переход на аварийное безбустерное (ручное) управление,

то вначале определяются предельные числа М и приборные скоро

сти в полетах с работающим бустерным управлением. В этих по

летах замеряются шарнирные моменты рулей и элеронов. Только

после этого исследуются управляемость и особенности поведения

самолета на этих скоростях в случае отказа бустеров. Если пере

ход на аварийное безбустерное управление при числах М п р ед и ско

ростях Упред определенных в полете с работающими бустерами,

настолько усложняет пилотирование самолета или приводит к та

ким особенностям в поведении самолета, что это угрожает безопас

ности полета (особенно на малых высотах), то такие значения

Мпред или Упред должны быть уменьшены. Окончательно для мас

совой эксплуатации самолетов выбирают значения М п р ед и У Пред>

при которых и в случае отказа бустеров обеспечивается безопас

ность полета: не возникают большие крены при полете на малых

высотах, большие изменения усилий на рычагах управления, с ко

торыми летчик может не справиться и которые угрожают безопас

ности полета и т. п.

Полеты на определение значений М пред и У п р е д обычно произ

водятся при работе двигателей на режимах наибольшей мощности

(тяги). При этом надо следить за тем, чтобы такие полеты выпол

нялись без скольжения и движения рулями были бы плавными.

У современных сверхзвуковых самолетов на больших высотах

обычно ограничены числа М полета, а на малых высотах—при

борная скорость полета (скоростной напор).

В летных испытаниях, как правило, вначале определяют пре

дельные числа М полета. Испытания на М п р ед начинают на тех

высотах, для которых заранее известно, что приборная скорость,

соответствующая числу М = Мпред, окажется меньше предельной

приборной скорости, определяемой условиями прочности и флат

тера. Зная предполагаемое предельное число М и расчетную пре

дельную приборную скорость полета, находят расчетом эти-высоты.

Однако следует отметить, что в некоторых случаях ограничения

по Мпред и Упред на различных высотах могут чередоваться. В этих

случаях также заранее приближенно определяют диапазоны высот,

на которых предполагаемые величины М п р ед меньше чисел М , соот

ветствующих Упред-и вначале на этих высотах проводят летные

испытания по определению Мпред.

Летные, испытания на определение ограничений числа М полета

обычно начинают на больших высотах. Объясняется это тем, что

с увеличением высоты полета при постоянном числе М скоростной

напор уменьшается:

9 = у /? я М 2» 0,7/?я М2, (7.1)

275

где рн — атмосферное давление в кГ/м2;

х=1,4 — отношение удельных теплоемкостей воздуха при постоян

ном давлении и постоянном объеме.

Меньший скоростной напор обеспечивает меньшие абсолютные

изменения аэродинамических сил и моментов, что облегчает пило

тирование и повышает безопасность полетов. Кроме того, запас

высоты повышает безопасность полета в случае возникновения

аварийной ситуации.

Летные испытания начинают с определения Мпред на высоте

меньшей статического потолка примерно на 3—6 км, т. е.

с т .п о т — ( 3 - М 5 км). В первом полете на этой высоте производят

разгоны самолета до чисел М , меньших предполагаемого предель

ного на данной высоте примерно на Д М = 0 , 1 - ^ 0 , 3 . Разгоны при

испытаниях на М пре д выполняют в прямолинейном горизонтальном

полете, если заданное в разгоне число М ^ М тах, либо в прямо-х

линейном полете со снижением (с «прижимом» самолета), если

заданное число М > М т а х (с последующим весьма плавным выво

дом самолета из пикирования). Во втором случае на высоте, пре

вышающей выбранную по возможности не более чем на 5 0 0 му

производят разгон самолета по М т а х , а затем начинают прямо

линейное снижение с таким расчетом, чтобы получить заданное

число М на высоте не ниже — 5 0 0 м по сравнению с выбранной.

В конце разгона желательно выдерживать установившееся задан

ное значение числа М в течение нескольких секунд. В одном полете

на заданной высоте летчик последовательно выполняет несколько

разгонов с постепенно возрастающим конечным числом М (обычно

с интервалом Д М ^ 0 , 0 2 — 0 , 0 5 ) . Если после какого-либо разгона

возникают ненормальности в поведении самолета, его устойчиво

сти и управляемости, в работе систем или агрегатов самолета,

то последующие разгоны не выполняются и производится по

садка.

После каждого полета с разгоном самолета до чисел М, значе

ния которых превышают ранее достигнутые на этом самолете, тща

тельно анализируются полетные материалы и отзыв летчика-испы-

тателя. В зависимости от результатов анализа составляется зада

ние на следующий полет. При необходимости после полета произ

водятся соответствующие наземные исследования и доработки (до

водки) самолета или его систем, после чего выполняется полет

с повторением задания предыдущего полета. Если после такой про

верки оказывается возможным продолжить испытания с дальней

шим увеличением числа

М , то в следующем полете выполняются

разгоны до чисел М, превышающих уже достигнутые на

Д М — 0 , 0 2 4 - 0 , 1 (величина этого интервала выбирается обычно глав

ным образом в зависимости от степени ухудшения характеристик

устойчивости и управляемости самолета). Задания на постепенное

приближение к предельным числам М полета целесообразно по

возможности совмещать с заданиями на определение характери

стик устойчивости, управляемости и маневренности самолета.

276

При подходе к предполагаемому предельному значению числа М

полета конечное число М увеличивается в последних разгонах

с интервалом ДМ = 0,01—=—0,05. Если никаких неприятных особенно

стей в поведении самолета и его пилотажных характеристиках при

разгоне на предполагаемом предельном значении числа М не на

блюдается, то в последующих полетах можно продолжать разгоны

до больших чисел М, но, естественно, не превышая предельно

допустимого по условиям прочности и флаттера скоростного

напора.

После установления предельного числа М на данной высоте

полета подобные испытания проводятся еще на одной-двух мень

ших высотах, на которых предполагаемое ограничение по числу М

оказывается меньше величины числа М, соответствующей предель

ному скоростному напору на рассматриваемых высотах полета.

После окончания этих испытаний приступают к определению

предельных приборных скоростей полета, обусловленных предельно

допустимым по прочности (аэроупругости) или по флаттеру зна

чением скоростного напора. Такие испытания проводят обычно не

менее чем на двух-трех высотах ( # ь Я 2 и Я3). Эти высоты обяза-

тельно'должны быть меньше той, при которой предельному значе

нию скоростного напора соответствует предельное значение числа

М полета (ее обозначают Ям?).

Первая высота равна примерно # 1— — # м д + (2 —3) км, вторая

Н2 является средней между Н\ и Я м д, а третья высота Я3 состав

ляет около 2—5 км.

Перед началом полета строят расчетную графическую зависи

мость УПред=/(Я), определяемую по формуле

^ „ р е д = 14,4 У ^ 7 Д - §Кинстр - 8Ка - 8УСЖ, (7. 2)

где ВКинстр —инструментальная поправка в км/час;

81/а — аэродинамическая поправка в км/час;

ЪУСЖ — поправка на сжимаемость в км/час;

^лред в км/час, ?пред в кГ/м2.

В дальнейшем эти величины У ПреД проверяются и при необхо

димости уточняются по материалам летных испытаний, причем их

можно заменять только в сторону уменьшения найденных по фор

муле (7.2) значений. Если самолет разгоняется до УПреД не в гори

зонтальном полете^ УПред>Утах), то необходимо задавать летчику

значения Упред с учетом поправок на запаздывание.

В первом полете на определение У ПреД производятся разгоны

самолета до приборной скорости примерно на ДУщ>« ЮО-г-

-г-300 км/час меньше ожидаемой предельной. Наибольшее число М

в этом полете должно быть приблизительно на 0,05—0,15 меньше

предельных чисел М, определенных уже для данного самолета на

больших высотах. Перед следующим полетом анализируют полет

277

ные материалы, отзыв летчика-испытателя и проводят тщательный

послеполетный осмотр конструкции самолета. Наибольшая зада

ваемая во втором полете приборная скорость не должна превы

шать достигнутую в первом полете на АУПр=20ч-50 км/час.

После выхода на предельную скорость в данном полете ника

ких режимов больше не выполняют. Сразу производится посадка

и начинается осмотр всего самолета.

Определив предельные числа М на высотах Н>Нщя и предель

ные скорости полета на высотах Я < Я м д, производят полеты на

высоте Я м д. Эти режимы являются наиболее ответственными,

сложными и напряженными для летчика и по условиям работы

конструкции самолета, так как на высоте Я м д одновременно дей

ствуют два ограничения — числа М и скорости (скоростного на

пора) полета. Такой полет совершается в наиболее сложных усло

виях в отношении влияния сжимаемости и аэроупругости. После

довательность действий при проведении этих летных испытаний

выдерживается такая же, как и при определении предельных чи

сел М полета на больших высотах: первый разгон производится

до числа М, на ДМ « 0 ,1-^0,3 меньше наибольшего достигнутого

на этом самолете значения числа М, и т. д.

Чтобы определить характеристики управляемости и устойчи

вости самолета на полученных предельных значениях числа М и

скорости полета, последовательно выполняются дачи всех трех

органов управления на этих режимах. Особое внимание уделяется

выполнению дач органов управления на высоте Ям д. По полетным

материалам, полученным при выполнении разгонов по МпреД и

Упред на различных высотах, строят балансировочные крипые уси

лий на рычагах управления и отклонений органов управления са

молета в зависимости от числа М (скорости) полета. .

На рис. 7.2 приведены записи приборов-самописцев, получен

ные при летных испытаниях самолета на определение предельных

скоростей. Участки лент приборов-самописцев, на которых были

получены эти записи, показаны на рис. 7. 3.

В полете из-за неисправности бортового визуального указателя

скорости была непроизвольно превышена заданная величина пре

дельной скорости полета, выбранной из условия ограничения по

флаттеру (УПред=П50 км/час). При достижении скорости Упр —

«1340 км/час возник флаттер хвостового оперения самолета

(флаттер системы стабилизатор—руль высоты), при котором имела

место сложная форма колебаний хвостового оперения самолета:

изгибные колебания руля высоты на опорах в сочетании с круче

нием стабилизатора. При этом вибрации хвостовой части самолета

происходили с интенсивно нарастающей амплитудой и частотой

порядка 40 гц (разброс записей на лентах самописцев при вибра

циях хорошо виден на фотографиях рис. 7.3; на рис. 7.2 он изо

бражен жирной тушевкой — интервал А/«38^-49 сек). Для пре

кращения развития флаттера была уменьшена скорость полета.

278