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.