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

Подождите немного. Документ загружается.

е) влияние наиболее вероятных- ошибок пилотирования на воз

можность сваливания и попадания самолета в штопор, а также на

характеристики выхода самолета из этих режимов;

ж) особенности работы силовой установки при сваливании

и в штопоре.

По результатам этих специальных испытаний разрабатывается

инструкция летчику по пилотированию самолетов данного типа

при выходе их на большие углы атаки, при сваливании и попада

нии в штопор.

км

5[Уп

4 км/час

400

рад/сек 200

°>1Г

- 0,рад/сек

О/

К Пу О

«г 2 г-0,1

80 ^ сек

Рис. 8. 14. Торможение с последующим сваливанием само

лета с исходного режима прямолинейного горизонтального

полета

Летные испытания на сваливание и штопор начинают с изуче

ния поведения самолета на околокритических углах атаки и опре

деления минимальных скоростей полета. С этой целью производят

плавные торможения самолета в прямолинейном полете до свали

вания. При этом летчик отмечает все характерные явления, пред

шествующие сваливанию (наличие предупреждающей тряски

и т. п.), характер изменения потребных отклонений рулей и уси

лий на рычагах управления при подходе к сваливанию и на сва

ливании, а также (три отсутствии самописца остатка горючего)

регистрирует показания топливомера для определения веса и цент

ровки самолета на этом режиме. Вначале такие торможения про

изводят при работе двигателей на режиме малого газа и при

убранных органах механизации. В дальнейшем торможения вы-

309

полняют при различных режимах работы силовой установки и по

ложениях органов механизации.

Режим работы силовой установки может оказывать весьма

существенное влияние на характеристики сваливания. Это бывает

обусловлено изменением несущих свойств самолета, изменением

условий работы хвостового оперения и эффективности рулей, изме

нением условий балансировки самолета по моменту и по усилиям

и т. п. — в зависимости от изменения режима работы силовой уста

новки. Особенно сильно влияние режима работы силовой уста

новки на характеристики сваливания может проявляться у много

моторных самолетов с ТВД, у которых изменение режима работы

двигателей приводит в частности к значительному изменению усло

вий обдува крыла спутной струей винта.

У тяжелых многомоторных самолетов с ТВД, расположенными

на крыле, это может приводить к весьма существенному влиянию

режима работы двигателей на несущие свойства крыла из-за из

менения условий обдува последнего' спутными струями винтов.

Так, например, в некоторых случаях увеличение числа оборотов

ТВД от оборотов малого газа до максимальных может приводить

к возрастанию величины сусв на 100% и даже больше.

Характеристики сваливания самолета с выпущенной механиза

цией также могут существенно отличаться от таковых при убран

ных органах механизации. Обычно это бывает обусловлено в пер

вую очередь изменением несущих свойств крыла (значений су св),

изменением действующих на самолет результирующих аэродина

мического момента и аэродинамической силы (изменением харак

теристик устойчивости и условий балансировки самолета), измене

нием углов скоса потока в области расположения хвостового опе

рения (изменением эффективности рулей) при изменении положе

ния органов механизации.

В процессе испытаний оценивают эффективность органов управ*

ления и устойчивость самолета при подходе к сваливанию и на

сваливании, определяют минимальные и эволютивные скорости

полета.

При проведении летных испытаний на штопор летчик должен

строго придерживаться заданного порядка действий рулями на

вводе самолета в штопор и в режиме штопора. Ввод самолета

в штопор с малых скоростей полета производится обычно путем

плавного отклонения ручки управления «на себя» до достижения

скорости, близкой к Кщщ. После этого одновременно отклоняются

ручка управления полностью «на себя» (до упора) и руль направ

ления полностью по штопору (при нейтральном положении элеро

нов). Ввод самолета в штопор с больших скоростей производится

обычно резкими отклонениями рулей.

Если выбранный летчиком метод вывода практически не при

водит к выходу самолета из штопора (запаздывание превышает

примерно 15 сек в режиме неустойчивого штопора или 2 витка

в режиме устойчивого штопора), то рули устанавливают снова по

310

штопору и через несколько секунд повторяют вывод. При повтор

ном выводе применяют более сильный метод. Так, например, если

самолет из нормального штопора нельзя вывести методом № 2 \

то для следующей попытки вывода используют метод № 3.

Летные испытания на перевернутый штопор проводят обычно

после окончания испытаний самолета на нормальный штопор. Обу

словлено это, во-первых, тем, что обычно вероятность попадания

самолета в перевернутый штопор оказывается значительно мень

шей, чем вероятность попадания его в нормальный штопор, и,

во-вторых, тем, что вывод самолета из перевернутого штопора про

изводится легче чем из нормального. Все полеты на штопор выпол

няют в районе аэродрома, чтобы в случае необходимости можно

было произвести посадку самолета с неработающим двигателем.

Испытания на штопор проводят только после того, как определены

возможность выполнения и характеристики посадки данного само

лета с неработающими двигателями. В первых полетах опытного

самолета на штопор целесообразно производить киносъемку само

лета и наблюдение за ним с другого самолета.

8.4. ОБРАБОТКА И АНАЛИЗ

МАТЕРИАЛОВ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ

После каждого полета на штопор тщательно анализируют по

летные записи и отзыв летчика-испытателя. Наибольшее внимание

при анализе уделяют особенностям поведения самолета на рас

сматриваемых режимах. Задание на последующий полет состав

ляют с учетом результатов предыдущего полета.

На полученных в полете записях приборов отмечают наиболее

интересные (характерные) режимы, подлежащие обработке и ана

лизу. Обработка полетных записей начинается с расшифровки

и построения графиков параметров движения и управления само

летом по времени (типа приведенных на рис. 8.4). Для каждого

режима на графике указывают вес и центровку самолета, режим

рабрты двигателей и данные, характеризующие внешнюю конфи

гурацию самолета (положение органов механизации, шасси и др.).

По материалам, полученным при выполнении торможений, ви

ражей, спиралей и дач руля высоты, заканчивающихся выходом

самолета на режим сваливания, определяют балансировочные кри

вые, характеризующие управляемость и устойчивость самолета по

скорости и перегрузке на всех эксплуатационных углах атаки

вплоть до критических.

Для режимов штопора с равномерным установившимся вра

щением самолета по графикам типа приведенных на рис. 8. 5 при

ближенно находят средние угловые скорости крена со* Ср, рыскания

соу Ср и тангажа со2 Ср в функции времени (пример определения сред

них угловых скоростей крена и рыскания в режиме равномерного

штопора приведен на рис. 8.5,6), а по ним определяют среднюю

311

угловую скорость вращения самолета в штопоре соср при помощи

известного соотношения

оз

ср

1/Г (о2

п4- со2 4- со2 =

(Л .

у х ср 1 */ср I гср •/ V /

(8. 1)

Графическим интегрированием зависимости а)Ср = /(0 находят

количество витков N. выполненных самолетом на рассматриваемом

отрезке времени Ы = —и (в течение всего режима или на вы

бранном его участке):

Углы наклона самолета, углы атаки и скольжения и радиус

штопора в режиме вертикального штопора приближенно опреде

ляют следующим образом. В вертикальном штопоре направле

ние вектора средней угловой скорости вращения самолета относи

тельно оси штопора, т. е. направление самой оси штопора, практи

чески совпадает с земной вертикалью. В этом случае можно вос

пользоваться следующими формулами:

Углы крена и тангажа в рассмотренном случае определяются

зависимостями

Здесь п — результирующий вектор перегрузки в центре тяжести

самолета;

пуё — вертикальная составляющая вектора перегрузки

в центре тяжести самолета.

Величина касательного ускорения йУ/сИ в штопоре может быть

найдена по материалам кинотеодолитных съемок траектории дви

жения самолета.

Радиус вертикального штопора гшт приближенно определяется

по формуле

( 0 У с р = (0срСО5&С05у;

мг с р = — шср СОЗ » 5 Ш у . ,

(8. 2)

где

Г,

Пу# втЪ

(8. 5)

шт

СО8 &

312

Для этих режимов средние значения угла атаки самолета

в штопоре аср находят по приближенным формулам

(

, ^ с р . I шср I ^ ш т\ /п _ ч

агс'8 ^ 7

+ — — )■

,8' 6)

или

где

% = агсА ( 5 « ^ к ± ! к ! ! ) , <8.7>

\ пу\ “Г пх\ ]

з 1 п р

----

-^Г + О-

созрср\ § <И )

5Рср'

Здесь рСр — среднее значение угла скольжения самолета в што

поре.

Осредненная величина угла скольжения самолета рСр опреде

ляется выражениями

р а г с 8 Ш ^ - р , ( 8 .8 )

р “ср

или

?ср = агС81П

/ 1 Л У \ , Г , , / 1 Л У

\-^Г-1} Пг1±п^ У п* + п*«-(т ~7Г-1

П\х + * \у

(8.9)

где

ПХУ=пх\с08 «ср - Пу\ З‘п а ср.

В случае малости величин пхХ, «г1 (когда квадратами их можно

пренебречь) и ж 0, из (8.9) получаем

са

Гер '

где

агС5|” ( - ^ ' ± / 1“ 1г ) ' (8Л0)

па= п 2у\ §ш2аср — пу1пх1 31П 2аср.

Перед радикалом в формулах (8.9) и (8.10) берется знак ми

нус при пъ 1>0 и плюс — при пг 1< 0.

Расчет величин ас^ и рср по формулам (8. 7) и (8. 9) произво

дится следующим образом. Вначале предполагается рСр = 0 и для

этого случая по формуле (8.7) находится величина аср первого

приближения. Затем по ней с помощью формулы (8.9) опреде

ляется величина рСр первого приближения и т. д. Как правило,

второе приближение дает уже вполне приемлемые результаты.

Важной характеристикой является время запаздывания выхода

самолета из штопора ^Зап, определяемое с момента окончания

313

отклонения руля высоты на вывод из штопора до момента прекра

щения самовращения самолета, как это показано, например, на

рис. 8.5, б.

Для безопасности полета большое значение имеет потеря вы

соты на выводе самолета из штопора ( Д Я ВЫВ). Чем меньше вели

чина Д Я ВЫВ, тем большим запасом высоты может располагать лет

чик после вывода самолета из штопора. Величина Д Я ВЬТВ опреде- .

ляется па записям приборов как перепад высот с момента

окончания отклонения руля высоты на вывод из штопора до мо

мента выхода самолета из пикирования в горизонтальный полет

(см. рис. 8.4, а). По значениям Д Я ВЫВ, полученным для разных

высот начала вывода самолета из штопора Я нач и определенным

при практически одинаковых значениях су на выводе сувыв, строят

зависимость Д Я ВыВ= / ( Я нач).

Фактические значения минимальных скоростей определяются

по полетным записям, полученным из торможений в момент сва

ливания, характеризуемого непроизвольным возникновением зна

чительных по величине угловых скоростей крена, тангажа и рыска-

кия, как это показано на рис. 8. 14. Зная фактические минималь

ные скорости и соответствующие им значения нормальной пере

грузки пу 1 св и полетного веса самолета, по известной формуле

определяют

г » ,..= 3'6г'г^ — • ■” ^ 0 7 ,3 6 - ^ 2 , , (8.11)

^0^т1п

где /?уд —удельная нагрузка на крыло в кГ\м2; У т1а в км{яас и

$0 в кГ -сек2) м*.

Значения су \ св, полученные при различных величинах числа М в

координированном полете по записям торможений, спиралей и дач

руля высоты, выполненных до сваливания, наносят на график типа

приведенного на рис. 8.2. На этот же график наносят значения

су 1 дот определяемые аналогичным путем из тех же режимов поле-л

та, но только в момент появления предупреждающей тряски или

продольной неустойчивости самолета по перегрузке и других огра

ничений.

Используя график типа приведенного на рис. 8.2, находят

предельно допустимые в нормальной эксплуатации самолета (из

условий недопущения непроизвольного сваливания) значения нор

мальной перегрузки пу ] доп в зависимости от числа М (скорости)

и высоты полета. Величину пу щоп обычно определяют для двух

трех значений полетного веса самолета по формуле

пч 1д0п= 9,52 (8.12)

Рул

где рн — давление воздуха на рассматриваемой высоте в

мм рт. ст.;

Руд — удельная нагрузка на крыло в кГ/м2-.

314

Пример полученной таким путем зависимости приведен на

рис. 8. 15. На график наносят также предельно допустимые из

условий прочности конструкции самолета значения нормальной

перегрузки путах (максимальная эксплуатационная перегрузка)

и предельно достижимые на сверхзвуковых скоростях полета зна

чения нормальной перегрузки, получаемые при полном отклонении

ручки управления на себя (пу 1§ ) для чисел М полета, при которых

с?у 1ь<су 1 доп. Величины Пу\ь определяются аналогично пу \ доп.

Пит пт-8

ч<

—

(

--------

Лу^доп

^у/5

/У

Г■

А '

«Л

У*

16.

^ ,

■—

—

ДЯ-10ПГ

•

0,2 0,3 0,4 0%5 0,6 0,7 0,8 0,9 1 1,1 1,2 1,3 1,4 1,'5

/,У

Р и с . 8. 15. Зависимость предельно допустимой нормальной

перегрузки от числа М и высоты полета

Применяя график типа, приведенного на рис. 8.2, находят ми

нимальные скорЬсти полета при различных эксплуатационных по

летных весах самолета и высотах полета в виде зависимости

Ушт = /(0 , Я). Пример такой зависимости дан на рис. 8. 16. Мини

мальные скорости определяются следующим образом.

Для данных высоты полета и удельной нагрузки на крыло на

ходят зависимость

Су. Г.П = СР ( М ).

где су г.п — коэффициент подъемной силы самолета в прямолиней

ном горизонтальном полете (пу= 1 ):

^ , „ = 0 , 1 0 5 _ ^ _ = < р ( М )

(здесь также /?уд в кГ/м2, рн в мм рт. ст.).

Рассчитанную по этой формуле зависимость суг.п=ф(М) нано

сят, на график.типа, показанного на рис. 8.2.

Если у самолета величина асв не превышает г-^20°, то прибли

женно можно считать су \ Съ~ с у Св, т. е. со5асв^1 и з т а св« 0 (так

315

как сама по себе точность определения величин су 1 св из летного

эксперимента сравнительно невелика). В этом случае точка пере

сечения кривых Су1 св=КЩ И Суг.п = ф(М) и определяет число

М = Мт лп> соответствующее минимальной скорости полета на дан

ной высоте с данным полетным

весом самолета (см. рис. 8.2).

По величине Мт т находят со

ответствующее значение Утш-

При больших углах атаки

(хсв, когда допущение соз асв^ 1

и 51П асв~ 0 становится уже не

приемлемым, по значениям

пх 1св и пу юз, полученным из

полетных материалов, опреде

ляют зависимость су Св = /7(М).

С помощью этой зависимости

находят 1/щщ как и в предыду

щем случае.

При сваливании самолета с работающими на больших оборо

тах двигателями или при большом угле между вектором тяги дви

гателей и направлением полета на величину Ут т существенное

влияние оказывает нормальная составляющая тяги, что следует

учитывать при определении значения Ут т (добавляя к величине

коэффициента аэродинамической подъемной силы соответствую

щую составляющую коэффициента тяги).

Аналогичным путем (по соответствующим значениям су доп)

можно определить и величину Уштдоп.

ут\пкм/ час

250

200

1 ^ г г г

Г Т

т Г

--Г+ !+ --

И к м

Р и с. 8. 16. Зависимость мини

мальной скорости полета от вы

соты и полетного веса самолета

ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАНЕВРЕННЫХ

ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Г л а в а IX

9.1. ПОНЯТИЕ МАНЕВРЕННОСТИ

Хорошая маневренность является одним из важнейших усло

вий обеспечения высоких боевых качеств истребителя и перехват

чика, а также наиболее эффективного использования бомбардиров

щика и в значительной степени транспортного и даже пассажир

ского самолета. Смысл любого совершаемого летчиком или авто

пилотом маневра заключается в том, чтобы исходя из условий

поставленной тактической задачи соответствующим образом пере

местить самолет из одной точки пространства в другую, т. е. соот

ветствующим образом переместить центр тяжести самолета в про

странстве. Поэтому маневренностью называется способность само

лета изменять за определенный промежуток времени положение

своего центра тяжести в пространстве, т. е. изменять скорость, вы

соту и направление полета и проходить заданной длины путь в ре

жиме установившегося прямолинейного горизонтального полета.

Эти параметры могут изменяться как одновременно, так и раз

дельно. Например, при установившемся вираже изменяется только

направление движения, а скорость и высота полета остаются неиз

менными; при прямолинейных горизонтальных разгонах и тормо

жениях изменяется скорость, а высота и направление полета не

изменяются; в установившемся отвесном пикировании изменяется

только высота полета, а направление и скорость полета сохра

няются постоянными. При выполнении боевого разворота одно

временно изменяются все три параметра.

В установившемся прямолинейном горизонтальном полете ско

рость, высота и направление движения самолета остаются неизмен

ными. При этом маневр заключается в перемещении самолета

из одной точки пространства в другую с постоянной скоростью.

Диапазоны располагаемых величин скорости и продольных уско

рений на данной высоте полета характеризуют маневренные воз

можности самолета в рассматриваемом случае.

Способность самолета поворачиваться вокруг своего центра

тяжести (в результате отклонения рулей) характеризует управ-

317

ляемость самолета и является необходимым условием для выпол

нения маневров.

Маневренность самолета в общем случае определяется распо

лагаемыми диапазонами скоростей (чисел М), высот полета и пе

регрузок в центре тяжести самолета, а также возможной быстро

той изменения этих параметров по времени. Эти величины яв

ляются общими показателями маневренности самолета. Характе

ристики отдельных фигур пилотажа или их составных элементов

называются частными показателями маневренности, например

время и радиус виража, продолжительность разгона и торможения,

минимальная и максимальная предельные скорости полета, мак

симальная скорость установившегося горизонтального полета, ско

роподъемность самолета и др. Трудно перечислить, а тем более ко

личественно определить и оценить всю совокупность частных пока

зателей маневренности, представляющих интерес для всесторон

него анализа боевых или тактических возможностей самолета и вы

явления наиболее выгодных для него эволюций. Ввиду этого

оценку и анализ маневренности самолетов следует производить на

основании общих показателей маневренности, позволяющих легко

находить количественные характеристики любого частного ма

невра. Основы излагаемой ниже методики определения показа

телей маневренности самолетов были разработаны в 1954 г. про

фессором Г. С. Калачевым *.

Следует различать предельные и эксплуатационные маневрен-

аые возможности самолета.

Предельные маневренные возможности самолета определяются

характеристиками движения его центра тяжести в пространстве,

найденными расчетным путем по величинам слагаемых результи

рующей аэродинамической силы (коэффициенты сх, су и сг) и тяги

двигателей при данном полетном весе самолета в пределах скоро

стей (чисел М) и высот полета, теоретически достижимых на дан

ном самолете и допустимых по прочности конструкции. При этом

условно считается, что можно мгновенно изменять углы атаки,

крена и скольжения самолета, величину и направление тяги двига

телей, положение шасси, воздушных тормозов и органов механи

зации.

Эксплуатационные маневренные возможности самолета опреде

ляются характеристиками движения его центра тяжести в про

странстве, реально осуществимыми в полете. Эти характеристики

находят с учетом особенностей управляемости и устойчивости дан

ного самолета и ограничений по тряске, аэродинамическому на

греву, а также с учетом фактической скорости изменения величины

и направления тяги двигателей, положения шасси, воздушных

тормозов и органов механизации.

* Г. С. К а л а ч е в , Показатели маневренности, управляемости и устойчи

вости самолетов. Оборонгиз, 1958.

318