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.