ОСТАЛЬНЫЕ ВИДЫ ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА В ПОЛЕТЕ. 1. Маневренность

Под маневренностью самолета у нас принято понимать способность самолета производить те или другие фигуры. Основными фигурами являются вираж и восьмерка, далее — петля, переворот, бочка, иммельман.

Сущность испытаний заключается в следующем. На различных высо­тах, обычно 1000 м, 3000 м и 5000 м, летчик проделывает заданные для данного испытательного полета фигуры. Хронометристом с земли и экипажем самолета записывается время, в которое производится каждая фигура. Это время и служит характеристикой маневренности и упра­вляемости самолета. Время производства фигуры считается от момента изменения горизонтального полета в начале фигуры до момента выхода # самолета на горизонтальный полет после окончания фигуры. Данные испытания записываются в табл. 20.

Таблица 20

Наименование фигуры	#= 1000 м	/7 = 3000 м
V км/час	п об/мин	t сек	V км/час	п об/мин	і сек
Вираж 360° правый…………………. , 360° левый………………………….. , серийный 3-кратный… * „ „ . правый. . „ „ . левый. . Восьмерка……………………………….. Петля…………………………………………. Переворот………………………………… Иммельман…………… •………………..

Как видим, испытание это производится самым примитивным спосо­бом. Однако отказаться от производства испытания на маневренность, хотя бы таким способом, мы не можем, так как маневренность слишком значительный фактор в определении боевой пригодности самолетов,

но

особенно самолетов истребителей и разведчиков. Важно знать маневрен­ность и тяжелых самолетов, так как производством допускаемых ими простейших фигурных полетов — виражей и восьмерок — определяется способность этих самолетов выходить на боевой курс при бомбометании.

Главными недочетами изложенного метода определения маневренности являются:

1) сильное влияние индивидуальных качеств испытывающего самолет летчи. ка и

2) неточность производства отсчетов.

Производство таких фигур, как петля и перевороты, зависит исклю­чительно от уменья летчика использовать лучшие качества самолета. Даже более простые фигуры — виражи и восьмерки — не в меньшей сте­пени зависят от уменья летчика. Теоретический анализ показывает, что, например, такая небольшая ошибка, как снижение или подъем траектории полета на 1—2° во время производства виража или восьмерки, оказывает уже довольно ощутительное влияние на время производства этих фигур. Практически же летчику довольно трудно усмотреть за такими малыми изменениями наклона траектории полета.

Основная задача летчика при испытании на виражи заключается в том, чтобы показать наименьшее время проделывания замкнутого (360°) виража со входом и выходом из него, причем в строго горизонтальной плоскости. Для того чтобы определить 360°, обычно вход в вираж де­лается с такого направления полета, которое легко ориентировать по земным предметам. В этом же направлении, определяемом на-глаз, лет­чик стремится выйти из виража. Понятно, что сделать выход совершенно точно в том же направлении — вещь довольно трудная. Нелегко опре­делить и хронометристу с земли, насколько сделанный летчиком вираж меньше или больше 360°.

Поскольку, таким образом, отсчеты хронометриста при испытании самолета на маневренность включают в себя ряд ошибок и неточностей, нельзя ограничиться производством каждой фигуры только один-два раза, а надо проделать их такое число раз, которое дает возможность взять достаточно точно среднюю арифметическую из всех произведен­ных отсчетов. Кроме того, испытание на маневренность надо давать нескольким летчикам. В результате такого испытания мы получаем до­вольно близкие к действительности данные.

Производство испытаний на маневренность усложняется еще тем обстоятельством, что мы не имеем теоретических расчетов маневренности. Результаты испытаний на скорость, скороподъемность и потолок мы можем сравнить с данными аэродинамического расчета самолета и, таким образом, дать им некоторую критическую оценку. Здесь же этих дан­ных мы не имеем и все выводы наши приходится основывать на возможно точном производстве самого испытания. [8]

чивости самолета в полете давалась лишь на оснований личных аблю — дений испытывающего самолет летчика.

Сейчас мы уже можем рекомендовать для испытаний самолета в по­лете на устойчивость метод, разработанный в Секции летных исследо­ваний экспериментально-аэродинамического отдела ЦАГИ[9] [10].

Теоретическое обоснование метода заключается в следующем.

На фиг. 80 изображены силы, действующие на самолет при плани­ровании.

Здесь Rn — Спр S V2 и Rt = Ct р S V2 — составляющие аэродинами­ческих сил, направленные: первая — перпендикулярно к хорде крыла, вторая — по хорде,

G — вес самолета,

а — угол атаки,

(3 —угол между продольной осью самолета (так назовем ось, про­ходящую через центр тяжести самолета параллельно хорде крыла) и осью винта,

<р —угол между продольной осью самолета и горизонтом.

Сумма проекций сил на перпендикуляр к продольной оси самолета

дает:

C„[jSV2 = Geos(р — Ф sin р, (84)

или, пренебрегая малой величиной Ф sin (3,

C„pS V2 — О cos ср.

п ___ G cos

pSK* *

Выражение (86) справедливо и для горизонтального полета.

Коэфициент момента аэродинамических сил Cmz может быть опре­делен следующим образом.

Пусть наш самолет сбалансирован в горизонтальном полете при угле отклонения руля высоты S на угле атаки а. В этом положении момент самолета равен нулю. Центр тяжести самолета при этом находится в точке О (фиг. 81).

Если мы изменим центровку самолета, то при том же угле отклоне­ния 3 горизонтальный полет возможен уже на другом угле атаки alf так как момент самолета уже не равен нулю.

Величина этого момента самолета может быть найдена путем определения величины момента, вызвавшего изменение центровки са­молета. Если мы изменили центровку самолета так, что центр тяжести самолета переместился из точки О в точку путем добавления груза g на плече /, то момент gl по своей величине равен моменту самолета М при положении центра тяжести самолета в точке О.

Следовательно, коэфициент момента

м __ gl pSV’-b pSV*b •

где b — хорда крыла, к которой отнесена центровка самолета. В горизонтальном полете

G=CypSV

откуда

cv

Подставив это значение pSV2 в формулу (87), получаем: или, допуская Су = С„}

Формулы (86) и (89) служат для определения Ся и Cmz.

Определив Ст, и С„, легко определить коэфициент статической устой-

dC“

ЧИВОСТИ р. = —7™.

d ^п

Определим сначала Сп при различных углах отклонения руля вы­соты 3. Формула (86) показывает, что для определения Сп мы должны получить в полете:

1) угол наклона продольной оси самолета к горизонту ср,

2) плотность воздуха р и

3) скорость полета V.

Вес самолета должен быть точно определен взвешиванием. При производстве непродолжительных полетов, когда вес израсходованного горючего относительно невелик, для всех замеров может быть взят сред­ний за весь полет вес самолета.

Угол отклонения руля высоты 3 определяется по записи самописца отклонения органов управления. Прибор этот и определение углов с его помощью описаны в главе 8.

Для определения угла ср служит продольный уклономер.

Вычисление Сп может быть расположено в табл. 21, где приведены данные, полученные в горизонтальном полете.

Первые шесть граф этой таблицы заполнены в полете: давление воз — духа р и температура Ту скорость по прибору Vnp, показания уклоно­мера (5-я графа) и показания самописца углов отклонения руля вы — соты (6-я графа).

По данным 2-й и 3-й граф определяем плотность воздуха Y = 0,4645 у-, а по ней высоту полета Н в стандартных условиях.

е. как раз скорость у земли— Vo — Сле­

довательно, если мы в формулу (86) будем подставлять р0^а0, то записанную указателем скорость V„p надо только исправить по та — рировочному графику. Исправленные значения К0 и занесены в графу 9.

Далее по тарнровочным графикам переводим показания уклономера и самописца в градусы (графы 10 и 14). Полетный вес берем средний за весь полет.

Тогда

q __ jC_cossp _ 4890 cos tp 3,6а_ 9100 C0S^

д_ pSl" 0,125,56-“ U V ‘

По графам 13 и 14 строим кривую зависимости Сп от $ при имевшей место в полете центровке самолета (фиг. 82),

Проделав аналогичные полеты с различными положениями центра тя­жести самолета, получаем ряд кривых, изображенных на фиг. 83.

Переходим к определению коэфициента момента самолета Сщг. Берем на фиг. 83 различные значения С„ и вписываем их в 1-ю графу таб­лицы 22. Для кажлогд нового положении центра тяжести вписываем соответствующие взятому Сп величины 3. В нашем случае самолет сба­лансирован при центровке 29,0°/о. Коэфициент момента Сщ:, следова­тельно, равен нулю. Величину Cmz для других центровок определяем по формуле:

Г — Г — Gb л*

Пример. Для получения центровки 30,7°п был добавлен груз в 1С0 кг на плече 3,0 м ог центра тяжести в первом случае (в случае центровки 29,0°/«). Вес самолета а ал 4800 4- 100 = 4900 «г. Хирда крыла, к которой отнесена цсніровка, Ь = 3,45 м. Следовательно, Gb — 4900-3,45 = ІбУООл’глг, a gl ~ 100-3,0 = 300 кгм.

Отсюда Стг = Сп = 0,0177 О.

По данным табл. 22 строим промежуточный график (фиг. 84) зави­симости Стг от о при постоянных значениях Сп.

Далее, берем на фиг. 84 одинаковые значения S и строим кривые Стг по Сп (фиг. 85) для различных углов отклонения руля высоты Ь.

dCm

По фиг. 85 мы можем определить — г~ для каждого угла отклоне-

uLn

ния руля высоты. Для этого проводим касательные в разных точках кри­вой и определяем тангенс угла наклона кривой.

при угле отклонения руля высоты о —0 нанесена на фиг. 86.

Имея аналогичные фиг. 85 кривые для других центровок, получаем dCm

и для них ;х = . На фиг. 86 нанесены кривые коэфициента устой-

(lLn

чивости |х для центровок самолета 29,0°/о, 30,8°/0, 31 >9°/© и 33,1°/0. 3

самолета вибрации на малых и особенно на больших скоростях не­редко приводят к гибели испытываемого самолета.

Вопрос о причинах возникновения вибраций в настоящее время еще недостаточно изучен. Поэтому дать заранее какие-либо указания о на­личии вибраций у того или другого самолета невозможно.

Последнее обстоятельство налагает особую ответственность на инже­нерно-технический и летный персонал, испытывающий опытный самолет в полете. На нем лежит обязанность своевременно обнаружить имею­щиеся у данного самолета вибрации, чтобы конструктор в процессе пер­вых полетов сконструированного им самолета мог принять меры к их устранению.

Летные испытания на вибрацию должны вестись с большой осто­рожностью и последовательностью. Обычно на первых полетах нового самолета начинают ознакомляться с поведением самолета (управляемость, устойчивость) в воздухе на средних его скоростях. По этим первым полетам производится доводка самолета до состояния, не вызывающего никаких сомнений и жалоб у ведущего испытания экипажа.

Когда самолет таким образом доведен, постепенно переходят к изу­чению его поведения на больших скоростях вплоть до максимальной, и на малых скоростях и планировании. Во время всех этих испытаний ведется строгое наблюдение, не появляются ли вибрации на каком-либо режиме.

Для руководства при всех этих испытаниях пока можно дать только два основных правила:

1) высота полета должна быть достаточной, чтобы в случае по­явившихся вибраций и вытекающей отсюда возможной поломки самолета, экипаж мог спастись на парашютах, если уж самый самолет спасти не представляется возможным; такой высотой можно считать 2000 м и выше;

2) чтобы прекратить появившиеся вибрации, как правило, сейчас же изменяется режим полета, и самолет ведется на посадку. Подробное опи­сание обнаруженного явления вибраций докладывается конструктору са­молета для принятия мер к их устранению.

Несоблюдение этих элементарных правил в практике летных испыта­ний приводит к гибели нового самолета, иногда вместе с экипажем.