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

Подождите немного. Документ загружается.

/-—среднее на участке пробега значение абсолютной ве-

-<? + ( К - 0 ) / пр

личины продольной перегрузки

-----------------------:

0 + ( 0 - П /п Р

ср

X — среднее на воздушной части посадочной дистанции значе

ние абсолютной величины разности продольной перегрузки

и синуса угла наклона траектории полета:

Я.

х=

§111 6

Приблизительно величину I можно оценивать по полусумме

абсолютных величин продольных перегрузок в начале и конце

пробега:

Опое 4" О/пр

___

1 / 1 ■

\ /пр I »

где Киос — аэродинамическое качество самолета в посадочной

конфигурации при посадочном угле атаки, определяе

мое с учетом влияния земли;

/пр — среднее значение коэффициента трения на пробеге.

При пробеге самолета с трехколесным шасси по сухой бетон

ной ВПП в случае нормального его торможения обычно величина

/пГ лежит в пределах 0,22—0,28 (в среднем 0,25). В некоторых слу

чаях автоматы торможения позволяют получать при пробеге по

сухой бетонной ВПП большие величины /пр (порядка 0,4—0,5).

Так, при /Спос=Ю и /пр = 0,25

'= т(^+0'25И 175-

Абсолютная величина среднего значения з т 0 приближенно

определяется по формуле (при # усл = 25 м)

I1ср~

^к.п

ЗШ (

Если 1а

1000 Му ТО | 51П0

ср '

1000

= 0,025.

Средняя величина отношения <2/0 на воздушной части поса

дочной дистанции приближенно может быть найдена как

«гер

с А'ср

где /ССр — среднее аэродинамическое качество самолета в посадоч

ной конфигурации. Для самолетов с ТРД /Сср~Зч-5. Для самоле

тов с ТВД величина /ССр может составлять даже 10 и более. Если

399

планирование производится с двигателем, работающим на повы

шенных по сравнению с режимом малого газа оборотах, в выраже

ние для х вместо (3 входит разность С}—Р, а величина /Сср возра

стает. Более точно отношение С}ср/О можно определять по полет

ным записям самописца перегрузок.

Рассмотрим вначале приведение длины пробега к стандартным

атмосферным условиям. В силу принятого выше допущения о по

стоянстве индикаторной посадочной скорости, а следовательно, и

посадочного угла атаки самолета при изменении давления и тем

пературы наружного воздуха из выражения (10.17) получаем

длину пробега в стандартных атмосферных условиях в виде

Аналогично находим и выражение для определения времени про

бега самолета в стандартных атмосферных условиях, используя

величину времени пробега, полученную в фактических условиях

Выше было принято допущение о независимости посадочного

угла атаки, а следовательно, и аэродинамического качества от

веса самолета. Это допущение оправдывается тем, что величина

посадочного угла атаки данного самолета определяется в основном

требованиями безопасности полета, а также особенностями управ

ляемости и устойчивости самолета на посадке. Поэтому знамена

тель в формуле (10. 17) приближенно можно считать независящим

от веса самолета. При таком условии получаем с помощью выра

жений (10.11), (10.17) и (10.21) формулу для пересчета длины

пробега на принятый при приведении вес самолета ССт в виде

где 1Прс — длина пробега в стандартных атмосферных условиях

при весе самолета Сст.

Аналогичным способом находим приведенное к стандартным

атмосферным условиям и весу самолета Сст время пробега

Приведение посадочных характеристик к штилевым условиям

аналогично приведению взлетных характеристик. Длина и время

(10. 21)

^пр.а ^пр

( 10. 22)

т ___ т ^ с т

пр С ? п р . а ^ »

400

пробега, приведенные к стандартным атмосферным условиям, весу

самолета Ост и условиям безветрия, определяются формулами

(10. 23)

пр-ст (1 Т1Г)2 ’

1 + №

(10. 24)

Приведение параметров воздушной части посадочной дистан

ции, как это видно из формул (10.19) и (10.20), нужно, строго

говоря, производить с учетом изменения среднего угла наклона

траектории полета — среднего значения з т 0. Однако для боль

шинства современных самолетов характерно соотношение слагае

мых в выражении для % такого же порядка, как и в рассмотрен

ном выше примере:

В этом случае членом (зт 0)ср в выражении для % можно в первом

приближении пренебречь и производить вывод формул приведения

параметров воздушной части посадочной дистанции так же, как

это было сделано для наземной ее части. Иными словами, для при

ведения полученных из летных испытаний фактических величин

4 .п и т в.п к стандартным (заданным) условиям можно польз^о-

ваться формулами (10.23) и (10.24), подставляя в них вместо IV

величину ТГ*, если не известен фактический градиент скорости

ветра по высоте. Приведение посадочных характеристик к опреде

ленной посадочной скорости выполняют аналогично приведению

взлетных характеристик к заданной скорости отрыва.

Приближенно время и продолжительность разбега, пробега,

взлетной и посадочной дистанций можно приводить к стандартным

или любым другим заданным условиям, считая эти взлетно-поса-

дочные характеристики обратно пропорциональными средним зна

чениям продольной перегрузки. Так, например, из формулы (10. 1)

легко получить, что величина длины разбега самолета в заданных

условиях (индекс «здн») связана с величиной длины разбега этого

самолета в фактических условиях, при которых был проведен дан

ный летный эксперимент (индекс «ф») следующим приближенным

соотношением:

Аналогичные выражения могут быть получены и для остальных

указанных выше характеристик. Пересчет средних значений про

дольной перегрузки т] на заданные условия производится с по

р .З Д Н ^ р .ф

ЧЗДН

мощью формул, приведенных выше. Если, например, разбег про

изводился со средней тягой двигателей Рср, а нас интересуют его

характеристики в тех же атмосферных условиях, но при средней

тяге двигателей А щ н = Л * > + А Р , то величина т]3дн в этом случае опре-

а р

деляется как т]3дн = г|Ф+Аг|, гДе А'П = бА =— . В этом случае

Приведение скорости предпосадочного планирования к весу

самолета Сст производится с помощью соотношения (10. 11) в пред

положении о постоянстве угла атаки и угла наклона траектории

планирования 0ПЛ. Так как у у=У зтЬпл, а 0Пл = соп51, то и пере

счет вертикальных скоростей снижения самолета на другой вес

производится по формуле, аналогичной (10.11):

где Ууо — вертикальная скорость снижения самолета при плани

ровании, пересчитанная на вес самолета Сст;

Уу — барометрическая вертикальная скорость снижения са

молета при планировании с фактическим весом само

лета О.

Вертикальная скорость планирования Уу определяется для

средней высоты планирования

Я ср

из выражения

где кН = Н 2~ Н х — потеря высоты (барометрической) на устано

вившемся участке планирования;

д^ = /2 —/1 — время потери высоты дН\

Истинную вертикальную скорость планирования для нулевой

стандартной высоты при весе самолета Ост находят по формуле

где Т — фактическая температура наружного воздуха на высоте

Я ср, определяемая по полученной для данного полета

зависимости

Г ф = / ( Я ) ;

Приведение характеристик

предпосадочного планирования

АН

402

% Тст — температура воздуха на высоте Я ср, определенная по

стандартной атмосфере;

Д = 0,379 — ;

р — фактическое давление воздуха на высоте Я ср, определен

ное по полетным записям прибора-самописца, в мм

рт. ст.

Приведение характеристик разбега и пробега

к горизонтальной ВПП

Если ВПП горизонтальна, то длина разбега самолета прибли

женно определяется по формуле (10.1). В этом случае среднее

ускорение движения самолета на разбеге равно Если ВПП

имеет уклон V, то под действием составляющей силы веса Су сред

нее ускорение при разбеге изменится на величину Су/т = §у и ре

зультирующее ускорение будет равно ^(т]±лО. Подставляя уско

рение § (т| ±V) вместо §7] в формулу (10. 1), найдем длину разбега

самолета при движении его по ВПП с уклоном V:

у отр

р" 2Л^ ( ц ± V)

Получив из этой формулы выражение для г\ и подставив его в фор

мулу (10. 1), находим формулу для пересчета длины разбега само

лета по наклонной ВПП на соответствующую длину разбега по го

ризонтальной ВПП:

^ _______^21

_____

р 2ргДг

1 п: __Ё

----

1 + у 2 V

у отр

Перед вторым слагаемым в знаменателе данной формулы берут

знак «—», если разбег производился в направлении уклона ВПП

(самолет двигался вниз по ВПП), и знак « + », если разбег проис

ходил со встречным уклоном.

Пример. Исходные данные: УОтр = 70 м/сек; =1000 м; Д=1; \? = 0,01 75 -

уклон по движению самолета.

Решение:

1000

2-9,81-1-0,0175

702

1000

т. е. даже в таких неблагоприятных условиях (наклон ВПП 1°) поправка к длине

1075 — 1000

разбега составляет

------

-----------

-100% =7,5%.

Обычно эти поправки сравнительно невелики, однако в некоторых случаях

их все-таки приходится учитывать.

403

Аналогичным способом также пересчитывают длину пробега

самолета, если летные испытания проводились при наличии уклона

ВПП.

Следует еще раз отметить, что все полученные выше формулы

приведения являются приближенными. Поэтому при изменении

конструктивно-аэродинамических параметров самолетов, их сило

вых установок, систем управления, методов пилотирования и др.

эти формулы следует проверять и в случае необходимости вводить

в них соответствующие коррективы.

10.7. ОКОНЧАТЕЛЬНАЯ ОБРАБОТКА

РЕЗУЛЬТАТОВ ЛЕГНЫХ ИСПЫТАНИЙ

По приведенным к стандартным условиям взлетно-посадочным

характеристикам, определенным на каждом режиме полета не ме

нее трех раз, строят семейства траекторий взлета и посадки. Из

этих траекторий находят осредненные траектории взлета и по

садки данного самолета с данным регламентированным весом

и данным положением средств механизации. По осредненным тра

екториям определяют средние для данного режима полета пара

метры: длины разбега и пробега, скорость отрыва и посадочную

скорость.

Если в каком-либо полете летчик неправильно пилотировал са

молет (взлет с «подрывом», посадка с «козлом», удлиненный раз

бег, посадка на завышенной скорости), то значения отдельных па

раметров в этом полете могут заметно отличаться от полученных

из ряда полетов средних их значений. Такие параметры пересчи

тываются, например, на среднюю скорость отрыва или среднюю

посадочную скорость. Затем анализируется сходимость получен

ных пересчетом значений с аналогичными осредненными величи

нами данного параметра. Если значения параметров, полученные

по данным такого полета, существенно отличаются от средних их

значений, то этот полет считается некондиционным и результаты

его не используются. Полетные данные бракуются, если длина на

земной части взлетной (посадочной) дистанции отличается от

осредненного для ряда полетов ее значения более чем на 10%,

а длина воздушной части траектории — более чем на 20%.

На рис. 10.20 и 10.21 приведены графики взлетных и посадоч

ных характеристик, полученные на основе обработки полетных за

писей, в которых регистрация параметров траекторий взлета

и посадки производилась кинотеодолитным методом. На графиках

даны зависимости высоты полета при взлете (посадке) от расстоя

ния по горизонтали до места старта (остановки) Н = ц)(Ь), а также

зависимости путевой скорости (Упут=У чР^) от этого расстояния

У п у т = /(^ ) и от времени взлета (посадки) Уиут = р ( 1). На таких

графиках обязательно указывают характеристики поверхности

ВПП: сухой или мокрый бетон, травянистый или твердый грунт,

покрытая льдом или снегом ВПП. Помимо этого, на графиках

404

Им

Рис. 10.20. График взлетных характеристик (материалы летных испытаний, полученные по

данным КТС)

Нм

ЬО

Ч.500 то 3500 3000 2500 2000 1500 1000 500 01м

НЛуТ км/час

300

200

100

4500 т о 3500 3000 2500 2000 1500 1000 500 01 м

80 70 60 50 40 30 20 10 0 * сен

’ПОГ

Ч10С •о/.лек

и 04^ пп

—

ЮУЧ-М

грк

ар

Касание

Рис. 10.21. График посадочных характеристик (материалы летных испытаний, полученные по

данным КТС)

отмечаются все основные параметры и характеристики взлета

(посадки): вес самолета, положение средств механизации, режим

работы двигателей, длина разбега /.р, время разбега /р, длина

взлетной дистанции Ьвзл.

Характеристики предпосадочного планирования находят по за

писям инклинографа, спидографа и барографа. Угол наклона траек

тории планирования бпл можно

определять с помощью известно-

0П

го соотношения

81П (

где

V — V

п р

_ З.бУ'уст

+ ВКа + 8Ксж км/час;

-15

-Ю

Уу м/сек

-20

-Ю

°пл

К/

гоо

к*

250 КПр км/час

Рис. 10.22. Зависимость вер

тикальной скорости снижения,

угла планирования и аэроди

намического качества самолета

от скорости планирования

УПр — приборная скорость

планирования в км/час-,

У у ст — истинная вертикальная

скорость планирования

в м/сек.

Для пользования этим соот

ношением требуется достаточно

точно знать величины 6 Уа на

рассматриваемых режимах по

лета.

Можно также определить 0ПЛ через перегрузки. Из рассмотрения

горизонтальных проекций сил, действующих на самолет при пла

нировании, легко получить

Пу

Зная угол планирования, находят и аэродинамическое качество

самолета на этом режиме:

К = 1

3 *8|0пл|

По результатам испытаний строят графические зависимости

вертикальной скорости снижения, угла планирования и аэродина

мического качества самолета от приборной скорости планирова

ния: Уу = [{Ущ), бпл — ф(^пр) И Ка = Р(Ущ))-

Пример таких зависимостей приведен на рис. 10.22.

По записям приборов-самописцев, установленных на самолете,

оценивают управляемость и устойчивость самолета на взлете и по

садке (см. гл. VI), а также определяют скорость отрыва и поса

дочную скорость. На рис. 10.23 и 10.24 приведены примеры таких

записей, полученных при выполнении посадки и взлета самолета-

в штилевых условиях. На этих графиках обязательно указывают

вес и центровку самолета, положение средств механизации и

407

использование тормозного парашюта при посадке. Момент касания

самолетом земли находят по началу разброса записей акселеро

графа (показан стрелкой на рис. 10.23), а момент отрыва — по

концу разброса этих записей (стрелка на рис. 10.24). Разброс за-

Р и с. 10. 23. Записи приборов-самописцев, полученные при

выполнении посадки

писей обусловлен наличием вибраций и толчков при движении

самолета по земле. По записям самописца скорости в моменты

касания и отрыва определяют приборные скорости, являющиеся

приближенными величинами посадочной скорости и скорости

отрыва. В приведенных примерах УПос~200 км/час (в момент

^ = 47 сек, см. рис. 10.23) и У0тр~215 км/час (^ = 3,7 сек, см. рис.

10.24). Более точно величины УПос и У0Тр находят оптическими ме

тодами.

408