Сертификационные летные испытания самолета
В идеале сертификационные летные испытания должны проводиться на самолете, который полностью соответствует типовой конструкции, предназначенной для регулярной эксплуатации и заявленной на сертификацию. Однако на практике самолеты, поступающие на летные испытания, отличаются по отдельным компонентам (например, составу оборудования, состоянию двигателя, компоновке или составу систем) от такого самолета. Чаще всего соответствуют типовой конструкции последние (серийные) экземпляры из поступающих на летные испытания. В связи с этим сертификационные летные испытания планируются и распределяются между экземплярами самолета по тематике таким образом, чтобы максимально использовать возможности каждого экземпляра.
Сертификационные летные испытания состоят из комплекса испытаний самолета и его систем, силовой установки и пилотажнонавигационного оборудования в нормальной эксплуатационной области полета и комплекса специальных испытаний, относящихся к критическим или расчетным условиям и режимам. По действующей системе первая группа испытаний проводится опытно-конструкторским бюро (ОКБ) совместно с летно-испытательным институтом (ЛИИ), а вторая — ОКБ совместно с ЛИИ и Государственным научно-исследовательским институтом гражданской авиации (ГосНИИГА). Результаты испытаний по спецпрограммам идут в зачет государственных испытаний самолета.
Распределение тематики сертификационных летных испытаний между пятью-шестью самолетами, обычно участвующими в летных испытаниях, увязывается с состоянием типовой конструкции конкретного экземпляра. Так, например, на первом экземпляре после завершения предварительных испытаний проводятся летные испытания на больших углах атаки. Следовательно, этот самолет должен быть типовым по аэродинамическим характеристикам, системе управления, характеристикам газодинамического тракта двигателя и его компоновке в гондоле.
Сертификационные летные испытания пассажирского (транспортного) самолета начинаются с испытаний на больших углах атаки а. Это связано с тем, что параметры сваливания играют чрезвычайно важную роль в назначении эксплуатационного диапазона параметров полета, режимов работы силовой установки, самолетных систем и оборудования для всех этапов полета. Следовательно, сертификационные испытания самолета по большому комплексу требований норм летной годности (НЛГ) могут проводиться после детального исследования характеристик самолета на больших углах атаки.
Возможность проведения испытаний на больших углах атаки с точки зрения безопасности обеспечивается результатами испытаний модели самолета в аэродинамической трубе, результатами предварительных испытаний самолета и целым комплексом мер методического и экспериментального характеров. К мерам экспериментального характера в данном случае относится установка устройств (противо — штопорного парашюта и др.), обеспечивающих при необходимости принудительный вывод самолета из сваливания.
К мерам методического характера относится выработка последовательностей увеличения в испытаниях угла атаки, изменения высоты полета, числа М, центровки, режима работы двигателей и др., сопровождающаяся детальным анализом материалов полета.
Прогрессивным шагом в таких испытаниях является применение системы управления летным экспериментом, которая способствует, с одной стороны, обеспечению безопасности испытаний, с другой — повышению интенсивности и качества проведения этих испытаний.
Нормы летной годности самолета предусматривают детальные исследования на больших а характеристик устойчивости и управляемости и характеристик системы управления самолета, критерии которых сформулированы в НЛГ, а также работоспособности и газодинамической устойчивости двигателя, функционирования системы сигнализации. В соответствии с требованиями НЛГ указанные испытания производятся для всех конфигураций самолета в установленных РЛЭ диапазонах масс, центровок, высот, чисел М и режимов работы двигателей. Типовая программа предусматривает испытания в режимах торможения в прямолинейном полете и на виражах при выполнении «дач» руля высоты со всеми работающими двигателями и при одном выключенном двигателе. На основании результатов испытаний на больших углах атаки устанавливаются угол атаки сваливания ас и максимально допустимый угол атаки адоп.
Угол адоп является эксплуатационным ограничением для самолета, о приближении к которому в полете должна предупреждать сигнализация. Угол ас определяется как предельное ограничение для самолета. В эксплуатации самолет должен быть защищен от непреднамеренного выхода на ас характеристиками динамики самого самолета, системы управления и системы сигнализации. РЛЭ запрещает экипажу при эксплуатации преднамеренный вывод самолета на адоп.
Взлетно-посадочные летные характеристики. Типовая программа включает значительный объем летных сертификационных испытаний по оценке взлетно-посадочных (ВПХ) и летных (ЛХ) характеристик, устойчивости и управляемости. Эти испытания проводятся на 494
самолете, который соответствует типовой конфигурации, по крайней мере в части аэродинамики, средств управления, тяговых и расходных характеристик двигателя, средств торможения при пробеге.
Эти характеристики определяются во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации по высоте, скорости (числу М), взлетной, посадочной и полетной массам, конфигурациям самолета, режимам раг — боты двигателя и систем силовой установки. Учитываются также отказы функциональных систем, влияющие на ВПХ и ЛХ для всех конфигураций самолета. При этом, если для ВПХ условия летной годности обеспечиваются соответствующими параметрами траектории движения самолета, то для ЛХ наряду с траєкторними параметрами первостепенное значение приобретает расход топлива. В этом случае расход топлива оценивается не только как экономический показатель, но, что особенно важно, и как критерий безопасности полета. Проводимый на основании расчетов и летных испытаний поиск оптимальных режимов полета с точки зрения минимизации расхода топлива оказывает существенное влияние на качество определения потребного запаса топлива на полет.
Устойчивость и управляемость. Определение характеристик устойчивости и управляемости при сертификации самолета играет особо важную роль. Показатели устойчивости и управляемости относятся к числу основных критериев, определяющих летную годность (безопасность) самолета. Устанавливаются три уровня требований к устойчивости и управляемости, относящихся к эксплуатационной области, областям между эксплуатационными и предельными ограничениями и области предельных ограничений.
В соответствии с этим устанавливаются и диапазоны углов атаки, перегрузок, высот, скоростей (чисел М), в пределах которых определяются характеристики устойчивости и управляемости для всех конфигураций самолета в сочетании с максимальными значениями взлетной и посадочной масс и предельными значениями центровки самолета.
Нормы летной годности предусматривают определение харакге ристик управляемости при несимметричном выключении одного и двух двигателей (для самолетов с тремя и большим числом двигателей). Рассматриваются также отказы (маловероятные и крайне маловероятные) других функциональных систем, влияющих на усилия. Основными испытательными режимами являются разгоны и торможения самолета, «дачи» руля высоты, элеронов и руля направления, скольжения.
Управляемость на взлетно-посадочной полосе. Нормами летной годности устанавливаются требования к характеристикам управляемости самолета в процессе взлета, посадки и руления. Требования должны подтверждаться летными испытаниями и направлены на обеспечение возможности движения самолета в пределах установленной взлетно-посадочной полосы (ВПП) без выкатывания на боковые и концевые полосы безопасности. При этом рассматриваются отказы критического двигателя (продолженные и прерванные взлеты), а также отказы других систем, влияющие на характер движения самолета, которые происходят чаще, чем крайне маловероятные. Подтверждение соответствия самолета указанным требованиям проводится при летных испытаниях во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации, в том числе при максимальной скорости бокового ветра и состоянии ВПП, разрешенном для эксплуатации самолета. Основными испытательными режимами в данном случае являются «импульсы» руля направления и выполнение «змеек» путем последовательного отклонения руля направления в противоположные стороны.
По результатам указанных выше сертификационных летных испытаний оформляются технические отчеты. В этих отчетах должно быть отражено соответствие рассмотренных характеристик самолета нормам по каждому пункту НЛГ.
Двигатели, оборудование, отдельные агрегаты самолетных систем. Они проходят сертификацию по принципу «до установки на самолет» по результатам стендовых испытаний и испытаний на летающих лабораториях. Однако НЛГ предусматривают также проверку выполнения требований к двигателю и оборудованию в самолетной компоновке, требований к системам силовой установки и самолетным системам, которые относятся к сертификации самолета. Соответствие этим требованиям оценивается в процессе летных сертификационных испытаний самолета. Поэтому типовая программа предусматривает комплекс летных испытаний самолета, в которых определяются характеристики двигателя, оборудования и самолетных систем, непосредственно связанные с характеристиками, компоновкой и ожидаемыми условиями эксплуатации данного самолета, с действиями экипажа по управлению ими в полете. По двигателю — это испытания по определению газодинамической устойчивости в области до предельных углов атаки, характеристик запуска, защищенности от попадания посторонних предметов с ВПП. По оборудованию — это испытания по определению работоспособности и точности самолетовождения, автоматического управления, эргономических качеств средств индикации и управления.
Самолетные системы (система управления самолетом, механизацией крыла, шасси, гидравлическая система, система жизнеобеспечения и др.) не проходят сертификации до установки на самолет, так как в окончательном виде они собираются уже на реальном самолете. Летные испытания для них нередко являются основным видом испытаний. Поэтому в типовой программе достаточно подробно изложены виды и условия проведения испытаний.
Одним из общих видов летных испытаний, которым подвергаются перечисленные функциональные системы при сертификационных испытаниях самолета, является оценка летной годности самолета при их отказных состояниях.
Отказобезопасность. Установление летной годности при отказах функциональных систем — одна из важнейших задач сертификационных летных испытаний самолета. Целью этих испытаний является определение последствий отказов, т. е. видов особых ситуаций.
Из всех расчетных случаев, на основании которых проводится исследование летной годности при отказах, рассматриваются отказы функциональных систем, этапы полета и особые условия эксплуатации (ОУЭ), относящиеся к программе летных испытаний. Остальные расчетные случаи анализируются на основе экспертных оценок (наиболее простые случаи) и исследуются на стендах. Желательно, чтобы расчетные случаи, предназначенные для летных испытаний,* предварительно были бы оценены на стендах. В программу летных испытаний включаются расчетные случаи, которые предварительно (экспертно) оцениваются как усложнение условий полета (УУП), сложные (СС) и аварийные (АС) ситуации. Это те случаи, по которым должны быть выработаны методы пилотирования в эксплуатации и дана летная оценка.
Уместно обратить внимание на то, что расчетные случаи, связанные с аварийной ситуацией, в летных испытаниях проверяются при ограничениях условий, которые обеспечивают безопасность полета (без возникновения реальной АС). Вполне естественно, что при исследовании в полете любых отказов (в том числе и приводящих к УУП и СС) должна обеспечиваться безопасность полета.
Наряду с этим следует иметь в виду, что важным элементом методики летных испытаний по оценке последствий отказов функциональных систем является идентификация условий возникновения и распознавания отказа в летных испытаниях и при эксплуатации самолета. Реализация этой задачи обеспечивается в процессе испытаний на основе следующих методических принципов:
1) имитация отказов производится непосредственно изменением характеристик функциональных систем;
2) имитируется внезапность возникновения отказа;
3) вводятся специальные задержки (запаздывания) в действиях экипажа.
Имитация отказов функциональных систем в полете может производиться различными способами, а именно с помощью:
• пульта введения отказов, позволяющего осуществлять воздействие непосредственно на функционирование исполнительных элементов систем подачей специальных управляющих сигналов;
• штатных органов управления функциональными системами;
• доработки конструкций систем перед испытательным полетом.
Конкретный способ выбирается исходя из противоречивых требований: с одной стороны, необходима достаточно полная имитация характеристик реального отказа, с другой — требуется обеспечить безопасность испытательного режима и минимизировать объем работ по подготовке воздушного судна к эксперименту. Для получения достоверных оценок предпочтительным является использование пульта отказов, позволяющего обеспечить внезапность отказов, своевременное снятие имитируемого отказа при выходе самолета на опасные режимы или при появлении других (случайных) отказов, сокращение продолжительности испытаний за счет последовательной имитации различных отказов в одном полете.
Обеспечение внезапности возникновения отказа достигается специальным построением эксперимента, при котором:
• в одно полетное задание включается набор различных отказов без информирования летчика о последовательности и режимах, при которых они будут вводиться;
• обнаружение и распознавание отказа производится летчиком (или другими членами экипажа) только по поведению самолета, перемещению рычагов управления, срабатыванию штатных средств сигнализации, показаниям приборов; при этом для обеспечения безопасности испытаний один из пилотов (не пилотирующий самолет) должен быть полностью информирован о моменте и условиях введения отказа.
Очевидно, что почти полная внезапность может быть достигнута введением отказа при выполнении экипажем задания, не имеющего отношения к данному отказу. Однако такой подход практически не применим для летных сертификационных испытаний и пригоден только для испытаний на пилотажном стенде и проведении специальных исследований.
Внезапность возникновения отказа на практике обуславливает определенную задержку между срабатыванием сигнализации об отказе (или заметным изменением параметров движения при работающей системе) и началом действий экипажа по парированию отказа.
В методах оценки соответствия НЛГ на основе опыта эксплуатации установлены временные задержки (запаздывания), которые следует использовать при проведении в полете исследований последствий отказов.
Климатические испытания. Изменения атмосферных условий оказывают непосредственное влияние на характеристики полета самолета (ВПХ и ЛХ), работоспособность и характеристики его функциональных систем. В связи с этим в ОУЭ устанавливаются граничные значения параметров атмосферных условий, в пределах которых должна быть обеспечена летная годность самолета: граничные значения температуры наружного воздуха на высоте аэродрома и на крейсерской высоте, высоты аэродрома, скорости ветра, в том числе его боковой составляющей на высоте аэродрома, турбулентности, обледенения, грозовой обстановки и др. Однако на практике в климатические испытания включаются лишь испытания при граничных (расчетных) значениях температуры воздуха и высоты аэродрома. Остальные параметры атмосферных условий рассматриваются в специальных программах по обледенению, отказобезопасности и др.
Климатические испытания имеют комплексный характер, так как включают определение ВПХ и ЛХ, работоспособности и характеристик двигателя, систем управления и систем силовой установки, систем жизнеобеспечения и отказобезопасности. Климатические испытания достаточно сложны не только методически, но и организационно. Организационные трудности связаны с тем, что эти испытания проводятся чаще всего в экспедиции, т. е. вне основного аэродрома базирования — в условиях крайне высокой и низкой температур и высокогорья. Это приводит к дополнительным материальным затратам и увеличению продолжительности испытаний. Методические трудности в значительной мере связаны с особенностями регулирования двигателя при расчетных значениях температуры наружного воздуха и высоты аэродрома и их влиянием на методы определения ВПХ и ЛХ, характеристик двигателя, системы кондиционирования и др. Дополнительные сложности возникают при внешнетраекгорных измерениях. Появляется проблема зачетности результатов летных испытаний при условиях, когда, например, максимальное (минимальное) значение фактической температуры воздуха и максимальное значение высоты аэродрома неполностью совпадают с расчетными значениями.
Достоверность применяемых методов пересчета зависит от величин АТ = 7^асЧ, — 7ф, АН = Драсч. — Дф> гДе ^расч.> ^расч.’ ^ф» ^ф расчетные и фактические значения температуры воздуха и высоты аэродрома.
Методы определения соответствия НЛГ допускают поправки: АТ < 5 °С и АН < 200 м. Действующие методы испытаний и приведения ВПХ и ЛХ к заданным условиям, основанные на теории подобия, и расчетно-экспериментальные методы позволяют вводить поправки на АТ > 5°С и АН > 200 м. Однако отсутствуют экспериментальные данные о допустимых (по точности определения ВПХ и ЛХ) АТ и АН. Следует иметь в виду, что введение поправок существенно усложняется также из-за влияния увеличения (в жарких и холодных условиях) отбора воздуха от двигателя системой кондиционирования.
Обледенение. Летные испытания в условиях обледенения также представляют комплексную задачу. Как известно, обледенение оказывает опасное влияние на аэродинамические характеристики самолета, работоспособность двигателя и других систем. Опыт эксплуатации показывает, что в условиях обледенения имеют место тяжелые летные происшествия. В связи с этим на самолетах устанавливается противообледенительная система (ПОС). Нормы летной годности предъявляют серьезные требования к надежности таких систем и обеспечению безопасности полета самолета в условиях обледенения, в том числе при отказах ПОС. Они определяют сочетания влажности воздуха и температуры (связанных с интенсивностью обледенения), при которых должен быть испытан самолет в полете. Ведь ограничить ОУЭ самолета отсутствием обледенения не представляется возможным ввиду случайности характера его проявления.
Нормы летной годности и типовая программа предусматривают испытания в сухом воздухе, при проведении которых оцениваются параметры ПОС. В таких же условиях проверяется динамика полета самолета при установленных (на носках крыла, стабилизатора, киля) имитаторах льда. Форма и место размещения имитатора определяются на основе испытаний модели самолета в аэродинамической трубе, а двигателя — на специализированном стенде. Результаты этих испытаний используются для предварительной оценки влияния обледенения на характеристики самолета (устойчивость и управляемость вплоть до критических углов атаки, ВПХ и др.) и главным образом для подготовки к летным испытаниям в натурных условиях. Летные испытания в натурных условиях при различных уровнях интенсивности обледенения, в том числе при интенсивном обледенении, являются исключительно ответственными и небезопасными. Поэтому важную роль играют предварительные испытания, надежные метеорологические данные накануне полета и сама методика проведения испытаний, учитывающая желательность последовательного приближения к условиям интенсивного обледенения и критическим режимам полета.
Категории посадочного минимума. Посадочный минимум самолета является одним из важных элементов в составе ожидаемых условий эксплуатации, оказывающий большое влияние на эффективность (регулярность) эксплуатации. Современные низкие посадочные минимумы (I—III категорий Международной организации гражданской авиации — ИКАО) обеспечиваются на основе сочетания характеристик системы захода на посадку (включающей не только бортовые средства, но и наземные радиотехнические и светотехнические системы) и маневренных свойств самолета. Требования к сертификации автоматических систем посадки изложены в документах ИКАО. При отработке и установлении посадочного минимума важную роль играет решение задачи по обеспечению требуемого ИКАО уровня безопасности посадки.
При сертификации самолета наряду с оценкой соответствия требованиям НЛГ пилотажно-навигационного и радиотехнического оборудования, характеристик посадки и ухода самолета на второй круг дается комплексная оценка посадки самолета в автоматическом и директорном режимах управления (до высоты принятия решения об уходе на второй круг, соответствующей категории посадки).
Первый этап летных испытаний проводится с применением системы, имитирующей устанавливаемый минимум посадки; второй — в условиях реального посадочного минимума. Летные испытания проводятся на аэродроме, оборудованном радиотехнической и светотехнической системами, сертифицированными для соответствующей категории посадки.