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

Подождите немного. Документ загружается.

Испытания заканчивают контрольными взлетами и посадками

самолета как с дублирующей, так и с аварийной системой управ

ления, а также взлетами и посадками с отключением основной

бустерной системы в различные моменты непосредственно уже

в процессе выполнения взлетов и посадок.

10.6. ПРИВЕДЕНИЕ

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

К СТАНДАРТНЫМ (ЗАДАННЫМ) УСЛОВИЯМ

Условия приведения

Взлетно-посадочные характеристики одного и того же самолета

могут существенно изменяться в зависимости от его веса, атмо

сферных условий (температуры и давления воздуха), скорости и

направления ветра, уклона ВПП и др. Характеристики взлета су

щественно зависят также от величины скорости отрыва, а характе

ристики посадки — от величины посадочной скорости. Поэтому

взлетно-посадочные характеристики самолета, определенные из

летных испытаний, проведенных в разное время или в различных

условиях, могут сильно различаться.

Для получения унифицированных данных и возможности срав

нения взлетно-посадочные характеристики различных самолетов

приводят к стандартным или заданным условиям. Обычно взлетно-

посадочные характеристики приводятся к расчетным атмосферным

условиям (РАУ), в качестве которых, как правило, принимаются

стандартные атмосферные условия на уровне моря (/?0 = 760 мм

рт. ст., Т0 = 288° К), а также к следующим стандартным (заданным)

условиям: отсутствию турбулентности атмосферы (безветрию),

горизонтальной ВПП, регламентированному весу самолета (нор

мальному и максимальному взлетному, нормальному и максималь

ному посадочному), а также к определенным (обычно средним для

данного самолета) значениям скорости отрыва (точнее — заданным

значением су0тр) и посадочной скорости (точнее — су ПОс). Вели

чины скоростей отрыва (У 0тр) и посадочной (Упос) для одного и

того же самолета в одинаковых условиях зависят также от инди

видуальных особенностей летчика, его техники пилотирования. По

этому по результатам летных испытаний выбирают средние значе

ния Уотр и Упос, отбрасывая отдельные выпадающие (нетипичные

для данного самолета) экспериментальные точки. К этим средним

значениям и приводят все результаты летных испытаний.

Описываемый ниже метод приведения позволяет не только при

водить взлетно-посадочные характеристики самолета к стандарт

ным условиям или пересчитывать их на любые другие заданные

условия, но также и оценивать при необходимости влияние изме

нения различных параметров на эти характеристики.

389

Взлетно-посадочные характеристики приводят к стандартным

(заданным) условиям при следующих допущениях:

а) самолет пилотируется таким образом, что при изменениях

атмосферных условий (температуры и давления воздуха) индика

торные скорости при отрыве и касании земли и прохождении услов

ной высоты препятствий 25 м (конец взлетной и начало посадоч

ной дистанции) остаются неизменными;

б) углы атаки (а следовательно, сх и су) с изменением веса

самолета при отрыве и касании земли и прохождении условной вы

соты препятствий 25 м не меняются.

Принятые допущения достаточно хорошо согласуются с прак

тикой летных испытаний современных самолетов

Приведение взлетных характеристик

к стандартным атмосферным условиям

Из дифференциального уравнения движения самолета на взлете

легко получить приближенные зависимости для длины (/>р) и вре

мени (/р) разбега, а также длины (/в) и времени прохождения (тв)

воздушной части взлетной дистанции:

V — 2-; (Ю-1)

2^Дт)

^отр

= - 1 7 г ; (10-2)

V Д

у\ —V2

г без отр

2,? А С

V без V стр

/ д

( 1 0 . 3 )

(10.4)

где V 6ез — безопасная скорость взлета (индикаторная скорость

полета самолета в конце взлетной дистанции на вы

соте # усл);

V отр — скорость отрыва (индикаторная скорость отрыва);

Л —среднее на участке движения самолета в момент раз-

Р ~ 0 + (У—0)Г

бега значение продольной перегрузки

-----

— 1

-------

— ,

которое может быть представлено в виде л = г —

— средняя на участке разбега тяговооруженность самс-

ср лета;

/ — коэффициент трения колес шасси о землю;

390

г ^ = е—|и*— среднее на воздушной части взлетной дистанции

Р — <Э

значение разности продольной перегрузки

-------

синуса угла наклона траектории полета з т 0,

где

ц * = ( - | + зт0

Приблизительно средние значения сил, входящих в выражение

для {1, могут быть найдены как полусуммы их значений в начале

и конце разбега, т. е. при стоянке и отрыве:

0 + Ротр Ротр ^ отр О

р ~ 2 ~~ 2 “ 2 /< о т р ^ 2 К о Тр ’

I (о - г ) / ] ч =5а ± - » = 2 - >

т. е.

где /Сотр — аэродинамическое качество самолета во взлетной кон

фигурации при угле атаки отрыва, определяемое с уче

том влияния земли.

Значения I зависят от покрытия аэродрома (ВПП) и типа

шасси (колесное, гусеничное, лыжное и др.)* В случае колесного

шасси при взлете с сухой бетонной ВПП коэффициент трения со

ставляет примерно 0,03—0,05, при взлете с твердого грунта — при

мерно 0,06 и при взлете с травянистого грунта — порядка 0,10—

0,12. Наименьшие и средние величины / для самолета с трехколес

ным шасси при различных поверхностях ВПП приведены

в табл. 10, 1.

Таблица 10.1

Значения коэффициента трения / при разбеге самолета

с трехколесным шасси в зависимости от поверхности ВПП

Состояние поверхности ВПП

Наименьшее

значение

Среднее

значение

Мокрое бетонное покрытие

0,02

0,03—0,04

Сухое бетонное покрытие

0,03

0,05

Сухой твердый грунт

0,035

0,06—0,07

Сухие твердые травяные кочки 0,04

0,07—0,10

Мокрая трава 0,06

0, 10—0,12

Покрытая снегом или льдом ВПП 0,02

0, 10—0,12

391

Так при аэродинамическом качестве /С0тр = 9 и коэффициенте

трения / = 0,04 получаем

‘т(т+ад4)~0'075'

Для некоторых самолетов приближенно можно считать

если среднее значение з т 0 на воздушной части взлетной дистан

ции несколько меньше величины //2, а среднее значение С} на этой

части взлетной дистанции несколько больше, чем на разбеге. Сред

нее значение з т б можно оценить приближенно, полагая, что дви

жение самолета после отрыва происходит по прямой, соединяющей

точку отрыва и конец траектории взлета (точку на высоте # усл).

В эг..* случае, при Г --25 м,

(з т 9)срЯВ^ . .

*в.

Например, при /в = 1500 м ( з т 0 ) ср~ —)г- =0,0167.

1500

Более точно величину (1* можно определять по данным летных

испытаний или аэродинамического расчета самолета.

Рассмотрим вначале приведение длины разбега к стандартным

атмосферным условиям.

При фактических значениях давления и температуры наруж

ного воздуха длина разбега приближенно определяется из фор

мулы (10.1). Длину разбега при стандартных атмосферных усло

виях Ьст.а можно найти по формуле (10. 1) после подстановки зна

чения Д=1 и соответствующей условиям стандартной атмосферы

величины

^ ^ с т .а г ст.а

т. е.

9п (10.5)

Лет. а

Разделив правые и левые части формул (10.5) и (10.1) соот

ветственно друг на друга и заменив значения г) и г]ст.а их развер

нутыми выражениями, получим формулу для определения Ьст^ че

рез фактическую величину

4 х . а = М ‘ О»-6)

ест.а ^

Скорость отрыва в эту формулу не входит, так как по принятому

выше допущению индикаторные скорости отрыва при взлете в фак*

тических и в стандартных атмосферных условиях одинаковы.

Входящую в формулу (10.6) величину 1Р определяют непо

средственно из замеров в процессе летных испытаний. Относител

392

ную плотность воздуха находят по известным величинам р и Т. Зна

чение |ы может быть определено приближенным способом (см.

стр. 391). Среднюю тяговооруженность самолета на разбеге е

в фактических атмосферных условиях можно выразить через из

вестное из аэродинамического расчета данного самолета среднее

значение тяговооруженности в стандартных атмосферных усло

виях. Способ такого пересчета зависит от типа силовой установки

испытываемого самолета. Рассмотрим это на примерах самолетов

с поршневыми двигателями и ТРД.

Для самолетов с поршневыми двигателями приближенно можно

считать величину ц пропорциональной Д. В этом случае формула

(10.6) значительно упрощается:

/ д2

•^ст.а ^р^ *

Для самолетов с ТРД можно воспользоваться приближенной

зависимостью для определения тяги двигателей в условиях дан

ного летного эксперимента через значение тяги в стандартных

атмосферных условиях:

/Л

ст.а

Рст,

где р и Т — соответственно давление и температура наруж

ного воздуха в фактических условиях;

/?ст.а и ^ст.а~~те же параметры, но в стандартных атмосферных

условиях;

/2Пр С^пр ^

Нп = ----------------показатель изменения тяги при изменении обо-

^пР дппр ротов двигателя;

/гпр и Япр — соответственно приведенные обороты и приведен

ная тяга двигателей.

Величина Нп определяется по зависимости Япр = /(ппр) для дан

ной силовой установки при соответствующем числе М. В первом

приближении при М ~ 0 для всех двигателей можно считать кп~ 3

в области номинальных чисел оборотов.

Для самолетов с ТРД получаем

Кг

/ ^ст.а \ 2 ^

^-ст.,= ^р —— ^ Г - —РСТЛ Т

-------

(10‘7)

Рст. а

Тяговооруженность самолета на взлете при стандартных атмо

сферных условиях 8Ст.а = ^ст.а/0 определяют, как правило, очень

точно. Ошибка в определении величины

^ / е с т .а в

формуле (10.7)

аже в 1,5 раза приводит к возрастанию погрешности определения

:ч.с т .а

не более чем на 3—4%. Поэтому величину |л можно находить

• оиближенно.

598

393

Рассмотрим способ пересчета времени разбега.

Из выражения (10.2) получаем формулу для определения вре

мени разбега самолета в стандартных атмосферных условиях:

(10. 8)

Разделив почленно формулу (10.8) на формулу (10.2), нахо

дим выражение для определения времени разбега самолета в стан

дартных атмосферных условиях по полученной из летных испыта

ний при фактических атмосферных условиях величине /р:

Отсюда для самолетов в ВМГ получаем /ст а = /р|/ д 3, для са

молетов с ТРД

Сопоставление формул (10.1) и (10.3) с формулами (10.2) и

(10.4) показывает, что структура выражений для определения

длины и времени прохождения воздушной части взлетной дистан

ции оказывается такой же, как и у соответствующих выражений

для наземной части взлетной дистанции — разбега. Поэтому и

приведение длины /в и времени тв прохождения воздушной части

взлетной дистанции к стандартным атмосферным условиям выпол

няется таким же образом, как и приведение величин и /р. Так,

например, длину воздушной части взлетной дистанции в стандарт

ных атмосферных условиях /ст.а находят по приближенной фор

муле, аналогичной формуле (10.6):

Формулы (10.7) и (10.10) часто приближенно представляют

в упрощенном виде с помощью показателей. При этом формулы

становятся наглядней и, если пользоваться вспомогательными гра

фическими зависимостями, проще по технике вычисления, не

смотря на дробные показатели степени.

Обозначим

(10.9)

л,

(10. 10)

ест.а

откуда

р =

г_

е с т .а 1 + /*

Введем еще одно обозначение:

р I

т.а \ 2

___

Г )

При небольших отклонениях р и Т от рст.а и Тст.а величина 6

мала по сравнению с единицей.

Заменив в последнем сомножителе формулы (10.7) отношение

Ц/ест.а его выражением через г, можно представить этот сомножи

тель приближенно (с учетом малости 6) в виде

I & ( ^*Ст,а

Ь Рст.а \ Т

1 + г

При этом вместо (10.7) получаем следующее приближенное выра

жение:

^ст.а

р ! _ у * .

\ А : Т .а / \ Т ;

где

а* = 2Ч-г;

Аналогичным способом находят и упрощенное выражение

ДЛЯ ^ст.а*

где

^ ^ I Л т . а ) \ Т

а, = 1,5 + г; » ,= 0 ,5 + (- Ц ^ .

При проведении массового летного эксперимента для ускоре

ния вычислений целесообразно заранее построить вспомогательные

графические зависимости (р/рст.а.)а = 1(а) для всех возможных

в данных условиях значений р/рст.а и (Гст.а/Г)ь = ср(&) для всех

возможных в данных условиях значений Гст.а/Г.

Приведение взлетных характеристик

к заданному весу

Этот этап приведения заключается в пересчете характеристик,

полученных при фактическом весе самолета С, на регламентиро

ванное или любое другое заданное значение веса самолета Ост,

В соответствии с принятым выше допущением полагаем, что в ха

14* 395

рактерных точках траектории взлета углы атаки самолета при из

менении его веса не меняются. Тогда индикаторная скорость Уг ст,

соответствующая полету с принятым для приведения весом Сст,

выражается через индикаторную скорость в фактических условиях

при полетном весе самолета О следующей зависимостью:

= ^ у/(Ю.11)

Длину разбега при стандартных атмосферных условиях и приня

том для приведения весе самолета 1 ст о находим с помощью фор

мулы (10.5):

^ст0= - ^ , (Ю-12)

2.?Лст

где Ус — индикаторная скорость отрыва при принятом для приве

дения весе самолета Ост;

Г1сТ = веТ- ^ = ^ ^ - ^

ист

Выразив У о через 1Л>Т р на основании зависимости (10. 11) и раз

делив почленно (10. 12) на (10.5), с помощью несложных преобра

зований получим

А „ 0 = Аст.а(^ р -)

--------

(10.1-3)

ЕСТ

Аналогичным путем находим и выражение для определения вре

мени разбега в стандартных атмосферных условиях при весе само

лета

1 —

еСТ.Э

*сто = *ст.. 1 / /2 -Л 8

--------

. (Ю. 14)

Таким же способом могут быть получены и приведенные к стан

дартным атмосферным условиям и весу самолета Сст длина и время

прохождения воздушной части взлетной дистанции.

Приведение взлетных характеристик

к штилевым условиям и заданной скорости отрыва

При наличии ветра скорость самолета относительно земли

равна Уйр№, где V — скорость самолета относительно воздуха;

V? — проекция скорости ветра на направление движения самолета

396

при взлете. Знак «—» берут при встречном ветре, «,-}-» — при по-

гТутном.

Заменяя в формулах (10.1) и (10.2) индикаторную скорость

отрыва истинной, получаем выражение для определения длины

и времени ^ разбега при наличии ветра:

, _ (V + Ю 2 „ , _ V т V

Г и -

^'П

Средняя продольная перегрузка т], входящая в эти выражения, за

висит от веса самолета и действующих на него внешних сил, на

которые ветер практически не влияет.

При штиле (1У=0)

г _ V 2 у

= 0—71 И ^\У=0— •

2§ц СТ

Разделив соответствующие равенства почленно друг на друга,

находим

где

Х Г - 2 - .

Длина и время разбега, приведенные к стандартным атмосфер

ным условиям при отсутствии ветра (точнее, составляющей ско

рости ветра в направлении взлета) и при весе самолета Ост, опре

деляются по формулам

(10Л5>

* = ^ 1Л=а (10.16)

ст 1 Т ИР 7

Скорость ветра вблизи земли возрастает^ высотой. В формулы

(10. 15) и (10. 16) подставляется значение ТУ, замеренное у земли.

При пересчете характеристик воздушной части взлетной дистан

ции, если отсутствуют экспериментальные данные о градиенте ветра

по высоте, в соответствующие формулы подставляется значение

ТУ*^1,ЗТУ.

Как указывалось, в процессе летных испытаний определяются

средние значения скорости отрыва, получаемые обычно из боль

шого количества полетов, выполненных летчиком, хорошо освоив

шим технику пилотирования данного самолета. Взлетные характе

ристики, полученные при несколько отличных от этих средних зна

чениях скорости отрыва, пересчитываются на среднюю скорость

(среднее значение су0тр). Приведение характеристик взлета к дру

397

гой скорости отрыва производится следующим образом. Из формул

(10.1) и (10.2) видно, что длина разбега пропорциональна квад

рату, а время разбега прямо пропорционально скорости отрыва.

Следовательно, длина разбега Ь, соответствующая среднему (или

принятому при пересчете) значению скорости отрыва Уср, опреде

ляется по известной величине 1ст, найденной для скорости отрыва

Ус, с помощью формулы

Аналогичным способом находят время разбега I, соответствующее

скорости отрыва 1/ср:

Взлетные характеристики, полученные при скорости отрыва,

намного отличающейся от типичной для данного самолета средней

скорости отрыва, не пересчитываются на среднюю скорость, так

как указанный способ пересчетам этом случае может приводить

к большим погрешностям из-за существенного изменения средней

нормальной перегрузки (способа пилотирования) самолета на

разбеге.

С помощью дифференциального уравнения движения самолета

на посадке, поступая аналогично тому, как это было сделано при

получении зависимостей (10.1) — (10.4), можно найти прибли

женные выражения для длины Ьпр и времени /Пр пробега, а также

для длины / в.п и времени прохождения тв.п воздушной части поса

дочной дистанции (планирование-}-выравниванием-выдержива

ние-}-парашютирование) :

Приведение посадочных характеристик

(10. 17)

Птос .

пр * / / ! ’

(10. 18)

(10.19)

(10.20)

где 1/пОС —индикаторная посадочная скорость;

У лл — индикаторная скорость полета самолета в начале

планирования (на высоте Я усл);