Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов
Подождите немного. Документ загружается.
мощью автомобиля с заранее оттарированным указателем прой
денного пути. Аналогичным способом определяют время и длину
пробега. Скорость отрыва и посадочную скорость находят по уста
новленным на самолете приборам-самописцам или по данным лет
чика, следящего за показаниями бортового визуального указателя
скорости полета. Недостатками визуального метода являются
низкая точность измерений и невозможность определения харак
теристик воздушных участков траекторий.
Радиолокационный метод, как и кинотеодолитный,
позволяет определять взлетно-посадочные характеристики при лю
бых длинах дистанций, а также замерять параметры траекторий
полета после взлета и перед посадкой. Преимуществом радиоло
кационного метода является возможность производить измерения
и при отсутствии прямой видимости (заход на посадку из-за обла
ков, ночные взлеты и посадки и т. д.), недостатком — потребность
в сложном радиолокационном оборудовании и меньшая точность
измерений по сравнению с кинотеодолитным методом.
Методы счетчика оборотов колеса,
интегрирования скоростей и перегрузок
Это методы, основанные на использовании бортовых самолет
ных приборов-самописцев.
Сущность метода счетчика оборотов колеса опре
деляется его названием. По счетчику, соединенному с электроча
сами, находят число оборотов колеса шасси пк, а следовательно, и
пройденный самолетом путь 1 = 2 тсгкпк в функции времени: /=/(^).
Средний радиус колеса шасси самолета гк принимают равным полу
сумме радиуса колеса при стоянке самолета с данным взлетным
весом и радиуса колеса без нагрузки. Графическим дифференци
рованием зависимости /= /(/) определяют скорость движения само
лета относительно земли. Момент отрыва находят по началу замед
ления вращения колеса, а момент касания — по началу раскрутки
колеса. Эти моменты можно определять точнее по записям уста
новленных на самолете приборов-самописцев или по наблюдениям
летчика. Из-за систематических погрешностей (например, не учи
тывается скольжение колеса) данный метод по сравнению с опти
ческими обладает меньшей точностью измерений.
Методы интегрирования скоростей и перегру
зок. Методы определения параметров взлетно-посадочных траек
торий по замеренным непосредственно в полете значениям скоро
сти (интегрирование скорости для определения взлетной и поса
дочной дистанций) или перегрузки (интегрированием перегрузки
и для определения скоростей и дистанций взлета и посадки — решая
уравнения маневренности (9.2), в которые в этом случае пере
грузки пх, пу, пг входят в качестве известных переменных) позво
ляют замерять достаточно точно как характеристики воздушных,
так и наземных частей траекторий, не требуя для этого сложной и
369
дорогостоящей аппаратуры. При определении характеристик раз
бега и пробега для записей приборов-самописцев перегрузок харак
терен весьма большой разброс, обусловленный толчками и вибра
циями при движении самолета по земле. Однако, как правило, та
кие записи позволяют легко получать средние значения перегру
зок, по которым искомые характеристики находят достаточно
точно.
Описанными методами определяются фактические взлетно-
посадочные характеристики самолетов, т. е. характеристики взле
тов и посадок в фактических условиях данных летных испытаний.
Затем их приводят к стандартным или заданным условиям.
Рассмотренные методы, такие как оптические, радиолокацион
ный, методы интегрирования скоростей и перегрузок, можно
использовать и при определении взлетно-посадочных характеристик
самолетов безаэродромной авиации.
10.4. ПРОВЕДЕНИЕ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ
В НОРМАЛЬНЫХ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ УСЛОВИЯХ
В зависимости от имеющегося оборудования, требуемой точ
ности результатов измерений и специфических особенностей дан
ных испытаний выбирают метод (или комбинацию методов) опре
деления взлетно-посадочных характеристик. Для оценки устойчи
вости и управляемости на этих режимах самолет оборудуется при-
борами-самописцами, как это описано выше в гл. VI. Перед нача
лом испытаний необходимо изучить результаты аэродинамического
расчета и предыдущих летных испытаний данного самолета и са
молетов аналогичных типов.
При определении взлетно-посадочных характеристик исполь
зуют следующие регламентированные значения веса самолета:
1) нормальный взлетный вес — вес самолета в начале разбега,
при котором достигается заданная максимальная техническая
дальность полета;
2) максимальный взлетный вес — наибольший вес самолета
в начале разбега, допустимый по прочности и условиям безопас
ности взлета;
3) нормальный посадочный вес — вес самолета перед призем
лением с полным экипажем, 20%-ным запасом горючего и соот
ветствующим запасом масла при 50% полного груза (боезапаса);
4) максимальный посадочный вес — наибольший вес самолета
перед приземлением, допустимый по прочности и условиям безо
пасности посадки.
Взлетные характеристики определяются при нормальном и мак
симальном взлетных весах с использованием органов механизации
крыла и стартовых ускорителей; посадочные — также при нор
мальном и максимальном посадочных весах с использованием
механизации и тормозных устройств (тормозных парашютов, ре:
верса тяги и др.) - Характеристики предпосадочного планирования
370
находят при нормальном посадочном весе самолета с использова
нием органов механизации крыла.
При определении взлетных и посадочных характеристик каж
дый режим повторяется не менее чем в трех кондиционных (в отно
шении требований, предъявляемых к технике пилотирования само
лета и к качеству измерений) полетах. Взлетные характеристики
можно определять в полетах по кругу, если нет ограничений по
выполнению посадки со взлетным весом, либо в комплексе с дру
гими испытательными полетами. Посадочные характеристики
всегда можно находить в полетах по кругу. Характеристики пред
посадочного планирования определяют обычно в комплексе с по
летами на устойчивость и управляемость.
Желательно получать взлетно-посадочные характеристики
в штилевых условиях, а затем проверять возможность и особен
ности взлета и посадки при боковом ветре различной силы. Взлет
ные (посадочные) характеристики допускается определять при
встречном ветре со скоростью не более одной десятой скорости
отрыва (посадочной скорости). Для приведения фактических
взлетных (посадочных) характеристик к условиям безветрия с до
статочной точностью необходимо, чтобы боковая составляющая
скорости ветра не превышала 3—5% скорости отрыва (посадочной
скорости).
При испытаниях по данным метеостанции или по анемометру
Фусса определяется скорость ветра у земли, а с помощью флажка
(флюгера) устанавливается направление ветра, точнее, угол между
направлением ветра и осью ВПП. Значения температуры и давле
ния наружного воздуха берут по данным метеостанции.
Взлетно-посадочные характеристики самолета существенно за
висят от техники пилотирования, поэтому их определяют на пос
леднем этапе летных испытаний, когда летчик успевает уже нако
пить достаточный опыт и отработать оптимальные приемы пило
тирования данного самолета.
При выполнении испытательных взлетов необходимо иметь
в виду следующее. Перед началом разбега при полностью затормо
женных колесах шасси летчик должен увеличить обороты двига
теля от оборотов малого газа до оборотов страгивания, при кото
рых горизонтальная составляющая тяги двигателей превышает
силу трения покоя (силу трения заторможенных колес шасси
о землю при неподвижно стоящем самолете). Затем колеса растор
маживаются и начинается разбег. Чем больше тяга двигателей
в момент страгивания самолета с места, тем быстрее устанавли
вается взлетный режим работы двигателей при разбеге и, следо
вательно , тем меньше продолжительность разбега (длина разбега
при этом обычно мало изменяется). Если на самолете, стоящем
с заторможенными колесами, увеличить тягу двигателей настолько,
что ее горизонтальная составляющая превысит силу трения покоя
при заторможенных колесах, то самолет начнет скользить — по
явится «юз», при котором ускорение движения самолета снижается
371
и происходит стирание покрышек. Кроме того, начало разбега при
очень высоких оборотах двигателей может приводить к возникно
вению рыскания самолета после быстрого растормаживания ко
лес, что усложняет взлет.
Чем больше сила трения при трогании самолета с места с за
торможенными колесами, т. е. чем лучше торможение самолета,
и чем лучше приемистость двигателей, тем, естественно, быстрее
устанавливается взлетный режим работы двигателей на разбеге.
Скорость отрыва самолета выбирают из условий обеспечения
нормального пилотирования и безопасности взлета. Завышение
найденной с учетом этих условий оптимальной скорости отрыва
приводит к нежелательному увеличению длины разбега. Занижение
скорости отрыва небезопасно в отношении поведения самолета
в полете у земли с малой скоростью, непосредственно после отрыва.
Обычно в качестве рекомендуемой для данного самолета с дан
ным взлетным весом скорости отрыва выбирают минимальную без
опасную скорость отрыва, небольшое (примерно до 5%) случайное
уменьшение которой в массовой эксплуатации не должно приво
дить к появлению значительных затруднений в пилотировании
самолета при отрыве и на воздушной части взлетной дистанции.
После отрыва летчик пилотирует самолет так, чтобы обеспечить
возможность перехода самолета к режиму установившегося набора
высоты. Как указывалось выше, после отрыва дозвукового само
лета с поршневым двигателем начинается этап выдерживания
(рис. 10.2)— горизонтальный полет с разгоном самолета от Уотр
до рекомендуемой скорости установившегося набора высоты, про
изводимый на высоте порядка 1—2 м. У современных винтомотор
ных самолетов выдерживание производится с одновременным не
большим набором высоты. На реактивных легких самолетах уча
сток выдерживания отсутствует (рис. 10.3). У них после нормаль
ного (выполненного при нормальной скорости и на незавышенном
угле атаки) отрыва летчик обычно выдерживает неизменным угол
тангажа. При этом самолет разгоняется с одновременным набором
высоты.
Выдерживание винтомоторного самолета после отрыва произ
водится для удовлетворения двух принципиально не связанных
друг с другом требований *. Первое из них определяется условиями
обеспечения безопасности полета: нельзя начинать набор высоты
на скорости отрыва, так как на этой сравнительно малой скорости
управляемость (эффективность рулей и элеронов) и устойчивость
самолета недостаточны. Второе связано с тем, что просто нецелесо
образно производить набор высоты на такой малой скорости, при
которой скороподъемность самолета невелика. Набор высоты выгод
но производить на наивыгоднейшей скорости, при которой самолет
обладает наибольшей скороподъемностью. У винтомоторных само
* М. Л. Г а л л а й. Особенности пилотирования реактивных самолетов.
Издат-во «ДОСААФ», 1962.
372
летов наивыгоднейшая скорость набора высоты весьма близка
к эволютивной скорости, на которой обеспечивается достаточная
безопасность полета.
У реактивных самолетов эволютивная скорость полета обычно
оказывается намного меньше наивыгоднейшей. Так, например, у са
молета Ту-104 эволютивная скорость составляет примерно 350—
400 км/час, а наивыгоднейшая — около 600—650 км/час. Выдер
живание самолета у самой земли для достижения такой большой
скорости наивыгоднейшего набора высоты привело бы к необхо
димости значительного увеличения располагаемых длин летной по
лосы, что не только не нужно с точки зрения обеспечения безопас
ности полета (реактивный самолет разгоняется до эволютивной
скорости полета очень быстро), но даже и является нежелательным
с этой точки зрения (полет с большой приборной скоростью у са
мой земли). Поэтому взлет реактивного самолета и выполняется
без выдерживания.
На посадке скорость планирования выбирают с таким расчетом,
чтобы обеспечить безопасность выполнения выравнивания и после
дующего подвода (по высоте) самолета к ВПП, а также получить
сравнительно небольшую длину выдерживания. Касание земли
следует производить на минимальной безопасной скорости, обеспе
чивающей минимальную длину пробега. Для точного определения
длины пробег должен заканчиваться полной остановкой самолета.
Летчик должен стремиться выдерживать прямолинейность дви
жения самолета на взлете и посадке. Это повышает точность опре
деления взлетно-посадочных характеристик. При взлетах со стар
товыми ускорителями, при посадках с использованием реверса
тяги, тормозных парашютов и др. летчику следует пользоваться
этими устройствами во всех полетах по возможности одинаково.
Определение взлетно-посадочных характеристик
при эксплуатации самолетов с полевых аэродромов
В настоящее время ко многим типам самолетов (особенно бое
вых) предъявляются требования обеспечения возможности выпол
нения взлетов и посадок не только с использованием аэродромов,
имеющих искусственное покрытие (бетон, металлические ленты),
но и с полевых аэродромов, имеющих грунтовую взлетно-посадоч
ную полосу.
Условия эксплуатации самолета на полевом (грунтовом) аэро
дроме существенно отличаются от таковых на аэродроме со спе
циальным твердым покрытием. В основном это обычно бывает обу
словлено наличием на грунтовых аэродромах неровностей, специ
фическими характеристиками грунтов (прочность, липкость, пыли-
мссть), а также заметными изменениями этих характеристик в йре-
делах длины взлетно-посадочной полосы и под влиянием атмосфер
ных условий. В зависимости от типа грунта (суглинистый черно
зем, засоленный серозем, тяжело-суглинистый грунт подзолистой
373
зоны, песчаный несвязный грунт), его состояния (сухой прочный
грунт, сухой малопрочный грунт, влажный грунт, липкий черно-
зем, сыпучий песок, замерзший грунт со снеговым покровом или
без него) и условий погоды износостойкость поверхности полевого
аэродрома под воздействием нагрузки от колес шасси и газовых
струй двигателей самолета может существенно изменяться.
Деформации грунта при движении самолета по полевому аэро
дрому (образование колеи) создают дополнительное сопротивле
ние движению и дополнительное нагружение элементов конструк
ции шасси. В некоторых случаях (неблагоприятное состояние
грунта, большая нагрузка на единицу площади соприкосновения
колес шасси с поверхностью летной полосы) сопротивление движе
нию самолета значительно затрудняет, а иногда даже и делает не
возможным выполнение взлета. Разрушения грунта при прохожде
нии по нему самолета с работающими на взлетном режиме двига
телями могут приводить к загрязнению или даже местному нару
шению прочности конструкции, засорению эксплуатационных люч
ков и зазоров (вызывающему в частности затруднение уборки
шасси после взлета), ухудшению обзора, повышению вибрации
элементов конструкции самолета и его оборудования.
Для решения вопроса о возможности и особенностях эксплуа
тации данного самолета с грунтовых аэродромов проводятся соот
ветствующие летные испытания его по специальной программе,
предусматривающей выполнение взлетов и посадок на летные по
лосы с различными типами и состояниями грунтов в различные вре
мена года. В процессе таких испытаний оцениваются грунтовые
условия (прочность и структура грунта, наличие на нем снегового
покрова), характер рельефа местности, при которых возможна лет
ная эксплуатация данного самолета, определяются его взлетно-
посадочные характеристики, особенности работы экипажа, систем
и оборудования самолета в этих условиях. Изучаются особенности
как одноразовой, так и многоразовой (систематической) эксплуа
тации самолета с грунтовых аэродромов в различных почвенно
климатических районах страны. По материалам этих испытаний
определяются характеристики разбега и пробега самолета по
грунту, а также разрабатываются инструкции по эксплуатации и
пилотированию самолета на грунтовых аэродромах.
10.5. ИМИТАЦИЯ АВАРИЙНЫХ ВЗЛЕТОВ И ПОСАДОК
Помимо определения взлетно-посадочных характеристик само
лета, соответствующих условиям нормальной эксплуатации, всегда
оценивают все наиболее вероятные и опасные для данного само
лета аварийные ситуации на взлете и посадке. По возможности их
более полно имитируют в процессе летных испытаний. Так, напри
мер, оцениваются возможность и особенности выполнения посадки
однодвигательного самолета с отказавшим двигателем, взлета и
посадки многодвигательного самолета при асимметричном отказе
374
двигателей (особенно при отказе одного крайнего двигателя на
самолете с ТВД), взлета и посадки при отказе основной бустер-
ной системы управления, системы искусственной стабилизации само
лета и. т. п. Рассмотрим подробнее отдельные наиболее типичные
случаи.
Аварийная посадка однодвигательного
сверхзвукового самолета с отказавшим двигателем
У дозвуковых реактивных самолетов с ТРД при неработающем
двигателе и убранных органах механизации аэродинамическое
качество на планировании в среднем составляет примерно 5—6 при
выпущенном шасси и около 8—10 при убранном шасси. У совре
менных сверхзвуковых самолетов из-за сравнительно малых удли
нения и относительной толщины крыла аэродинамическое качество
на этих режимах при убранных воздушных тормозах в среднем
оказывается заметно меньшим: примерно 3—4 при выпущенном
шасси и 6—8 при убранном шасси.
Аэродинамическое качество самолета может заметно умень
шаться при переходе от посадочного режима работы двигателя
к режиму авторотации (а тем более к полету с заклиненным рото
ром ТРД, что может иметь место в некоторых аварийных ситуа
циях). Особенно заметным это может быть у сверхзвуковых само
летов, у которых тяговооруженность сравнительно велика и тяга
двигателя на планировании (в нормальных эксплуатационных
условиях) оказывается обычно намного больше таковой на режиме
малого газа. Известно, что вертикальная скорость снижения на
планировании возрастает с уменьшением аэродинамического каче
ства самолета. Поэтому вертикальные скорости снижения сверх
звуковых самолетов при неработающем двигателе оказываются
заметно большими, что значительно усложняет выполнение посадки
с отказавшим двигателем.
Чтобы повысить безопасность определения посадочных харак
теристик сверхзвуковых самолетов с ТРД при отказе двигателя,
в начале летных испытаний подбирают режим имитации условий
полета с отказавшим двигателем. Режим имитации обеспечивает
возможность планирования самолета с работающим двигателем
при тех же вертикальных скоростях (т. е. при таком же аэродина
мическом качестве), что и в полете с отказавшим двигателем. Пред
варительно режим имитации выбирают на основе материалов аэро
динамического расчета самолета. Выбор этого режима заключается
с определении условий, позволяющих искусственно повышать лобо
вое сопротивление самолета в полете с работающим двигателем,
имитируя тем самым уменьшение аэродинамического качества
самолета при отказе двигателя (при авторотирующем или закли
ненном ТРД). Обычно режим имитации получается при работе
двигателя на оборотах, близких или равных оборотам малого газа,
с выпущенными воздушными тормозами. Соответствие условий
375
полета на выбранном таким образом режиме имитации условиям
полета с отказавшим двигателем проверяют по полетным материа
лам, полученным при планировании самолета с неработающим
двигателем. Для безопасности такое планирование выполняется
вначале на высотах, обеспечивающих надежный последующий за
пуск двигателя (порядка 10 км и выше).
На выбранном режиме имитации отрабатывается весь расчет
на посадку, техника пилотирования самолета при заходах на по
садку и при посадке. При посадке на режиме имитации летчик
может в случае необходимости произвести быструю «дачу газа»
и уйти на второй круг.
Р и с. 10. 7. Схематическое представление траектории
движения самолета при заходе на посадку «с прямой»
Что касается выбора метода захода на посадку, то все случаи
отказа двигателя в полете можно разделить на три группы:
1) отказ двигателя в полете на сравнительно малой высоте,
когда у летчика остается минимальный запас высоты для возвра
щения на аэродром;
2) отказ двигателя на большой высоте при большом удалении
от аэродрома посадки, когда у летчика имеется достаточный за
пас высоты для посадки и маневрирования при заходе на посадку;
3) отказ двигателя на средних и больших высотах в районе
аэродрома.
В первом случае при отказе двигателя необходимо сразу же
развернуть самолет в сторону аэродрома, кратчайшим путем
выйти на посадочный курс и заходить на посадку «с прямой» (схе
матически траектория движения самолета в воздухе и ее проекция
на земную поверхность при заходе на посадку «с прямой» пока
заны на рис. 10.7 и 10.8). При этом условия захода на посадку
и выполнения самой посадки оказываются для летчика наиболее
сложными, так как возможности маневрирования для внесения
необходимых поправок в расчет на посадку при таком заходе
весьма ограничены.
Во втором случае летчик имеет достаточный запас высоты,
чтобы заходить на посадку «с третьего разворота», примерно на
траверсе дальнего приводного радиомаяка (ДПРМ) под углом
90°±30° к оси ВПП (рис. 10.9 и 10. 10). Это расширяет возможно-
376
В П П
;дпрм^
Р и с . 10.8. Вид в плане траектории движения само
лета при заходе на посадку «с прямой»
Р и с . 10.9. Схематическое представление траектории дви
жения самолета при заходе на посадку «с третьего раз
ворота»
жения самолета при заходе на посадку
«с третьего разворота» (заштрихованные
кружки — контрольные точки на местности)
377
сти маневрирования для уточнения и исправления расчета при
заходе на посадку (изменением угла крена, места начала разво
рота, отворотами и доворотами самолета), что облегчает выполне
ние данного режима и повышает безопасность полета.
Р и с. 10. 11. Схематическое представление траектории дви
жения самолета при заходе на посадку «по коробочке»
посадки самолета с отказавшим
подходить к посадочному курсу
В третьем случае полета с отказавшим двигателем рекомен
дуется выполнять заход самолета на посадку «по коробочке»
(рис. 10.11 и 10.12). Это наиболее простой для летчика вариант
двигателем, также позволяющий
на траверсе ДПРМ под углом
примерно 90°±30° к оси ВПП и
обеспечивающий наибольшие воз
можности для исправления рас
чета.
При заходах на посадку с тре
тьего разворота и по коробочке
для облегчения расчета и выпол
нения самой посадки рекомен
дуется проходить над заранее
выбранной и хорошо известной
летчику наземной контрольной
точкой (заштрихованные кружки
на рис. 10.10 и 10.12). В каче
стве таких контрольных точек
заранее выбирают характерные,
легко опознаваемые ориентиры
на местности, находящиеся на
траверсе ДПРМ на расстоянии около 10 км от ВПП. Над этими
точками самолет должен проходить на определенной высоте. Конт
рольные точки намечаются на местности в четырех местах. В каж
дом конкретном случае при заходе самолета на посадку исполь
Р и с. 10.12. Вид в плане траектории
движения самолета при заходе на
посадку «по коробочке» (заштрихо
ванные кружки — контрольные точки
на местности)
378