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

Подождите немного. Документ загружается.

зуется только одна из них, в зависимости от направления круга при

заходе на посадку и посадочного курса. При этом предпочтение

отдается тому посадочному курсу, при котором обеспечивается

открытый подход к ВПП и можно использовать аэродромные

«ловушки».

Уточнение расчета на посадку на последней прямой в полете

с отказавшим двигателем летчик может производить выпуском

закрылков, изменением скорости полета (набором высоты для тор

можения или «прижимом» самолета для разгона), выбором соот

ветствующего момента для выпуска шасси и т. п. Для приземле-

Уу =соп$1:

(* 40+50 м/сек)

I I

Второе

выравнивание

ВПП

Точка касания

Р и с. 10.13. Схема выполнения посадки с двумя выравнива

ниями (численные значения Уу на схеме даны в абсолютных

величинах)

ния в заданной точке посадочной полосы при планировании на

последней прямой следует ориентироваться на контрольную вы

соту пролета над ДПРМ (# д). Контролем правильности захода на

посадку в этом случае является точка планирования, находящаяся

на заданном расстоянии Ьп от начала ВПП, т. е. точка на местно

сти, в которую направлена траектория планирования (рис. 10.13).

Ввиду того, что сверхзвуковой самолет при планировании с от

казавшим двигателем обладает обычно большой вертикальной

скоростью снижения (Уу« —40н-—50 м/сек), выравнивание реко

мендуется выполнять в два приема, как это схематически показано

на рис. 10. 13. Первое выравнивание начинается на высоте

Н1 —200—=—250 м. В процессе первого выравнивания траектория

искривляется до обычного угла планирования (при заходе на по

садку с нормально работающим двигателем) и абсолютная вели

чина вертикальной скорости снижения уменьшается примерно до

8—10 м/сек. Затем следует этап прямолинейного снижения, в про

379

цессе которого самолет тормозится с таким расчетом, чтобы к вы

соте начала второго выравнивания (Я2— 10-М5 м) уменьшить ско

рость полета до величины, на которой обычно начинается на дан

ном самолете выравнивание при посадке с нормально работающим

двигателем. На этом этапе торможения абсолютная величина вер

тикальной скорости снижения самолета также несколько умень

шается. На высоте Н2 начинается второе выравнивание, по оконча

нии которого выполняются выдерживание, парашютирование и,

наконец, касание земли. В этом случае с высоты Н2 посадка само

лета с отказавшим двигателем по кинематическим характеристи

кам практически не отличается от обычной посадки данного само

лета с нормально работающим двигателем.

В процессе летных испытаний на режиме имитации проверяется

возможность выполнения посадки и определяются характеристики

траектории полета при заходе на посадку в трех рассмотренных

выше случаях. Оцениваются возможности маневрирования для

уточнения и исправления расчета при заходах на посадку (расчет

захода на посадку является обычно самым сложным для летчика

при полете с отказавшим двигателем). Определяются оптимальные

для данного самолета высоты пролета над контрольными точками,

скорость планирования, величины # д и Ьп. Полученные при этом

результаты проверяются и при необходимости уточняются в конт

рольных полетах с отключенным двигателем. В каждом таком по

лете производится имитация одного из указанных выше трех ва

риантов отказа: на соответствующем режиме отключается двига

тель, а затем выполняется посадка с неработающим двигателем.

Одновременно с определением характеристик траектории по

лета при заходе на посадку и при посадке самолета с неработаю

щим двигателем проверяется работа оборудования и всех систем

самолета..

Асимметричный отказ двигателей

на взлете многодвигательного самолета

При проведении летных испытаний многодвигательных самоле

тов тщательно исследуются случаи асимметричного отказа двига

телей на взлете. Наиболее вероятным случаем является отказ

одного двигателя.

При отказе одного двигателя на взлете многодвигательного

самолета летчик должен уметь принять правильное решение: пре

рвать взлет — посадить самолет (если отказ произошел после

отрыва) и начать торможение вплоть до полной его остановки или

продолжать взлет — разбег (если отказ произошел до момента

отрыва) или полет (если отказ произошел после отрыва), удержи

вая самолет от разворота в сторону отказавшего двигателя. Окон

чательное решение летчик может принять на основании материа

лов соответствующих летных испытаний самолета.

380

Энерговооруженность (тяговооруженность) современных мно

годвигательных самолетов такова, что при отказе одного двигателя

тяга ©стальных двигателей обычно оказывается достаточной для

взлета. Но взлет с отказавшим двигателем (продолженный взлет)

нежелателен из условий обеспечения безопасности голета. Есте

ственно, что при отказе двигателя на разбеге лучше остановить

самолет и устранить причину отказа. Однако не всегда это можно

безопасно сделать.

В процессе летных испытаний в первую очередь всегда иссле

дуется случай отказа одного критического двигателя. Критическим

называется двигатель, при отказе которого возникают наиболее

неблагоприятные изменения характера поведения самолета, его

управляемости и избытка тяги на взлете. По результатам таких

летных испытаний должен быть дан ответ на следующий вопрос:

обеспечивается ли на данном самолете возможность безопасного

прекращения или продолжения взлета с отказавшим в любой мо

мент взлета критическим двигателем в любых эксплуатационных

условиях, т. е. при любых возможных при массовой летной экс

плуатации данного самолета значениях его веса и центровки, тем

пературы и давления наружного воздуха, ветра, состояния покры

тия (условиях торможения самолета) и уклоне летной полосы.

В случае положительного ответа на этот вопрос на основании

опыта данных летных испытаний разрабатываются рекомендации

по технике пилотирования, обеспечивающей наилучшее (наиболее

безопасное) выполнение указанных режимов.

Для решения поставленного вопроса требуется знать значения

дистанций прерванного (^прерв) и продолженного (^прод) взлета

в зависимости от величины скорости отказа критического двига

теля, а также характеристики управляемости и устойчивости само

лета в обоих упомянутых выше случаях, Дистанцией прерванного

взлета называется длина пути, пройденного самолетом с момента

начала разбега до момента полной его остановки в случае прекра

щения взлета при отказе критического двигателя. Расстояние, про

ходимое самолетом с момента начала разбега до момента выхода

его на условную высоту препятствий (отсчитываемую от уровня

точки отрыва самолета) с достижением безопасной скорости

взлета при выполнении продолженного взлета с отказавшим кри

тическим двигателем, называется дистанцией продолженного

взлета.

Торможение тяжелого многодвигательного самолета после от

каза двигателя на разбеге при сравнительно большой скорости мо

жет приводить к весьма большой длине пробега самолета до пол

ной его остановки. Дистанция прерванного взлета может оказаться

намного больше длины ЛП. В таком случае необходимо произво

дить продолженный взлет, так как при прерванном взлете самолет

выкатится за пределы ЛП.

У тяжелых многодвигательных самолетов, особенно с ТВД,

при отказе критического (обычно крайнего) двигателя на разбеге

381

могут возникнуть весьма большие разворачивающие, а также кре

нящие моменты. Это объясняется большим расстоянием от край

него двигателя до центра тяжести самолета, значительной величи

ной обратной тяги, создаваемой отказавшим ТВД, изменением

лобового сопротивления и падением подъемной силы из-за умень

шения обдува полукрыла, на котором расположен отказавший

двигатель. Для парирования разворота такого самолета с трех

колесным шасси при асимметричном отказе двигателей на разбеге

(удержания самолета на прямой) летчик может использовать руль

направления, торможение

основных колес шасси (со

стороны крыла с нормально

работающим двигателем) и

поворот управляемого носо

вого колеса в сторону, про

тивоположную отказавшему

двигателю. Чтобы создать

момент, парирующий разво

рот самолета с помощью

управляемого носового ко

леса, разбег следует по воз

можности выполнять в трех

точечном положении само

лета, поднимая носовое ко

лесо перед самым отрывом.

Отклонение штурвала уп

равления «от себя» при

отказе двигателя также спо

собствует парированию раз

ворачивающего момента, так как при этом возрастает нагрузка

на переднее колесо, а следовательно, и сила трения его о землю.

Скорость, начиная с которой в случае внезапного отказа кри

тического двигателя летчик может сохранять направление движе

ния самолета (выдерживать прямую), сбалансировав возникаю

щие разворачивающие и кренящие моменты только с помощью

аэродинамических рулей (продолжать начатое прямолинейное дви

жение без уменьшения тяги остальных двигателей, использования

тормозов колес шасси и перебалансировки самолета по усилиям),

называется минимальной эволютивной или минимальной по управ

ляемости скоростью на земле (когда рассматривается отказ двига

теля на разбеге) или в воздухе (в случае рассмотрения отказа

двигателя после отрыва) (Уущ). После отказа одного двигателя

можно продолжать взлет только в том случае, если скорость от

каза превышает Уущ).

Дистанция прерванного взлета существенно возрастает с уве

личением скорости, на которой произошел отказ двигателя

(рис. 10.14). Длина разбега и дистанция продолженного взлета

оказываются тем больше, чем меньше скорость отказа двигателя.

Р и с. 10.14. Примерный характер изме

нения длины разбега, длин дистанций

прерванного и продолженного взлета

в зависимости от скорости отказа дви

гателя (V отк)

382

Скорость движения самолета в момент отказа критического двига

теля, при которой дистанция прерванного взлета равна дистанции

продолженного взлета,

называется критической скоростью отказа

(Укр) • Критическая скорость отказа является наибольшей достижи

мой на взлете скоростью, при которой в случае отказа критического

двигателя возможны как безопасное прекращение взлета (с тор

можением самолета до полной его остановки в пределах распола

гаемой длины летной полосы), так и продолжение взлета с этим

отказавшим двигателем (когда 1/ кр> 1 / у п р ).

Р и с. 10.15. Примерный характер изменения параметров прерванных и про

долженных взлетов в зависимости от скорости отказа критического двигателя:

Если 1/Кр>1/упр (см. рис. 10. 15, а), то дистанция прерванного

взлета, соответствующая критической скорости отказа, определяет

собой минимально необходимую для эксплуатации данного само

лета с данным взлетным весом длину летной полосы. Длина взлет

ной дистанции, при которой обеспечивается возможность как пре

кращения, так и продолжения взлета после отказа критического

двигателя на скорости Укр, называется сбалансированной длиной

взлетной дистанции или сбалансированной длиной летной полосы

(аэродрома). Обозначается она (рис. 10. 15,а). Иными сло

вами, сбалансированная длина взлетной дистанции определяется

условием равенства дистанций прерванного и продолженного

взлета при отказе критического двигателя:

•^сб ^ пр ер в (^Р ^ ^ к р ) ^прод (пр и ] / отк ^ к р )*

Чем больше взлетный вес самолета, тем больше и величина ЬСб-

Для прекращения взлета при отказе критического двигателя на

скорости У0тк<1/Кр и продолжения взлета при отказе критического

двигателя на скорости У 0т к > Укр требуется длина ЛП меньше Ьсо.

383

Для самолетов, у которых УуПр>^кр, минимально необходимая

располагаемая длина ЛП определяется величиной дистанции пре

рванного взлета при скорости УуПр (величина /,упр на рис. 10. 15,6),

так как нельзя продолжать взлет при отказе критического двига

теля на скорости меньше Уупр.

Перед летными испытаниями на определение характеристик

прерванных и продолженных взлетов по данным аэродинамиче

ского расчета строят зависимости типа приведенных на рис. 10. 15.

Задаваясь различными скоростями отказа критического двигателя,

находят для каждой из них дистанцию прерванного взлета, длину

разбега и дистанцию продолженного взлета. Длину дистанции

продолженного взлета определяют при полной взлетной мощности

(тяге) всех двигателей до скорости отказа, а на больших скоро

стях— при меньшей суммарной мощности (тяге) (с неработающим

критическим двигателем). С помощью найденных зависимостей на

ходят расчетные значения минимально необходимых располагае

мых длин ЛП (по величине ЬСб в случае УуПр<1/Кр или по величине

^упр в случае УуПр>1/кр, т. е. по соответствующим расчетным зна

чениям дистанций продолженного или прерванного взлета) для

различных взлетных весов — вплоть до максимального взлетного

веса самолета. Исходя из полученных данных выбирают аэродром

для предстоящих испытаний.

Аэродром, пригодный по своим размерам для безопасной мас

совой летной эксплуатации данного многодвигательного самолета,

выбирается следующим образом. Расстояние от линии старта до

конца летной полосы на этом аэродроме должно быть не меньше

соответствующих значений ЬСб или ^уПр, определенных по резуль

татам летных испытаний. При этом имеется в виду, что отрыв са

молета от земли в случае продолженного взлета должен происхо

дить не менее чем за 50

м до конца ВПП. Указанные требования

должны выполняться при любых возможных (заданных для этого

самолета) эксплуатационных условиях.

В процессе летных испытаний тяжелых многодвигательных са

молетов при взлете стремятся наиболее точно имитировать внезап

ный отказ двигателя. Продолженные взлеты выполняются с посте

пенным уменьшением скорости имитации отказа двигателя от по

лета к полету. Отказ критического двигателя на взлете ими

тируется вначале после отрыва, а затем и до отрыва (на разбеге),

но на достаточно большой скорости, с которой, судя по предвари

тельным данным, уверенно можно будет продолжать взлет. Далее

отказ двигателя имитируется на разбеге при меньших скоростях —

до скорости, при которой летчик будет уже не в состоянии удер

жать самолет от разворота и кренения. В каждом случае из лет

ного эксперимента определяются длина разбега и взлетная дистан

ция. Полученные характеристики продолженных взлетов наносят

на график типа, приведенного на рис. 10. 15.

Прерванные взлеты выполняются с постепенным увеличением

скорости имитации отказа критического двигателя. Замеренные

384

^пр

км/час

Р и с. 10.16. Записи приборов-самописцев, полученные при выполнении прерванного взлета с ими

тацией отказа (отключением) крайнего (критического) двигателя на самолете с ТВД

при этом величины дистанций прерванного взлета наносят на тот

же график в зависимости от скорости отказа. График строят для

одного постоянного взлетного веса самолета. При этих испытаниях

определяются критические скорости отказа УКр и минимальные

по управляемости скорости Уупр. Значения Укр и Ьсб получают

пересечением кривых, соответствующих дистанциям прерванного

и продолженного взлетов. Поэтому летные испытания следует про-

Р и с. 10. 17. Изменение скорости движения самолета по

длине взлетной дистанции при выполнении прерванного

взлета с имитацией отказа крайнего двигателя на самолете

с ТВД (записи приборов-самописцев, полученные в этом ре

жиме, приведены на рис. 10. 16)

водить таким образом, чтобы скорости отключения критического

двигателя при выполнении прерванных и продолженных взлетов

по возможности перекрывались. Так из летных испытаний находят

характеристики прерванных и продолженных взлетов. В качестве

примера записи приборов-самописцев и результаты кинотеодолит

ных измерений, выполненных в процессе летных испытаний на опре

деление характеристик прерванных и продолженных взлбтов, при

ведены на рис. 10. 16—10.19.

Отказ управления на взлете и посадке

При бустерном управлении всегда проверяются особенности

поведения самолета и изменение его пилотажных характеристик

при отказе бустерного управления на взлете и посадке. Если

имеется аварийное ручное управление, то оценивается наличие

у летчика возможности «удержать» самолет после отказа (в со

стоянии ли летчик справиться с возникающими при этом в виде

ударных нагрузок усилиями на рычагах управления), т. е. влияние

изменения усилий на рычагах управления в момент отказа бустер

ного управления на условия пилотирования и особенности поведе

ния самолета в момент отказа, а также влияние повышенных люф

тов и трения на управляемость при ручном управлении. При нали

чии аварийной бустерной системы управления проверяют

достаточность скорости перекладки бустеров и продолжительность

386

Р и с . 10.18. Записи приборов-самописцев, полученные при

выполнении продолженного взлета с имитацией отказа

(отключением) крайнего (критического) двигателя на само

лете с ТВД

387

их работы в случае отказа основной бустерной системы управле

ния. У аварийной электрической системы управления оценивается

достаточность скорости отклонения рулей и в первую очередь до

статочность скорости отклонения руля высоты для выполнения

посадки при отказе основной бустерной системы управления. Пере

ход на аварийную систему управления может заметно изменять

характеристики управляемости и тем самым усложнять пилотиро

вание самолета.

Р и с. 10.19. Изменение высоты и скорости полета по

длине взлетной дистанции при выполнении продолжен

ного взлета с имитацией отказа крайнего двигателя на

самолете с ТВД (полученные в этом режиме записи при

боров-самописцев приведены на рис. 10. 18)

Если на самолете имеются основная бустерная, дублирующая

и аварийная системы управления, то проверяются возможность и

особенности выполнения взлетов и посадок после отказа основной

бустерной системы в двух случаях:

а) при переходе на дублирующую;

б) при переходе на аварийную систему управления.

Чтобы обеспечить безопасность летных испытаний на устойчи

вость и управляемость самолета при отказе основной бустерной

системы на взлете и посадке, исследование начинают с определения

наземных характеристик дублирующей и аварийной систем управ

ления. После этого оценивают управляемость и устойчивость само

лета с дублирующей и аварийной системами управления в режи

мах, близких к взлетно-посадочным, но на достаточно больших

высотах. Далее переходят к имитации посадки самолета дубли

рующей, а затем и аварийной системой управления на безопасных

высотах — производят посадки на «облако», по результатам кото

рых предварительно оценивают возможность и особенности по

садки самолета при отказе основной бустерной системы.

388