Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов
Подождите немного. Документ загружается.
Пробежки и подлеты выполняются при взлетном весе самолета,
центровке и положении механизации, которые приняты для пер
вого вылета.
Перед началом пробежек и в особенности подлетов необходимо
убедиться (расчетным путем) в достаточности длины ВПП для
проведения подобных испытаний (требуется не менее чем 20% за
пас длины ВПП с учетом возможности частичного отказа средств
торможения при пробеге).
Экипаж самолета готовится к выполнению пробежек и подле
тов так же, как и к выполнению первого полета.
Скорость самолета при выполнении пробежек наращивается
постепенно. При каждой последующей пробежке по сравнению
с предыдущей скорость увеличивают на~50—30 км/час.
Пробежки и подлеты, как правило, дважды не повторяются без
анализа результатов предыдущего опыта и- тщательного осмотра
всего самолета (в особенности его посадочных устройств). Коли
чество пробежек и подлетов (если последние выполняются) обычно
не ограничивается; они проводятся в таком количестве, которое
необходимо для того, чтобы убедиться в полной готовности само
лета и экипажа к первому вылету. Важно, чтобы у летчика перед
выполнением первого полета была полная ясность в удовлетвори
тельной устойчивости и управляемости самолета, уверенность как
в надежности работы материальной части, так и собственной готов
ности к выполнению первого вылета.
По результатам пробежек и подлетов уточняется потребное
отклонение всех триммеров (триммирующих устройств) для пер
вого вылета. Должно быть подобрано такое положение триммеров,
при котором обеспечивались бы приемлемые по величине усилия
на рычагах управления при-разбеге и отрыве самолета от ВПП,
а также при наборе высоты и после уборки газа двигателей.
Результаты наземных испытаний оформляются актом о готов
ности самолета к полетам. К этому же времени заканчивается
оформление необходимых для получения разрешения на первый
вылет заключений по прочности, аэродинамике, средствам аварий
ного покидания самолета, летным ограничениям.
1.7. ПЕРВЫЙ ВЫЛЕТ САМОЛЕТА
Для выполнения первого вылета выбирают хорошую погоду,
с видимостью не менее 5—7 км без низкой облачности и порывис
того бокового ветра.
Учитывая специфические условия первого полета на новом
самолете, объем полетного задания и число членов экипажа сокра
щают до минимума.
Полет производится с минимально возможным весом, чтобы м ак
симально уменьшит^ скорость отрыва и сократить длину разбега,
а также улучшить условия пилотирования.
30
Топливо в баки заливается в количестве, необходимом для по
лета в течение заданного времени и безопасного возвращения на
свой аэродром (т. е. с некоторым запасом).
Время пребывания в воздухе легкого самолета при первом вы
лете обычно не превышает 30—40 мин, тяжелого самолета 1,0—
2,0 часа.
Первый взлет производится при работе двигателей на взлетном
или максимальном режиме. При этом летчику задается скорость
отрыва самолета несколько большая, чем расчетная для данного
веса. При первом полете самолет отрывается от ВПП при угле
атаки, несколько меньшем расчетного. Это облегчает летчику
управление самолетом в первые секунды после отрыва от ВПП,
уменьшает величину потребных для балансировки самолета откло
нений рулей и тем самым обеспечивает несколько больший запас
в отклонении рулей как для парирования внешних возмущений, так
и исправления возможных ошибок пилотирования. Кроме того, при
этом обеспечивается летчику возможность переводить самолет
в набор высоты практически без предварительного разгона его
вблизи земли (выдерживания), а такж е исключается необходимость
«играть» продольным углом, что может оказаться опасным, напри
мер, в случае, если у самолета обнаружится склонность к раскачке
или иные дефекты динамических характеристик.
В первом полете летчик оценивает:
— устойчивость' и управляемость самолета, простоту выполне
ния на нем разворотов, небольших скольжений, взлета й посадки;
— работу силовой установки;
— работу оборудования, необходимого для пилотирования.
В этом полете на безопасной высоте летчик оценивает такж е
условия выполнения посадки и уточняет скорость захода на посадку
(по фактической скорости отрыва, которая может существенно от
личаться от расчетной), а такж е и режим балансировки самолета
по усилиям.
Планирование самолет^ на посадку выполняется по пологой
глиссаде на уточненной в полете скорости.
Посадка производится на скорости, большей расчетной на 30—
40 км/час, что улучшает управляемость и повышает запас откло
нений рулей.
Г л а в а II
МЕТОДЫ ОПРЕДЕЛЕНИЯ СКОРОСТИ ПОЛЕТА,
БАРОМЕТРИЧЕСКОЙ ВЫСОТЫ,
КООРДИНАТ САМОЛЕТА В ПРОСТРАНСТВЕ,
ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА И ЧИСЛА М
2.1. ТЕОРИЯ ПРИБОРОВ, ИЗМЕРЯЮЩИХ СКОРОСТЬ,
ВЫСОТУ И ЧИСЛО М ПОЛЕТА
Методы измерения скорости относительно воздуха, барометри-
ческой высоты и числа М полета тесно связаны между собой. При
боры для измерения барометрической высоты, скорости относи-
1—динамическая камера; 2—обогрев; 3—статическая камера; 4—отверстия, соединяю
щие статическую камеру с атмосферой; 5—корпус ПВД; 6—манометрическая коробка;
7-^анероидная коробка
тельно воздуха и числа М полета включаются в пневматическую
систему приемника воздушного давления (ПВД) (рис. 2.1).
Приемник воздушного давления состоит из камеры полного дав
ления 1 (динамической камеры), обогрева 2, статической камеры 5,
соединенной с атмосферой с помощью отверстий 4, и корпуса 5,
32
В приборах для измерения скорости чувствительными элемен
тами являются манометрические коробки 6, во внутреннюю полость
которых подается полное давление рн о.пр. В корпус датчика по
дается статическое давление рн пр.
В приборах для измерения барометрической высоты -приме
няются анероидные коробки 7, из которых откачан воздух. В корпус
датчика подается статическое давление Рнпр.
При изменении давления в приборе коробка деформируется
и через передаточно-множительный механизм поворачивает
стрелку.
Указатель скорости, так же как и датчик для измерения скоро
сти или самописец, в горизонтальном полете фактически измеряет
разность давлений, подаваемых по трубопроводам из динамической
и статической камер ПВД. Величина разности давлений опреде
ляется по формуле
*7пр Рн о.пр Рн пр* 1)
Высотомер, так же как и датчик для измерения высоты или
самописец, в горизонтальном полете фактически измеряет давле
ние рн пр, а указатель числа М показывает отношение давлений
Рн о.пр/Р н пр*
Согласно стандартной атмосфере (СА) (ГОСТ 4401—64) каж
дому значению атмосферного давления рн соответствует определен
ная барометрическая высота Я. В качестве нулевой высоты в СА
принята высота, которой соответствует давление, равное 760 мм
рт. ст. За нормальные атмосферные условия приняты: атмосферное
давление р0 = 760 мм рт. ст. (при температуре ртути, равной 0°С
на широте 45° на уровне моря), температура Г0=288,15°К и плот
ность воздуха до—1,2250 кг/мъ= 0,12492 кГсек2/мА. Используя СА,
на шкалу высотомера наносят величины барометрической высоты.
Связь между скоростью полета Упр.испр и разностью давлений ^Пр,
а такж е между числом М Пр.испр и отношением давлений /?но.пр/рнпр
будет рассмотрена ниже.
Необходимо иметь в виду, что величины, считываемые с по
мощью стрелок со шкал приборов, не соответствуют точным зна
чениям <7пр, Рн пр и Рн о.пр/Рн пр» Это объясняется прежде всего тем,
что при изготовлении приборов шкалы рассчитываются для сред^
них характеристик мембранных коробок, а вследствие производст
венных допусков их характеристики имеют некоторый разброс.
Для получения скорости Упр.испр, соответствующей ^Пр, барометри
ческой высоты Ядр.испр, соответствующей значению рНпр и числа
Мпр.испр, соответствующего отношению поданных в прибор давле
ний, в показания приборов р, #пр и Мпр необходимо внести инст
2 598
33
рументальную поправку, получаемую путем тарировки приборов
в лаборатории, по формулам
V = У 4-аУ • 1
пр.испр у п р т ц у пр’
^пр.испр” ^пр + Д^пр5 ' (2.2)
^пр.испр ^П р“ЬД^Пр» >
где А ^ прэ Д //пр и дМ пр —инструментальные поправки.
Поскольку в приборе для определения числа М в работе уча
ствуют одновременно две коробки (см. рис. 2. 1), то поправки
ДМпр для разных барометрических высот получаются различны
ми. Д ля увеличения точности измерения с помощью указателя
числа М необходимо его тарировку производить для высот,
на которых будут производиться полеты. Приборы самописцы и
датчики для измерения высоты и скорости при наличии индиви
дуальных тарировок инструментальных поправок не имеют. В этом
случае значения Упр.испр и # Пр.испр или рн пр считываются непос-
средственно с тарировочных графиков, соответствующих данным
номерам приборов. При расчетах на вычислительных машинах
часто бывает удобно пользоваться графиком, построенным
по Рн пр.
Работа указателя скорости и высоты
в несжимаемом газе
Возьмем идеальный приемник воздушного давления (П В Д ),
у которого в полете давление в динамической камере равно пол
ному давлению Рно.лр = рно и давление в статической камере равно
атмосферному статическому давлению рнпр=рн• Предположим,
что идеальный П В Д работает три стационарном движении само
лета в несжимаемом воздушном потоке. В этом случае работа
высотомера не нуждается в особом пояснении, так как каждому
значению давления рн согласно стандартной атмосфере будет со
ответствовать определенное значение барометрической высоты
^пр.испр. Д ля выяснения принципа действия указателя скорости
необходимо найти связь между скоростью полета самолета и р аз
ностью давлений, регистрируемой указателем скорости.
Напишем уравнение Бернулли для несжимаемого газа
у 2
/> 1 + е -^ = />я + С я -^ = Р я о = СОП8*. (2-3)
где р и д и У х — давление, плотность и скорость в относительном
потоке непосредственно перед приемником;
рн , дя и V — давление, плотность и скорость потока далеко
перед самолетом, т. е. атмосферное статическое
давление, плотность окружающего воздуха и
скорость полета.
34
Скорость потока на входе в динамическую камеру ПВД равна
нулю, т. е. 1^1 — 0. Следовательно, давление в динамической камере
ПВД Р\ = Рно будет
V2
Рно ~ Рн 4 " • (2.4)
При идеальном приемнике воздушного давления с учетом фор
мулы (2.4) формула (2. 1) примет вид
\72
Я = Рн0~ Р н ^ н у • (2-5)
Величину разности давлений <7 обычно называют скоростным
напором воздушного потока. Как видно из уравнения (2.5), ско
ростной напор ^ зависит не только от скорости полета самолета V,
но и прямо пропорционален плотности воздуха дя . Плотность воз
духа зависит от атмосферного статического давления и темпера
туры, которые сильно изменяются с высотой. Расчет величины ско
ростного напора для шкалы указателя скорости производится при
9н = С>о, т. е. при # = 0 по СА. Следовательно, только при нормаль
ных атмосферных условиях и идеальном ПВД значение приборной
скорости соответствует истинной скорости самолета относительно
воздуха.
При полете на высоте Я величину скорости, которую зарегист
рирует прибор, работающий с идеальным ПВД при плотности воз
духа и скорости V, называют индикаторной скоростью У%.
Согласно формуле (2.5) скоростной напор
_ У2 __ V]
Я — Ян Ро »
откуда истинная скорость полета самолета равна
V
где
Д = —^- = 0,3793
«о тн
(рн в мм рт. ст).
Из формулы (2. 6) следует „
у ^ у V I .
Полученная взаимосвязь скорости и скоростного напора дейст
вительна только при очень малых скоростях полета, так как при
(2. 6)
(2.7)
(2. 8)
2* 35
больших скоростях ( 1/ > 100 км/час) будет сказываться влияние
сжимаемости воздуха, а при полете со скоростью больше скорости
звука и скачка уплотнения, на величину воспринимаемого ПВД
скоростного напора.
Работа указателя скорости в сжимаемом газе
Отношение истинной скорости полета самолета к скорости звука
в воздухе называется числом М:
М — , (2.9)
где
а ~ Л / * = 2 0 , 0 4 6 3 1 / 7 ’ж20Ут м/сек; (2.10)
V ея
* = — = 1,40.
Су
При дозвуковой скорости полета энергия набегающего на само
лет потока, затормаживаемого в динамической камере ПВД, будет
расходоваться не только на создание скоростного напора, но и на
сжатие воздуха. В этом случае для определения величины полного
давления р Н о вместо уравнения Бернулли для воздуха необходимо
воспользоваться уравнением теплосодержания
У'? ]/2
срТг4-А -—= срТ н -\- А — ==сопз1, (2. 11)
где А — механический эквивалент теплоты.
В динамической камере ПВД скорость потока равна нулю, т. е.
VI = 0 и ТХ = ТН0. Подставляя указанные величины в уравнение
теплосодержания и преобразовывая, получим
Тно-_ 1 . , У2
1 + А
Тн ^8срТн
гДе Тно — температура полностью заторможенного потока.
С другой стороны, при адиабатическом торможении
р но (ТноЛ*” 1
откуда
Но ( Тно V
я I ТН )
36
Используя известное уравнение термодинамики
А Н ^ С р - с ^ С р ^ — -
и учитывая уравнение состояния газа ри=§днКТн , получим
Рно — Рн (1 +
1/2
Г - Ч '+ т ^ Г
Следовательно, при полете самолета с дозвуковой скоростью
и при наличии идеального приемника воздушного давления мано
метрическая коробка указателя скорости будет деформироваться
под действием разности давлений
?сж — Р н о ~ ~ Р н— Рн
1
х — 1 ея ^ 2 \*-1
хр
И
- 1
(2. 12)
Из сравнения формул (2.5) и (2.12) видно, что связь между
скоростным напором и истинной скоростью при работе идеального
ПВД в реальных условиях дозвукового полета значительно слож
ней, чем при его работе в несжимаемом газе (при скорости полета
менее —^100
км/час). Величина скоростного напора с учетом сжи
маемости воздуха <7сж зависит не только от истинной скорости и
плотности воздуха, но и от атмосферного статического давления рн .
Из формул (2.9), (2.10) и . (2. 6) следует, что
М2=
V 2
о ^ 2 еоИ*
О?
хр
Н
ър
Подставляя значение 1/2= М 2— —, полученное из формулы (2.13),
в//
(2.13)
в формулу (2. 12), получим
(2.14)
Используя равенство (2.13), формулу (2.12) можно записать
в следующем виде:
1 оо*7
2 \ х — 1
Н
- 1 (2.15)
При сверхзвуковой скорости полета перед ПВД образуется ска
чок уплотнения (рис. 2. 2), в котором скачкообразно изменяются
кзк полное,, так и статическое давление. После скачка уплотнения,
который будем считать прямым, скорость У\ становится дозвуковой,
37
воздух уплотняется и статическое давление становится равным р2 ,
а полное давление р2о• Влияние скачка распространяется на четыре-
пять калибров трубки и у статических отверстий идеального ПВД
скорость потока и давление воздуха соответственно равны V и рн .
Рис. 2. 2. Скачок уплотнения перед ПВД при
сверхзвуковой скорости
Согласно формуле Релея отношение полного р2о и статического
рн давлений равно
Р2о * + 1 д^2 I (* + I)2 М2
Рн 2 [ 4хМ2 —2(х —
1
х— 1
(2.16)
"// 2 [_ ^гХШ-6
---
4 [У,
---
1)
Используя уравнение (2.13), формулу (2.16) можно записать
в следующем виде:
1
Р2о
_
X + 1 ЦрУ1
н
х р
Н
( х + 1)2
ЯоУ-
2
Х/7
И
Ро У\
- 2 (х — 1)
X — 1
(2.17)
Следовательно, при полете самолета со сверхзвуковой скоростью
и при наличии идеального приемника воздушного давления, мано
метрическая коробка указателя скорости будет деформироваться
гюд действием разности давлений
Ясж— Рч о Рн — Рн
X + 1 ЯоУ1
%р
н
( х + 1 ) 2
ео V]
%р
н
1
х—1
- 1
или согласно формуле (1.16)
Ясж — Рн | М2[-
(х+ 1)2 М2
4хМ2— 2 (х — 1)
1_
х — 1
- 1
(2.18)
(2. 19)
38
Как следует из формул (2.15) и (2.18), величина скоростного
напора <7сж зависит как от индикаторной скорости V*, так и от атмо
сферного давления на высоте полета рн . Как уже указывалось
выше, расчет шкалы указателя скорости производится при нор
мальных атмосферных условиях, т. е. при ^=15° С, рн=ро=
760 мм рт. ст.= 10332,2 мм вод. ст. и оо= 0,12492 кГсек2/м4. Под
ставляя значения р0 и д0 в формулы (2.15) и (2.18), а такж е учи
тывая, что для воздуха х = 1 ,4 и согласно формуле (2.6) Уг = У,
получим
9сж=Ро [(1 + 0,13334*1]; (2. 20)
Г 0,8584*10-61/7 /0 о п
#сж /*о [( \/2 — 214 277)2,5 ] ’ ' )
где V в км/час.
Значения ^Сж 'при М ^ 1 , рассчитанные по формуле (2. 20), и при
М ^ 1, рассчитанные по формуле (2. 21), для скоростей от 10 до
1900 км/час приведены в табл. 2.1. Необходимо иметь в виду, что
значения данные в мм вод. ст. или в мм рт. ст., были получены
при определенной плотности жидкости. Удельный вес чистой ртути,
равный 13,595 г/смъ, может быть получен при 0°С, на широте
Ф = 45°, на уровне моря и при нормальном давлении, а удельный вес
дистиллированной воды, принятый за единицу, определялся при тех
же условиях, но при + 4 ° С. Тарировка (градуировка) указателя
скорости в лаборатории всегда производится при условиях, отлич
ных от указанных выше, вследствие чего, при использовании жид
костных дифференциальных манометров, необходимо вносить (по
правки на изменение плотности жидкости. Эти же соображения
необходимо иметь в виду и при тарировке (градуировке) высото
мера.
Для обеспечения возможности градуировки указателя скорости
было принято /?н = Ро, что безусловно усложнило задачу измерения
скорости в полете. Из сравнения формул (2.15), (2.20) для М ^ 1
( V^ 1224,72 км/час) и (2.18), (2.21) для М >1 видно, что при
полете на одной и той же индикаторной скорости V* при р0 и при
Рн (РоФ Рн) значения ^Сш будут разными, и наоборот, при одинако
вых значениях ^Сж, а следовательно, и одинаковых исправленных
значениях приборной скорости, индикаторные скорости будут
оазличными. Обозначим это значение приборной скорости через
Уг з и будем называть эту величину земной индикаторной ско
ростью. Следовательно, при горизонтальном полете самолета и при
наличии идеального приемника воздушного давления, земная инди
каторная скорость будет равна исправленному значению приборной
скорости.
Из сказанного выше следует, что разность между индикаторной
скоростью и земной индикаторной скоростью определяется различ
ным влиянием сжимаемости воздуха при различных значениях
39