Летные испытания. Конспект лекций Лекция 1

• Название: Конспект лекций Лекция 1
• Дата: 27.06.2022
• Размер: 3.06 Mb.
• Имя файла: Летные испытания.docx
• Тип: Конспект; #616906
• страница: 8 из 10

Лекция 7.

Летные испытания. Характеристики боковой устойчивости и управляемости самолета. Определение характеристик боковой устойчивости и управляемости в ЛИ. Определение отдельных аэродинамических характеристик.

1. Характеристики статической устойчивости.

Самолеты, у которых при скольжении возникает аэродинамический момент рыскания My, стремящийся уменьшить угол скольжения, называют статически устойчивыми, обладающими путевой, или флюгерной, устойчивостью. Момент относительно вертикаль­ной оси (момент рыскания) появляется вследствие несимметрич­ного обтекания потоком фюзеляжа и вертикального оперения самолета при скольжении.

Для количественной оценки путевой устойчивости самолета обычно пользуются безразмерным коэффициентом момента рыскания m_у= My/Sql (здесь l — размах крыла).

Наклон кривой m_y = f() характеризует степень путевой устойчивости самолета, т. е. величину приращения коэффициента момента рыскания при изменении на 1 угла сколь­жения. Степень путевой устойчивости самолета определяется как величина тангенса угла наклона касательной к кривой m_y = f() в точке  = 0:



Величина называется коэффициентом статической устойчи­вости пути, или коэффициентом флюгерной устойчивости. У самолета, обладающего путевой устойчивостью, этот коэффициент отрицателен. Путевая устойчивость самолета относительно мало меняется при дозвуковых скоростях полета и существенно изме­няется в области сверхзвуковых скоростей.

Самолет, у которого при скольжении возникает аэродинамиче­ский момент крена, действующий в сторону, противоположную скольжению (например, при скольжении вправо стремится на­кренить самолет влево), называют статически устойчивым в попе­речном отношении, обладающим поперечной устойчивостью.

Аэродинамический момент крена появляется при скольжении вследствие косого обтекания крыла и вертикального оперения самолета.

Для количественной оценки поперечной статической устойчивости самолета пользуются безразмерным коэффициентом момента крена m_х= Mх/Sql . Наклон кривой
m_х = f(), а именно, величина тангенса угла наклона касательной к кривой m_х = f() в точке  = 0, характеризует степень поперечной статической устойчивости самолета.:



Величина называется коэффициентом поперечной статиче­ской устойчивости самолета. У самолета, обладающего устойчивостью, этот коэффициент отрицателен.

Поперечная статическая устойчивость современного самолета заметно меняется как по углам атаки, так и по числу М. Наиболее существенные изменения поперечной статической устойчивости возможны на больших углах атаки, а также при около- и сверх­звуковых скоростях полета. Поперечная устойчивость самолета возрастает с увеличением конструктивного угла поперечного V крыла и высоты вертикаль­ного оперения (при обычном расположении киля сверху фюзе­ляжа). Эффект угла поперечного V эквивалентен различным по знаку изменениям местных углов атаки правой и левой частей крыла при скольжении.

Аналогично продольной устойчивости существуют зависимости





Соответственно, характеристики боковой устойчивости однозначно определяются наклоном балансировочных кривых хода штурвала по крену и педалей в зависимости от угла скольжения. Аналогичные формулы легко получить для оценки устойчи­вости самолета с освобожденным управлением. В них используется наклон балан­сировочных кривых усилий на штурвале по крену и на педалях в зависимости от угла скольжения при M = const.



Поскольку боковое движение самолета, как правило, происхо­дит относительно двух осей (Ох и Оу), его характер существенно зависит не только от абсолютной величины восстанавливающих моментов крена и рыскания (т. е. знака и величины коэффициен­тов устойчивости, но и от определенного соответствия между ними. Чем слабее проявляется у самолета самопроизволь­ное скольжение (т. е. чем больше путевая устойчивость), тем большие допускаются запасы поперечной устойчивости (без риска ухудшить характер бокового движения самолета). При избыточной поперечной устойчивости реакция самолета на возникающее сколь­жение становится очень резкой. Он легко отвечает креном на ма­лые, случайно возникающие в полете возмущения (углы скольже­ния). С точки зрения летчика такой самолет будет вести себя как неустойчивый и получит отрицательную оценку. Поэтому чрезмер­ная поперечная устойчивость так же недопустима, как и неустой­чивость. Самолет должен обладать небольшой поперечной стати­ческой устойчивостью с фиксированным и освобожденным управле­нием, обеспечивающей ему прямую реакцию по крену на отклоне­ние руля направления и исключающей развитие значительной угловой скорости крена при одностороннем отказе двигателя или воздействии на самолет несимметричного порыва воздуха. Попе­речная устойчивость самолету, конечно, необходима. В случае не­устойчивости у самолета появляется обратная реакция по крену на отклонение руля направления и наблюдается стремление к уходу от заданного режима балансировки, что усложняет пило­тирование и требует от летчика повышенного внимания и дополни­тельных корректирующих движений рулями.

При анализе поперечной и путевой управляемости самолета обычно рассматривают два вида управляемого движения самолета: установившееся скольжение и вращение вокруг продольной и вер­тикальной осей в результате отклонения руля направления или элеронов. В качестве характеристик поперечной и путевой управ­ляемости в этом случае принимают следующие показатели, непо­средственно определяемые при летных испытаниях самолета:

1) коэффициенты расхода усилий и ручки управления (штур­вала) на крен (усилие, которое должен приложить летчик к ручке управления, и потребная величина ее хода для изменения на 1° угла крена в прямолинейном установившемся скольжении)



2) коэффициенты расхода усилий и педалей на крен (усилие, которое должен приложить летчик к педали, и потребная величина ее хода для изменения на 1° угла крена в прямолинейном уста­новившемся скольжении)



3) коэффициент гармоничности управления (соотношение по­требных для балансировки самолета в установившемся скольже­нии отклонений ручки управления, штурвала и педалей)



4) коэффициенты расхода усилий и ручки управления (штур­вала) на угловую скорость крена (усилие, которое должен прило­жить летчик к ручке управления, и потребная величина ее хода для создания установившейся угловой скорости крена (о_х = = ± 1 рад/сек)



5) показатели реакции самолета по крену на отклонение руля направления (усилие, которое летчик прикладывает к педали и ход педалей при создании угловой скорости крена ω_х=±1 рад/сек)



6) коэффициенты расхода усилий и педалей на угловую ско­рость рыскания (усилие, которое летчик должен приложить к пе­дали и потребная величина ее хода для создания угловой скорости рыскания ω_у=1 рад/сек)



Указанные характеристики поперечной и путевой управляемо­сти самолета связывают усилия на ручке управления (штурвале) и педалях, а также потребные перемещения рычагов управления, с такими параметрами движения самолета, как угол крена (или угол скольжения, однозначно связанный с углом крена) и угловая скорость крена.

Кроме рассмотренных выше характеристик, при оценке попе­речной управляемости самолета в режиме вращения с максималь­ной угловой скоростью крена ω_{х max} принимается в качестве пока­зателя управляемости потребная для этого величина усилий на ручке управления (штурвале)



Наконец, в качестве показателей поперечной и путевой управ­ляемости самолета в установившемся скольжении с наибольшим углом крена γ_max принимается величина потребных для этого уси­лий на ручке управления (штурвале) и педалях:



Характеристики динамической устойчивости и управляемости аналогичны продольному каналу.

Требования к характеристикам боковой устойчивости и управляемости самолета в нормативных документах.

Определение характеристик боковой устойчивости и управляемости самолета в ЛИ.

Для определения характе­ристик статических поперечной и путевой устойчивости выполняются координированные скольжения с различными кренами при постоянной скорости полета (М = const).

По материалам скольжений строятся вышеуказанные балансировочные кривые.

Для оценки характеристик поперечной и путевой управляемости применяются как координированные скольжения, так и записей движения само­лета при ступенчатом отклонении (дачи) элеронов и руля направления.

Для оценки характе­ристик динамической поперечной и путевой устойчивости и управляемости выполняются импульсы РН и дачи элеронов и РН. Обработка этих режимов выполняется аналогично продольной устойчивости.

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ОТДЕЛЬНЫХ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК.

Определение зависимости Су (α).

Определение профильного сопротивления, приращения профильного сопротивления при изменении конфигурации.

Определение индуктивного сопротивления.

Лекция 8.

Летные испытания. Характеристики сваливания и штопора. Определение минимальных скоростей полета, характеристик сваливания и штопора в ЛИ.

Понятие о минимальной скорости.

Понятие сваливания. Типы сваливания. Методы вывода из сваливания.

Понятие штопора. Типы штопора. Методы вывода из штопора.

Требования к характеристикам самолетов на больших углах атаки, при сваливании и штопоре.

Системы предупреждения и предотвращения сваливания. Системы вывода из сваливания и штопора.

Методика испытаний самолетов на БУА, сваливание, штопор.

Очень желательно проведение предварительных испытаний модели в штопорной трубе.

Летные испытания обычно проводятся в 2 этапа.

1-ый — определение скоростей сваливания в г.п в различных конфигурациях. Выполняются методом торможения до первых признаков сваливания. В сваливание, а тем более в штопор, стараются не попасть. Здесь же проверяют наличие естественных признаков приближения к сваливанию и работу системы предупреждения сваливания.

Причина этого — необходимость как можно раннего определения скоростей сваливания в г.п., так как от них нормируются минимально допустимые скорости для взлета, посадки, набора высоты ит.д.

2-ой — полеты по специальной программе с определением скорости сваливания в криволинейном полете, при динамическом сваливании, а также выполнением сваливаний и штопоров на всех упомянутых режимах. При этом определяются тип сваливания и штопора, их количественные характеристики, способ вывода. При наличии системы вывода из сваливания и штопора оценивается ее работоспособность.

При выполнении полетов особое внимание уделяется мерам безопасности. Обязательно обеспечение летчика парашютом, для принудительного вывода из штопора на самолет устанавливают противоштопорный парашют или ракеты.

Лекция 9.

Летные испытания. Определение взлетно-посадочные характеристик. Определение маневренных характеристик. Летные прочностные испытания.

1. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК.

Скорости отрыва, касания, начального набора высоты, полета по глиссаде (они зависят от скорости сваливания в соответствующей конфигурации).

Определяются:

- скорость, на которой становятся эффективными органы управления;

- эволютивная скорость для многодвигательного самолета;

- скорость отрыва носового колеса.

Определяются градиенты набора высоты после взлета и при уходе на второй круг (они нормируются и должны быть подтверждены), а также оптимальная траектория полета при заходе на посадку различными способами.

Определяется длина разбега, пробега, взлетная и посадочная дистанции.

Определяются характеристики продолженных и прерванных взлетов и скорость принятия решения.

Метод испытаний прост — прямое выполнение взлетов и посадок, но при этом предъявляются высокие требования к точности выполнения режимов летчиком.

Градиенты определяются при помощи «зубцов».

Для определения длин разбега, пробега, взлетной и посадочной дистанций используются:

- внешнетраекторные измерения (от цепочки солдат до КБТИ);

- интегрирование перегрузок и скоростей.

При испытаниях необходимо приведение к стандартным условиям. Оно выполняется с использованием теоретически и экспериментально полученных зависимостей.

Обычно несколько позднее проводится расширение области эксплуатации — подтверждается возможность эксплуатации с ИВПП с пониженным коэффициентом сцепления и покрытыми осадками, с ГВПП, при больших значениях встречной и боковой составляющей ветра, с использованием лыж поплавков, стартовых ускорителей и др., если они вводятся в конструкцию. При этом в испытаниях необходимо как подтвердить возможность безопасной эксплуатации самолета в этих условиях, так и определить их влияние на ВПХ.

2. ЛЕТНЫЕ ПРОЧНОСТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ.

Основным видом испытаний самолета на прочность являются стендовые испытания. Однако, летные испытания на прочность тоже имеют место и делятся на 2 вида.

А) Проверка статической прочности.

Цель этих испытаний двояка:

- подтвердить достаточную прочность самолета в реальных условиях, для этого перед и после полета проводятся осмотр и нивелировка самолета с целью выявления деформаций;

- проверить правильность (или неправильность) величин и характера распределения нагрузок, используемых при расчетах и стендовых испытаниях — в этом случае ЛА обязательно препарируется большим количеством датчиков, измеряющих напряжении в элементах конструкции.

То же самое относится и к испытаниям шасси на прочность.

В полетах напрямую достигаются заявленные перегрузки в конкретных расчетных случаях.

Конкретный объем летных прочностных испытаний зависит от маневренного класса самолета (маневренные – n_{y max} до 9g, ограниченно маневренные – n_{y max} = 5-6g, маневренные – n_{y max} = 2-3g), но в основном проверяются следующие режимы:

1) В полетной конфигурации:

- Разгон самолета до V max max (до максимального скоростного напора) или V_D в горизонтальном полете с n_y=1 (допускается небольшое снижение).

- Достижение эксплуатационной n_y max при: - V max max (расчетный случай А`);

- расчетной скорости маневрирования, соответствующей Судоп (расчетный случай А).

- Достижение эксплуатационной n_y min при V max max (расчетный случай D`).

- Выполнение дач элеронами (бочек) при: V max max и n_y=1;

0,9-0,95 V max max и n_y= 0,6-0,7 n_y max (эксплуатационной)

- Выполнение: дач рулем направления,

скольжений при V max max и n_y=1;

2) Аналогичные проверки выполняются с выпущенной механизацией во взлетной и посадочной конфигурациях в рамках установленных для них ограничений.

3) Вышеуказанные проверки выполняются с каждым вариантом подвесок в рамках установленных на него ограничений.

4) Разгон самолета - с выпущенным шасси,

- с выпущенным тормозным щитком

до соответствующей установленной V max.

5) На самолете с несимметричными подвесками выполняются разгоны до установленной для соответствующего варианта подвесок V max,.

Б) Определение частотных характеристик ЛА

Применяется для проверки характеристик аэроупругости. Определяются частоты собственных колебаний в полете, их зависимость от конфигурации самолета и режима полета. Для возбуждения колебаний используют специальные инициаторы колебаний (электромагнитные, взрывные), возможно применение очень коротких импульсов органами управления.

Для этих испытаний необходима установка высокочастотной СБИ (с частотой опроса порядка сотен Герц).

По результатам прочностных испытаний, испытаний на сваливание и на устойчивость и управляемость строится «Область располагаемых перегрузок».

3. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАНЕВРЕННЫХ ХАРАКТЕРИСТИК.

Как известно, маневренностью называют способность самолета изменять за определенный промежуток времени положение своего центра тяжести в пространстве. Характеристики маневренности показывают возможности маневрирования самолета внутри области располагаемых перегрузок.

Критериями маневренности являются располагаемые перегрузки n_х , n_y , n_{я .}

Примечание: Маневренные характеристики определяются только для боевых самолетов.

Общие характеристики маневренности — это:

1. располагаемые перегрузки n_x и n_y в их взаимосвязи в зависимости от скорости и высоты полета и конфигурации самолета на известных РРД;

2. время достижения заданной перегрузки или угла (крена, скольжения) при максимальном (по ходу, усилию или другому ограничению) отклонении соответствующего органа управления в зависимости от скорости и высоты полета и конфигурации самолета.

Методы определения в ЛИ — разгоны и торможения при фиксированном значении n_y для п.1, и и дачи органами управления для п.2. При выполнении разгонов и торможений необходимо приведение к стандартным условиям.

Зная общие характеристики маневренности можно рассчитать характеристики любых маневров и определить безопасные области их выполнения.

Частные характеристики маневренности — характеристики конкретных маневров. Выполняются для уточнения характеристик конкретных маневров в характерных точках допустимой области выполнения маневров и для получения летной оценки.

Испытания маневренности на высотах, превышающий практический потолок. Динамический потолок.

Испытания самолетов на динамических режимах на высотах полета выше практического потолка выполняются методом выполнения горок с высоты практического потолка. Необходимо определить оптимальный угол наклона траектории на горке, обеспечивающий набор максимальной высоты при заданной величине потери скорости (от начальной до эволютивной), определить собственно величину набора высоты, а также подтвердить нормальную работу силовой установки и приемлемые характеристики устойчивости и управляемости.

Выполняются для тех самолетов, для которых эти режимы могут использоваться.

Лекция 10.

Летные испытания. Испытания силовых установок, систем и оборудования ЛА.

Для всех систем и оборудования ЛА подход к испытаниям одинаков:

А) Подтвердить, что система выполняет свои функции, и ее параметры соответствуют требованиям технического задания и норм годности во всей области условий эксплуатации самолета или системы (если эта область меньше по какому-либо параметру). ОУЭ характеризуется следующими условиями: высота полета, скорость полета, вертикальная скорость, температура наружного воздуха, перегрузки по всем осям, углы пространственного положения – тангаж и крен, аэродинамические углы – атаки и скольжения, неблагоприятные внешние воздействия – вибрация, излучение и др. электромагнитные воздействия, локальный нагрев, влажность и пр. Если ОУЭ системы меньше ОУЭ самолета, на эксплуатацию системы накладываются ограничения, указываемые в РЛЭ. Если система оказывает существенное влияние на безопасность полета, то ограничения по работе системы накладываются на самолет (его ОУЭ уменьшается).

Б) Подтвердить, что система при своей работе не оказывает неблагоприятного влияния на работу других систем и оборудования самолета (а также отсутствие неблагоприятного влияния других систем на испытываемую).

Особенности испытаний различных систем.

ИСПЫТАНИЯ СИЛОВЫХ УСТАНОВОК.

В состав силовых установок входят двигатели, а также топливная и масляная системы, система охлаждения двигателей, система управления двигателями, система подачи воздуха, противообледенительная система двигателя, противопожарная система двигателя.

При этом двигатели являются готовыми изделиями, они сначала испытываются не на испытываемом самолете, а отдельно, сначала на стенде, затем на ЛЛ.

При испытаниях самолета испытывают обычно не двигатели как таковые, а силовую установку в комплексе. В данном курсе рассматриваются именно эти испытания.

Для оценки работы силовой установки самолета требуется:

• 
  определить параметры и оценить устойчивость работы дви­гателя в полете на установившихся режимах во всей области эксплуатации самолета (выполняется в комплексе со всеми испытаниями), для ГТД особое внимание уделяется определению газодинамической устойчивости (испытания на «помпаж»);
  
• 
  проверить устойчивость работы двигателя на переходных режимах (приемистость и дросселирование);
  
• 
  определить пусковые свойства двигателей на земле и в по­лете, область режимов полета, на которых возможен запуск (часто встречаются ограничения по высоте полета и температуре наружного воздуха), особенности запуска двигателей при различных условиях;
  
• 
  определить основные технические данные двигателя (тягу и удельный расход топлива), заданные техническим заданием, на расчетных ре­жимах полета – определяется в комплексе с ЛТХ самолета;
  
• 
  проверить вибрационные характеристики двигателей на зем­ле и в полете;
  
• 
  определить температурные условия работы корпусов и аг­регатов двигателей и отсеков, в которых установлены двигатели;
  
• 
  проверить выполнение противопожарных требований в отсеках двигателей (вентиляция, дренаж);
  
• 
  определить эксплуатационные характеристики двигателя.
  

В рамках специальных программ испытаний проверяется следующие характеристики силовых установок:

• 
  эффективность работы противообледенительной системы двигателей – выполняется в испытаниях на обледенение, если они не предусмотрены, то отдельно);
  
• 
  устойчивость работы двигателей в полете при стрельбе из бор­тового оружия (пушки, НУРСы, ракеты) – выполняется при испытаниях на боевое применение;
  

При проведении летных испытаний двигателя на ресурс, кро­ме перечисленных выше работ, требуется:

1) проверить надежность работы двигателя и его агрегатов в течение установленного ресурса;

2) проверить стабильность работы системы регулирования двигателя;

3) произвести разборку, осмотр, дефектацию и микрометрический обмер узлов и деталей двигателя, а также лабораторную проверку его агрегатов.

Для ГТД необходимо проведение испытаний входных устройств двигателей (воздухозаборников). Проверка работы и опреде­ление характеристик входных устройств при их летных испытани­ях должны производиться во всей области эксплуатации самолета. Задачами испытаний являются:

— определение оптимального положения регулируемых элементов и оценка правильности выбора размерностей элементов входного устройства;

— определение потерь тяги в воздухозаборнике;

— определение границ и оценка запасов устойчивой работы входных устройств (определение условий возникновения «помпажа» и «зуда» воздухозаборника;

— оценка влияния воздухозаборника на диапазон устойчивой работы двигателя при их совместной работе на самолете;

— оценка эффективности защиты двигателя от попадания в него посторонних твердых частиц при работе на месте, рулении, взлете и посадке.

ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМ СУ (ТОПЛИВНОЙ И МАСЛЯНОЙ).

Целью испытаний топливной и масляной систем является определение соответствия ТЗ и НГ.

Для этого в процессе испытаний топливной системы определяется:

• 
  достаточность подачи топлива в двигатели на всех режимах его работы и при всех условиях полета (в т.ч. на больших высотах и при действии отрицательных перегрузок) при штатной работе топливной системы;
  
• 
  отсутствие неблагоприятных явлений в топливных трубопроводах (пульсации давления топлива и т.п.);
  
• 
  полнота и правильность порядка выработки топлива из баков;
  
• 
  правильность работы топливомерной и расходомерной системы, сигнализации выработки баков;
  
• 
  определение надежности питания двигателя топливом на различных режимах полета при выключенной систе­ме автоматической выработки топлива, при отказе топлив­ного насоса поршневого двигателя, при использовании системы пе­рекрестного питания, при выключенном топливоподкачивающем насосе;
  
• 
  невырабатываемый в полете остаток топлива (определяется или подтверждается);
  
• 
  работа системы аварийного слива топлива (если она имеется);
  
• 
  работа системы дренажа топлив­ных баков.
  

При испытаниях маслосистемы определяются:

• 
  надежность питания двигателя маслом на различных режи­мах полета;
  
• 
  обеспеченность нормального давления масла вплоть до минималь­но допустимого количестве масла в баке;
  
• 
  параметры работы системы регулирования температуры масла;
  
• 
  отсутствие выброса масла из бака в полете через дренаж при максимально допустимом количестве масла в баке;
  
• 
  расход масла;
  
• 
  достаточность запаса масла для выполнения максимального по продолжительности полета.
  

ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМ УПРАВЛЕНИЯ.

Проверяется нормальная работа: прежде всего, обеспечение заданных передаточных чисел, а также: отсутствие деформаций, заеданий, касаний с другими элементами конструкции, возникновения кинематических замков, люфтов, вибраций, автоколебаний (все это может возникнуть в полете вследствие деформаций и вибраций самолета).

Проверки выполняются в комплексе с испытаниями на устойчивость, маневренность, прочность ЛТХ, сваливание (т.е. тех, в которых имеет место предельные режимы полета по скорости, высоте, перегрузке, максимальные отклонения органов управления, возможны вибрации и колебания агрегатов самолета).

ИСПЫТАНИЯ ФУНКЦИОНАЛЬНЫХ ПОДСИСТЕМ МЕХАНИЗАЦИИ И АВТОМАТИЗАЦИИ ПРОЦЕССОВ УПРАВЛЕНИЯ (САУ, СОС, АПУС);

В процессе летных испытаний необходимо определить:

— Выполнение соответствующими системами своих функций во всех своих режимах с заданной точностью при всех условиях полета (точность стабилизации высоты, углов, скоростей и т.д.).

— Благоприятное течение переходных процессов при работе систем (выдерживание заданного времени срабатывания, отсутствие недопустимых забросов).

— Отсутствие автоколебаний в системах.

— Возможность пересиливания САУ, СОС и усилия, необходимые для пересиливания.

— Нормальную взаимодействие систем с другими системами: системой управления, навигационной, СВС, гидросистемой.

— Энергопотребление систем.

ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫЕ УСТРОЙСТВА;

Испытания взлетно-посадочных устройств (шасси, система торможения с антиюзовой автоматикой, механизация крыла, тормозные щитки, тормозной парашют) в оснавном выполняют в комплексе при выполнении взлетов и посадок. В испытаниях проверяют:

- надежность работы устройств,

- колличественные парамеры их работы (углы отклонения механизации, хода штоков гидроцилиндров и амортизаторов),

- время срабатывания,

- отсутствие неблагоприятного влияния на обтекание самолета и работу других систем,

- температуру (тормозов),

- сигнализацию нормальной работы взлетно-посадочных устройств: выпуска/невыпуска и уборки/неуборки шасси и закрылков и и т.д.

В отдельные проверки выделяют испытания на предельных режимах: уборку "плавающей" механизации и тормозных щитков по скоростному напору, взлет и посадка с максимальной путевой скорость, выпуск т/парашюта на максимальной скорости, посадка с большой вертикальной скоростью.

ПНЕВМАТИЧЕСКИЕ И ГИДРАВЛИЧЕСКИЕ СИСТЕМЫ, СИСТЕМЫ ЖИЗНЕОБЕСПЕЧЕНИЯ (КИСЛОРОДНОЕ, ВЫСОТНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ).

В испытаниях проверяются параметры работы систем при выполнении ими своих функций: давление и температура рабочих жидкостей и газов, величину падения давления и время его восстановления, параметры работы насосов, взаимодействие основных и резервных систем. Испытания выполняются в комплексе с другими проверками.

ИСПЫТАНИЯ СИСТЕМ КОНДИЦИОНИРОВАНИЯ ВОЗДУХА (СКВ).

Функционально СКВ делится на САРД и САРТ.

В соответствие с этим в летных испытаниях проверяют:

- Способность САРД поддерживать заданное давление вплоть до практического потолка или максимальной разрешенной высоты полета в течение всего времени полета, а также изменять давление по заданному закону в соответствие с изменениями высоты полета. Требования: Нкаб не должна превышать 2400м при нормальной работе САРД и 4500м при любом отказе САРД и высоте полета больше 7600м. Проверки выполняются в комплексе в полетах на больших высотах, в полетах на потолок, в полете на дальность. Регистрируют давление («высоту») в кабине, параметры полета, работы СКВ.

- Поддержание допустимого состава воздуха в кабине (как минимум проверяется непревышение ПДК углекислого и угарного газа и отсутствие ядовитых газов, паров масла и топлива, как максимум — полный состав воздуха в кабине). Выполняется как на земле при работе двигателей и систем самолета, так и в полете. С установленной периодичностью берутся пробы воздуха в разных местах кабины и анализируются или сразу, или потом в лаборатории. Возможна также установка в кабине датчиков, непосредственно реагирующих на различные примеси в воздухе.

- Способность САРТ поддерживать заданную температуру воздуха в кабине и изменять ее в соответствие с управляющими воздействиями летчика. В нормативных документах задан допустимый диапазон температуры в пассажирской и пилотской кабинах +20 ÷ +25°С, в грузовой кабине и служебных помещениях +15 ÷ +25°С. Нормируется также неравномерность температурного поля: не более 3° между головой и ногами члена экипажа или пассажира и не более 5° по всей кабине [Рассказать о путанице в нормативных документах]. Выход за границы допустимой температуры в кабине может стать основанием для наложения ограничений на эксплуатацию самолета при высоких или низких температурах наружного воздуха. Летные испытания проводят по следующей методике: выполняют горизонтальный полет в течение 1 часа при соответствующей температуре воздуха (для подтверждения максимально допустимой температуры эксплуатации — при высокой температуре воздуха на малой высоте, при непосредственном солнечном освещении и установке СКВ на максимальное охлаждение, для подтверждения минимальной допустимой температуры эксплуатации — при низкой температуре воздуха на максимальной высоте, при установке СКВ на максимальный нагрев и, желательно, при отсутствии прямого солнечного освещения) при этом контролируется стабильность температуры в кабине. Возможность регулирования температуры проверяют в комплексе в полетах с достаточной продолжительностью нахождения на постоянной высоте. При этом регистрируют температуру воздуха в разных точках кабины (около ног и головы первого и второго пилотов, около ног и головы левого и правого задних пассажиров, в промежуточных точках в зависимости от размеров кабины), температуру наружного воздуха, параметры полета, работы СКВ.

- Скорость движения воздуха в кабине. Она ограничивается величиной 0,3 – 0,5 м/с, замеряется в зоне головы членов экипажа и пассажиров при помощи анемометров или ПВД.

Если у самолета отсутствует САРД и кабина негерметична, то высота его полета ограничивается 3000 м. Остальные параметры проверяются в рамках оценки САРТ, если нет и ее, то в рамках оценки эргономики кабины.

При определении характеристик СКВ обязательна летная оценка.

ИСПЫТАНИЯ ПРОТИВООБЛЕДЕНИТЕЛЬНЫХ СИСТЕМ И ВОЗМОЖНОСТИ ПОЛЕТОВ В УСЛОВИЯХ ОБЛЕДЕНЕНИЯ.

1. Кратко об обледенении.

Как говорилось ранее, обледенением называется процесс образования льда на охлажденных до минусовых температур поверхностях самолета.

Для защиты от обледенения применяются ПОС. Как правило, на самолетах от обледенения защищаются:

• 
  лобовые части несущих поверхностей;
  
• 
  входные части воздухозаборников силовых установок и других систем, защитные решетки в воздухозаборниках;
  
• 
  воздушные винты;
  
• 
  лобовые стекла;
  
• 
  ПВД, различные датчики и антенные устройства.
  

В современных ПОС применяются следующие способы:

• 
  механический;
  
• 
  физико-химический;
  
• 
  тепловой.
  

Механический способ основан на механической деформации поверхности, на которой нарастает слой льда. Лед при этом раскалывается, отслаивается и сносится набегающим потоком. Используются для защиты лобовых частей несущих поверхностей. К механическим ПОС относят: пневматические ПОС, в которых для деформации поверхности используется сжатый воздух (поверхность покрыта резиновым протектором); электроимпульсная ПОС, в которых для деформации обшивки используются электромагниты.

Физико-химические способы основаны на использовании ряда разнообразных веществ в виде жидкостей, которые или понижают температуру замерзания переохлажденных капель воды (спирт, антифриз) или уменьшают силу сцепления льда с обшивки.

Тепловой способ основан на нагревании защищаемой поверхности до температуры таяния льда или испарения пленки воды. Нагрев может производиться горячим воздухом или выхлопными газами (это воздушно-тепловые ПОС), или электрическим током (электротепловые ПОС).

По времени действия выделяют ПОС непрерывного и циклического действия. ПОС непрерывного действия предотвращают образование льда, циклические ПОС допускают образование льда, а затем его удаляют. Циклические ПОС менее энергоемки, но более рискованны, ПОС непрерывного действия обеспечивают лучшую защиту, но требуют больше энергии. Механические ПОС бывают только циклическими, физико-химические и тепловые — как циклическими, так и непрерывного действия.

2. Наземные испытания

Летным испытаниям ПОС обязательно должны предшествовать наземные испытания. Их проводят в аэрохолодильных трубах, на водораспылительных стендах, в климатических камерах. В наземных испытаниях определяется:

- работоспоспособность ПОС: отсутствие отказов, выдерживание заданных параметров работы (по температурам поверхностей, напряжению и току, расходу воздуха, газа или рабочей жидкости, времени цикла и т.п.), способность выполнять целевую функцию — защиту от обледенения, способность систем самолета обеспечивать работу ПОС;

- влияние работы ПОС на системы и оборудование самолета;

- интенсивность нарастания льда, его формы и размеры (при неработающей ПОС и на не оснащенных ПОС самолетах, для определения возможности их полета в условиях обледенения).

3. Летные испытания.

В летных испытаниях можно выделить 4 этапа, они могут накладываться друг на друга.

1этап. Проверка работы ПОС в «сухом» воздухе, т.е. при отсутствии обледенения. Полеты выполняются, в основном, при температурах воздуха, благоприятствующих обледенению, но нужно проверить и весь эксплуатационный диапазон температур воздуха. В полетах проверяется:

- отсутствие отказов ПОС, выдерживание заданных параметров работы, способность систем самолета обеспечивать работу ПОС; влияние работы ПОС на системы и оборудование самолета (как в наземных испытаниях, но без проверки целевой функции);

- влияние работы ПОС на характеристики самолета (ЛТХ, ВПХ, УУ, скорость сваливания, влияние ПОС на характеристики сваливания и штопора оцениваются в испытаниях на сваливание и штопор).

2 этап. Проверка работы ПОС в условиях искусственного обледенения. Эти полеты выполняются при температурах воздуха, благоприятствующих обледенению. Заданная водность (в соответствии с нормами) создается распылительными установками, которые могут устанавливаться на сам самолет (если надо проверить ПОС на небольшом участке или одного агрегата) или на специальном самолете (при проверке ПОС всего самолета. Для отработки ПОС отдельных агрегатов применяются летающие лаборатории, на которых устанавливается и распылительная установка, и испытываемый агрегат. Это не освобождает от необходимости последующих испытаний ПОС всего самолета.

На 2 этапе проверяется работоспоспособность ПОС, включая проверку защиты от обледенения, способность систем самолета обеспечивать работу ПОС; влияние работы ПОС на системы и оборудование самолета. Также уточняются интенсивность и формы льдообразования при неработающей ПОС и для циклических ПОС.

В этих полетах желательно проведение фото и видеосъемки.

3 этап. Проверка работы ПОС в условиях естественного обледенения. Выполняется после успешного завершения первых этапов. На нем выполняются аналогичные проверки ПОС, а также влияние ПОС и влияние обледенения на характеристики самолета. Достоинства: естественная среда, отсутствие необходимости в распылительных установках. Недостатки: повышенная опасность, зависимость от метеоусловий (необходимость ожидания или поиска требуемых условий обледенения). При нормальном выполнении первых этапов этот этап является непродолжительным и, в значительной степени, демонстрационным, подтверждающим, что предыдущие испытания соответствовали реальным условиям. В наше время из-за отсутствия лабораторий второй этап выполняется не всегда, в этом случае испытания ПОС в условиях естественного обледенения становятся основным этапом.

4 этап. Испытания с имитаторами льда. Имитаторы изготовляются из дерева или пластика и наклеиваются на соответствующие поверхности, их форма соответствуют форме льда, определенной в наземных и летных испытаниях. Полеты выполняются в «сухом» воздухе. В полетах определяются характеристики «обледеневшего» самолета (ЛТХ, ВПХ, УУ, скорость сваливания, влияние наличия «льда» на характеристики сваливания и штопора оцениваются в испытаниях на сваливание и штопор).

Данный этап нужен для определения возможности полета в условиях обледенения самолетов с неработающей (отказавшей) ПОС или вообще не оснащенных ПОС. Он может выполняться параллельно с предыдущими.


а – клинообразная; б – желобообразная;

в – рогообразная; г – промежуточная