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

Подождите немного. Документ загружается.

режиме полета, причем интервал между началом сброса и началом

набора тяги составляет всего лишь 7,5 сек вместо рекомендован

ных выше 20—25 сек. Такой сравнительно небольшой по времени

интервал между началом сброса и началом набора тяги двигате

лей объясняется тем, что летчик в данном случае заранее знал по

рядок величины /Сбр р (по результатам наземных стендовых испы

таний не более 5 сек для данной силовой установки) и поэтому смог

сократить интервал.

Нм

12000

11000

0,1

Пу

2.0

100%

Момент

начала сдро±

са тяги

(*■ = 1,8 сек)

,М

Момент начала набора

—тяги (?=9,3сен)

Хт

0,9

20 * сек

Р и с. 9. 19. Пример изменения перегрузок при вы

полнении сброса и набора тяги в полете

После этого на поляры перегрузок, определенные при работе

двигателей на режиме малого газа и на режиме максимальной

тяги при том же числе М, при котором проводится данный летный

эксперимент, и при прочих равных условиях наносят величины пх

и пу с графика, типа, приведенного на рис. 9. 19, начиная со значе

ний, соответствующих началу сброса и набора тяги. Пример поляр

перегрузок с нанесенными на них значениями пх и пу, определен

ными в процессе сброса и набора тяги, приведен на рис. 9.20. Для

определения /Сбрр на эти поляры наносят значения пх и пу с гра

фика, приведенного на рис. 9. 19 для различных моментов времени

начиная с /=1,8 сек. Точки, характеризующие процесс сброса тяги,

идут на рис. 9. 20 от поляры, соответствующей работе двигателя

на режиме максимальной тяги, к поляре, полученной при прочих

равных условиях для режима малого газа. Конец процесса сброса

тяги (установление режима малого газа) определяется пересече

нием ломаной линии, соединяющей эти точки, с полярой малого

газа. Зная величины пх и пу, соответствующие точке пересечения

указанной линии с полярой малого газа, по графику, приведен

ному на рис. 9. 19, можно определить момент окончания процесса

сброса тяги. В рассматриваемом примере это произошло в момент

349

- 4 ;

* у п

з —

- т Ь -

— 1

''ежим

'*■

чалого газа

-к -

Г .Т Т Л Т С

ч—

2 —

максимальный

- оежим паЗоты

гр'''

7 Ч

в /,«

дЬ]и?а

'.те.ИЯ

Г г ,г

\—

— ь

>4—-

1 5 -

5Г -

+ =

' 1,8 сек

-0,4 -0,3 - 0,2 - 0.1

а)

О 71,

Р и с . 9.20. Определение времени сброса и набора тяги двигателей

по полярам перегрузок:

а—определение б—определение I

на б Р

Р и с . 9.21. Определение времени выпуска и уборки воз

душных тормозов

350

(=5,5 сек, т. е. время сброса тяги в данном случае равно ^Сбр р=

= 5,5—1,8 = 3,7 сек.

Аналогично определяется и время набора тяги, только в этом

случае точки на графике рис. 9. 20 идут уже в обратном направле

нии — от поляры малого газа к поляре режима максимальной тяги.

В рассматриваемом примере время набора тяги двигателей состав

ляет ^наб р — 19,2—9,3 = 9,9 сек.

Эти критерии маневренности самолета определяются из полет

ных материалов непосредственно по записям приборов-самописцев,

регистрирующих положение указанных органов. На рис. 9.21 при

веден пример определения времени выпуска и уборки воздушных

тормозов по записям прибора-самописца углов отклонения воздуш

ных тормозов (бв.т). Выпуск и уборка воздушных тормозов в рас

сматриваемом случае производится на режиме прямолинейного

полета. По отклонениям воздушных тормозов из убранного

(6в.т = 0) в полностью выпущенное положение (б в. т = 1 0 0 % ) и

обратно в данном примере находим

Зная общие показатели маневренности для ряда высот, можно

сравнительно просто определять по ним любые частные показатели

маневренности. Рассмотрим это на ряде примеров.

Из сеток зависимостей пх= К М, пу) (см., например, рис. 9.2)

сразу получаем такие частные показатели маневренности, как

( М т т ) > У т т доп (М ш 1п доп) > 1 Л па х (М т а х ) И Уцред ( М Пред) •

Минимальная и минимально допустимая скорости прямолиней

ного горизонтального полета определяются пересечением кривой

пх= Н М) при пу= 1 соответственно с линиями ограничений по

сушах и су доп. Максимальной скорости установившегося прямо

линейного горизонтального полета соответствует точка пересечения

кривой пх= К М) при пу= 1 с осью абсцисс (пх = 0). Из указанных

сеток легко получить характеристики правильных серийных вира

жей (правильным называется вираж, выполняемый без скольже

ния; серийным — установившийся вираж). Этим режимам соот

ветствуют точки пересечения кривых мх=/(М ) при пу> 1 с осью

абсцисс, так как при серийном вираже пх = 0. Пример определения

режимов правильных серийных виражей таким способом приведен

Определение времени выпуска

и уборки воздушных тормозов, шасси

и органов механизации

2,7 сек (Я « 1 2 ,5 км; М ж1,2);

1,5 сек (Я « 1 2 ,5 км; М «1,14).

9.7. ОПРЕДЕЛЕНИЕ

ЧАСТНЫХ ПОКАЗАТЕЛЕЙ МАНЕВРЕННОСТИ

351

на рис. 9.22. Зная зависимость пув—Ф ( М ) , соответствующую ре

жимам правильных серийных виражей на данной высоте полета,

можно по значениям пу и М определить и остальные характери-

Р и с. 9. 22. Определение характеристик

правильных серийных виражей п2/в =

= Ф (М) с помощью зависимостей

пх = }(М, п и)

стики виражей: скорость 1/в, угол крена -ув, радиус виража

время поворота самолета на 360° Тв из следующих формул:

У=Ма:

соз ув= -

ПУ I

1/п2

' У в

2яК»

0,102 -

.«0 ,64

I V -

V пу в

У " 1 .

■ 1

6,28 ,

V ’

где а и Ув в м/сек.

Помимо указанных с помощью сеток зависимостей п0С=/(М , ду)

легко можно получить еще ряд частных показателей маневренно

сти: характеристики неустановившихся виражей и виражей со

скольжением, характеристики криволинейных разгонов и торможе

ний самолета, минимальные и максимальные скорости снижения

самолета.

По имеющимся критериям маневренности данного самолета

с помощью системы уравнений (9.2) можно рассчитать характери

стики любого пространственного маневра.

352

9.8. ВЫПОЛНЕНИЕ ФИГУР ПИЛОТАЖА

Каждый тип самолета в зависимости от назначения должен

быть в состоянии выполнять определенные маневры. Особенно ве

лико количество маневров у самолетов типа истребителей: разгоны

и торможения (прямолинейные и криволинейные), виражи, горки,

боевые развороты, перевороты через крыло, бочки, петли Нестерова

и пикирования. Для получения качественной оценки самолета лет

чиком и дополнительной проверки границ области эксплуатацион

ной маневренности при проведении летных испытаний выпол

няются некоторые из этих маневров, представляющие наибольший

интерес для данного самолета.

В качестве примера на рис. 9.23 приведены записи приборов-

самописцев, полученные в полете при выполнении петли Нестерова

с начальной высоты 5 км и начальной приборной скорости

УПр~850 км/час, а на рис. 9.24 — при выполнении переворота че

рез крыло с начальной высоты 16 км и начальной приборной скоро

сти Упр-500 км/час (число М ^1,1).

9.9. ЭНЕРГЕТИЧЕСКАЯ ВЫСОТА

И ДИНАМИЧЕСКИЙ ПОТОЛОК САМОЛЕТА

Основные определения

В режиме установившегося набора высоты самолет не может

подняться выше статического потолка. Однако используя кинети

ческую энергию, накопленную самолетом в процессе разгона,

можно с помощью неустановившегося восходящего маневра на

брать дополнительную высоту. Высоты полета, превышающие ста

тический потолок, называются динамическими высотами.

Предельная высота полета, которую можно набрать, расходуя

предварительно накопленный на данном самолете запас его кине

тической энергии, называется динамическим потолком самолета.

У сверхзвуковых самолетов динамический потолок обычно значи

тельно превышает статический.

Установившиеся маневры на динамических высотах невоз

можны. Но на этих высотах можно выполнять различные неуста-

новившиеся маневры: прямолинейные горизонтальные торможения

самолета, виражи, развороты с потерей скорости или высоты.

Сверхзвуковые самолеты могут производить сравнительно продол

жительный полет на динамических высотах. Выход на динамиче

ские высоты значительно расширяет тактические возможности

сверхзвуковых самолетов.

Для проведения анализа режимов полета на динамические

высоты воспользуемся энергетическим методом, предложенным

профессором Н. Е. Жуковским, а затем разработанным профессо-

353

Р и с. 9. 23. Записи приборов-

самописцев, полученные в поле

те при выполнении петли Нес

терова

Рис. 9. 24. Записи приборов-самописцев, полученные в полете при вы

полнении переворота через крыло

ром В. С. Пышновым *. Этот метод основывается на рассмотрении

полной механической энергии самолета.

Полная механическая энергия самолета Е представляет собой

сумму кинетической тУ2/2 и потенциальной энергии ОН. В общем

случае движения самолета даже при неизменном режиме работы

двигателей величина Е не остается постоянной — происходят по

тери энергии. При маневрах обычно один вид энергии переходит

в другой. Например, при отвесном пикировании часть потенциаль

ной энергии самолета переходит в кинетическую.

Удобнее пользоваться не самой величиной Еу а отношением

Е/О, характеризующим полную энергию одного килограмма веса

движущегося самолета. В этом случае можно написать

= — + я .

я О 2^

Величина НЕ называется энергетической высотой, или уровнем

энергии самолета. Из приведенной формулы видно, что НЕ пред

ставляет собой наибольшую высоту подъема самолета при движе

нии с постоянной полной энергией. Очевидно, что чем больше пол

ная энергия самолета, тем больше л его энергетическая высота.

Высота полета, равная максимальной энергетической высоте (соот

ветствующей максимальному значению полной энергии самолета),

называется баллистическим потолком, или теоретическим динами

ческим потолком самолета. Следовательно, теоретический динами

ческий потолок самолета Я т.д— это максимальная высота полета,

достигаемая при торможении самолета без потерь полной энергии

от максимальной (предельной) скорости до 1/=0. Расчётным дина

мическим потолком самолета Яд называется максимальная высота,

достигаемая при торможении самолета без потерь полной энергии

от максимальной (предельной) до минимальной предельной скоро

сти полета. Под минимальной предельной скоростью полета само

лета на динамическом потолке обычно понимается эволютивная

скорость Уэ, обеспечивающая достаточную эффективность аэроди

намических органов управления самолета на этой высоте. Эволю-

тивную скорость при полетах на динамический потолок, особенно

рекордных, выбирают обычно значительно меньшей, чем при вы

полнении других маневров.

Практический динамический потолок Яп.д — это максимальная

высота, достигаемая в реальном полете (с учетом неизбежных по

терь энергии) при торможении самолета от максимальной (пре

дельной) скорости до эволютивной.

Расчет динамического потолка

Величина Я т.д определяется расчетом и служит для оценки

предельных возможностей самолета в отношении динамического

* В. С. П ы ш н о в, Энергетический метод рассмотрения движений самолета,

«Вестник воздушного флога», 1951, № 4, 5, 6.

355

набора высоты. Величина Яп.д, определенная вначале расчетным

путем, проверяется в полете. Она характеризует реальные возмож

ности самолета в отношении набора максимальной высоты, являясь

наибольшей практически доступной днамической высотой полета.

Яп.д обычно оказывается несколько меньше Яд, так как при наборе

высоты в реальном полете энергетическая высота становится

меньше максимальной, т. е. происходит потеря полной энергии са-

Н км

Рис. 9.25. Изменение параметров движения само

лета при полете на динамический потолок

молета, например, из-за увеличения лобового сопротивления само

лета при создании перегрузки на участке ввода самолета в режим

набора высоты.

Траектория полета самолета на динамические высоты рассчи

тывается численным интегрированием системы дифференциальных

уравнений:

йУ

ан

0.1

1 АЧ ЛЪ

- з т в) в-: — =

аг

( Ц у 1 С08 6) §

= V з т б ;

м = - ^ .

(9. И)

356

При этом задается оптимальный для данных условий закон из

менения нормальной перегрузки в режиме набора высоты, а соот

ветствующие значения пх определяются с помощью сеток зависи

мостей пх=}{М, пу) типа приведенных на рис. 9.2 и 9.3. Система

уравнений (9.11) получена из первого, второго, пятого, восьмого и

тринадцатого уравнений системы (9.2) при условии у=0.

Пример изменения параметров траектории при полете самолета

на динамический потолок, рассчитанных по описанной методике,

приведен на рис. 9. 25.

Методика летных испытаний

Определенные расчетным путем оптимальный режим набора

е ы с о т ы для выхода самолета на практический динамический пото

лок и величина # п.д проверяются в полете. На высоте, выбранной

в качестве оптимальной для начала ввода самолета в режим на

бора высоты (на которой полная энергия самолета при разгоне до

Мпред оказывается максимальной), производится горизонтальный

прямолинейный разгон самолета без скольжения до максимального

(предельного) числа М полета. Эта высота обычно значительно

меньше статического потолка. После разгона самолет вводится

в режим динамического набора высоты. Очень важно выбрать та

кой режим ввода самолета в набор высоты, при котором потери

полной энергии были бы минимальными. Если ввод производится

очень резко, с интенсивным нарастанием нормальной перегрузки

до больших величин, то самолет начинает сразу крутой набор вы

соты. Однако в этом случае скорость полета (из-за резкого возра

стания сх) быстро падает, что приводит к сравнительно большим

потерям полной энергии самолета. Если ввод производится очень

медленно, с малым пу, то скорость полета самолета на вводе умень

шается незначительно, однако и угол наклона траектории полета

увеличивается также очень медленно, что не дает возможности

достигать больших высот полета. Наибольшие высоты достигаются

при среднем, оптимальном темпе создания требуемых величин нор

мальной перегрузки на вводе. В этом случае обеспечивается макси

мально возможное начальное приращение угла наклона траектории

без существенной потери исходной скорости полета. Это обычно

достигается при скорости нарастания начального угла наклона

траектории полета порядка 1° в сек. После ввода продолжается

режим криволинейного полета с набором высоты до # п.д.

Перед проведением летных испытаний на динамический пото

лок самолет испытывают на штопор во всем эксплуатационном диа

пазоне высот полета, так как из-за возможных ошибок пилотиро

вания выход на эволютивную скорость Уэ на больших высотах мо

жет привести к сваливанию. Предварительно отрабатывают методы

надежного запуска двигателя в полете на возможно больших

высотах и методику посадки самолета с неработающим двига

телем.

357

На практическом динамическом потолке определяются характе

ристики управляемости и устойчивости самолета (обычно дается

в основном только качественная их оценка). На больших высотах

полета (у современных сверхзвуковых истребителей величина

Нп.д превышает 40 км) резко уменьшается аэродинамическое демп

фирование. Это приводит к увеличению периодов свободных коле

баний самолета и ухудшает затухание этих колебаний, что затруд

няет точное пилотирование. В связи с плохой видимостью земли

и горизонта и изменением окраски неба существенно, изменяются

условия обзора. Уменьшение плотности воздуха изменяет и усло

вия работы различных систем и оборудования самолета. На высо

тах, больших статического потолка, возможны только неустановив-

шиеся режимы полета. Маневренные возможности самолета на

этих высотах заметно уменьшаются — снижаются максимальные

перегрузки из-за падения плотности воздуха. Полет сверхзвуковых

самолетов с ТРД на динамических высотах происходит обычно

с неработающим или с создающим весьма малую тягу двигателем.

Помимо перечисленных, в каждом частном случае возможны

и другие особенности полета на динамических высотах. Все эти

особенности следует учитывать при проведении летных испытаний

и последующей оценке возможности выполнения данным самоле

том поставленных перед ним тактико-технических задач на дина

мических высотах полета (например, выполнение полетов на пере

хват и т. д.). Существенное улучшение тактико-технических данных

самолета на таких высотах может быть достигнуто применением

средств автоматического управления (наведения) и автоматиче

ской стабилизации самолета.