Авиация Второй мировой
На главнуюПоиск на сайте English
 
РТЭ и РЛЭ Лётные испытания Раздел 1 Раздел 2 Раздел 3

35    ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ОПЫТНЫХ САМОЛЕТОВ НА УСТОЙЧИВОСТЬ, УПРАВЛЯЕМОСТЬ И МАНЕВРЕННОСТЬ

350    ОБЩИЕ УКАЗАНИЯ

Целью испытаний является получение полного представления о пилотажных качествах опытного самолета: о его устойчивости, управляемости и маневренности.

351    ПРИБОРЫ

3511    Для проведения испытаний необходимы следующие приборы:

самописцы отклонения рулей (СОР), установленные на рулях высоты, направления и элеронах;

спидограф;

барограф;

инклинограф (самописец угла наклона оси самолета к горизонту для испытаний на устойчивость);

электрочасы, синхронизирующие записи всех перечисленных приборов;

термометр наружного воздуха;

перегрузочный прибор (для испытания на маневренность);

секундомер.

3512    Тарировку самописца отклонения рулей следует проводить перед и после каждого полета. Тарировка заключается в записи самописцем нескольких положений руля. Эти положения руля одновременно замеряются угломером, устанавливаемым на руль всегда в определенном месте таким образом, чтобы плоскость замеряемого им угла была перпендикулярна оси шарниров руля.

Для тарировки СОР можно применять угломер с пузырьком, дающий точность до 10°.

Нейтральное положение руля также фиксируется показанием угломера. Для этого угломером замеряются продольный наклон самолета относительно горизонта и наклон руля также относительно горизонта. По разности этих двух углов всегда можно точно установить нейтральное положение руля при повторных тарировках.

3513    Тарировка остальных приборов — обычная, лабораторная.

Самописец скорости следует, кроме того, тарировать по указателю скорости на приборной доске пилота.

3514    Перед каждым полетом следует проверять герметичность системы проводки указателя и самописца скорости. Необходимо проверять не только герметичность проводки к трубке полного напора, но и проводку к статической части трубки Пито.

352    КАЧЕСТВЕННАЯ ОЦЕНКА УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ

3521    Продольная устойчивость проверяется с убранным шасси и щитками при полете на полном газе: на 1,3 Vпос, Vmax и , а также при полете с выпущенным шасси и открытыми щитками на планировании на скорости 1,3 Vпос.

Обследованию устойчивости нз максимальной скорости должен предшествовать полет на сверхмаксимальной скорости (на 15% больше максимальной скорости по прибору).

После того как самолет сбалансирован и режим полета установился, летчик, не трогая газа, увеличивает скорость полета примерно на 30 км/час и, после того как скорость установится, освобождает руль высоты. Затем производится аналогичное испытание с уменьшением скорости на 30 км/час.

Устойчивый самолет после освобождения ручки будет стремиться вернутьси в первоначальный режим полета, совершая около положения равновесия затухающие колебания.

Качественная оценка статической устойчивости может быть сделана на основании определения способности самолета совершить одно полное колебание.

Оценка повелении самолета при таких (так называемых фугоидных) колебаниях основывается на следующем:

величина периода и степень затухании фугоидных колебаний не играют существенной роли при оценке пилотажных качеств самолета;

динамическая неустойчивость в виде возрастающих по амплитуде фугоидных колебаний не сказывается отрицательно на пилотировании и при обычном эксплоатационном полете летчиками не замечается.

Боковая устойчивость качественно оценивается методом, изложенным в 3522, 3133 и 3134, определяющим поперечную и путевую устойчивость со свободными рулями.

При полете на полном газе испытание проводят с убранным шасси и закрытыми щитками на трех скоростях: на 1,3 Vпос, Vmax и .

При полете на планированиях испытание проводят на скорости 1,3 Vпос:

с убранным шасси,

с выпущенным шасси и открытыми щитками.

3523    Определение управляемости следует проводить на трех скоростях: 1,3 Vпос, Vmax и горизонтального полета и на скорости 1,3 Vпос на подъеме на полном газе и планировании.

Летчик дает резкие отклонения поочередно каждому рулю и наблюдает при этом за поведением самолета.

В результате испытания летчик должен ответить на следующие вопросы:

Каковы усилия от руля?

Какова приемистость, т. е. как реагирует самолет на резкие отклонения рулей на больших и малых скоростях?

ПРИМЕЧАНИЕ. Скорость вращения самолета оценивается сравнением со скоростями вращения других самолетов.

Каково запаздывание реакции самолета на действие рулей?

Какова зависимость угловой скорости вращения самолета от величины углов отклонения рулей?

Каковы соотношения нагрузок на руль пысоты, элероны и руль направления (гармоничность рулей)?

ПРИМЕЧАНИЕ. Вопросы управляемости должны быть уточнены при испытаниях на маневренность.

На тех же скоростях и режимах полета производят перекладывание нэ виража в вираж и определяют запас элеронов и руля направлении.

На многомоторных самолетах проверяется возможности полета без крена на разных высотах в случае выключения одного из крайних моторов и запас угла отклонении рули направления.

353    ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДИАПАЗОНА ЦЕНТРОВОК

3531    Определение диапазона центровок производится при постепенном изменении его до предельных возможных передней и задней центровок.

Предельные иентропки определяются при полетах по кругу на взлетах и посадках.

При передней центровке самолета летчик определяет запас руля высоты и оценивает склонность самолета к подъему хвоста на рулежках.

На задней центровке летчик следит за изменением продольной устойчивости самолета. При появлении неустойчивости дальнейшее смещение центровки назад не допускается.

Определенный таким образом диапазон центровок дает возможность при снятии характеристик продольной устойчивости, изменять за счет перемещения грузов центр тяжести самолета в пределах, допустимых с точки зрения безопасности полета,

3532    Допустимые в эксплоатацни крайние передняя и задняя центровки определяются на основании учета следующих факторов.

При определении передней центровки учитываются:

величина допустимого в эксплоатации угла капотажа; запас руля высоты и усилия на ручке при посадке и выходах из пикирования. При определении задней центровки учитываются:

запас продольной устойчивости;

запас руля высоты при взлете и на фигурах;

усилия на руле высоты;

предельная допустимая нагрузка на костыль при рулежке и на посадке.

354    СНЯТИЕ БАЛАНСИРОВОЧНЫХ КРИВЫХ С ЗАЖАТЫМ РУЛЕМ ВЫСОТЫ

3541    В полете снимают балансировочные кривые на трех центровках: двух крайних (передней и задней) и на средней центровке.

Балансировочные кривые следует снимать на режимах прямолинейного полета на полном газе к планированиях при убранных шасси и щнткзх.

3542    Для построения достаточно точной балансировочной кривой требуется запись приборов на 10—12 скоростях на всем диапазоне скоростей. В области малых скоростей интервалы между ними должны быть меньше, чем на больших скоростях.

Например, весь диапазон скоростей от Vmin = 100 до Vmax — 400 км/час можно разбить так:

V = 100, 110, 125, 140, 170, 200, 210, 230, 310, 400 км/час.

3543    Продолжительность записи режимов по 10—15 сек.

3544 Кроме того, балансировочные кривые снимаются для случая полета на полном газе и планированиях с полностью открытыми щитками и выпушенным шасси.

Диапазон скоростей в этом случае сократится за счет ограничений скорости полета с открытыми щитками. В этом случае достаточно провести испытание на шести режимах на подъемах и планированиях.

3545    Точность выдерживания установившегося режима должна быть такова, чтобы скорость колебалась в пределах 3 к.щчас. Нижний предел скорости определяется в полете и равняется скорости срыва, увеличенной на 10 км час. Верхний предел следует брать пескелько выше максимальной скорости.

3546    Высота полета может быть любая в пределах от 1000 до 4000 м, но во время испытания изменение высоты должно быть не более 500 м.

3547    Балансировочные, кривые строятся на основании обработки записи СОР руля высоты, спидографа, инклинографа и барографа. В полете записывается также температура окружающего воздуха.

3548    Обработка балансировочных кривых с целью получения кривых козфициента статической устойчивости производится по методу, изложенному в следующих руководствах:

Л.В. Чесалов. Испытания опытных самолетов. Труды ЦАГИ, вып. 358, 1938 г.; Б.Н. Егоров. Летные испытания самолетов. Труды ЦАГИ, вып. 533, 1940 г.

355    СНЯТИЕ БАЛАНСИРОВОЧНЫХ КРИВЫХ РУЛЯ НАПРАВЛЕНИЯ И ЭЛЕРОНОВ

3551    Балансировочные кривые снимаются на скольжениях на следующих трех скоростях: 1,3 Vпос, Vmax и при нормальной центровке самолета.

3552    Для этого летчик устанавливает горизонтальный полет и затем, не изменяя положения рычага газа выполняет скольжения с различными кренами вправо и влево на постоянной скорости.

3553    Общее количество точек (режимов) на каждой скорости 10, причем из них 8 кренов в пределах от 0 до ± 15° и два режима с максимальными возможными кренами для определения максимальной величины угла установившегося скольжения.

например, такие крены: γmax, 15°, 10°, 5°, 2°. 0°, - 2°, - 5°, — 10°, — 15°, ( - γ)max.

3554    Продолжительность записи режимов 10—15 сек.

3555    Приборами-самописцами, регистрируются следующие величины: угол крена самолета γ, отклонение руля направления δн, отклонение элеронов δэ, скорость V и высота полета Н.

3556    Результаты записей заносятся в таблицу (табл. 3556); они позволяют построить для каждой скорости балансировочные кривые: δэ= f (γ) и δн= f (γ) (фиг. 3556).

Здесь γ, δн, δэ и V — величины, полученные по тарировочпым кривым соответствующих самописцев.

3557    Наклон балансировочной кривой δэ, по γ либо по δ в области крена, равного нулю, определяет знак статической поперечной устойчивости самолета с зажатым управлением (фиг. 3556).

Если производная dδэ/dγ<0, то самолет имеет статическую поперечную устойчивость, если dδэ/dγ=0, то самолет нейтрален, если dδэ/dγ>0, то самолет неустойчив.

ПРИМЕЧАНИЕ. Система осей координат принята правая: ось х—вперед, ось у - вверх и ось z - по правому крылу. Знаки углов крена и скольжения положительны при правом крене и скольжении вправо, зиаки отклонения рулей: значение δв со знаком + при отклонении руля вниз, значение δн со знаком + при даче правой ноги, значение δэ со знаком + при отклонении элерона вниз. Знак перемещении ручки соответствует знакам отклонения рулей и правого элерона [ручка влево — знак (+)].

Наклон балансировочной кривой δн по γ в области углов, близких к нулевому крену, определяет знак статической устойчивости пути самолета с зажатым управлением (фиг. 3556).

Если в этой области производная dδн/dγ<0, то самолет имеет статическую устойчивость пути, если dδн/dγ=0, то самолет нейтрален, если dδн/dγ>0 - самолет неустойчив.

356    ОПРЕДЕЛЕНИЕ СПИРАЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ

3561    Вводы самолета в спираль для определения спиральной устойчивости производят с горизонтальных полетов на скоростях 1,3 Vпос, Vmax и .

Установив горизонтальный полет, летчик, не изменяя положения рычага газа, вводит самолет в спираль с креном 30°—45° и устанавливает затем рули нейтрально. Если самолет после этого будет уменьшать крен и угловую скорость, стремясь вернуться к прямолинейному полету, то спиральная устойчивость у такого самолета имеется. В противном случае самолет будет иметь спиральную неустойчивость. Такие испытания следует повторить несколько раз вправо и влево. Установка рулей в нейтральное положение должна быть по возможности точной, так как небольшое отклонение рулей от нейтрального может отразиться на результате.

3563    Аналогичные испытания производят для определения спиральной устойчивости со свободным управлением. Для этого предварительно следует сбалансировать самолет в горизонтальном полете на заданной скорости триммером руля направления, элеронов и руля высоты. После ввода в спираль рули приводятся в нейтральное положение и освобождаются. Выход самолета из спирали будет свидетельствовать о наличии спиральной устойчивости со свободным управлением.

357    ОПРЕДЕЛЕНИЕ КОЛЕБАТЕЛЬНОЙ УСТОЙЧИВОСТИ БОКОВОГО ДВИЖЕНИЯ

3571    Испытания производят на трех скоростях горизонтального полета.

3572    После установки режима летчик дает отклонение рулю направления, удер-жипая одновременно ручку неподвижно. Возвратив руль направления в нейтральное положение, летчик наблюдает на колебаниями самолета.

Для создания боковых колебаний вместо отклонения руля направления можно отклонять элероны. В этом случае неподвижно удерживается нога. Далее летчик возвращает элероны в нейтральное положение и наблюдает за колебаниями самолета.

Если после возмущающего импульса боковые колебания не затухают, то самолет при зажатых рулях колебательно неустойчив. Этот случай встречается весьма редко; чаще бывает, что самолет имеет колебания, недостаточно быстро затухающие.

Оценка производится путем сравнения с другими самолетами.

3573    Аналогичные, испытания производят с целью определения боковой колебательной устойчивости со свободным управлением. Для этого предварительно следует сбалансировать самолет в горизонтальном полете на заданной скорости триммером руля высоты, нанравлепия а элеронов. После дачи возмущающего импульса рулем направления или элеронами рули освобождаются.

Затухание или увеличение боковых колебаний будет характеризовать колебательную устойчивость самолета со свободным управлением.

3574    Спирально неустойчивый самолет, кроме указанных колебаний, будет уходить п спираль, но так как уход в спираль совершается значительно медленнее, нежели боковые колебания самолета, то характер последних отчетливо воспринимается летчиком.

358    ИСПЫТАНИЕ САМОЛЕТА НА МАНЕВРЕННОСТЬ

3581    Испытание самолета па маневренность состоит в получении основных характеристик фигур, определяющих маневренность.

Все фигуры, кроме установившегося виража, выполняются на высоте от 3000 до 4 000 м.

По записям соответствующих самописцев определяются начало и конец фигуры, скорость ввода и вывода, набор или потеря высоты, положение рулей, перегрузка и время выполнения фигуры.

3582    Установившийся вираж

Определение характеристик виража производится следующим образом.

Выполняются установившиеся оиражи в горизонтальной плоскости, причем летчик засекает время выполнений виража при развороте на 360°. Для этого выбирается хороший ориентир (шоссе, железная дорога, река, солнце), при прохождении которого летчик включает секундомер. При вторичном прохождении ориентира секундомер выключается.

Для получения балансировочных кривых углов отклонения рулей летчик по достижении установившегося режима виража включает приборы-самописцы (СОР, спидограф, барограф, электрочасы).

Виражи выполняются на полном газе на скоростях от 0,8 Vmax до минимальной возможной. Виражи выполняются на двух высотах; Н=1000 и 5000 м.

Виражи в одну сторону выполняются на 10—15 скоростях. Виражи в другую сторону можно выполнять на меньшем числе режимов (5 режимов), лишь для проверки наивыгоднейшего виража на скоростях, близких к режиму максимального крена.

Признаками установившегося правильного виража являются: постоянство скорости ±5 км/час постоянство высоты ±20 м, постоянство числа оборотов мотора.

Балансировочные кривые δв, δн, δэ строятся по данным записей приборов, заносимых в таблицу,

где Vi, δв, δн, δэ - величины, полученные по тарировкам соответствующих самописцев (спидограф, СОР на рулях).

Разворот на 180° (неустановившийся вираж) в горизонтальной плоскости

   Развороты на 180° следует производить с горизонтального полета при различных скоростях ввода, начиная с V=0,8 Vmax и кончая минимальной возможной. Полный газ дается мотору одновременно с вводом в разворот. Летчик засекает по земным ориентирам время разворота на 180°.

Целый испытания является определение минимального времени разворота на 180°, наивыгоднейшей скорости ввода в разворот и безопасной скорости вывода.

3584    Приемистость самолета в направлении полета

Испытание на приемистость самолета в направлении полета производится следующим образом: на скорости полета, равной Vmin +10 км/час, дается полный газ и выдерживается горизонтальный полет до получения Vmax. Определяется быстрота набора самолетом скорости (линейное ускорение). Самописцами записывается скорость самолета и высота полета по времени.

3584    Петля

Петли следует выполнять на различных скоростях ввода. Начинать петли следует со скорости ввода, несколько превышающей максимальную скорость на горизонтали (V = Vmax + 20 км/час). Далее скорость ввода постепенно уменьшается и доводится до минимальной скорости, при которой петля получается без зависания.

Целью испытания является определение минимальной скорости ввода. Приборами записываются скорость, высота и время выполнения фигуры. Перегрузка на входе и выходе регистрируется летчиком по визуальному перегрузочному прибору (акселерометру).

3586    Иммельман (скоростной)

Иммельманы производятся на полном газе, который сохраняется во все время фигуры. Иммельманы делаются правые и левые. Определяются минимальная скорость ввода, при которой фигура выполняется без зависания, и потеря скорости в верхней точке фигуры, а также время выполнения маневра.

3587    Переворот через крыло (скоростной)

Перевороты следует производить на разных скоростях ввода. Перевороты делаются правые и левые. Определяются время выполнения фигуры и скорость ввода, при которой затрачивается минимальное время для изменения курса на 180°.

3588    Скоростные бочки

Скоростные управляемые бочки правые и левые выполняются на больших скоростях (на малых углах атаки). Начинать бочку следует с горизонтали на скорости, близкой к максимальной.

Цель испытания — выявление управляемости самолета при выполнении этой фигуры.

Определяются скорость ввода и время выполнения фигуры.

3589    Полет на спине

Определяются минимальная скорость, при которой возможен переворот на спину, управляемость при переходе в полет на спине и устойчивость при полете на спине.

Дата публикации на сайте: 12.09.2012

<< | >>


©AirPages
2003-