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

Подождите немного. Документ загружается.

Записи самописца отклонений руля высоты, полученные на

взЛете и посадке, осредняют, как показано на рис. 10.23 (штрих-

пунктирная линия). Осредненное значение угла отклонения руля

Ущ к м М с

200

пу

1,0

РвкГ

-2

-4

Я 5 Ю 15 20 * сек

-^-Момент отрыва

Рис. 10.24. Записи приборов-самописцев, полученные при

выполнении взлета

высоты при балансировке самолета на посадке в момент касания

земли называется расходом руля высоты на посадке (б в.пос)- Отно

шение расхода руля высоты на посадке к максимальному (по кине

матической схеме системы управления) отклонению этого руля

409

—-- —

г г

——

\и*

иппп.

11]

.л.

- —

М)Тр

-1

—

-1

—!

“Г

~Т

■

■ ■

1 п

ш ш м ж ■

1\У “

л>

□

—1

~Т

И|

—

}

г '

'ч/

V I

/л

\ у

бвтах называется относительным расходом руля высоты на по

садке. Обозначается он через 6в.пос:

^ ^

Величина $зап ■=—

-----

5 ^ - 100% называется запасом руля

шах

высоты на посадке. Во всем эксплуатационном диапазоне центро

вок самолета запас руля высоты на посадке должен быть не

меньше 20% для самолетов с хвостовым колесом и 10% для само

летов с носовым колесом (с трехколесным шасси). Эти величины

бзап должны иметь место и в случае отказа автоматических уст

ройств в системе продольного управления самолета. Для данного

самолета величина бзап оказывается обычно наименьшей при по

садке с предельной передней центровкой.

Определение запаса руля высоты на посадке с предельно пе

редней центровкой начинают с перерасчета результатов летных

испытаний, проведенных при средней или нормальной посадочной

эксплуатационной центровке самолета, а затем полученные таким

путем данные проверяют на посадке с предельно передней цент

ровкой. При недостаточном запасу руля высоты требуется повы

шать эффективность руля или делать более «задней» предельно

переднюю эксплуатационную центровку самолета (или то и другое

одновременно).

Для оценки усилий на ручке управления при взлете и посадке

положение аэродинамического триммера руля высоты или меха

низма триммерного эффекта системы продольного управления со

храняется по возможности неизменным. В примере, приведенном

на рис. 10.23, самолет сбалансирован по усилиям механизмом

триммерного эффекта на планировании при УПр^270 км/час и

в дальнейшем положение механизма триммерного эффекта не ме

нялось. Это относится также к триммерам элеронов и руля направ

ления в случае взлета (посадки) с боковым ветром.

Если взлет производится со «вздыбливанием» (с увеличением

длины стойки передней ноги шасси) или с «приседанием» (с умень

шением длины стойки задней ноги шасси) самолета для повыше

ния угла атаки с целью уменьшения длины разбега, то эти измене

ния длины стоек шасси фиксируются приборами-самописцами

и наносятся на график типа приведенного на рис. 10.24. По таким

записям судят о том, в нужный ли момент и на требуемую ли вели

чину происходит изменение длины стойки (угла атаки). Чтобы по

высить безопасность проведения испытаний, у самолетов с таким

взлетом особо тщательно проверяют запасы устойчивости на боль

ших углах атаки.

Для облегчения определения взлетно-посадочных характери

стик самолета в зависимости от значений влияющих на них факто

ров, по материалам аэродинамического расчета и летных испыта

410

ний удобно строить номограммы, графически представляющие эти

зависимости. На рис. 10.25 в качестве примера приведена номо

грамма для определения характеристик разбега самолета. Анало-

гичые номограммы могут быть построены и для характеристик про

бега, а также воздушных частей взлетной и посадочной дистанций.

Для наглядности проиллюстрируем правило пользования этой

номограммой следующим примером.

Заданы вертикальная взлетная тяговооруженность самолета

еверт = 0,7, удельная нагрузка на крыло /?уд=400 кГ/м2 и су0тр=1,0.

Для этих условий по номограмме рис. 10.25 находим (идя в на

правлении стрелок на штриховых линиях) скорость отрыва само

лета (Уотр), равную 158 км/час (точка С на нижней ветви левой

вертикали номограммы). На верхней ветви левой вертикали нахо

дим точку Л, соответствующую данным условиям. При горизон

тальной тяговооруженности гГор = 0,7, /С0Тр= Ю и / = 0,05 получаем

среднее ускорение самолета при разбеге в рассматриваемом слу

чае = = м/сек2 (точка В на правой вертикали). Соединяя

точки А и В прямой, находим в точке пересечения ее со шкалой

отсчета длин разбега искомую величину /.р=158 м. Аналогично

в точке пересечения линии СВ со шкалой отсчета времени разбега

находим для данного случая ^р = 7,2 сек. Вертикальная, горизон

тальная и общая тяговооруженности самолета на взлете (послед

няя обычно называется просто «тяговооруженность» определяются

выражениями

Рг0р 31П СХ0тр + Рверт СОЗ &отр

сверт

Т .

^взл

Ргор СОЗ СЬ0тр Рверт ^отр

р2о р2 т

е —

-----

Е22

-----

верт_ (ОТНОшение результирующей величины вектора

^взл

тяги силовой установки к весу самолета),

где аотр— угол атаки самолета при отрыве;

Р гор— горизонтальная составляющая суммарной тяги сило

вой установки (направленная по продольной оси само

лета) ;

Яверт— вертикальная составляющая суммарной тяги силовой

установки (направленная по нормали к продольной оси

самолета).

При отсутствии на самолете вертикальных стартовых двигате-

Построение подобных номограмм производится следующим

образом. Номограмма рис. 10.25 представляет собой графическое

изображение зависимостей, определяемых формулами (10.2) и

411

(10.1). Входящая в них величина У0тр определяется известным

выражением

( 1 0 . 2 5 )

У отр

Два графика в левом нижнем квадранте номограммы и служат

для определения величины У0Тр в соответствии с формулой (10.25):

верхний из них отображает зависимость /?уд(1— е верт ) =1(Руд, & верт),

а нижний — зависимость У0тр=Р [/(/?уд; е вер т ) ; су отр]. Входящие

сюда значения относительной плотности воздуха и тяги двигателей

находятся при принятых РАУ, для которых и строится номограмма.

График в левом верхнем квадранте номограммы представляет со

бой зависимость УотР =ф[/(рУд; еверт); с у о т р ] , получаемую возведе

нием в квадрат левой и правой половин формулы (10.25). Шкала

величин 1/^тр, которая нужна была только для построения данной

номограммы и не нужна при пользовании ею, показана на графике

без масштаба.

В правой части номограммы приведена графическая зависи

мость / р = ^ т ) = Ф (б г ор ’, /(отр*, I), построенная в соответствии с при

ближенным выражением для т], полученным выше при рассмотре

нии формул (10. 1) и (10.2). Соединяя нуль шкалы V* и шкалы

/р, находим линию отсчета величин Ьр (верхняя наклонная линия

в средней части номограммы, которая для уменьшения высоты

последней сверху оборвана — не доведена до нуля шкалы /р, как

это было сделано при построении данной номограммы). Градуи

ровка шкалы для отсчета производится следующим образом.

Соединяем попарно различные точки шкал V2 и /р прямыми ли

ниями и находим простым делением соответствующие этим парам

значений У^тр и /р выражения —^ . Разделив их на величину 2Д,

получаем значения Хр для данных величин У2отр и /р. Эти значения

1р и наносятся в виде шкалы на указанную линию отсчета в точ

ках ее пересечения соответствующими прямыми линиями. Анало

гично производится и градуировка шкалы для отсчета величин /р,

которая наносится на линию их отсчета, проводимую между нулями

шкал Уотр и /р.

Подобные номограммы строятся по указанным выше прибли

женным аналитическим зависимостям, которые по необходимости

должны корректироваться в соответствии с результатами летных

испытаний данного самолета.

По требованиям ^ А О , для оценки соответствия взлетно-поса

дочных характеристик гражданских самолетов нормам летной

годности * следует строить графические зависимости изменения

*Ргоу18юпа1 Ассер*аЫе Меапз о! СошрПапсе 51апс1аг(П2а1юп о! Арргоуес!

Аегор1апе РМ^Ы: Мапиа1з. 1п*егпаиопа1 С т 1 А у1аиоп Ог^ашгаНоп, Моп{геа1,

Сопас1а. ЛСАО С1гси1аг 65—АЫ/59; 1963.

412

Рис. 10. 25. Номограмма для определения длины и времени разбега самолета с ТРД (пример)

этих характеристик от различных факторов — в виде стандартных

номограмм. Эти же номограммы используются затем для опреде

ления взлетно-посадочных характеристик самолету в различных

эксплуатационных условиях — в первую очередь с целью обеспе

чения возможности выбора потребных аэродромов (потребных

величин располагаемых длин ЛП и допустимых препятствий в зо

нах подходов) и оценки максимально допустимого взлетного веса

самолета в данных условиях эксплуатации.

Номограммы строятся по данным, полученным из материалов

летных испытаний самолета с отказавшим критическим двигателем

и приводимым к рассматриваемым условиям. Основными из этих

номограмм являются таковые для определения характеристик на

земных, воздушных участков траекторий взлета и начального на

бора высоты.

Примеры отдельных номограмм даны ниже. На рис. 10.26 при

ведена номограмма, отражающая зависимость максимально допу

стимого взлетного веса от барометрической высоты расположения

аэродрома и температуры наружного воздуха на нем. Определяе

мые по этой номограмме значения Сдоп.взл являются наибольшими

величинами взлетного веса самолета, обеспечивающими удовлетво

рение требований норм летной годности по условиям обеспечения

необходимого минимального градиента (угла наклона траектории)

при начальном наборе высоты на взлете. Такие номограммы

строятся с учетом всех факторов, существенно влияющих на усло

вия выбора величин С д0п.взл. В данном примере, в частности, пока

зана дополнительная сетка номограммы, позволяющая учитывать

влияние применения противообледенительной системы. Порядок

пользования номограммой показан штриховыми линиями со

стрелками.

Номограмма, отражающая зависимость градиента наклона

траектории полета т}н.в на этапе начального набора высоты от

V высоты аэродрома, температуры наружного воздуха и полетного

веса самолета, показана на фиг. 10.27. Приведенные здесь вели

чины т]н.в выражаются в процентах по формуле

100% 100% * ен в 100%

(здесь величина 0Н.В берется в радианах).

Номограммы для определения величины критической скорости

взлета УКр в заданных условиях (высота аэродрома Я а, температура

наружного воздуха Тн,в и вес самолета) приведены на рис.

10.28 и 10.29. В начале по графику типа рис. 10.29 находится ве-

^кр

личина относительной критическои скорости взлета Укр=

-------

4 * пип

(отношение критической скорости взлета к минимальной скорости

подъема носового колеса), а по ней — величина Укр (рис. 10.28).

На номограмме рис. 10.28 слева имеются два графика, обозна

ченные буквами Л и Б, по которым находятся значения УПпип в за

413

висимости от заданных величин # а, Гн.в (график А) я О (гра

фик Б ). Для определения искомой величины 1/кр принимается боль-

В этой области все определяется

минимально допустимым на III этапе

градиентом набора высоты (например.

3% для самолетов с четырьмя

двигателями)

\ В этой области все определяется

• минимально допустимым на VI

»— ► этапе градиентом набора

\ Высоты ( например /. б % для са

молетов с четырьмя двигателями)

Рис. 10. 26. Номограмма для определения максимально допустимого

взлетного веса самолета в зависимости от высоты аэродрома и тем

пературы наружного воздуха

шее из двух полученных по графикам А и Б значений Уит 1п (в рас

сматриваемом случае оно определяется величиной О — график Б).

На рис. 10.30 показана номограмма, отражающая зависимость

максимально допустимого взлетного веса самолета С Д0п.взл от

414

;

Р и с. 10.27. Номограмма для определения градиента наклона траектории при начальном наборе высоты в зависимости

от атмосферных условий и веса самолета

О'

% я’н к тоо/яд ъйодтзн шнэпдя^

416

Рис. 10.28. Номограмма для определения критической скорости взлета

Длина Взлетной дистанции

т о

со

м 2 50 0

2000

150 0

то

2 0 15 10 5 0 5

Встречный ветер Попутный

ветер

Скорость ветра Щ м/сек

Рис. 10.29. Номограмма для определения относитель-

ной критической скорости

Зак. 598.

2 1 0 1 2

Вверх Вниз

Уилон летной

полосы г л п °/о