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

Подождите немного. Документ загружается.

жимов полета одновременно определяются почти все основные

характеристики устойчивости и управляемости самолета, а также

расходы горючего. Такое комплексное определение ряда характе

ристик самолета и его силовой установки из одних и тех же режи

мов полета позволяет существенно ускорить и удешевить проведе-

пх 0,3 0,4 0,5 0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1 М

О ~

-о,г

-0,4

-0,6

- 0,8

1,0

• 1,2

‘ 1,4

- 1,6

-ив

- 2,0

- 2,2

-2,4

- 2,6

- 2,8

Р и с . 9.3. Сетка зависимостей пх =

= /(М, пу) при ^работе двигателей на

режиме малого газа и выпущенных воз

душных тормозах (шасси и органы ме

ханизации убраны)

ние летных испытаний, что особенно важно для современных сверх

звуковых самолетов, имеющих сравнительно малую продолжи

тельность полета из-за больших расходов горючего.

Разгоны и торможения производятся по возможности примерно

в горизонтальной плоскости. При выполнении этих режимов лет

чик следит за величиной нормальной перегрузки и не допускает

возникновения скольжения. При пу= 1 выполняются прямолиней

ные, а при Пу> 1 — криволинейные разгоны и торможения самолета

1- М ТП1 Л I

1 г н

. М ' п п р л ' П

‘Л-*

-л

.п.

^ 2 1

Область " 1

1 1

— 1 _ [

N N

^п„--

_ у

эксплуата-

у ционной |

1 ~

Т ~

> У

■

“ Г

—

у_

Г г

У [

_1__

1 См пап

\ 'маневренное

_ и

1 ;

1 Л

1 ти 1

\ 1 П 1

сута.

1 1

г.уу

} г

—

I К /

: 1

Недопустимые п о ' V

азрбдина ми ческой

тряске режимы у

Т>

Г "

Зу

1 ~

Х “

\ Г

1 гшлети -

1 1

Г г

г Г

Г 1 Ь

Недопустимые или [ V

/ а

практически недос- >

тижимые по устой -

чибости и ипраВляе-

7 у

у -

Х~

1 мости режимы полета

= С0Т151 V

= С0Т15*

Х г Ь С0П5*

.14 1 1

329

(неустановившиеся виражи с пу\ ^ сопз!, но с переменной скоро

стью полета). При работе двигателей на режиме максимальной

тяги выполняются разгоны от Мщщ до Мпред (Упред) при двух-трех

значениях %1~соп5{ (например, пу 1«1; 1,5; 2). После каждого

такого разгона, не меняя режима работы двигателей, летчик уве

личивает перегрузку и производит торможение самолета до Мщщ.

Торможения также выполняются при двух-трех значениях

пу\ ^ сопз! (например, пу 1 — 2,5; 3; 4). В процессе выполнения раз

гонов и торможений не допускаются резкие изменения нормальной

перегрузки и высоты полета, снижающие точность получения иско

мых характеристик. В области скоростей (чисел М), на которых

при заданных значениях пуХ величины пх меньше нуля, для опре

деления характеристик маневренности выполняются обычно только

торможения самолета. Для этого летчик вначале разгоняет само

лет на высотах, больших заданной, а затем производит снижение

(«прижим») с таким расчетом, чтобы выйти на заданную высоту

с числом М = Мпред (или У= Упред). На заданной высоте летчик

энергично переводит самолет в режим горизонтального прямоли

нейного полета (для выполнения торможения с пу 1«1 в случае,

когда максимальное число М прямолинейного горизонтального

полета Мтах<М Пред) или энергично создает перегрузку (для вы

полнения горизонтального криволинейного торможения с пу{> 1),

после чего тормозит самолет до пх^ 0.

При работе двигателей на режиме малого газа с выпущен

ными воздушными тормозами, а также на режиме максимальной

тяги с убранными воздушными тормозами, но при больших значе

ниях пу величины пх оказываются отрицательными во всем экс

плуатационном диапазоне чисел М (скоростей) полета. На таких

режимах полета, естественно, выполняются только торможения

самолета от числа М = М преД (У= У пред) до выхода его на су доп или

сУтах, если в данных условиях допустим выход на режим свалива

ния (в этом случае летчик должен по возможности не допустить

перехода самолета в штопор).

Такие испытания целесообразно комплексировать с полетами на

сваливание и штопор. Продолжительность показанного на графике

разгона составила 160 сек, а продолжительность торможения

70 сек.

Величины пу в направлении скоростей оси Оу, которые должны

быть получены летчиком в полете, всегда пересчитываются

в пу Пр — нормальные перегрузки в направлении связанной нор

мальной оси указателя перегрузки (эта ось должна совпадать

с осью Оух самолета). Эти приборные величины перегрузок указы

вают в полетном задании летчику (приборные значения перегрузок,

обозначаемые индексом «пр» — это те значения перегрузок, кото

рые летчик непосредственно видит в полете по бортовому визуаль

ному указателю перегрузки с учетом соответствующих инструмен

тальных поправок). Методика выполнения такого пересчета рас

смотрена ниже.

330

Из этих режимов полета также можно определить и баланси

ровочные кривые, характеризующие управляемость и устойчи

вость самолета.

Выполнение координированных торможений самолета при сред

них и малых значениях пу и координированных разгонов при срав

нительно больших пу требует большой затраты полетного времени,

так как на этих режимах скорость полета изменяется довольно

медленно. Если летчик, чтобы интенсивно изменить скорость по

лета, будет соответствующим образом изменять угол наклона

траектории, то высота полета может быстро измениться и, следо

вательно, снизится точность получения маневренных характеристик

самолета. В этих случаях целесообразно выполнять спирали без

скольжения с постоянными значениями чисел М при непрерывно

нарастающих перегрузках. Продолжительность таких режимов

обычно составляет не более 20—30 сек. При неизменном режиме

работы двигателей выдерживание постоянства числа М требует

изменения угла наклона траектории, т. е. высоты полета, однако

благодаря сравнительно малой продолжительности режима вы

сота полета по отношению к заданной обычно изменяется нена

много.

Дачи руля высоты (управляемого стабилизатора) являются

основными режимами для построения графических зависимостей

су1 ==К а), а также позволяют получать дополнительный материал

для определения перегрузок. Зависимости су\ = 1(а) несводимы

для пересчета перегрузок пхХ и пуХ в связанной с самолетом си

стеме осей координат на перегрузки пх и % в скоростной системе

осей координат. Дачи руля высоты выполняются без скольжения

при различных величинах числа М полета. Если на характер про

текания зависимости су 1 = /(а) при постоянном числе М влияет

величина приборной скорости полета (влияние аэроупругости), то

дачи выполняются при одних и тех же значениях числа М на раз

личных высотах.

При определении зависимостей пх = 1(М, пу) могут быть исполь

зованы как плавные, так и резкие дачи руля высоты (рис. 9.4).

Однако первые позволяют получать искомые характеристики

с большой точностью. Для повышения точности определения пере

грузок из резких дач следует увеличивать скорость движения ленты

и частоты собственных колебаний приборов-самописцев.

Перегрузки пх и пу определяются из дач, выполняемых как при

работе двигателей на режиме максимальной тяги с убранными воз

душными тормозами, так и при работе двигателей на режиме ма

лого газа с выпущенными воздушными тормозами.

Приближение к определяемым прочностью конструкции макси

мальным эксплуатационным перегрузкам пу тах и околокритиче-

ским углам атаки производится постепенно — путем последо

вательного выполнения двух-трех дач со сравнительно небольшим

увеличением перегрузки от режима к режиму. В этом случае лет

331

чику легче заметить момент появления каких-либо особенностей

в поведении самолета, приближение режима сваливания и т. д. и

своевременно на это прореагировать. Такой постепенный подход,

в частности в случае выполнения дач до пу шах, позволяет летчику

точнее дозировать требуемые отклонения руля высоты, чтобы не

превысить заданную величину п у Ша х (превышение ее в полете не-

% 1М-ГТП

Нм

10000

9000

их

0,1

1 0

-Ю

-2 0

-30

М .

0,5

0,4

151 сек’

м - т/иас

лр

"упр

кПр

300

ЗТсек

б)

Р и с. 9. 4. Выполнение в полете плавной (а) и резкой (б) дач руля высоты

допустимо). Для выполнения дач руля высоты с выходом на

тах необходимо иметь ца приборной доске самолета тщательно

протарированный бортовой визуальный указатель перегрузки.

В каждом испытательном полете допустимо выполнение только од

ной дачи руля высоты с выходом самолета на п у щах, после чего

никакие другие режимы полета, связанные с интенсивным нагру:

жением конструкции аэродинамическими силами, не выполняются.

Если полетный вес самолета может изменяться в широких преде

лах и различным значением веса самолета соответствуют разные

значения п у шах, то перед выполнением дач руля высоты с выходом

на эти перегрузки следует тщательно определять фактический по

летный вес самолета по показаниям суммарного расходомера го-

332

рючего либо по времени (для заданного профиля полета). По

окончании каждого испытательного полета с выходом на я ^ тах

производятся тщательный послеполетный осмотр и нивелировка

самолета.

Зависимости су 1 = /(а) лучше определять из резких дач, так как

в этом случае значительно сокращается объем обработки полетных

материалов. При выполнении дач руля высоты с выходом само

лета на околокритические углы атаки для избежания попадания

самолета в штопор (с целью повышения безопасности полета и

ускорения выполнения полетных заданий) следует делать импуль

сы (так называемые «пикообразные» дачи) — без последующего

выдерживания заданных величин отклонений руля высоты. Дачи

с выходом на околокритические углы атаки рекомендуется выпол

нять на больших высотах, по возможности не менее Ю-ч-12 км.

В случае выхода самолета при дачах руля высоты на заведомо

докритические углы атаки целесообразно выполнять дачи «сту

пенькой» с выдерживанием заданного отклонения руля высоты

неизменным по возможности в течение 3—5 сек. Такие дачи руля

высоты могут быть использованы также и для определения из них

характеристик продольной управляемости самолета по перегрузке.

Примеры выполнения указанных дач руля высоты приведены на

рис. 9. 5.

При скоростях полета, меньших Утах, дачи руля высоты вы

полняются с исходного режима прямолинейного горизонтального

(или с набором высоты) полета без крена. При больших, чем Ут

а х ,

скоростях полета дачи выполняются с исходного режима прямо

линейного полета без крена со снижением. Перед дачей с исход

ного режима горизонтального полета установившийся режим по

лета («площадка») выдерживается не. менее ^10 сек. До выпол

нения дачи в режиме снижения выдерживается такая прямолиней

ная «площадка» с постоянной скоростью полета по возможности

не менее 5 сек. В этом случае высоту начала режима выбирают

с таким расчетом, чтобы к началу выполнения дачи самолет ока

зался на заданной высоте.

При скоростях полета, меньших УпР~2У т]П, при которых

суисх ~ Сут&х-^~ Суо у дачи руля высоты можно выполнять как в на

правлении «от себя», так и в направлении «на себя», чтобы охва

тить весь эксплуатационный диапазон углов атаки самолета

(рис. 9.6). При скоростях полета, близких к Ущш, дачи руля вы

соты выполняются практически только «от себя». На скоростях

полета, больших 1 ^ — 2 Ущщ, выполняются обычно только дачи

руля высоты в направлении «на себя».

Скорости и числа М полета, при которых следует выполнять

дачи руля высоты, выбирают с таким расчетом, чтобы равномерно

охватить весь эксплуатационный диапазон скоростей (с учетом

влияния сжимаемости). В диапазоне околозвуковых чисел М по-

333

а) б)

Р и с. 9.5. Записи приборов-самописцев, полученные при вы

полнении в полете резких дач руля высоты:

а —б ез послед у ю щ его в ы дер ж иван и я з а д а н н ой величины 6 в=соп $1 («пи

кообразн а я д а ч а » ): б —с п оследующ и м в ы держиванием заданн о й ве-

личины 6 в= с о п з1 (« дача ступеньк о й »)

Р и с. 9 .6. Схема, поясняющая методику выполнения дач

руля высоты в направлении «на себя» и «от себя» с исход

ного режима полета, при котором’ коэффициент подъемной

СУ шах "Ь СУ0

силы самолета су ИСх =

---------

-------

334

лета, где влияние сжимаемости проявляется наиболее резко, интер

валы между исходными скоростями для выполнения дач выбирают

меньшими.

Семейства кривых времени накренения самолета

Максимальная скорость, с которой летчик практически может

изменять углы крена, является весьма важным показателем ма

невренности самолета. Чем меньше время, потребное для накрене

ния самолета на заданный угол крена (^ ), тем, естественно, выше

его маневренные качества. Для анализа и оценки маневренности

самолета определяются практически минимальные величины вре

мени накренения самолета на различные углы -крена — вплоть до

максимально допустимых или максимально достижимых на дан-

1ц сек

Р и с. 9.7. Зависимости ^ = /(М ), определенные для двух высот

полета

ком самолете. Эти углы крена берут увеличивающимися на равные

интервалы Ду^10ч-20°. Пример, иллюстрирующий типичный ха

рактер протекания зависимостей ^7=/(М ) при различных значе

ниях у, определенных с интервалом Ду = 20°, приведен на рис. 9.7.

Для определения практически минимальных величин Iт в полете

выполняются по возможности предельно резкие дачи органов попе

речного управления (элеронов, интерцепторов и т. п.). При выпол

нении таких дач органы поперечного управления отклоняются

либо на максимальный (по данной кинематической схеме системы

поперечного управления), либо на предельно достижимый (по уси

лиям на ручке управления) или предельно допустимый (из усло

вий проявления взаимодействия продольного и бокового движений

самолета и т. п.) угол. При определении зависимостей ^Т=/(М )

обычно принимается, что величины Iт не зависят от угла атаки,

нормальной перегрузки и режима работы двигателей. Из одних

335

и тех же дач органов поперечного управления определяются как

величины так и общепринятые критерии поперечной управляе

мости самолета.

Время выпуска и уборки воздушных тормозов,

шасси и органов механизации,

время набора и сброса тяги двигателей

Время выпуска ^ып.т и уборки ^убор.т воздушных тормозов опре

деляют обычно на двух высотах при различных скоростях (чис

лах М) полета. Время выпуска и уборки органов механизации, на

пример закрылков (/вы п .з и /у б о р .з) , устанавливают во всем допу

стимом диапазоне скоростей обычно на малой высоте. Время вы

пуска ^вып.ш и уборки /убор.ш шасси определяют на малой высоте

при околопосадочной скорости и скоростях полета по кругу (при

заходе на посадку). Время набора и сброса ^Сбрр тяги двига

телей определяют на двух-трех высотах во всем эксплуатационном

диапазоне скоростей (чисел М) полета.

Время выпуска и уборки воздушных тормозов и время набора

и сброса тяги двигателей характеризуют возможности самолета

в отношении набора и гашения скорости полета, т. е. быстроту из

менения продольной перегрузки.

В общем случае все указанные величины являются нелинейными

функциями различных параметров (углов выпуска и уборки за

крылков, воздушных тормозов, положения рычага сектора газа

и т. д.). Однако при оценке маневренных свойств самолета этим

обычно пренебрегают и практически на данной высоте полета нахо

дят по одной кривой для каждого критерия:

*.ып.т = / ( М ) ; *убор.т = ? ( М ); * с б р Р = - ^ ( М ) и Т. д.

Выпуск и уборка воздушных тормозов производятся в режимах

прямолинейного (по возможности горизонтального) координиро

ванного полета последовательно на различных исходных скоростях

(числах М-) с выдерживанием заданных установившихся положе

ний воздушных тормозов в течение 3—5 сек. Выпуск и уборка

шасси и органов механизации производятся на взлетно-посадочных

и близких к ним режимах (разгон и набор высоты после взлета,

заход на посадку). Сброс и набор тяги двигателей начинается

с исходного прямолинейного координированного режима полета

при заданных установившихся начальных скоростях (числах М).

Перед сбросом тяги летчик выдерживает по возможности в тече

ние примерно 20—25 сек исходный режим полета при работе дви

гателей с максимальной тягой, а затем резко отводит рычаг управ

ления двигателем до упора малого газа. Зафиксировав рычаг управ

ления двигателем в этом неизменном положении в течение 20—

25 сек, летчик пилотирует самолет таким образом, чтобы все это

время по возможности сохранять неизменным исходное значение

числа М полета. Чтобы определить время набора тяги (от режима

336

малого газа до режима максимальной тяги), в течение 20—25 сек

выдерживается исходный режим полета при работе двигателей на

малом газе. Затем выполняется резкая дача газа — летчик энер

гично переводит рычаг управления двигателем вперед д*>оположе-

ния, соответствующего режиму максимальной тяги. Далее летчик

поступает так же, как и при определении времени сброса тяги.

Время создания нормальной перегрузки

Время создания нормальной перегрузки (время выхода на нор

мальную перегрузку) 1Пу вместе с располагаемыми для данного

самолета значениями пу характеризует возможности выполнения

резких маневров, требующих быстрого изменения кривизны траек

тории полета в плоскости симметрии самолета (горка, вход в пики

рование, выход из пикирования, начало боевого разворота и т. д.).

Р и с. 9.8. Зависимость 1Пу = ^{Щ для одной высоты

полета

Величина 1Пу зависит от величины создаваемой нормальной

перегрузки. Однако обычно определяют по одной осредненной за

висимости — \ (М) на двух высотах при изменении нормальной

перегрузки от пу= 1 до максимально допустимых (достижимых)

в полете на данной высоте значений пу. Для получения минимально

возможных величин 1Пу в полете выполняются резкие дачи руля

высоты (управляемого стабилизатора) без скольжения. На рис.

9.8 приведен пример зависимости 1Пу = \(Ж), определенной по ма

териалам летных испытаний для одной высоты полета.

Предельные боковые перегрузки

и время выхода на них

Создание скольжения в некоторых случаях позволяет сущест

венно улучшить характеристики отдельных маневров. Однако

некоординированные маневры встречаются реже, чем маневры без

скольжения. Поэтому и характеристики некоординированных ма

невров определяются в полете менее подробно. Обычно на двух

высотах находят зависимости предельно достижимых (по кинема

'У

Н = С0П$\

- 7

у *

с -

— о .

— о

—

0,5 и 0 1,5

12 598

337

тической схеме системы путевого управления или по усилиям на

педалях) или предельно допустимых (по прочности, тряске, особен

ностям поведения самолета и др.) боковых перегрузок и соответ

ствующих им углов скольжения от числа М полета:

пгПреД = /(М) и

РпреД = ф(М). Типичные примеры таких зависимостей, определен*

ных из летных испытаний на одной высоте, приведены на рис. 9.9,

на котором также показаны отклонения руля направления и уси

лия на педалях (самолет с безбустерным путевым управлением),

соответствующие этим значениям

Яг пред И рпред. ВеЛИЧИН Ы Пг пред В

указанных зависимостях берут в

связанной с самолетом системе

осей координат.

Для определения д2ПРеД и рпреД в

полете на двух высотах при различ

ных скоростях (числах М) выпол

няются правые и левые установив

шиеся и неустановившиеся предель

ные прямолинейные скольжения са

молета (^ = 0) либо плоские разво

роты (у = 0). Из этих же скольжений

определяются и характеристики по

перечной и путевой управляемости

и устойчивости самолета.

На сравнительно небольших ско

ростях полета величины п г преД и

Рпред ограничиваются предельно до

стижимыми при существующей ки

нематической схеме системы управ

ления отклонениями руля направле

ния, а на больших скоростях (числах М) у самолетов с безбустер

ным путевым управлением — предельно достижимыми в полете

усилиями на педалях. На скоростях, близких к Ущщ, возможны

ограничения, обусловленые особенностями устойчивости и управ

ляемости самолета.

Скольжения и плоские развороты выполняются с убранными

шасси, воздушными тормозами и органами механизации. Методика

выполнения скольжений описана выше (см. гл. VI). При выпол

нении плоских разворотов летчик, отклоняя руль направления,

плавно увеличивает угловую скорость рыскания щ и одновременно

с помощью элеронов удерживает самолет от кренения.

Время создания боковой перегрузки 1Пг определяется из дач

руля направления, выполняемых при пу~ 1, с фиксацией заданных

отклонений руля по возможности в течение 2—4 сек. Такие дачи

производят также на двух высотах при различных скоростях. Эти

же дачи используются и для получения характеристик путевой

управляемости и устойчивости самолета.

Р и с. 9.9. Зависимости

Пг

пред=

№ )

« р пред — Ф(М )

для одной высоты полета

338