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

Подождите немного. Документ загружается.

самолета) *. Для этого самолет условно разбивают на большое

количество элементарных частей, каж дая из которых имеет свою

определенную массу т* (рис. 1.3). Расчет производится по следую

щим формулам:

т‘

^ +2

т‘ ^ у*;

1=1 /-1

п п

2 т ‘ ^

(1.7)

V т, (л) х] 4- V т,- (у) у],

1—1 п= 1

где гаДх); т^у); т1 (г) — соответственно средняя масса рассматри

ваемого элемента, расположенного вдоль

одной из главных осей инерции (осей

самолета) на расстоянии х ь у1 или г 1

от ЦТ самолета (рис. 1.3);

/ — порядковый номер элемента;

п — общее количество элементов в самолете,

на которые он был условно разбит.

Иногда, в силу различных причин, например, при большой весо

вой неоднородности самолета, когда бывает трудно разбить его

на конечное (небольшое) число частей с примерно постоянной ве

совой плотностью и невозможно точно определить их координаты

относительно ЦТ самолета, расчетный метод не обеспечивает необ

ходимую точность определения моментов инерции. В этом случае,

если позволяют вес и размеры самолета, моменты инерции при

необходимости могут быть определены экспериментально. Практи

ческие методы определения моментов инерции (относительно трех

осей самолета) базируются на регистрации колебаний самолета

на многонитной подвеске, совершаемых в горизонтальной плоско

сти, либо на регистрации колебаний самолета, подобных плоскому

движению двухстепенного маятника, совершаемых в вертикальной

плоскости**. Первый такой метод позволяет определить момент

* Как известно, момент инерции является мерой инерции тела при его вра

щении. Численно он равен сумме произведений масс всех элементов тела на квад

раты их расстояний до оси, относительно которой вычисляется момент инерции.

** Теоретическая сторона методики экспериментального определения моментов

инерции самолета подробно освещена в следующих трудах:

В. П. В е т ч и н к и н, Методы экспериментального определения моментов

инерции твердых тел при помощи многонитного подвеса, Тр. ЦАГИ, вып. 1922

(1920).

В. П. Ветчинккн и Н. Г. Ч е н ц о в, Плоский маятник о двух степенях

свободы и определение при помощи его высоты центра тяжести и момента инер

ции твердого тела, Тр. ЦАГИ, вып. 3, 1923.

Ю. А. Победоносцев, Экспериментальное определение моментов инер

ции самолета, Труды всесоюзной конференции по аэродинамике, 1931, Тр.

ЦАГИ, вып. 201, 1935.

инерции относительно вертикальной оси самолета (1У) . Для опреде

ления моментов инерции относительно поперечной (]г) и продоль

ной (1Х) осей самолета он неудобен, так как потребовал бы под

вески самолета боком и вертикально. Второй метод наиболее удо-

У/ ♦

Рис. 1.3. Схема расчета моментов инерции

самолета / х, /у, /*

бен для определения моментов инерции самолета относительно

поперечной (/*) и продольной (/*) осей, так как при этом не тре

буется изменять исходного горизонтального положения самолета.

При определении моментов инерции 1У, / 2 самолет подвеши

вается в горизонтальном положении с помощью специального лег

кого устройства (рамы) на двух параллельно натянутых стальных

тросах со сферическими (карданными) шарнирами на концах

(рис. 1.4). Верхние концы тросов с карданной подвеской закреп

ляются на мостовой ферме грузового крана (либо на силовой балке

ангара, кабель-кране и т. п.). Нижние концы тросов шарнирно свя

зываются с фермой, к которой непосредственно подвешивается

а)

Рис. 1.4. Схема двухнитевой подвески самолета при определении его моментов

инерции методом крутильных колебаний

и методом плоского маятника с двумя степенями свободы:

а — поперечная подвеска самолета при определении моментов инерции / у и б — продоль

ная подвеска самолета при определении моментов инерции и I х

самолет. Верхние и нижние точки крепления тросов должны при

этом находиться в одной плоскости и быть симметрично разнесены

относительно ЦТ самолета.

При определении момента инерции 1Х осуществляется так назы

ваемая продольная схема подвески самолета на тросах, при кото

рой точки крепления тросов разнесены вдоль продольной оси само

лета, а при определении момента инерции ]г осуществляется попе

речная схема подвески самолета (точки крепления тросов разно

сят вдоль размаха крыла, рис. 1.4).

Для определения моментов инерции самолета относительно трех

осей необходимо произвести эксперимент при двух вариантах под

вески его на тросах (по продольной и поперечной схеме). Замеряя

период крутильных колебаний самолета в горизонтальной плоско

сти (относительно вертикальной оси), определяют момент инер

ции }у. Замеряя периоды двух типов колебаний самолета в попе

речной плоскости (уОг), находят момент инерции ]х. Аналогичным

образом при поперечной схеме подвески самолета на тросах, по

величине периода крутильных колебаний относительно вертикаль

ной оси определяют момент инерции 1У, а по величине периодов

двух типов колебаний самолета в продольной плоскости (хОу)

находят момент инерции / 2.

Для определения момента инерции 1У создают колебания само

лета в горизонтальной плоскости (т. е. относительно вертикаль

ной оси) с амплитудой не более ±15° (закручивая самолет одно

временно за оба крыла или за концы фюзеляжа) и, регистрируя

время 20—25 циклов, определяют средний период Ту крутильных

колебаний самолета в горизонтальной плоскости на тросовой под

веске. Дальнейший расчет момента инерции относительно верти

кальной оси (для продольной и поперечной схем подвески само

лета на тросах) производят по формуле

Т2 г

— /?2,

У 4я2 Но

где С —вес самолета;

— длина троса;

/? — расстояние от троса до вертикальной оси, проходящей

через ЦТ самолета (на рис. 1.4 или

Для определения моментов инерции и / 2 поочередно соз

даются два типа колебаний самолета в одной из вертикальных пло

скостей (в плоскости, перпендикулярной продольной оси самолета,

либо в плоскости симметрии, в зависимости от осуществленной

схемы подвески самолета на тросах) и регистрируется время 20—

25 циклов для определения среднего периода этих колебаний. П ер

вый тип колебаний создается постепенным раскачиванием самолета

из одной стороны в другую в заданной вертикальной плоскости. Он

характеризуется тем, что ЦТ самолета и точки подвески самолета

к тросам одновременно проходят через вертикальное положение

равновесия и перемещаются при этом в одном направлении. Второй

гип колебаний создается путем постепенного раскачивания само

лета с крыла на крыло (при продольндй схеме подвески) или по

гангажу (при поперечной схеме подвески) таким образом, чтобы

одновременно развивались колебания самолета в заданной верти

кальной плоскости, и относительно точек подвески его к тросам.

Эти колебания происходят с более высокой частотой. Их характер

ной особенностью является то, что в процессе колебаний ЦТ само

лета и точки подвески самолета к тросам одновременно проходят

через вертикальное положение равновесия, но в отличие от первого

типа колебаний перемещаются при этом в противоположных на

правлениях.

После определения периодов двух типов колебаний самолета

в вертикальных плоскостях дальнейший расчет моментов инерции

1Х и 1г производится по следующим формулам:

/ , = 0 ^ * 1 0,00630 — т\ т\ ;

Я0 (4Я2)2

Н 0 *

у 2 у 2

^x— Ср

...

■ * 2* ^ 0 ,0 0 6 3 0 — 7? Т \ ,

* й Я0 (4ц2)2 ’

Но х х

где О— вес самолета;

Н 0— длина троса ;

Нх и кг— соответствено расстояния от точки подвески троса

до соответствующей оси самолета (х или г), проходя

щей через ЦТ;

Т\ и Т2 — соответственно периоды первого и второго типов коле-

* . баний самолета в плоскости гОу\

Т2г— соответственно периоды двух типов колебаний само

лета в плоскости уОх.

1.5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОСНОВНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

СИСТЕМЫ УПРАВЛЕНИЯ

Количество характеристик системы управления, определяемых

в процессе наземной подготовки самолета к испытаниям, зависит

от типа системы, наличия в ней бустеров, загрузочных устройств,

автоматических устройств, регулирующих в полете кинематические

и силовые характеристики системы, демпферов и т. п.. Однако не-

аависимо от конструктивных особенностей системы управления

в процессе наземных работ должны быть определены следующие

ее характеристики (рис. 1.5):

а) кинематические параметры системы:

— законы кинематической связи рулей с соответствующими

рычагами управления, т. е. зависимости вида

<р«=/(■*»);

& „ = / « > ;

8. = / С * в);

* * = / ( * , ) ;

о о прямой ход

Рх'ь • • обратный ход

ос см

х см

о о прямой ход Ъ'

••обратный

ход о

Кинематические

характеристики

Рг 'Р(х)-РТр 'Трение

Силовы е

ха рактеристики

Характеристики

упруеости

V км/час

Частотные

ЛчапС-М/ характеристики

Д*ззп(1?х)

?сек

Рис. 1.5. Характеристики системы управления, определяемые в процессе наземных испытаний самолета:

1 аь

------------

коэффициент передачи между углом отклонения рулевой поверхности и линейным перемещением ооответ-

57,3 йх

ствующего рычага управления; кщ в, &ш э, &ш н — коэффициенты передачи соответственно для продольного, поперечного и

„ йР х

путевого управления самолета; РЛ = — — градиент изменения усилий по ходу соответствующего рычага управления; Р в =

, - 3 х ^ "

= и* • ^ ~э== * Р н== ^ ~ градиенты изменения усилий на ручке управления и педалях по ходу; Р ТГ1 —величина уси-

иЛр Э ^ Н

лий, прикладываемых к рычагу управления для преодоления сил трения в системе управления; ^ то.в» ^тр.э* ^ тр .н~ ве'

личины сил трения в системе продольного, поперечного и путевого управления самолета.

— коэффициенты передачи от рулей к соответствующим рыча

гам управления:

кшв—

---------

1 )м (продольное управление рулем высоты);

57,3 (1хв

кш д= -1 - 1 /м (продольное управление стабилизатором);

~ ~ Vм (поперечное управление);

* ш .н = т ^ “ • 1/^ (путевое управление),

ОI у О иХц

где <рст, 8В, 8Э, 8Н —углы отклонения соответствующих рулевых

поверхностей в град (стабилизатора, руля вы

соты, элеронов и руля направления);

х в, хв, хн —линейные перемещения рычагов управления

(в м) относительно исходного нейтрального

положения рулей, соответствующего условию

<Рст-0; &В-0; и 5Н=,0;

— закон регулирования в полете кинематических характери

стик системы управления, т. е. зависимости вида

кш = / ( М, Я);

— предельные отклонения ручки управления и педалей (как

с летчиком: в кресле, так и без него) ;

б) силовые характеристики системы:

— величина усилий в (кГ), прикладываемых к ручке управле

ния (штурвалу) и педалям, для преодоления сил трения в системе

продольного, поперечного и путевого управления при стоянке само

лета на земле

р р и р

* в.тр» э.тр н.тр>

— закон изменения усилий на рычагах управления от загрузоч

ных механизмов, пружин и балансирных грузов, т. е. зависимости

вида

р .= = /( х *У>

* > . = / ( * . ) ;

Р ш— Я х я),

где Яв, Рэ и Ян — усилия, прикладываемые летчиком к ручке

управления (штурвалу) и педалям;

— градиенты изменений усилий по ходу соответствующего ры

чага управления (силовая характеристика загрузочного механизма

системы управления, указывающая, какое усилие необходимо при

ложить к рычагу управления для смещения его на 1 см) :

Р*в = ^ в . кГ1см;

ах,

кг,см\

р хи— П л . кГ1см;

ах „

— закон регулирования в полете загрузки рычагов управления,

т. е. зависимости вида

Р * = ^ - = / ( М , ну,

ах

в) характеристики упругости системы:

— величина- линейного смещения рычага управления (в см)

под действием приложенного к нему усилия при жестко зафиксиро

ванном руле, обусловленного упругими деформациями проволоки,

в виде зависимости Д%пр=!(Р) (на самолетах с обратимой систе

мой управления);

— величина упругой просадки руля (в град) под действием при

ложенного к нему искусственно созданного шарнирного момента Мт

при фиксированном положении силового штока бустера в виде за

висимости Дбупр—/ (Мш) (на самолетах с необратимой системой

бустерного управления);

г) динамические характеристики системы:

К динамическим характеристикам системы управления, опреде

ляемым при проведении комплекса наземных работ на самолетах

с необратимой системой бустерного управления, относятся:

— запаздывание по фазе в отклонении ручкой управления

(штурвалом) и педалями соответствующего руля при колебатель

ных, близких к синусоидальным, перемещениях рычага управления

с различной частотой и примерно постоянной амплитудой (см.

рис. 1.5)

УхЬ

где Тв — период колебаний (циклических перемещений) рычага

управления;

— 'запаздывание по фазе между отклонением соответствующего

руля и прикладываемым для этого к рычагу управления усилием

в зависимости от частоты синусоидальных колебаний рычага управ

ления с постоянной амплитудой

1 \

— запаздывание по фазе между перемещением соответствую

щего рычага управления и прикладываемым к нему усилием при

колебательных, близких к синусоидальным, перемещениях рычага

управления с различной частотой и примерно постоянной ампли

тудой

Методы определения характеристик системы управления приве

дены в специальных инструкциях.

При проведении наземных работ на самолете с необратимой

системой бустерного управления тщательно проверяют устройства,

искусственно загружающие по определенному закону рычаги

управления, а также меняющие в полете закон кинематической

связи рычага управления с рулем.

Необходимо такж е оценить величину так называемой «зоны

нечувствительности» у ручки управления (штурвала) и педалей.

Зона нечувствительности определяется величиной люфта, т. е. сво

бодного смещения рычага управления при неподвижном руле.

Измерения производят в месте приложения к рычагу управления

усилия летчика.

На самолетах с обратимой бустерной системой управления не

обходимо оценить, кроме того, так называемый коэффициент обра

тимости системы, характеризующий степень уменьшения усилий

на рычаге управления при включенном бустере по сравнению с уси

лиями при выключенном бустере.

После завершения указанных выше работ при удовлетворитель

ных результатах наземных испытаний переходят к выполнению

рулежек, пробежек и подлетов.

Наземные тренировки летного экипажа преследуют две цели:

— выявить все подлежащие устранению до первого вылета не

достатки самолета;

— приобрести всем членам экипажа практические навыки ра

боты в кабине самолета путем «проигрывания» в наземных усло

виях основных этапов полета.

В ходе наземных тренировок производится всесторонняя оценка

экипажем своих рабочих мест и кабины в целом, в том числе

и удобств посадки в кресла, обзора и управления в летном обмун

дировании. Производится также оценка средств аварийного поки

дания самолета.

Ведущий летчик-испытатель должен при этом практически

освоить свое рабочее место, управление рулями самолета, двигате

лями, механизацией крыла, воздушными тормозами, шасси, всем

специальным оборудованием кабины и систематическими трениров

1.6. НАвЕМНЫЕ ТРЕНИРОВКИ ЛЕТНОГО ЭКИПАЖА,

РУЛЕЖКИ, ПРОБЕЖКИ, ПОДЛЕТЫ САМОЛЕТА

ками выработать необходимый автоматизм в своих действиях.

Соответствующую тренировку проходят такж е и другие члены

летного экипажа.

После успешного завершения указанных тренировок и устране

ния выявленных недостатков в компоновке рабочих мест экипажа,

а также завершения на самолете всех подготовительных работ

переходят к выполнению рулежек, пробежек и подлетов.

Выполнение рулежек, пробежек и подлетов является важным

и совершенно необходимым элементом подготовки к первому вы

лету экипажа и самолета, так как позволяет изучить особенности

движения самолета по земле к месту старта, в процессе разбега

и пробега, а такж е поведение его в первые секунды после отрыва

от ВПП и в момент приземления. Это чрезвычайно важно для под

готовки экипажа к выполнению наиболее трудных этапов первого

вылета — взлета и посадки самолета. Кроме того, при выполне

нии рулежек, пробежек и подлетов проверяют надежность работы

материальной части опытного самолета, его систем и оборудова

ния.

При выполнении пробежек и подлетов летчик уточняет взлетное

и посадочное положение самолета (по положению переплетов

остекления фонаря относительно горизонта и земли), практически

осваивает и проверяет работоспособность как основного, так и ава

рийного управления всеми системами и агрегатами самолета. По

путно производится окончательная подгонка парашютов, привяз

ных ремней, кислородного оборудования, положения кресел летчика

и членов экипажа, а также проверка возможности отклонения всех

рулей в крайние положения.

На этом этапе испытаний самолета узловыми вопросами яв

ляются:

— оценка управляемости и устойчивости движения самолета

по земле при отсутствии ветра и при боковом ветре;

— приближенная оценка условий балансировки самолета в про

цессе его движения с поднятым носовым (хвостовым) колесом и

эффективности его рулей;

— качественная оценка величины усилий на рычагах управле

ния и устойчивости самолета при скоростях, близких к взлетно-

посадочным;

подбор взлетных положений триммеров (триммерных меха

низмов) ;

— оценка работы тормозов и тормозных устройств (основной

и аварийных систем);

— оценка работы амортизации шасси;

— оценка характера вибраций оборудования и конструкции,

вызываемых работой силовой установки и неровностями грунта

при движении самолета по земле;

— оценка работы материальной части, особенно управления,

энергопитания и силовой установки.