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

Подождите немного. Документ загружается.

9.6. ОБРАБОТКА И АНАЛИЗ МАТЕРИАЛОВ

ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ.

ПРИВЕДЕНИЕ ИХ К СТАНДАРТНЫМ УСЛОВИЯМ

Приведение перегрузок к стандартным условиям

При проведении летных испытаний на маневренность самолет

оборудуется той же контрольно-записывающей аппаратурой, кото

рая применяется и при проведении испытаний на устойчивость и

управляемость, а также прибором, регистрирующим температуру

наружного воздуха, и самописцем расходов горючего.

Если нет возможности установить акселерограф (или датчик

перегрузок) в центре тяжести самолета, то в его показания вно

сятся поправки, учитывающие местоположение прибора. С учетом

этих поправок получаем

где пхпр, пУпр и пгир— перегрузки, записанные акселерографом

Поправки Ддх, 2 на местоположение прибора определяются

по формулам, приведенным выше (см. стр. 13).

Оси жирографа и акселерографа должны совпадать или быть

параллельны осям связанной с самолетом системы координат.

Если плоскости ХдрОг/пр приборов совпадают с плоскостью симмет

рии самолета или параллельны ей, но оси ОхПр и Оуир приборов не

совпадают с осями связанной с самолетом системы координат Ох\

и Оух (рис. 9.10), то показания приборов должны быть пересчи

таны по формулам

где пх 1 и пу1 — перегрузки в связанной с самолетом системе осей

координат;

^дгц.т и л„ц.т —перегрузки в центре тяжести самолета, определен-

(9.3)

в полете, в направлении осей акселерогра

фа, установленного не в центре тяжести

самолета;

/г^ц#т, пУПгТ и пг1ХЛ— перегрузки в направлении осей акселеро

графа, установленного в центре тяжести

самолета.

(9.4)

(9.5)

ные по формулам (9. 3), при установке осей Охпр и

Оупр акселерографа под углом српр к осям О хх и

Оух связанной с самолетом системы координат;

12*

339

шлгпр и пр — показания жирографа, оси О хпр и Оупр которого

не совпадают с осями Охг и Огх связанной с са

молетом системы координат;

с?по —угол установки прибора (акселерографа или жи

рографа) на самолете (см. рис. 9.10).

Продольную и нормальную перегрузки в скоростной системе

координат находят из выражений

л* Ф = пх1 с0§ а - пух 5Ш а; 1 ^

«х/ф = «г/1СОза + « ^ з т а , }

где а — угол атаки самолета.

Индекс «ф» у значений пх и пу указывает на то, что они опре^-

делены для фактических условий, при которых проводился данный

летный эксперимент.

Непосредственная регистрация

угла атаки самолета в полете суще

ствующими в настоящее время при

борами производится, как правило,

недостаточно точно. Поэтому обыч

но угол атаки определяется по вели

чине коэффициента нормальной си

лы самолета су{ =пУ1 0 /8 д с по

мощью графических зависимостей

су\=!(а), пример которых показан

на рис. 9. 11. Указанные графиче

ские зависимости находят из полет

ных материалов, полученных при

выполнении дач руля высоты мето

дом графического интегрирования

дифференциальных уравнений дви

жения самолета. В качестве начальных условий используются дан

ные, взятые на исходном установившемся режиме полета перед

дачей: Я 0, М0, Уо, Фо, 0о и а0. Значения Я 0, М0, Уо и Фо получают не

посредственно из записей приборов-самописцев. Если нет прибора-

самописца угла тангажа, то величина Оо определяется из формулы

81п » 0 = п л0,

Р и с . 9. 10. Несовпадение осей

прибора 0*пр и Ог/пр с осями

связанной с самолетом системы

координат Ох\ и Оу\

где пхо — продольная перегрузка в направлении оси Ох\ самолета,

полученная из записей акселерографа.

Угол наклона траектории полета 0О находят из выражения

в которое подставляется вертикальная скорость Уу0, найденная по

формуле

ан г ф

Уу0 = -

(И тс,

где йЩсН— величина, определяемая графическим дифференциро

ванием зависимости Н = Н (1) на исходном установив

шемся участке перед дачей;

Гф— фактическая температура воздуха на барометриче

ской высоте # о , замеренная прибором-самописцем;

Тст— температура воздуха в стандартной атмосфере на вы

соте Н0.

Су {(М** 0,5) су,[М-1,0)

а0 [М -0,75)

То сс°{Мж0,5)

30 сс°

(М=1,0 )

Р и с. 9.11. Зависимости сУ{ = }(а) при различных

числах М (шасси, воздушные тормоза и органы меха

низации убраны)

По возможности всегда следует стараться выдерживать в та

ких режимах величину 0о = О (1Л/э = 0).

Величину начального угла атаки ао находят по формуле

°0 —: '

Далее весь режим дачи руля высоты разделяют на равные

интервалы времени А/~ 0,1—=—0,05 сек. Для всех последовательных

значений /, определяемых через указанные интервалы Д^, находят

значения О графическим интегрированием выражения (^=0 — мо

мент начала дачи):

сог1Л .

12** 598

341

Методом графического интегрирования также определяются

проекции истинной скорости полета на оси земной системы коор

динат:

У_гг= К 0соз 60 + & | (пх1 сок & — пу1 зт &) Ш;

V уе= У о

5*п бо + ё" |

(пх\

зт & + /г!/1 008 — 1)й/.

По ним находят

Ухе

18 в

Уу?

Для каждого момента времени определяется угол атаки

а = & — 0.

Истинную скорость V, число М и высоту полета находят из

формул

V —

2 у хё

С 0 5 6

ЛД V

М = — :

Н = Н<

Входящий в эту формулу интеграл также определяется графиче

ским методом.

После этого для тех же моментов времени, для которых опреде

лялись значения а, находят и величины су\ по формуле

сУ, = ^ - . (9.7)

По полученным данным строят графическую зависимость

су\ = !(а)- Из дач, выполненных при различных значениях чисел М,

определяют семейства кривых су\ = }(а) при этих значениях чис

ла М как параметра.

Для построения сеток зависимостей пх = }(№, пу) и кривых

^2пред=/;,(М) требуется иметь перегрузки пх и пу в скоростной

системе осей координат и пг\ в связанной с самолетом системе ко

ординат, определенные для стандартных- или заданных условий.

Приведение полученных в полете при фактических условиях пере

грузок к стандартным (заданным) условиям осуществляется в два

этапа. На первом этапе учитываются поправки на отклонение фак-

342

тических веса самолета и температуры наружного воздуха от

стандартных значений с помощью формул

<3ф

их

АРГ

х ф “

1У ф

с о з (а —

ср);

Оф | АРт

з1п (а — ср);

(9. 8)

гд е 6ф и Ос соответственно фактический и принятый в качестве

стандартного (заданного) полетный вес самолета;

А Рт

Рт — показатель изменения тяги двигателей с измене

нием температуры;

ст.ф

— тяга двигателей в стандартных атмосферных усло

виях (найденная по стендовым характеристикам

двигателей) на данной барометрической высоте,

определенной по фактическому давлению наруж

ного воздуха

рф;

ГФ

Тф — фактическая температура наружного воздуха;

Тст — стандартная температура воздуха на данной баро

метрической высоте (соответствующей рф).

Величины Пхф и пУф находят из формул (9.6), а пгф = пхцл,

где пг ц.т определяют из формул (9.3).

Второй этап приведения заключается в учете поправок на от

клонение барометрической высоты полета, определенной по заме

ренному в данном режиме полета фактическому давлению наруж

ного воздуха рф, от принятой в качестве стандартной высоты Я ст.

Окончательно приведенные к стандартным условиям перегрузки

находят по формулам

( Р ст ^ С Т.ф \ , ч

I СОЗ (а — ср);

Ра

рф

/?ст

Рст

пг\ = п

Рф

Рст

Рф

Сф \ Рс

Р ст

рф

^ст.фХ

— 81

РФ /

з ш ( а - с р ) ;

(9. 9)

где рст — атмосферное давление на барометрической высоте # ст;

Рст — тяга двигателей в стандартных атмосферных условиях

на высоте Я ст.

12***

343

Р и с. 9. 12. Изменение по времени приборных и приведенных к стандартным условиям

перегрузок пх и п у и числа М полета при криволинейном разгоне с муПр —1,9-=-2 и

последующем торможении самолета при п у Пр~ 2,9-ьЗ,2

Отношения тяги двигателей к давлению воздуха в стандартных

атмосферных условиях Р/р, входящие в формулы (9.9), опреде

ляются по данным аэродинамического расчета испытываемого

самолета.

Построение сеток зависимостей пх=}(М, пу).

По полученным с помощью формул (9.9) значениям пх и пу

строят графические зависимости типа, приведенных на рис. 9.12

для каждого выполненного маневра. Из ряда таких графиков на

ходят различные сочетаний значений пх и пу при определенных

величинах числа М, по которым строят поляры перегрузок — кри

вые

пу=ц)(пх) при различных значениях числа М как параметра.

Пример таких поляр приведен на рис. 9.13. Для корректировки и

#«сотг$

', П дВ-с о и $

; 8 в т -с о п $ 1 ;

ме* « с о п $

,& шассо=сот

0,4

-0,2 0-0,241,10 0,1 -0,2-0,1 0 0,1 -

,2-0,1 0 0.1 пх

Р и с. 9. 13. Поляры перегрузок при ряде значений числа М

повышения точности построения поляр перегрузок целесообразно

предварительно строить поляры безразмерных коэффициентов схс

и су с, определяемых по формулам

8 д

п у С ст

у с о ~

В качестве примера такие поляры сус=Р(схс) показаны на рис.

9. 14. У поляр безразмерных коэффициентов значительно более

четко проявляется закономерность изменения по числам М полета,

чем у поляр перегрузок, что облегчает их проверку и корректи

ровку.

По окончательно отработанным полярам самолета сус = Р(схс)

определяются поляры перегрузок пу=ц>(пх), с помощью которых

легко находить искомые зависимости пх=}(М, пу). Нетрудно ви

345

деть, что каждая поляра перегрузок позволяет определить все точки

сетки пх=[(М, пу) у лежащие на одной вертикали, т. е. относя

щиеся к данному значению числа М.

^ ~ С0Т15Т., 71д0яСОТ15Т, —С0Т1§^, ^М6Х— С0П.&1*, ^щ&ССМ “ С0П5^

___

» I * I I

-0,1 - 0,06 - о м О

Р и с. 9. 14. Поляры безразмерных коэффициентов сх с и су с

при ряде значений числа М

Определение времени накренения самолета

Минимальное время накренения самолета на различные углы

крена определяется по приближенной формуле

( 9 . 1 0 )

где Iо, — минимально возможное время создания установив

шейся максимальной угловой скорости крена сортах

(с исходного установившегося режима полета при

сох=0) в сек;

из*шах — максимально достижимая величина угловой скорости

крена на данном режиме полета, определяемая при

предельном (по усилиям или кинематической схеме

системы поперечного управления) отклонении элеро

нов, либо максимально допустимая величина со* (опре

деляемая из условий проявления взаимодействия про

дольного и бокового движений самолета) в \/сек;

у° — заданный установившийся угол крена в град.

Величину и находят по полетным записям, полученным при вы

полнении резкой дачи элеронов, как интервал между моментом

начала отклонения ручки управления элеронами и моментом про

явления практически установившейся величины сортах. Пример

/(О

57, Зооу,

346

определения приведен на рис. 9.15. Зависимости величин от

числа М, определенные на двух высотах полета, приведены в ка

честве примера на рис. 9.16.

Если оказывается, что Ц < 2 и , т. е. для

получения установившихся величин -у0 тре

буется создать угловую скорость крена

для определения 1Л применяется следую

щее выражение:

07, За>д. тах

Определение времени выхода на

перегрузку

Практически минимальное время со

здания нормальной перегрузки 1п у находят

по полетным записям, полученным при вы

полнении резкой Д а ч и руля высоты (управ

ляемого стабилизатора), как интервал меж

ду моментом начала отклонения ручки

управления и моментом созданий практи

чески установившейся заданной величины

нормальной перегрузки.

Пример определения величины 1Пу по полетным материалам

приведен на рис. 9. 17.

Аналогичным образом определяется и практически минималь

ное время создания заданной величины боковой перегрузки — из

сек

Р и с. 9. 16. Зависимости от числа М, определенные

на двух высотах полета

0,6 0,7 0,8 0,9 1,0 1,1 1,2 1,3 1А 1,5 1,6 М

П км

1,2

4 -

---

-М -

/сек

0,4 -

0 -

— *

Шд.

— Пи

- ^ г

и,*г

х эсм

-4 -

?3-

- 8 '

РэкГ -

г —

и .

_ в

/ V

; э -

/ \

-16

-24 -

0 5 юг сек

Р и с. 9.15. Определе

ние величины из

дачи элеронов

резких дач руля направления, как это показано в примере, приве

денном на рис. 9. 18.

347

Определение времени набора

и сброса тяги двигателей

По полученным из летного эксперимента величинам п^пр и

пу Пр находят приведенные к стандартным условиям значения пере

грузок пх и пу и строят график, изображающий изменение их по

Нкм

% №

км/час -

600

560

ПУЩ

2,0

ЬО

Хг СМ

РъКГ

м.

Г®

0,96

0,94

0,92

0.9

Сг88

ОМ

О $ 10 * сек

Р и с. 9. 17. Определение величины (п ,

из дачи руля высоты

11000

г 1

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

■ г*-

1 1-

-из

- * = ■

Упр

СО ,

7 ,

)

-гг

/ \

г *

I г=

г п р

}

р н

1 н

)

I .. ..

п 2

) . .

—

}

800

2Ср

О 5 1 сек

Р и с. 9. 18. Определение вели

чины 1Пг из дачи руля направ

ления

времени (рис. 9.19). Далее по записям прибора-самописца откло

нений рычага управления двигателем (положения сектора газа

^руд )> нанесенным на этот же график, определяются моменты на

чала сброса и начала набора тяги. В приведенном примере летчик

выполняет последовательно сброс и набор тяги двигателей в одном

348