Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов
Подождите немного. Документ загружается.
нений рулей и интервалов между их отклонениями), тогда как
принцип действий рулями по существу не меняется (только при
пользовании методом № 4 требуется отклонять и элероны). Огра
ничиться применением наиболее «сильных» (№ 3 и 4) методов,
что, как это иногда ошибочно предполагают, якобы упростит ра
боту летчика, нельзя. Каждый метод вывода имеет свою область
применения.
М-етод N"1
Штопор Выбод из
штопора
в
,н,э
*-5,
Н1Лй1
5Н=0
-Ссек
бэ=*
Метод №2
Штопор быбод из
штопора
а*.
интйос
5 Г 0
иек
Метод №3
°в,з,н
^1*8
Штопор Вы о оо из штопора
► В
вшах
нтах
Ьд~0
♦ 5
н т а !
222
Хсек
Ъ ТПй1
Р и с . 8. 8. Схематическое изображение действий рулями
при выводе самолетов из перевернутого штопора
Как отмечалось выше, выбор требуемого метода вывода само
лета из штопора определяется только характером самого режима
и не должен связываться с другими параметрами (например, с вы
сотой полета), которые могут быть использованы летчиком лишь
в качестве вспомогательных источников информации для облегче
ния и ускорения правильного определения характера режима.
Во всех случаях при выводе самолета из штопора отклонения ру
лей должны быть по возможности более энергичными. Медленное,
вялое отклонение рулей ухудшает характеристики выхода, а ино
гда и приводит к, невыходу. Интервал между отклонениями руля
направления и руля высоты (управляемого стабилизатора) лучше
отсчитывать в секундах, а не в витках, так как даже при неболь
шом изменении характера режима (например, угловой скорости
вращения самолета) очень трудно, а зачастую и невозможно пра
вильно (без очень грубых ошибок) отсчитывать витки, особенно
при изменениях скорости вращения самолета, при периодических
попаданиях самолета в положение «на спине» и т. п.
299
Методы вывода современных самолетов из перевернутого што
пора, показанные на рис. 8.8, заключаются в следующем:
1) метод № 1 для перевернутого штопора — вывод из штопора
одновременно перекладкой руля высоты и руля направления в ней
тральное положение три нейтральных элеронах;
2) метод № 2 для перевернутого штопора — вывод из штопора
отклонением руля направления полностью против штопора с после
дующим (через 2—4 сек) отклонением руля высоты в нейтральное
положение (при нейтральном положении элеронов);
3) метод № 3 для перевернутого штопора — вывод из штопора
отклонением руля направления полностью против штопора с после
дующим (через 2—4 сек) отклонением руля высоты также пол
ностью против штопора (при нейтральном положении элеронов).
Для вывода современных сверхзвуковых самолетов из перевер
нутого штопора чаще всего приходится пользоваться методом № 2.
8.3. МЕТОДИКА И ПРОГРАММА ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ
НА СВАЛИВАНИЕ И ШТОПОР
Летные испытания на сваливание и штопор проводятся с целью
определения особенностей поведения самолета и работы двигателей
на этих режимах и при подходе к ним, а также с целью выбора ме
тодов пилотирования, позволяющих предотвратить попадание
самолета в эти режимы, а в случае попадания — надежно его
вывести.
На сваливание и штопор испытываются только маневренные
самолеты, у которых предельно допустимая в нормальной эксплуа
тации перегрузка п^тах составляет не менее 3,5. Тяжелые само
леты испытываются лишь на сваливание, а иногда только на опре
деление характеристик управляемости и устойчивости вплоть до
больших, но докритических углов атаки (обычно на несколько гра
дусов превышающих углы атаки, соответствующие значениям су
тряски, но меньших асв).
Влияние сжимаемости (числа М) на возникновение срыва по
тока на больших углах атаки проявляется обычно заметно уже
начиная с чисел М полета порядка 0,3—0,5 на самолетах, у которых
крыло не обдувается потоком от воздушных винтов, и порядка
0,25—0,3 (при убранной механизации) или 0,2—0,25 (при выпу
щенной механизации), в случае обдуваемого винтами крыла. Объ
ясняется это тем, что при больших углах атаки уже и на таких
малых дозвуковых числах М полета местная скорость потока
в области носка крыла может быть около- или даже сверхзву
ковой.
Это необходимо учитывать при проведении летных испытаний —
особенно тяжелых самолетов, имеющих крыло сравнительно боль
шой относительной толщины. Указанная особенность в частности
налагает определенные ограничения на высоты выполнения режи
мов полета на сваливание или с выходом на большие докритиче-
300
ские углы атаки. Так, например, для оценки характеристик свали
вания самолета в посадочной конфигурации (с выпущенной меха
низацией) летные испытания на этих режимах (определение харак
теристик сваливания и методов вывода самолета из него) должны
проводиться на высотах не более примерно 4—6 км. В противном
случае полученные (на больших высотах) характеристики свали
вания самолета могут существенно отличаться от таковых на ре
жиме захода на посадку.
Подготовка к испытаниям
Перед летными испытаниями самолета на сваливание и што
пор обязательно проводятся испытания на штопор свободно што
порящей динамически подобной модели этого самолета в штопор
ной аэродинамической трубе. Такая модель обязательно является
и геометрически подобной: она точно воспроизводит геометриче
скую форму самолета в заданном масштабе. Динамическое ее по
добие самолету означает, что вес модели и распределение масс
в ней находятся в определенном соответствии с весом самолета и
распределением масс в нем.
Штопорная труба представляет собой вертикальную аэродина
мическую трубу закрытого типа. Внешний вид и поперечное сече
ние такой трубы, находящейся в исследовательском центре Лэнгли
(ТЬе Ьап§1еу КезеагсЬ Сеп1ег) в США, приведены на рис. 8.9. На
рис. 8. 10 показана рабочая часть этой трубы с находящейся в ней
свободно штопорящей моделью.
Оборудование самолета для испытаний
Перед испытаниями самолет оборудуется противоштопорной
установкой (противоштопорные ракеты или противоштопорный
парашют), позволяющей вывести самолет из штопора в случае
невозможности прекращения самовращения с помощью аэродина
мических рулей.
Существуют два вида расположения противоштопорных ракет
(ПР) на самолете: с вертикальным или горизонтальным направле
нием действия их тяги. На практике, как правило, применяют
противоштопорные установки с горизонтальным расположением
ракет (рис. 8. 11 и 8. 12).
Пример установки на самолете и схема выпуска противошто-
порного парашюта (ПП) показаны на рис. 8. 13.
При испытаниях на сваливание и штопор самолет обязательно
должен быть оборудован приборами, регистрирующими углы
отклонения рулей и элеронов и усилия на рычагах управления (при
безбустерном или обратимом бустерном управлении), три состав
ляющие угловой скорости и перегрузки, высоту и скорость полета.
Самописец угловых скоростей (жирограф), устанавливаемый на
самолете для проведения испытаний на штопор, должен иметь
301
Р и с . 8.9. Внешний вид и поперечное сечение вертикальной
аэродинамической трубы, предназначенной для испытаний сво
бодно штопорящих моделей
302
рамки, позволяющие регистрировать значения угловых скоростей
в следующих диапазонах: сохт ах ~ ± 3 рад/сек, со у т а х ^ ^ рад/сек,
(Ог т а х ~ ± 1 , 5
рад/свК.
Рис. 8. 10. Внутренний вид рабочей части штопорной аэродинамиче
ской трубы с находящейся в ней свободно штопорящей моделью
Испытания неманевренных самолетов
на больших углах атаки
Как уже указывалось выше, самолеты, на которых допускается
выполнение маневров с перегрузками не более п1тах = 3,5 (так на
зываемые неманевренные самолеты) на штопор не испытываются.
Однако их обязательно испытывают на больших углах атаки:
вплоть до критических (до сваливания), или до больших докрити-
ческих углов атаки, обычно на несколько градусов превышающих
углы атаки начала предупреждающей тряски (если таковая
имеется), но меньших асв> Величины предельно допустимых углов
атаки при проведении таких летных испытаний определяются
в первую очередь из условий обеспечения безопасности полета —
безопасности работы экипажа испытателей. Целью таких испыта
ний является определение характеристик сваливания; изучение
особенностей полета, поведения и пилотирования самолета при
подходе к сваливанию; определение характеристик управляемости
и устойчивости самолета на больших углах атаки; оценка возмож
ности и отработка наилучших методов пилотирования для преду
преждения сваливания, отработка методов пилотирования для вьь
303
вода самолета из сваливания (если по каким-либо причинам не
удается его предотвратить) и определение количественных харак
теристик сваливания.
ПР
Рис. 8. 11. Пример расположения на самолете противоштопорных ракет (ПР)
с горизонтальным направлением действий тяги, устанавливаемых под крылом
Перед проведением испытаний на больших углах атаки легких,
а тем более тяжелых неманевренных самолетов, производятся про
верка их прочности и тренировка летчиков-испытателей по выводу
самолета из сваливания. Провер
ка поведения самолета на боль
ших углах атаки начинается при
нормальном полетном весе для
легких и при малом весе для тя
желых самолетов. Первые поле
ты производятся с убранными
шасси и органами механизации —
по возможности при средней экс
плуатационной центровке само
лета.
Вначале определяются харак
теристики управляемости и устой
чивости самолета при работе
двигателя на режиме малого га
за — в процессе плавных тормо
жений самолета в прямолинейном
горизонтальном полете. При до
стижении в процессе таких тор
можений скорости, превышающей
ожидаемую (по данным испыта
ний модели самолета в аэродина
мической трубе) приборную ско
рость сваливания примерно на
ДУПр = 50-г-60 км/час, производит
ся проверка эффективности ру
лей и элеронов. С этой целью вы
полняются «покачивания» само
лета — последовательно каждым органом управления в отдельности.
Последующая проверка эффективности органов управления про
Рис. 8.12. Пример расположения на
самолете противоштопорной ракеты
(ПР) с горизонтальным направле
нием тяги, устанавливаемой на фю
зеляже (в хвостовой его части)
304
изводится на скорости, меньшей предыдущей примерно на 15—
20 км/час.
Вывод из сваливания производится следующим образом. Вна
чале отклоняется ручка (штурвал) управления в направлении
от себя до тех пор, пока не прекратится предупреждающая тряска
или (при ее отсутствии) пока летчик не убедится по другим при-
Р и с. 8. 13. Установка на самолете и схема выпуска про-
тивоштопорного парашюта:
/ —стреляющий механизм; 2—парашютный контейнер; 3—концевой
колпачок; 4—сдвоенный стальной трос; 5—силовой предохрани
тель; 6—замок крепления парашюта; 7—нейлоновая стропа-аморти
затор; 5—противоштопорный парашют; 9—'чехол противоигго-
порного парашюта; 10—вытяжной парашют; / / —пуля; /2—соеди
ненные между собой вспомогательные устройства
знакам в восстановлении заведомо докритических углов атаки.
По прекращении тряски (при выходе на заведомо докритические
углы атаки) производится плавный вывод самолета в режим гори
зонтального полета. После этого элеронами окончательно устра
няется образовавшийся крен. Пользоваться элеронами на около-
критических углах атаки не следует, так как в этом случае эффект
от их действия может оказаться обратным ожидаемому. Действуя
рулем высоты, летчик стремится не допускать значительного опу
скания носа самолета и повторного его сваливания.
Если выход самолета из сваливания происходит без существен
ного запаздывания, то при следующем выводе его из этого режима
305
ручка управления плавно отклоняется от себя, но с задержкой ее
в нейтральном положении примерно на 2 сек, или до момента пре
кращения предупреждающей тряски. В случае плавного свалива
ния после «перетягивания» ручки (штурвала) управления следует
задержать ее в этом положении (отклоненной в направлении на
себя) примерно до 2
сек, а затем произвести вывод самолета из
сваливания указанным выше способом.
После этого проверяются характеристики устойчивости, управ
ляемости и особенности поведения самолета на малых скоростях
полета при работе двигателей на номинальном режиме. В таких
полетах скорость уменьшается также постепенно, но уже в режи
мах набора высоты. Торможение самолета производится до появ
ления признаков, предупреждающих о приближении режима сва
ливания, но наименьшая достигаемая при этом скорость полета
не должна быть меньше скорости, полученной в процессе торможе
ний при работе двигателей на режиме малого газа. Затем на много
моторных самолетах определяются минимально допустимые ско
рости полета при несимметричной тяге (с отказавшим двигателем).
Поведение самолета на больших углах атаки (желательно
вплоть, до асв) при наличии перегрузки (пу> 1) определяется «пе
ретягиванием» ручки управления на режимах планирования.
С этой целью производятся выводы из планирования при работе
двигателей на режиме малого газа (холостого хода). В таких
режимах элероны и руль направления удерживаются в нейтраль
ном положении. При «перетягивании» ручки управления задержка
ее в положении на себя, а также в нейтральном положении при
последующей отдаче ее от себя (на вывод), производится продол
жительностью до 2
сек. В качестве верхнего предела максимально
допустимой на таких режимах перегрузки берутся величины
Пу~ 0 у9 Пу тах*
В результате проведения испытаний неманевренных самолетов
на больших углах атаки и на сваливание должны быть даны
ответы на следующие вопросы:
1. Значения минимальных и минимально допустимых скоростей
полета.
2. Наличие у самолета предупреждающей тряски и других
признаков, предупреждающих о выходе на критические углы атаки.
3. Устойчивость и управляемость (эффективность рулей и эле
ронов) самолета на скоростях, близких к скорости сваливания.
4. Особенности поведения самолетов на больших углах атаки
и при сваливании.
5. Наличие тенденции к самопроизвольному кабрированию са
молета при увеличении угла атаки и перегрузки (при наличии та
ковой— количественная ее оценка).
6. Возможность предупреждения сваливания: парирования дей
ствием руля высоты роста перегрузки и угла атаки на любой ста
дии процесса самопроизвольного кабрирования или начала свали
вания.
306
7. Влияние небольших отклонений элеронов и руля направления
на характер сваливания.
8. Наивыгоднейший способ вывода самолета из сваливания
(в начале режима и при развившемся сваливании).
9. Характеристики выхода самолета из сваливания (потеря вы
соты, запаздывание выхода, потребные отклонения рычагов управ
ления, усилия на них и т. п.).
По полетным материалам, полученным в процессе таких испы
таний, должны быть построены балансировочные кривые и опре
делены следующие величины:
а) значения коэффициента подъемной силы, при которых
появляется неустойчивость по перегрузке су неуст!
б) значения коэффициента подъемной силы, при которых воз
никает предупреждающая тряска су тр;
в) значения коэффициента подъемной силы, соответствующие
началу сваливания самолета су ^в;
г) предельно допустимые в нормальной летной эксплуатации
самолета значения коэффициента подъемной силы сукоп (при раз
личных режимах работы двигателей, положениях органов меха
низации и т. п.).
В качестве су доп принимаются наименьшие из всех полученных
в процессе летных испытаний значения сутр и су неус т , а соответ
ствующее ему значение аДОп должно быть ниже угла атаки начала
сваливания а св не менее чем на 2°—3°.
Выполнение полетов на сваливание и штопор
Полеты на штопор производятся только при видимости земли
и облачности менее 5 баллов. Самописец (датчик) перегрузки сле
дует устанавливать по возможности ближе к центру тяжести само
лета, так как при размещении прибора далеко от центра тяжести
в случае интенсивного вращения самолета в штопоре в показания
прибора требуется вводить поправки, что затрудняет обработку
полетных материалов и снижает точность результатов.
Объем летных испытаний на сваливание и штопор зависит от
результатов испытаний динамически подобной модели самолета
в штопорной аэродинамической трубе, общих летных данных са
молета (диапазонов эксплуатационных скоростей и высот полета
и т. д.) и особенностей его летной эксплуатации (с внешними под
весками или без ни*.). В основном характеристики штопора опре
деляются при среднем эксплуатационном полетном весе самолета
и соответствующей центровке. Для проверки полученных результа
тов производятся контрольные полеты при предельных (или близ
ких к ним) значениях этих параметров.
Различают заводские и специальные летные испытания само
летов на сваливание и штопор. Заводские испытания проводятся
по сокращенной программе (порядка 4—6 полетов). Целью завод
ских испытаний самолета на сваливание и штопор является опре
307
деление основных особенностей поведения его при полете на малых
скоростях, (при сваливании и в штопоре, а также выбор потребных
методов вывода самолета из этих режимов.
Заводские испытания самолетов на сваливание и штопор
обычно предусматривают выполнение следующих режимов:
а) определение минимальной скорости полета и особенностей
поведения самолета на малых скоростях и при сваливании. Высота
полета 10-ь 12 км. Полет без наружных подвесок;
б) определение особенностей поведения самолета при свалива
нии на повышенной скорости. Высота полета 10-^12 км. Полет
без наружных подвесок;
в) определение характеристик нормального штопора и метода
вывода из него. Продолжительность штопора порядка 10—15 сек
(примерно 3 витка). Ввод в штопор с малой скорости на высоте
# —12-^14 км. При вводе и в режиме элероны удерживаются в ней
тральном положении. Полет без наружных подвесок;
г) определение влияния отклонения элеронов (по штопору и
против штопора) при вводе и в режиме штопора. Высота ввода
в штопор 12-^14
км. Полет без наружных подвесок;
д) определение особенностей поведения самолета при свалива
нии и в штопоре с наружными подвесками. Высота начала свали
вания #~10-т-14
км.
Программа специальных испытаний самолета на сваливание и
штопор содержит обычно около 25 полетов. В этих полетах опре
деляются следующие основные данные:
а) минимальные скорости, управляемость, устойчивость и осо
бенности поведения самолета на больших углах атаки вплоть до
сваливания; склонность самолета к сваливанию и входу в штопор.
При этом сваливания производят с исходных режимов как прямо
линейного (типа изображенного на рис. 8.14), так и криволиней
ного полета (обычно с виражей, а также и спиралей, выполняемых
при постоянных числах М) в диапазоне скоростей от Утт и по воз
можности (с учетом предельно допустимых эксплуатационных пе
регрузок и эффективности управляемого стабилизатора) до Уиред
И Мцред;
б) характеристики нормального штопора продолжительностью
15—40 сек (или от трех до шести витков, если вращение самолета
установившееся) после сваливания как со средних, так и с боль
ших, близких к практическому динамическому потолку, высот при
нейтральном положении элеронов;
в) характеристики перевернутого штопора при нейтральном
положении элеронов;
г) влияние отклонения элеронов (по штопору и против што
пора) на характеристики нормального и перевернутого штопора;
д) потребные методы вывода самолета данного типа из всех
возможных на нем режимов сваливания и штопора, а также ме
тоды пилотирования, позволяющие предотвратить попадание само
лета в эти режимы;
308