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

Подождите немного. Документ загружается.

Р и с. 7.2. Записи приборов-самописцев, полученные в полете с непроизволь

ным превышением заданной величины Упред

279

При проведении летных испытаний на определение 1/пред вели

чину запаса по флаттеру ДУф=УКр.Ф—^пред следует выбирать

с учетом индивидуальных особенностей самолета (характеристик

разгонов, управляемости и устойчивости при соответствующих ско-

—

* )

Руль направления

45 Ъсек

50 55

1сек

Правая педаль

Хсек

Р и с. 7. 3. Участки лент приборов-самописцев с полетными записями, полученными

в процессе выполнения режима, показанного на рис. 7. 2:

а—запись самописца перегрузок (трехкомпонентного акселерографа); б—запись самописца

углов отклонения руля направления; вс—запись динамометрической педали

ростях полета и т. д.). Величина ДУф, т. е. соответствующая ей

величина У пред, задаваемая при летных испытаниях, должна пери

одически проверяться и в случае необходимости корректироваться

по мере накопления результатов летных испытаний. Перед каждым

полетом на УПред необходимо проверять работу бортового указа

теля скорости и снимать контрольные тарировки.

7.3. ОБРАБОТКА И АНАЛИЗ ПОЛЕТНЫХ МАТЕРИАЛОВ

Предельные числа М и предельные скорости полета, получен

ные из летных испытаний, наносят на график в зависимости от вы

280

соты полёта (рис. 7.4). На этот график также наносят минималь

ные предельные скорости полета. Области, ограниченные этими

кривыми, определяют эксплуатационные диапазоны чисел М (см.

рис. 7. 4, а) и приборных скоростей полета (см. рис. 7. 4, б) данного

самолета на различных высотах.

Если зависимость предельных скоростей и чисел М полета от

высоты оказывается сложнее показанной на рис. 7.4, то ограниче

ния следует по возможности упрощать, например, за счет некото

рого искусственного сужения диапазона эксплуатационных скоро-

м о Уг

а) $)

Р и с . 7.4. Зависимость предельных скоростей и чисел М от высоты

полета (шасси, воздушные тормоза и органы механизации убраны;

наружные подвески отсутствуют)

стей (чисел М) на отдельных высотах. Чем проще эта зависимость,

гем легче летчику выполнять полет, легче управлять самолетом,

гем меньше он затрачивает внимания на непревышение предель

ных скоростей (чисел М) в полете. Пример упрощения такой зави

симости показан на рис. 7. 5. В этом случае оказалось целесообраз

ным ограничить эксплуатационный диапазон скоростей (чисел М)

полета на высотах Н < Н { значением приборной скорости Упредь

тогда как по результатам расчетов и летных испытаний на этих

высотах можно было допустить большие приборные скорости

^предг. Такое упрощенное ограничение показано на рис. 7.5 линией

со штрихами.

Количество ограничений по скорости и числу М полета всегда

стараются свести до минимума. В отдельных случаях и у сверх

звуковых самолетов удается оставлять только одно ограничение —

величину предельной скорости полета. Это относится к самолетам,

которые на высотах Н > Н Шд даже в отвесном пикировании с ра

281

ботающими на режиме максимальной мощности двигателями не

разгоняются до чисел М = М Пред-

Если самолет может достигать значения М пред только на высо

тах, немного превышающих

Я м

д (например, на

Д Я м ~ 1 - ^ - 3

км),

то иногда целесообразно снизить значение УпреД с таким расчетом,

чтобы увеличить высоту

Я м

д на эту величину

Д Я м

и тем самым

оставить только одно ограничение — по приборной скорости по

лета.

В некоторых случаях (например, когда М пред обусловлено паде

нием путевой устойчивости самолета, а величина существенно

уменьшается с ростом угла атаки) на одной и той же высоте уста-

Р пу =

*ЯН)

=соп$1

Р и с . 7.5. Пример упрощения огра

ничений по числу М и приборной

скорости полета с целью облегчения

работы летчика

Р и с . 7 .6. Определение диа

пазонов высот полета, на

КОТОрЫ Х а х ^ ^ п р е д ИЛИ

У ___*Г I/ л л л т п о т п т п и и ч т т т о й

ОТОрЫХ Кгг а х К п р ед ИЛИ

'ш ах^^пр, соответствующей

ЧИСЛУ М = М п р ед

навливаются два предельных значения числа М для двух значений

нормальной перегрузки:

пу= 1 и пу> 1.

Однако такого усложнения ограничений следует ,по возможности

избегать.

После того как установлены эксплуатационные диапазоны чи

сел М и приборных скоростей полета на всех высотах, можно при

ступать к систематическим летным испытаниям на определение

максимальных горизонтальных скоростей полета. При этом лет

чику должны быть заданы предельные числа М, предельные ско

рости полета и высота Ям <?.

Величины У щ т п р е д , М п р е д и Я м д задаются летчику обязательно

с учетом всех поправок, в том числе и инструментальных поправок,

определенных на данном самолете для данных бортовых визуаль

ных указателей числа М, приборной скорости и высоты полета.

Указываемые в инструкциях по пилотированию значения Кщшпред*

282

Мпред» Упред и Нм д определяются по материалам летных ис

пытаний с учетом допустимых на серийных самолетах данного

типа предельных погрешностей соответствующих визуальных ука

зателей.

Чтобы установить диапазоны высот, на которых требуется про

водить летные испытания на определение максимальных скоростей

горизонтального полета, значения Утах, полученные из аэродина

мического расчета (по кривым потребных и располагаемых тяг

для самолетов с ТРД или мощностей для самолетов с поршневым

двигателем), наносят на графики типа, приведенного на рис. 7.4.

Искомые диапазоны высот определяются условием Ущах^^пред

ИЛИ Ущах^Упр соответствующей числу М = МПред*

На рис. 7.6 показан пример протекания зависимостей Ушах =

= /(Я ), У Пр е д = ф(Я) и Мпред = Р (Н) для самолета с ТРД. Сплош

ной линией на графикеиоказаны проверенные в летных испытаниях

ограничения по приборной скорости и числу М полета (Упред и

Мпред), пунктирной — расчетные значения максимальных скоро

стей горизонтального полета. Из графика видно, что для данного

самолета максимальные скорости горизонтального полета можно

определять только в диапазонах высот # 1< # < # 2 и # > # 3. Штри

ховой линией показана на рис. 7.6 граница наибольших (допусти

мых и достижимых) скоростей установившегося прямолинейного

горизонтального полета без скольжения.

Глава VIII

ИСПЫТАНИЯ НА СВАЛИВАНИЕ И ШТОПОР

8. 1. ОСНОВНЫЕ ОСОБЕННОСТИ СВАЛИВАНИЯ

И ШТОПОРА СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

Сваливание

Сваливанием называется непроизвольное или вызванное откло

нением органов управления, но не соответствующее обычной реак

ции на это отклонение апериодическое или колебательное движе

ние самолета на околокритических углах атаки, возникающее в ре

зультате появления срыва потока на крыле, с большими, замет

ными даже для мало тренированного летчика угловыми скоро

стями или перемещениями самолета относительно хотя бы одной

из трех его осей, характеризуемое потерей (частичной, а иногда

и полной) управляемости самолета.

Современные сверхзвуковые самолеты имеют не меньше пред

посылок к непроизвольному сваливанию, чем старые дозвуковые

самолеты. Это обусловлено расширением эксплуатационных диа

пазонов высот и чисел М полета, некоторыми характерными осо

бенностями устойчивости и управляемости сверхзвуковых самоле

тов, а также их поведением в особых случаях полета (например,

при отказе бустерной системы управления). Однако при сопоста

вимых начальных условиях сваливание современных сверхзвуко

вых самолетов протекает обычно более плавно. Это объясняется

в основном более плавным характером протекания зависимостей

су = [(а) в околокритическом диапазоне углов атаки, а также боль

шими абсолютными величинами моментов инерции 1 Х у сверхзву

ковых самолетов.

Кроме того, отклонения ручки управления у современных само

летов, потребные для выхода на режим су сваливания, оказы

ваются значительно большими, чем у старых. Поэтому непроиз

вольные сваливания при малых (близких к Ущш) скоростях прямо

линейного координированного полета на сравнительно небольших

высотах в нормальных эксплуатационных условиях у сверхзвуко

вых самолетов происходят значительно реже.

У современных сверхзвуковых самолетов со стреловидным или

треугольным крылом даже небольшое скольжение может суще

ственно влиять на характер протекания кривой су = }(а). У самоле

тов с прямым крылом такое влияние проявляется значительно сла

бее. Этим и объясняется, что у самолетов со стреловидным крылом

284

сваливание может возникать при меньших углах атаки, чем у са

молетов с прямым крылом, несмотря на то, что критические углы

атаки при отсутствии скольжения у первых обычно оказываются

значительно большими.

Специфическими для режимов сваливания являются следую

щие значения углов атаки а и коэффициента подъемной силы само

лета Су\

а) околокритические углы атаки — сравнительно большие углы

атаки, близкие к акр;

б) критический угол атаки акр — угол атаки самолета на ре

жиме Су ш а х ;

Р и с. 8. 1. Пример зависимости су=( (а) у сверхзвуко

вого самолета (величины су взяты в скоростной си

стеме осей координат)

в) Су тах— максимальная величина коэффициента аэродина

мической подъемной силы самолета в координированном полете

на данной высоте и при данном значении числа М (рис. 8. 1);

г) угол атаки сваливания аСв — угол атаки самолета, соответ

ствующий началу сваливания при данном числе М на данной высоте

полета;

д) су св — коэффициент аэродинамической подъемной силы са

молета, соответствующий началу сваливания (величины су без

индекса «1» относятся к скоростной системе осей координат);

е) Уипп — минимальная скорость полета (приборная скорость

прямолинейного полета на режиме сусв);

ж) су 1 св — коэффициент нормальной аэродинамической силы

самолета, соответствующий началу сваливания (в связанной с са

молетом системе осей координат — индекс «1»);

з) су 1 Тр — коэффициент нормальной аэродинамической силы

самолета, соответствующий началу предупреждающей тряски;

и) Су 15 — коэффициент нормальной аэродинамической силы

самолета, соответствующий полету с полным отклонением ручки

управления на себя;

к) су 1 доп — предельно допустимое в нормальной эксплуатации

значение коэффициента нормальной аэродинамической силы само

285

лета (ограничение по тряске либо по устойчивости самолета

и т. п.). Приборная скорость прямолинейного горизонтального по

лета без скольжения на режиме су \ д ОП называется минимально

допустимой скоростью полета У щ ш д о п -

Сваливание может происходить в виде опускания носа самолета

(практически без крена), либо в виде кренения, либо с одновре

менным опусканием носа и кренением самолета. Последнее обычно

и наблюдается у современных сверхзвуковых самолетов. Обуслов

лено это несимметричным развитием срыва потока на крыле боль

шой стреловидности, что при большой скорости распространения

области срыва по крылу вызывает обычно .появление сравнительно

больших кренящих, а также и заворачивающих моментов.

О С., 4 г г, Л

р е зу л ьт а ты

►

летных

итмтпинп

(

•

л.

/ 1.0

А Г

упр

11 ■

■т

Д С

у/5 1

-4

/1Д0Т1

--ЗООкП

1 ®

-Су1Ъ

суг.п'

■

р асч ет [р *

■>

к"

Н= 70 КМ)

х^уг.л

"ч

1 1Л

—

Л 1 , *

7,2 0,3

ОЛ

0,5

0,6

0,7

0,8 0,9

иг

1,3

/,♦

1,5

1,бМ

Р и с . 8.2. Изменение несущих свойств сверхзвукового самолета по

числу М (в данном примере су\ ДОп = ^у1 тр)

У дозвуковых самолетов при подходе к режиму с^св на мини

мальных и близких к ним скоростях полета появляется обычно

предупреждающая тряска, причем значения су сваливания (сусв)

и су тряски (су Тр) заметно отличаются.

- Предупреждающей тряской называется хорошо заметная для

летчика аэродинамическая тряска конструкции, возникающая

вследствие срыва потока при увеличении угла атаки. У сверхзву

ковых самолетов значения су \ св и су \ тр при малых числах М

обычно весьма близки (рис. 8.2) или практически совпадают. Ин

тенсивность предупреждающей тряски на этих режимах у сверх

звуковых самолетов, как правило, невелика и даже иногда летчики

ее вовсе не ощущают. С увеличением числа М (увеличением вы

соты полета при постоянном скоростном напоре) интенсивность

предупреждающей тряски и разность Асу\ = су 1 Св—су \ тр обычно за

метно возрастают (см. рис. 8.2).

Величина су \ св уменьшается с возрастанием числа М полета.

Выход сверхзвуковых самолетов на режимы сваливания часто со

286

провождается покачиванием самолета с крыла на крыло (попереч

ные колебания)-.

По начальным условиям режимы сваливания разделяются на

три группы: сваливание с минимальной скорости прямолинейного

горизонтального полета, сваливание с УПр>У т1п в координирован

ном вертикальном маневре и сваливание с произвольного прост

ранственного маневра (некоординированного).

Сваливание с режима координированного прямолинейного го

ризонтального полета при Упр~ У т ш ^ — 1) носит название по

тери скорости. Как указывалось, при таком сваливании современ

ные сверхзвуковые самолеты обычно самопроизвольно в штопор

не входят. Некоторые современные самолеты не выходят на режим

потери скорости даже при полном отклонении ручки- (штурвала)

управления на себя. При скольжении сваливание со скоростью

Упр~ Утт происходит более резко и, как правило, приводит к по

следующему самопроизвольному входу самолета в штопор.

Сваливание с координированного вертикального маневра при

Т/ Пр^>Ущ1п(% > 1) происходит боле резко, чем при потере скорости.

Объясняется это большими аэродинамическими нагрузками, дей

ствующими на самолет при больших приборных скоростях полета.

Наиболее резким и неравномерным оказывается обычно свалива

ние с больших приборных скоростей при начальном скольжении и

вращении самолета. При сваливании с динамического потолка

возрастает покачивание самолета с крыла на крыло: в этом случае

покачивание начинается обычно на больших приборных скоростях

(меньших су) и происходит с большими амплитудами колебаний

самолета, чем при сваливании с меньших высот. Предпосылок

к сваливанию самолета при полетах на динамический потолок

больше, чем на меньших высотах, главным образом, из-за интен

сивного уменьшения скорости полета в процессе выхода самолета

на динамический потолок и падения аэродинамического демпфи

рования на высотах, близких к динамическому потолку.

Штопор

Штопором называется движение самолета по спиралеобразной

траектории малого радиуса на режиме самовращения при закрити-

ческих' углах атаки центральных сечений крыла, характеризуемое

резким ухудшением управляемости самолета и условий ориенти

ровки летчика. Нормальный штопор — штопор самолета при поло*

жительных углах ~атаки. Перевернутый штопор — штопор само

лета при отрицательных углах атаки. Правый (нормальный или

перевернутый) штопор — штопор с вращением носа самолета

вправо, если смотреть с места летчика. Левый (нормальный иаи

перевернутый) штопор — штопор с вращением носа самолета

влево, если смотреть с места летчика.

Современные сверхзвуковые самолеты отличаются многообра

зием режимов штопора. Даже у одного и того же современного са

287

молета (в зависимости от высоты полета, центровки и т. д.) могут

быть самые разнообразные виды штопоров. Опыт эксплуатации и

анализ результатов летных испытаний современных самолетов

показывают, что все режимы как нормального, так и переверну

того штопора разделяются на два основных типа: неустойчивый и

устойчивый штопор (рис. 8.3).

Неустойчивым называется штопор, в процессе которого враще

ние самолета относительно нормальной и продольной осей .перио

дически меняет свое направление или приостанавливается. Не

устойчивый штопор характеризуется неравномерным вращением

с большими амплитудами колебаний параметров движения само

лета и периодическими его остановками в режиме. При этом само

лет в отдельные моменты может непроизвольно поднимать «нос»

выше горизонта или опускать его за вертикаль, а также перехо

дить из штопора одного направления в штопор другого направле

ния либо из нормального в перевернутый штопор (и наоборот).

У современных самолетов наблюдается три разновидности не

устойчивого нормального штопора:

а) штопор, протекающий в виде падения листом по спирале

образной траектории — наиболее часто встречающийся вид не

устойчивого штопора (пример такого режима приведен на

рис. 8.4, а) ;

б) штопор, происходящий в виде биений с периодическими на

растаниями и затуханиями колебаний самолета (рис. 8.4,6);

в) штопор с нарастающими колебаниями самолета (рис. 8. 4, в).

Если начался штопор и летчик определил .положение самолета

в пространстве и направление его вращения в режиме (нормаль

ный или перевернутый, правый или левый штопор), он устанавли

вает рули по штопору. Отклонение руля высоты (управляемого

стабилизатора) по штопору означает в нормальном штопоре откло

нение ручки (штурвала) управления на себя, в перевернутом — от

себя. Отклонение руля направления (управляемого киля) по што

пору означает в левом штопоре отклонение левой педали вперед,

в правом — правой педали вперед. Летчик удерживает рули в по

ложении по штопору до момента начала вывода самолета из што

пора.

В большинстве случаев режимы неустойчивого штопора при

отклоненных по штопору рулях могут существовать длительное

время и прекращаться только при установке рулей в нейтральное

положение. Однако в некоторых случаях самолет выходит из не

устойчивого штопора даже при отклоненных по штопору рулях.

При этом в процессе штопора происходит нарастание скорости

полета. Режим полета самолета с последовательно чередующимися

входами и выходами из области закритических углов атаки при

непрерывном возрастании средних величин приборной скорости

полета и нормальной перегрузки называется прогрессирующей што

порной спиралью. Нарастание нормальной перегрузки в процессе

288