Методологические основы летных испытаний самолета
Современный скоростной самолет — это сложная динамическая система, поэтому окончательная проверка его отработанности возможна только в полете. Основной задачей, решаемой при проведении летных испытаний, является определение характеристик: летно-технических; устойчивости и управляемости; аэродинамических; маневренности; силовой установки; бортовых систем; прочностных; метрологических; внешних условий.
От качества и полноты информации, получаемой при летных испытаниях самолета, от четкости и скорости анализа поступающих при этом данных во многом зависит своевременное выявление и устранение всех его недостатков, способных в дальнейшем снизить безопасность полетов либо существенно ограничить его летно-эксплуатационные возможности. Поэтому вопросы методологии летных испытаний современного скоростного самолета приобретают первостепенное значение.
Одной из важных задач методологии становится научный поиск таких условий (процедуры) проведения летного эксперимента, которые позволили бы существенно сократить потребный объем испытательных полетов, не снижая при этом доказательной ценности экспериментальных материалов. Недостаточная ясность в отношении того, как задавать такие условия, неизбежно приводит к увеличению фактического числа испытательных полетов, а в отдельных случаях и к более серьезным просчетам в работе.
Факторы, учитываемые при летных испытаниях самолетов. К числу главных факторов, которые необходимо учитывать при летных испытаниях современных скоростных самолетов, относятся следующие:
1. Особенности летной эксплуатации самолета:
• большие диапазоны «рабочих» скоростей самолетов, высот, чисел М и скоростных напоров;
• существенное влияние сжимаемости воздуха на все аэродинамические характеристики самолета при полетах с около — и сверхзвуковой скоростью;
• существенное влияние упругих деформаций конструкции на аэродинамические характеристики самолета при больших скоростных напорах;
• слабое демпфирование возмущенного движения самолета при полетах на больших высотах;
• преобладание неустановившихся видов движений самолета над установившимися;
• появление новых эксплуатационных режимов полета, требующих высокой точности пилотирования при движении с большой скоростью на очень малых высотах (с отслеживанием рельефа местности);
• появление таких эксплуатационных режимов, при которых периоды свободных продольных и боковых колебаний самолета уменьшаются менее чем до 1 с;
• преимущественное использование самолета в составе того или иного авиационного комплекса.
2. Особенности летательного аппарата:
• большое многообразие внешних форм и аэродинамических схем скоростных самолетов;
• новые аэродинамические и весовые компоновки самолетов;
• заметное изменение в течение полета массы и инерционных характеристик самолетов;
• способность маневренного самолета развивать значительные ускорения положительного и отрицательного знака в связи с его высокой тяговооруженностью и наличием мощных тормозных устройств;
• новая силовая установка реактивного типа;
• бустерная высокоавтоматизированная система управления.
3. Особенности внешней среды {земной атмосферы):
• нестационарность;
• сжимаемость и инерционность воздуха;
• изменение с высотой всех физических параметров воздуха;
• большая разреженность на высотах более 20—30 км.
Учитывая указанные особенности летной эксплуатации и конструктивного исполнения современных скоростных самолетов, а также особенности земной атмосферы, можно сделать три важных методологических вывода:
1. Определяемые в полете характеристики самолетов необходимо приводить к расчетным (стандартным) условиям полета и состояния атмосферы.
2. При летных испытаниях скоростных самолетов необходимо определять зависимости их характеристик устойчивости и управляемости от числа Мполета (оценка влияния сжимаемости воздуха), скоростного напора или индикаторной скорости (оценка влияния упругих деформаций конструкции) и высоты полета (оценка влияния изменения плотности воздуха) для всех возможных в эксплуатации вариантов загрузки и конфигураций такого самолета и сопоставлять результаты эксперимента с «эталонной» по характеристикам устойчивости и управляемости моделью самолета.
3. Условия проведения летного эксперимента (с учетом всех возможных особенностей динамики и управляемости скоростного самолета), так же как и виды контрольных маневров и подлежащие определению характеристики необходимо регламентировать, чтобы обеспечить всестороннюю оценку нового летательного аппарата при ограниченном числе испытательных полетов.
Таким образом, для качественного и быстрого проведения летных испытаний скоростных самолетов требуется регламентировать условия и методы летного эксперимента, обеспечить максимальную добротность и информативность каждого опыта, а также иметь хорошее представление как о наиболее вероятных изменениях динамических свойств и управляемости такого самолета в различных условиях полета, так и о допустимых пределах изменения указанных свойств в случаях передачи ЛА в массовую эксплуатацию. Успех летно-испытательной работы еще во многом зависит от интуиции испытателя, наличия у него достаточного практического опыта и прочных знаний основ методологии.
Классификация областей возможных значений исследуемых пара — метров движения самолета и областей режимов полета. Значения любого параметра движения самолета, в общем случае меняющиеся во времени (в широких пределах), можно представить множеством точек в л-мерном евклидовом пространстве 91 и само пространство разделить при этом на ряд характерных зон (рис. 8.1), определяющих [70]:
• 91э — эксплуатационные значения этих параметров, когда
|£/ (0| -|£/ доп ;
• 9tr — граничные значения параметров, когда
|$і ДОп| < I£/ (01 — 1^/ пред ;
• 9^ — такие значения параметров, которые соответствуют опасным формам движения ЛА при |(/)| > |£/ пред •
Индексом «пред» обозначены предельно допустимые по условиям безопасности значения параметров движения ЛА, а индексом
«доп» — предельно допустимые значения этих параметров при массовой эксплуатации.
На рис. 8.1 внешние граничные поверхности Lfe пред) определяют потенциальные (предельные) возможности самолета как ЛА по каждому из основных параметров его движения £,• (/), а внутренние L(t, j доп) — реализуемые при массовой эксплуатации возможности этого самолета.
Внутренняя часть пространства 9{э, замкнутого граничными поверхностями L доп), включает в себя все возможные в нормальных эксплуатационных условиях полета значения параметров движения |$/ (01 £ / доп |, соответствующие как основной области режимов полета (I), так и эксплуатационной (И). В соответствии с установленной классификацией областей режимов полета первая определяется значениями скорости, высоты полета, перегрузки и углов атаки, необходимыми для выполнения основных задач целевого назначения самолета, а вторая — допустимыми в массовой эксплуатации ЛА значениями этих параметров.
Пространство, заключенное между внутренними и внешними граничными поверхностями, содержит только такие значения параметров движения летательного аппарата (/), которые соответствуют предельной области режимов полета (III). Последняя определяется обычно такими значениями скорости ЛА, высоты полета, перегрузки и угла атаки, выход за которые недопустим по условиям безопасности полета.
Вне замкнутого пространства, за внешними граничными поверхностями пред) находится опасная область различных критических с точки зрения динамики и управляемости ЛА состояний (форм) движения самолетов.
Общие принципы формирования требований к характеристикам устойчивости и управляемости современных самолетов. При формировании требований к характеристикам устойчивости и управляемости современных самолетов необходимо учитывать как основное эксплуатационное назначение и массу ЛА, так и специфику решаемых в полете задач. Нормы летной годности (НЛГ) гражданских самолетов, авиационные правила (АП) самолетов и другие аналогичные отечественные и зарубежные документы устанавливают такой уровень характеристик устойчивости и управляемости самолетов, который обеспечивает успешное решение соответствующих целевых задач на каждом из этапов полета — от взлета до посадки включительно.
Все современные самолеты в зависимости от эксплуатационного назначения и величины их массы подразделяются на три класса:
• маневренные (I класс);
• ограниченно маневренные (II класс);
• неманевренные (III класс), в том числе со взлетной массой менее 100 т (Ша) и со взлетной массой более 100 т (Шб).
В зависимости от целевых задач самолета и характера выполняемого задания все этапы полета подразделяют на категории А, Б и В. Этапы полета, на которых требуются точное управление траекторией, точное слежение и быстрое маневрирование, относят к категории А. Взлетно-посадочные этапы полета, на которых не требуется быстрое маневрирование, но необходима высокая точность управления траекторией полета, относят к категории Б. Наконец, те этапы полета, на которых не требуются точное слежение и быстрое маневрирование, но может потребоваться точное управление траекторией полета, относят к категории В.
Для оценки качества выполнения требований к устойчивости и управляемости самолетов все нормируемые характеристики подразделяют на три уровня.
Уровень 1 соответствует такому случаю, когда характеристики устойчивости и управляемости самолета хорошо согласуются с требованиями рассматриваемого этапа полета.
Уровень 2 отвечает случаю, когда характеристики устойчивости и управляемости самолета обеспечивают выполнение задач этапа полета при некотором снижении эффективности их реализации и увеличении нагрузки на летчика.
Уровень 3 относится к случаю, когда характеристики устойчивости и управляемости не обеспечивают эффективного выполнения задачи или обеспечивают управление самолетом с чрезмерной нагрузкой на летчика.
Предполагается, что ухудшение любой нормируемой характеристики устойчивости и управляемости ниже 3-го уровня недопустимо в расчетных условиях полета (включая и предельную область режимов полета) как при нормальном состоянии самолета, так и при отказах в системе управления.
В задачу летных испытаний современного авиационного комплекса (АК), наряду с установлением уровня технического совершенства и формального соответствия его характеристик техническому заданию (ТЗ), входят выявление и интегральная оценка возможностей и эффективности комплекса.
Достаточно полно летно-эксплуатационные возможности современного АК могут быть охарактеризованы лишь совокупностью большого числа показателей, учитывающих его назначение и условия применения. Она обычно включает как временные показатели, определяющие продолжительность безотказной работы АК, потребное время для восстановления нормальной его работы после тех или иных отказов и затраты времени на выполнение всех основных операций в ходе решения свойственных ему задач, так и систему количественных показателей, характеризующих зоны действия АК в различных эксплуатационных условиях, его тактические возможности, а также степень автономности самолета (работы без регулярного получения информации от наземного пункта управления), его помехозащищенности и независимости от погодных условий и времени суток.
Общие принципы оценки динамических свойств и управляемости современного самолета при летных испытаниях. Обобщение опыта летных испытаний нескольких поколений отечественных около — и сверхзвуковых самолетов различных конструктивных схем и назначений открыло путь для целенаправленного совершенствования всего процесса оценки динамики и управляемости новых скоростных самолетов в интересах дальнейшего повышения эффективности и качества их испытаний, доводки и сертификации (рис. 8.2). Важным методологическим результатом проведенного анализа и обобщения является теоретическое обоснование возможности:
1) формирования единого подхода к оценке устойчивости и управляемости новых скоростных самолетов при их испытаниях и сертификации, определяющего основные задачи и направление летно-испытательной работы, а также условия допуска самолетов к массовой эксплуатации;
а) если обеспечена безопасность эксперимента —> летные исследования самолета в области Л[2]; б) если безопасность эксперимента не обеспечена —> только дополнительное ограничение £доп |
<1ТОГ 1 Летных испытаний: ,
1) установление:
• эксплуатационных ограничений (£/догт);
• соответствия НЛГ;
• достаточности защиты от непреднамеренного превышения £/доп и £|Пред;
• безопасности полета в области Я;
2) уточнение режимов летной эксплуатации (РЛЭ)
Сертификационных полетов:
контрольная проверка соответствия НЛГ и достаточности защиты в крайних эксплуатационных условиях полета
2) унификации условий и методов проведения летного эксперимента для всех основных групп самолетов;
3) более четкого и обоснованного задания потребного объема доказательной информации при летных испытаниях каждого нового самолета.
Единый подход к оценке устойчивости и управляемости современных самолетов предусматривает строгое соблюдение следующей процедуры испытаний:
• установления условий проведения летного эксперимента с учетом как конструктивных особенностей и целевого назначения испытываемого ЛА, так и необходимости раздельной оценки влияния на его динамику и управляемость сжимаемости воздуха, упругих деформаций конструкции (аэроупругости и уменьшения плотности воздуха на больших высотах);
• всестороннего и преимущественного анализа переходных процессов (а не только записей квазиустановившихся и установившихся режимов полета);
• первоочередного выявления и изучения особенностей динамики и управляемости испытываемого самолета и связанной с ними специфики пилотирования ЛА;
• первоочередного выявления, изучения природы и устранения дефектов динамики и управляемости такого самолета;
• тщательного анализа поведения ЛА и условий его пилотирования на режимах, близких к крайним эксплуатационным;
• определения паспортных количественных характеристик устойчивости и управляемости только для характерных и крайних эксплуатационных режимов полета при обязательной оценке самолета в таких эксплуатационных условиях, при которых наиболее вероятны особенности и критические явления в его динамике и управляемости;
• проверки поведения испытываемого самолета за пределами намечаемых эксплуатационных ограничений;
• изучения подлежащих летной проверке критических режимов такого самолета до начала его массовой эксплуатации;
• установления эксплуатационных ограничений только по фактическим результатам летных испытаний самолета и с учетом возможных для серии отклонений по его основным характеристикам;
• проведения контрольных (сертификационных) полетов только после завершения на самолете доводочных работ и программы испытаний на устойчивость и управляемость.
Выработанная на такой основе общая стратегия летных испытаний обеспечивает более экономную и качественную оценку нового самолета. Она устанавливает, что и как следует определять при испытаниях и сертификации нового самолета, на чем следует при этом сосредоточивать основное внимание, чего добиваться, чем руководствоваться при введении эксплуатационных ограничений и в каких случаях необходимо изучать также и критические режимы этого самолета. Общая стратегия предусматривает:
1. Выделение из всего множества точек §/ (/) основной (I), эксплуатационной (II) и предельной (III) областей режимов полета, потенциально наиболее неблагоприятных по характеристикам устойчивое™ и управляемости испытываемого ЛА, и особое внимание к ним (обычно это крайние условия полета по углу атаки, числу М, скоростному напору и угловой скорости крена, области околонуле — вых углов атаки, трансзвуковых скоростей и взлетно-посадочные режимы).
2. Установление определенной последовательности проведения испытательных полетов при оценке динамики и управляемости нового скоростного самолета и минимального потребного объема доказательной информации для передачи ЛА в массовую эксплуатацию.
Это строгая очередность проведения летного эксперимента в основной, а затем в эксплуатационной и предельной областях режимов полета (с постепенным расширением допустимых для каждой области пределов изменения основных параметров движения ЛА, определяющих граничные условия его эксплуатации, с оценкой для каждой области режимов полета нормируемых характеристик устойчивости и управляемости и выполнением всех свойственных новому самолету операций) и такой объем получаемой в полете информации, который надежно подтверждал бы:
а) отсутствие в динамике и управляемости нового самолета критических явлений при всех расчетных условиях его эксплуатации и нормальном функционировании бортовых систем и двигателя, а также сохранение требуемого уровня характеристик устойчивости и управляемости в особых случаях полета;
б) соответствие нормируемых характеристик устойчивости и управляемости этого самолета принятому эталону;
в) достаточность принятых ограничений для безопасной эксплуатации нового самолета.
3. Установление таких эксплуатационных ограничений, которые обеспечивали бы в дальнейшем требуемый уровень безопасности полетов (в любых эксплуатационных для данного ЛА условиях его применения и при возможных ошибках пилотирования или отказах отдельных бортовых систем и установок) без чрезмерного ограничения летно-технических возможностей нового ЛА.
4. Установление критерия, по которому должен решаться вопрос о необходимости проведения дополнительных испытательных полетов в критической для ЛА области изменения параметров его движения.
Главным содержанием испытательных полетов, таким образом, является:
• изучение всех особенностей динамики и управляемости нового самолета и оценка степени их влияния на пилотирование;
• поиск критических явлений в динамике и управляемости нового самолета, оценка их влияния на безопасность полетов и пилотирование, полное их устранение в нормальных условиях полета и максимальное смягчение в особых случаях;
• установление соответствия действующим нормам (эталону) основных количественных характеристик устойчивости и управляемости самолета во всех подлежащих контролю точках пространств SR3 и SRr;
• установление предельно допустимых значений параметров самолета при его массовой эксплуатации;
• подтверждение достаточности защиты самолета от непреднамеренного превышения устанавливаемых для него эксплуатационных ограничений при возможных ошибках пилотирования или отказах отдельных бортовых систем, а также двигателя;
• уточнение инструкции летчику по пилотированию ЛА;
• уточнение внешних границ предельной области режимов полета. Оценка условий и безопасности непродолжительного пребывания ЛА в этой области.
Указанные выше задачи должны быть отражены в программе заводских испытаний каждого опытного самолета. Конечной целью сертификационных полетов является контрольная проверка соответствия характеристик самолета действующим нормам и техническому проекту, а также достаточности его защиты в крайних эксплуатационных условиях полета.
Общие принципы установления допустимых границ летной эксплуатации самолета. Главная задача таких испытаний — окончательная корректировка эксплуатационных ограничений и оценка надежности защиты ЛА от непреднамеренного опасного их превышения при ручном пилотировании и в случаях отказов отдельных функциональных систем. Обычно такую защиту самолету обеспечивают хорошая устойчивость и управляемость, различные виды сигнализации или даже специальные устройства, активно препятствующие развитию критической ситуации, а также соответствующее ограничение величины предельно допустимых при массовой эксплуатации параметров движения самолета и резервирование жизненно важных элементов бортовых систем.
Летный эксперимент предусматривает оценку:
• устойчивости и управляемости испытываемого самолета в крайних эксплуатационных условиях его применения, включая предельную область режимов полета;
• устойчивости и управляемости этого самолета в крайних эксплуатационных условиях при раздельных имитациях возможных отказов бортовых систем и двигателя;
• величины «гарантийных» запасов щ^д — доп до значе
ний пред, соответствующих предельным по безопасности условиям полета;
• достаточности внешних признаков и сигнализации для уверенного предотвращения непреднамеренного превышения устанавливаемых эксплуатационных ограничений, а также необходимости дополнительного использования на самолете активных средств защиты (автоматов безопасности);
• границы устойчивой работы силовой установки.
В области SRr граничных значений параметров движения самолета (см. рис. 8.1) особого внимания заслуживают «точки», позволяющие установить такие пределы превышения намечаемых эксплуатационных ограничений, которые не приводят к немедленному возникновению опасной ситуации. По ним уточняются границы предельной области режимов полета, а также величины гарантийного запаса по каждому из параметров, определяющих граничные для массовой эксплуатации условия применения данного ЛА.
При подготовке к подобным испытаниям эксплуатационные ограничения первоначально задаются по результатам исследований модели самолета в аэродинамических трубах и в свободном полете и выполненных далее расчетов и моделирований на пилотажном стенде. Однако окончательная их корректировка производится только по материалам летных испытаний после тщательного изучения особенностей динамики и управляемости испытываемого самолета как в эксплуатационной, так и в граничной областях значений параметров его движения.
При анализе материалов летных испытаний и установлении эксплуатационных ограничений для нового скоростного самолета необходимо особенно строго руководствоваться следующими положениями:
1. Во всем эксплуатационном диапазоне изменения параметров движения самолета при нормально работающих бортовых системах и силовой установке характеристики устойчивости и управляемости самолета должны быть не ниже второго уровня, а в случаях вероятных отказов систем или двигателя — не ниже третьего уровня.
2. Для всех расчетных условий применения самолета, в том числе и наиболее тяжелых крайних, должны быть обеспечены соответствующие гарантийные запасы Д£/ = ^ щ^д — доп по каждому из параметров, определяющих внешнюю границу предельной области режимов полета.
3. Выход самолета за внешнюю границу предельной области режимов полета не должен приводить к немедленному развитию того или иного критического режима или к возникновению другой опасной ситуации.
4. Должны существовать хорошо заметные летчику естественные или искусственно созданные признаки приближения ЛА к внешней границе эксплуатационной области режимов полета, перехода ее, приближения к внешней границе предельной области режимов полета и выхода на нее, а также хорошо заметные признаки перехода ее и начала критического режима.
5. При любых эксплуатационных условиях полета все нормируемые характеристики устойчивости и управляемости испытываемого ЛА должны удовлетворять требуемому стандарту.
# 6. Необходимый для установления эксплуатационных ограничений экспериментальный материал должен быть получен при допустимых в эксплуатации наиболее неблагоприятных сочетаниях массы, центровки и моментов инерции самолета для всех штатных вариантов его конфигурации и во всем диапазоне допустимых высот, чисел М и скоростей полета.
Общие принципы приведения летных характеристик самолетов к стандартным атмосферным и расчетным условиям полета. На летные характеристики современных самолетов существенное влияние оказывают фактическое состояние в момент выполнения испытательных полетов как самого летательного аппарата (отклонения от принятых в качестве номинальных его формы, массы, моментов инерции, положения центра масс и параметров силовой установки), так и внешней среды (отклонения от принятых в качестве стандартных параметров атмосферы).
При летных испытаниях самолетов влияние первой группы факторов в принципе может быть исключено, если в ходе эксперимента строго следить за адекватностью фактического и номинального состояний ЛА. Однако на практике это не всегда удается выполнить. Влияние второй группы факторов, связанных с нестационарностью параметров атмосферы, практически никогда не может быть исклга — чено полностью и должно соответствующим образом учитываться при обработке материалов летного эксперимента.
Расчетные операции, связанные с учетом влияния указанных выше факторов на исследуемую летную характеристику самолета, обычно называют приведением этой характеристики к стандартным атмосферным и заданным эксплуатационным (расчетным) условиям полета.
Для приведения летных характеристик к стандартным расчетным условиям необходимо знать, как влияют на аэродинамическое сопротивление самолета, тягу двигателя и расход топлива изменения атмосферных и эксплуатационных условий полета.
Методы приведения летных характеристик самолета к стандартным атмосферным и заданным эксплуатационным (расчетным) условиям обычно базируются на общих положениях теории подобия рассматриваемых форм его управляемого движения (режимов полета).
Как известно, теория подобия опирается на учение о размерностях физических величин и служит основой физического моделирования, а также базой для правильной постановки и обработки экспериментального материала. Она устанавливает соответствующие критерии подобия, которые представляют собой безразмерные комбинации из размерных физических параметров, определяющих рассматриваемые системы (явления, процессы). Равенство однотипных критериев для таких двух систем (явлений, процессов) — необходимое и достаточное условие их физического подобия. Последнее означает, что в одинаковые моменты времени в одинаковых точках пространства значения параметров, характеризующих состояние одной системы (явления, процесса), будут пропорциональны значениям соответствующих параметров другой системы.
В тех случаях, когда в рассматриваемых системах (явлениях, процессах) осуществляется равенство не всех, а лишь некоторых независимых критериев подобия, говорят о неполном, или частичном, подобии только по этим критериям (например, по числу М, числу Re и т. п.). Такой случай наиболее часто встречается на практике. Например, при динамическом подобии реализуется подобие систем действующих сил или силовых полей различной физической природы (сил давления, вязкости, тяжести и т. п.). Подобие двух потоков газа или жидкости требует наличия геометрического, кинематического и динамического подобий. Подобие тепловых процессов предполагает подобие соответствующих полей температур и тепловых потоков И Т. Д.
В общем случае подобие движений двух геометрически подобных друг другу ЛА с геометрически подобными двигателями и с подобным распределением масс обеспечивается при выполнении в одинаковые моменты времени следующих условий:
• взаимного равенства их углов тангажа, крена и рыскания;
• сохранения неизменными в течение рассматриваемого отрезка времени отношений скоростей и других параметров движения обоих ЛА.
Однако при приведении летных характеристик современного самолета к стандартным значениям во многих случаях возможно ограничиться лишь условиями частичного подобия режимов полета, поскольку обычно при этом рассматривается установившееся движение одного и того же самолета (с неизменными геометрическими размерами) в воздушной среде, для которой считаются константами коэффициент адиабаты % и газовая постоянная R. Такие режимы полета считаются подобными в любой рассматриваемый момент времени, если в обоих движениях самолета соответственно одинаковы углы атаки и скольжения, числа М полета, углы отклонения органов управления и приведенные частоты вращения ротора газотурбинного двигателя. При таких условиях постоянство указанных параметров обеспечивает подобие обтекания самолета (и следовательно, подобие по действующим на него силам) и подобие режимов работы двигателя.
Соответствующие критерии подобия позволяют в таком случае четко задавать требуемую процедуру проведения летного эксперимента и обработки полетных записей, поскольку они устанавливают функциональную связь между величиной летной характеристики самолета и условиями, при которых она определяется в ходе испытаний.
Вследствие большого разнообразия типов ЛА и двигателей на практике применяют различные методы приведения летных характеристик к стандартным условиям. Однако все методы приведения, как правило, базируются на результатах летного эксперимента и в основе их лежат только достаточно хорошо подтвержденные практикой общие теоретические или экспериментальные зависимости.
При выборе метода приведения обычно руководствуются следующими соображениями:
• все необходимые для приведения вспомогательные данные должны определяться непосредственно в ходе летных испытаний самолета;
• сам летный эксперимент, связанный с получением этих данных, должен быть простым и нетрудоемким;
• используемые для приведения летных характеристик алгоритмы также должны быть достаточно простыми и достаточно общими;
• при выборе стандартной высоты и метода приведения главным определяющим фактором является максимальное уменьшение вводимых в расчет численных поправок.