41

Испытания авиационной техники часть 2

Определение а/д поправок в ЛИ.

Идея проста: приборные скорость и высота известны, необходимо каким-то образом определить барометрическую высоту полета и истинную воздушную скорость, пересчитав ее затем в Viз.

Имеются 2 принципиальных способа определения барометрической высоты полета и истинной воздушной скорости:

- непосредственный замер способом, исключающим а/д погрешности;

- измерить скорость и высоту полета относительно земли (путевая скорость и геометрическая высота) и пересчитать их: в воздушную скорость с учетом ветра, в барометрическую высоту с учетом распределения давления.

Т.к. а/д поправки к скорости и высоте взаимосвязаны, то определять можно только одну поправку, а другую получать пересчетом. Исходя из этого методы определения поправок делятся на барометрические и скоростные.

К скоростным относятся:

1. полеты на мерной базе;

вариант: полеты на мерной базе методом петель;

2. полет строем с эталонным самолетом;

3. полет с аэролагом (буксируемым ПВД);

4. полеты с внешнетраекторными измерениями Vпут:

- кинотеодолитный,

- радиолокационный,

- фазовый,

- спутниковый;

5. расчет Vист путем интегрирования перегрузок.

К барометрическим относятся:

1. полет с эталонным самолетом;

2. полет с буксируемым приемником статического давления;

3. экспериментально-расчетный.

Общие требования к порядку определения поправок.

А/д поправки должны быть определены:

- для эксплуатационного диапазона скоростей (от 1.3Vсв до Vmax) и высот полета для горизонтального полета (ny≈1),

- на больших углах атаки вплоть до сваливания – желательно,

- на взлете и посадке (с учетом влияния экрана) – на легких самолетах не обязательно.

А/д поправки определяются для всех конфигураций ЛА.

При наличии нескольких ПВД должны быть определены поправки к каждому.

Поправки должны быть определены не менее чем на трех самолетах данного типа.

Точность проведения летного эксперимента нормируется более жестко, чем в других случаях.

Область применения разных способов в зависимости от их точности представлена на рис.

Барометрические методы точнее

Скоростные методы точнее

Когда имеются погрешности полного давления необходимо определять поправки отдельно к скорости и высоте соответствующими методами, т.к. они не взаимосвязаны.

Поправка на запаздывание.

На установившихся режимах (при постоянных Н и V) Vпр и Viз отличаются только на а/д поправку. Но при изменении этих параметров появляется погрешность, вызванная запаздыванием.

Физический смысл: протекание воздуха в каналах системы ПВД к воздушным камерам имеет небольшую скорость.

Погрешность запаздывания увеличивается:

- при увеличении объемов камер,

- увеличения длины и уменьшения диаметра трубопроводов,

- наличие тройников и изгибов в трубопроводах (увеличение гидравлического сопротивления).

Практически погрешность запаздывания заметна при изменениях высоты (наборах и, особенно, снижениях), а при разгонах и торможениях ее нет. Это происходит по двум причинам:

- ускорения при разгоне и торможении меньше,

- запаздывание имеет место в статических камерах, т.к. объем динамических камер меньше, меньше их кол-во — меньше разветвлений.

Поправку нужно определять и для высоты и для скорости.

Определение поправки на запаздывание проводят на земле.

В результате строится зависимость dp_зап от высоты и Vy (изменение перепада давления) Затем по известным графикам можно определить dV_зап dH_зап.

Инструментальная поправка/ погрешность.

Инструментальная поправка учитывает технологические неточности при изготовлении конкретного прибора разрешенные допусками (неточности в размерах анероидных коробок и других деталей, различные жесткости мембран, люфты передаточного механизма) и определяется для каждого прибора индивидуально.

Для определения величины инструментальной поправки каж­дый экземпляр указателя скорости и высотомера тарируется в ла­боратории путем сравнения их показаний с показаниями эталонно­го манометра. К каждому экземпляру прибора при­кладывается таблица или график инструментальных поправок. Это должно делаться регулярно.

Датчики КЗА (как испытательной, так и штатной) обычно тарируются индивидуально, и инструментальная погрешность исключается.

dVинстр= Vпр – Vпр испр.

Определение путевой скорости и геометрической высоты полета.

Необходимы при определении аэродинамических поправок, ВПХ, боевом применении , особенно по земле).

В ЛИ используются следующие методы:

- кинотеодолитный,

- радиолокационный (обзорный и специальные измерительные локаторы),

- фазовый,

- применение самолетных навигационных систем (РСБН, СНС, радиовысотомер, ДИСС),

- применение специальной спутниковой системы траекторных измерений (КБТИ, «Верхушка»).

Итак, общие формулы, связывающие скорости и высоты, выглядят так:

Vi= Vпр + δVинстр. + δVа + δVзап + δVсж

Нист= Нпр + δНинстр. + δНа + δНзап

Нгеом= Нист + δНдня

Определение числа М полета и температуры воздуха в полете.

Число М полета можно определять следующими способами:

А) по истинной скорости полета самолета относительно воздуха и температуре воздуха на высоте полета;

Б) по индикаторной или земной индикаторной скорости полета самолета и атмосферному статическому давлению на высоте по­ лета;

В) по отношению полного и статического давлений.

Способ А.

Если какими-либо методами измерены истинная скорость по­лета относительно воздуха V и температура воздуха на высоте полета Тн, то число М просто определяется по известным формулам:

(2.25)

где V в км/час.

Способ Б.

Подставляя значение скорости V согласно формуле (3.5), получим

(2. 26)

Если Vi выражено в км/час, а р_н в мм рт. ст., то

(2.26)

Если индикаторную скорость V; выразить через земную индика­торную скорость Vi₃ для М<1, пользуясь формулой (2.23), и для M≥l — равенством (2.24), из формулы (2.26) получим достаточно сложную зависимость числа М от Via и рн.

M = f (V_i3, рн). (2.27)

Так как зависимость (2.27) имеет достаточно сложный вид, то на практике для определения числа М пользуются номограммой. По оси абсцисс откладываются значения земной индикаторной ско­рости Vi₃, а по оси ординат — числа М (рис. 2.4). Параметром сетки кривой служит барометрическая высота.

Способы А и Б применяются при послеполетной обработке, если число М в полете не пишется.

Рис. 2. 4. Номограмма для определения числа М

Способ В.

Для определения зависимости числа М от отношения полного и статического давления при М<1 преобразуем формулу (2.14), имея в виду, что р_Hо=p_H + q_сж, тогда получим

Согласно формуле Релея отношение полного и статического дав­ления при М≥1 равно

Подставляя и =1,4, получим

(2. 28)

Как видно из формул (2.28), число М является функцией отно­шения полного давления к статическому и не зависит от темпера­туры воздуха.

Этим способом определяется число М в полете (указатели М и датчики М).

Датчики температуры определяют температуру торможения. Ее необходимо пересчитать по формуле:

Т₀=Тн(1+0,2М²)

Лекция 5.

Летные испытания. Определение летно-технических характеристик: максимальных скоростей полета, максимальных высот полета (практического потолка на различных режимах), характеристик набора высоты и снижения, характеристик расхода топлива на всех режимах полета. Приведение характеристик к стандартным или заданным условиям. Основные принципы теории подобия.

Летно-технические характеристики включают в себя:

- Максимальные скорости полета (максимальные достижимые скорости горизонтального полета) — (определение), не путать с максимально допустимыми скоростями полета

- Максимальные высоты полета:

Статический потолок — максимальная высота полета, на которой самолет может выполнять установившийся горизонтальный полет. На стат. потолке избыток тяги/мощности равен 0, Vy=0, никакой маневр невозможен, этот режим практически недостижим.

Практический потолок — максимальная высота полета, на которой самолет может выполнять установившийся горизонтальный полет, имея при этом некоторый запас мощности. В нормативных документах условлено, что п.п. соответствует высоте, на которой для неманевренных самолетов Vy= 0,5м/с, для маневренных самолетов Vy=3м/с/

Область скоростей и высот полета.

- Характеристики набора высоты:

вертикальные скорости в наборе высоты во всем диапазоне скоростей и высот полета;

наивыгоднейшие скорости набора высоты, критерии их определения, выбор режима набора высоты;

расход топлива, время и путь в наборе.

- характеристик снижения:

выбор режима снижения;

расход топлива, время и путь в снижении.

- характеристик расхода топлива в горизонтальном полете.

Приведение характеристик к стандартным или заданным условиям.

ЛТХ зависят от:

- Конфигурации ЛА

- Веса ЛА

- РРД

- Внешних условий: давления и температуры.

От влияния давления уходят тем, что все датчики тарируют и высотомеры устанавливают по стандартной атмосфере.

Влияние отклонения по температуре надо учитывать.

Метод дифференциальных поправок — выполнить идентичные режимы при разных значениях одного параметра и неизменных других параметрах. Тем самым определяется влияние изменений одного параметра на все характеристики. Метод наиболее полный и точный, но самый дорогой и трудоемкий.

Использование теории подобия.

Основные принципы теории подобия: заменить несколько влияющих параметров одним, представляющим их совокупность. При этом составляющие параметры представляют собой как характеристики объекта испытаний (ЛА), так и характеристики окружающей среды (воздуха) и выбираются таким образом, чтобы изменение параметра объекта можно было компенсировать изменением параметра среды, и наоборот.

Примеры:

Re=V b_ср /

М=V/a

Используется в летных и трубных испытаниях.

Методы проведения испытаний.

А) Определение Vmax выполняется методом горизонтальных прямолинейных разгонов на заданном РРД.

Б) Перед определением потолка определяют наивыгоднейшие скорости набора высоты (это скорости, на которых самолет имеет максимальную скороподъемность — избыток тяги/мощности). Для этого надо определить значения Vy во всем диапазоне скор. И высот.

Для этого выполняют Зубцы. (длительность ≈ 30сек).

Снижение на зубцах используется для выбора оптимальных скоростей снижения.

Можно использовать разгоны от минимальной до максимальной скорости. Основанием для этого служит известная зависимость: . Этот способ имеет большую прозводительность, но точность его ниже.

Необходим перевод n_x из связанной системы в скоростную.

Наивыгоднейшие скорости н.в. не зависят от температуры и веса, их не надо приводить, а значения Vy и n_x зависят.

Для определения практического потолка и характеристик н.в. выполняют наборы высоты на выбранных режимах до практического потолка. Имеет смысл выполнять несколько наборов с одной конфигурацией при разных температурах (метод дифференциальных поправок).

Наивыгоднейшие скорости снижения должны соответствовать требованию получения максимальной дальности полета в снижении при минимальном суммарном расходе топлива.

В принципе возможен вариант, что при снижении на повышенных режимах суммарный расход топлива может быть меньше, чем на МГ, из-за меньшего времени снижения. На практике это случается редко, т.к. самолет выходит на ограничение по максимально допустимой скорости. На скорость (и режим) снижения могут накладываться дополнительные условия по планеру и системам:

- скорость охлаждения планера от а/д нагрева (на малых высотах при тех же скоростях меньше число М —МиГ-31),

- скорость изменения давления в кабине, если СКВ не справляется с ее поддержанием (это необходимо по физиологическим особенностям человека и этот параметр нормируется: ЛА для перевозки людей — 0,18 мм рт.ст./сек, боевые ЛА — 5 – 10 мм рт.ст./сек).

- условия работы топливной системы и др.

В одном случае необходим режим снижения с за минимальное время (с максимальной по модулю Vy) — это экстренное снижение при разгерметизации кабины или при необходимости срочной вынужденной (аварийной) посадки (потеря топлива, пожар). Режим экстренного снижения тоже должен быть определен в ЛИ.

Характеристики расхода топлива и дальности полета определяются при помощи расходные площадок. Требования к ним: длительность 3-5 мин., РРД не изменять, точность выдерживания скорости ± 5км/ч не обязательно гнаться за заданным значением, главное, чтобы скорость была постоянна), высоты ±15м. (лучше выдерживать заданную высоту).

Для компенсации потери веса из-за выработки топлива режимы делают с набором высоты (сохранение угла атаки) для поддержания постоянным приведенного веса.

Влияние температуры чаще всего применяют метод дифф. поправок, для ТРД на малых и средних высотах (более простые зависимости) можно использовать теоретическую зависимость.

Полет на дальность.

Техническая дальность. Практическая дальность.

Лекция 6. Летные испытания. Понятие об устойчивости. Понятие об управляемости. Характеристики продольной устойчивости и управляемости самолета. Определение характеристик продольной устойчивости в ли.

2.5.1.Понятие об устойчивости.

Устойчивость — общесистемное понятие, это способность системы (объекта) самостоятельно сохранять свои свойства, параметры или состояние неизменными при внешних воздействиях.

Равновесие — состояние системы, когда ее параметры не изменяются во времени. Существуют и неравновесные состояния.

Возмущение — это воздействие на систему, стремящееся вывести ее из равновесного состояния.

Т.о. устойчивость — способность системы (объекта) сохранять равновесное состояние при внешних возмущениях или приходить к нему из неравновесного состояния самостоятельно, т.е. без внешних управляющих воздействий.

ПРИМЕЧАНИЕ: равновесие может быть статическим и динамическим. Понятие динамическое равновесие относится к процессам (это тоже разновидность систем). Летательный аппарат — это объект, а не процесс, поэтому мы рассматриваем только статическое равновесие.

Соответственно, равновесное состояние, в котором система обладает свойством устойчивости, называется устойчивым равновесием.

Состояния, в которых системы не обладают этим свойством можно разделить на:

- неустойчивые состояния — при внешних возмущениях, даже при бесконечно малых, система выходит из равновесного состояния;

- нейтральные (безразличные) состояния — при внешних возмущениях, даже при бесконечно малых, система переходит в новое состояние и остается в нем после прекращения воздействия возмущения.

Равновесие м.б. устойчиво к воздействию одного возмущения, и неустойчиво к воздействию другого возмущения. Имеет смысл говорить об устойчивости по разным параметрам. Система может быть устойчива по одному параметру (при воздействии одного возмущения) и неустойчива по другому параметру.

Поэтому, описывая характеристики устойчивости системы (в т.ч. самолета), необходимо указывать, для каких условий (состояний) и к каким воздействиям относятся описываемые характеристики устойчивости. Естественно, каждый тип систем имеет свой набор воздействий. Для самолета их 2: угол атаки (продольный канал, продольная устойчивость) и угол скольжения (боковой канал, боковая устойчивость).

Пример: Самолёт с 4РВВ – АЕ в полётной конфигурации при задних центровках устойчив по перегрузке в продольном канале в диапазонах углов атаки 5° < м < 10° и м>20°. В диапазоне 0°< м<5° самолет нейтрален. С м  10° у самолёта так же появляется нейтральность, переходящая на м  13° в незначительную степень неустойчивости, которая пропадает на м >20°.

При передней центровке самолет имеет нейтральность на м <5° и снижение запаса устойчивости, близкое к нейтральности, на м=10°÷20°.

Во взлётной конфигурации самолет устойчив до углов атаки м= 10°. На м=10°÷20° самолет становится нейтральным, а на м=20°÷25° самолёт неустойчив.

Уточнение про «бесконечно малые возмущения»: неустойчивое равновесие неустойчиво при всех возмущениях, даже при бесконечно малых.

Устойчивое равновесие при малых возмущениях устойчиво. А что может быть при больших возмущениях? Может быть:

- возврат в исходное состояние (как и при малых возм.),

- переход в другое состояние: равновесное или неравновесное,

- при очень больших возмущениях выход за границы существования системы и разрушение системы.

Можно продемонстрировать пример с параллелепипедом (с сумкой).

Для самолета это может выглядеть так (на примере продольной устойчивости):

- 1-ый вар. Понятен, прост и правилен: при случайном значительном изменении угла атаки самолет сам возвращается в исходное положение.

- 2-ой вар. Самолет с «ложкой» может при одном положении РВ устойчиво лететь на двух разных углах атаки, имея при этом разную скорость и траекторию. Второй пример — более редкий, но и более неприятный: при неблагоприятных обстоятельствах (большой угол атаки и наличие скольжения) при случайном значительном увеличении угла атаки самолет может выйти на запредельные углы атаки и сорваться в штопор, который может быть устойчивым (при неизменном положении рулей). Можно при вести вариант со сваливанием пассажирских самолетов.

- 3-ий вар. На больших скоростях при случайном значительном увеличении угла атаки возникающая при этом перегрузка превышает предельное значение, и самолет разрушается.

В ЛА стараются реализовать первый вариант, а от третьего варианта уходят правильным выбором границ существования системы — прочностью самолета. Получается не всегда.

Именно к большим и малым возмущениям относятся иногда встречающиеся понятия «устойчивость в большом» (большие возмущения) и «устойчивость в малом» (малые возмущения). Без «устойчивости в малом» нет «устойчивость в большом». Поэтому всегда предметом изучения и реализации является устойчивость при малых возмущениях, и только потом определяются или задаются предельные величины возмущений, на которые рассчитана система (самолет).

Исходя из этого в изучении и реализации устойчивости имеются следующие методические приемы: вводятся понятия:

Статическая устойчивость — это способность системы при воздействии на нее внешних малых возмущений порождать силы, стремящиеся вернуть ее в исходное равновесное состояние.

Динамическая устойчивость — это не свойство, это описание процесса поведения системы при воздействии на нее внешних возмущений. Это не динамическое равновесие.

Нет отдельных понятий или явлений: устойчивость, статическая устойчивость, динамическая устойчивость. Есть понятие устойчивости, и для того, чтобы система была устойчива, надо, чтобы при внешних малых возмущениях система порождала силы, стремящиеся вернуть ее в исходное равновесное состояние (выполнялся критерий статической устойчивости), и характеристики процесса возвращения в исходное состояние (характеристики динамической устойчивости) были приемлемыми.

Виды изменения состояния системы при возмущении (на примере самолета).

а – апериодическое затухающее движение, б – колебательное затухающее движение.

В вариантах а) и б) имеется статическая устойчивость и характеристики динамической устойчивости приемлемы.

в – незатухающее колебательное движение с постоянной амплитудой, г – незатухающее колебательное движение с нарастающей амплитудой.

В вариантах в) и г) имеется статическая устойчивость, но характеристики динамической устойчивости неприемлемы.

д – апериодическое нарастающее отклонение от исходного положения — отсутствует статическая устойчивость, о динамике движения вообще нет смысла говорить.

Искусственное повышение устойчивости.

Раздел а/д, изучающий вопросы устойчивости рассматривает самолет как объект с неизменной конфигурацией (в т.ч. с неизменным положением поверхностей управления). В классическом понимании устойчивым считается самолет, возвращающийся в исходное состояние сам, без отклонения поверхностей управления.

Это объясняет парадокс «возможность полета на неустойчивом самолете» — при воздействии внешнего возмущения надо при помощи внешнего воздействия отклонять поверхности управления так, чтобы они возвращали самолет в исходное положение (примеры — движение РВ и РН). Это и есть принцип искусственного повышения устойчивости. Первым таким «повышателем устойчивости» стал летчик. Весь в поту, непрерывно двигая ручкой, квалифицированный летчик мог поддерживать установившийся режим полета аэродинамически неустойчивого самолета И-16 (мне точно неизвестны количественные хар-ки устойчивости И-16). На это уходило очень большая часть внимания, времени, усилий, и тем большая, чем хуже был подготовлен летчик. Однако в полете у летчика есть множество других занятий, более важных (рассказать почему). Поэтому, от такого быстро отказались и стали делать аэродинамически устойчивые самолеты.

С системной точки зрения выход из парадокса выглядит так: нужно изменить систему — добавить в нее контур поддержания устойчивости — летчика. Самолет без летчика — неустойчив, самолет с летчиком — устойчив.

С развитием автоматики появилась возможность передать функции искусственного поддержание устойчивости автоматическим системам и выполнять полет на неустойчивых самолетах или самолетах с пониженной устойчивостью без увеличения нагрузки на пилота. К этому времени появилась необходимость этого. Те же самые конструктивные меры, создающие устойчивость (хвостовое оперение достаточно большой площади) приводят к возникновению т.н. балансировочного сопротивления, и увеличивает профильное сопротивление. Особенно сильно это сказывается на с/з скоростях. Поэтому сейчас существуют самолеты, а/д неустойчивые на д/з скоростях и применяющие СУУ и а/д устойчивые на с/з скоростях. Для исправления локальных нарушений устойчивости применяют АПУС — более простую систему.

С системной точки зрения это выглядит также: самолет без СУУ — неустойчив, самолет с СУУ — устойчив.