ИСПЫТАНИЯ САМОЛЕТОВ НА МАНЕВРЕННОСТЬ,. ШТОПОР И СВЕРХМАКСИМАЛЬНЫЕ СКОРОСТИ

§ 1. ПОЛЕТ ПРИ ЧАСТИЧНО ВЫКЛЮЧЕННЫХ ДВИГАТЕЛЯХ

Характеристики самолета при частично выключенных (оста­новленных) двигателях имеют очень большое, часто решаюїдее значение при оценке самолета. Во-первых, при аварии одного из двигателей весьма важно, чтобы самолет мог продолжать полет на остальных двигателях и долететь до места посадки, имея в то же время достаточный запас управляемости и маневренности. Во-вторых, в ряде случаев, особенно для самолетов с турборе­активными двигателями, при дальних или продолжительных полетах выгодно выключать часть двигателей, переведя осталь­ные на повышенные, более экономичные режимы.

Три основных вопроса необходимо выяснить при таких испы­таниях с частично выключенными двигателями:

1. Может ли самолет лететь по горизонтали, каков диапазон скоростей, на которых возможен горизонтальный полет, и обла­дает ли самолет достаточным запасом скороподъемности, чтобы совершать простейшие маневры — развороты и виражи без глу­боких кренов; каков потолок самолета при частично выключен­ных двигателях.

2. Имеет ли самолет достаточный запас управляемости при горизонтальном полете и подъеме и при выполнении элементар­ных маневров.

3. Каково поведение самолета при внезапной остановке дви­гателя и как нужно действовать рулями для выравнивания са­молета.

Остановка двигателя отражается на поведении самолета двояко: во-первых, уменьшается располагаемая

тяга; во-вторых, возникает асимметричный завора­чивающий момент (фиг. 14.1):

А Му=Ра.

Этот дополнительный момент вызовет разворот самолета влево (см. фиг. 14. 1); получающееся при этом скольжение вы­зовет, в свою очередь, момент относительно продольной оси и

крен в сторону неработающего двигателя; момент крена тем больше, чем больше поперечная устойчивость самолета; именно с целью уменьшить этот момент самолеты последних типов делают с малой поперечной устойчивостью, хотя при этом и получаются слегка спирально неустойчивые самолеты; момент крена прихо­дится парировать отклонением элеронов, а путевой момент — рулем направления.

Для того чтобы разобраться в поведении самолета, когда будет достигнуто равновесие, напишем уравнения равновесия (только для боковых сил и моментов):

тх? 051/?/=°,

myp0SVjl + Ра — 0,

c^SVJ + G sin 7 cos 0 = 0.

Величины тх, rtiy и cz суть функции углов В, К &э; ПРИ задан­ной скорости мы имеем три уравнения с четырьмя неизвестными у, R, 8Н, К следовательно, одним из них мы можем распоря­диться по произволу; иначе говоря, можно вести самолет с разными углами крена, каждому из которых будут соответство­вать свои значения углов скольжения g и углов отклонения К и 8Э.

Представляют интерес следующие крайние случаи: во-пер­вых, самолет может итти без крена и без разворота; в этом случае суммарная боковая аэродинамическая сила равна нулю; боковая сила от отклонения руля направления уравновешивает —

22*

ся боковой силой от угла скольжения; момент от силы тяги по­гашается отклонением руля направления; момент крена от скольжения погашается элеронами. Этот случай представляет наибольший интерес, так как пилотирование весьма упрощается; однако вследствие скольжения возрастает лобовое сопротивле­ние, уменьшается и без того малый запас мощности и сокра­щается диапазон скоростей горизонтального полета и скоро­подъемность; кроме того, этот случай характеризуется большими усилиями на педалях управления, если триммер недостаточно эффективен.

Во втором случае летчик старается вести самолет без сколь­жения, благодаря чему сопротивление уменьшается. В этом слу­чае боковая сила от руля направления погашается составляющей

силы тяжести в результате крена. За­ворачивающий момент опять пога­шается отклонением руля направле­ния. Элероны бездействуют. Такой способ редко применяется в практи­ке, так как требует большого искус­ства пилотирования.

Ответы на поставленные выше во­просы получаются в результате спе­циальных полетов с выключенным двигателем. Если двигатель нельзя запустить в полете, он при испыта­ниях переводится на минимально возможные обороты. Испытания про­водятся на двух-четырех высотах. На выбранной высоте выполняются установившиеся зубцы (см. гл. VIII) на трех-четырех скоростях. Замеряются скороподъем­ность, углы отклонения рулей и усилия на штурвале и педалях.

Испытания на зубцы дают значения вертикальной скорости Vy при разных значениях индикаторной или земной индикатор­ной скорости; само собой разумеется, что все значения Vy долж­ны быть приведены к стандартным условиям (или к специальным расчетным условиям) по методам, изложенным в гл. X и XI. На фиг. 14. 2 представлены типичные результаты испытаний на зуб­цы при полете с одним выключенным двигателем. Из этой фи­гуры видно, что максимальная скороподъемность на высоте 3000 м равна Vy=l,9 м/сек при скорости Vi = 360 км/час; распо­лагаемый диапазон индикаторных скоростей — 260—505 км/час.

Имея такие кривые на нескольких высотах и построив значе­ния максимальной скороподъемности по высоте, путем экстра­поляции можем найти потолок при полете с выключенным дви­гателем, а также значение скороподъемности у земли.

На одной выбранной скорости производится также полет при разных значениях крена как в сторону работающего двигателя, так и в сторону остановленного. При этом записываются углы
крена, углы отклонения элеронов и руля направления, а также усилия на педалях и штурвале; в прямолинейном полете без кре­на проверяется также эффективность триммеров на руле на­правления и элеронах.

На фиг. 14.3 представлены кривые зависимости углов откло­нения 8Э и 8Н и усилий Рэ и РИ от углов крена. Из этой фигуры видно, как при крене в сторону работающего двигателя умень­шаются потребные отклонения рулей и усилия. На фиг. 14.4 представлены кривые зависимости усилия на педалях при от­клонении триммера руля направления (при 4=0). Из этой фи­гуры видно, что триммер достаточно эффективен и полностью снимает нагрузку на педали.

Необходимо также, чтобы летчик произвел простейшие эво­люции (разворот, вираж, посадка) с одним выключенным дви­гателем для оценки достаточности и запаса управ­ляемости самолета.

Для оценки поведения самолета при внезапной остановке части двигателей необходимо в специальном полете на доста­точно безопасной высоте на малой ско-рости (на 30—40% выше минимальной) имитировать внезапную остановку двигателя резкой уборкой газа. До уборки газа летчик ба­лансирует самолет на заданном режиме, а после уборки он не­которое время не вмешивается в управление самолетом, пока это возможно по характеру движения самолета без риска. При этом производится запись всех параметров, характеризующих движение самолета (углов, угловых скоростей, перегрузок, ско­рости и высоты полета), а также углов отклонения рулей. По
записям приборов строятся кривые изменения всех параметров по времени; на основании анализа этих кривых выводится за­ключение, насколько опасно движение самолета при внезапной остановке двигателя и как быстро летчик должен вмешаться в управление для предотвращения аварии. При этих же испыта­ниях вырабатываются наиболее эффективные способы действия рулями для выравнивания самолета.

По всем полученным результатам надо дать оценку самолета при полете с частью выключенных двигателей и оценку возмож­ности пилотирования такого самолета.