Определение характеристик продольной устойчивости и управляемости самолета в ЛИ.
Характеристики продольной устойчивости и управляемости определяются при следующих условиях:
А) для каждого варианта внешних подвесок;
Б) при 2 – 3 значениях центровки, охватывающих весь диапазон эксплуатационных центровок и, если это реализуемо, превышающих его на ≈1%;
В) для каждого из вариантов А), Б) в полетной конфигурации:
- если потолок менее 10 км — на одной высоте (3÷6 км), если потолок более 10 км — на двух высотах (3÷6 км, и на 2÷3 км меньше статического потолка, диапазон между высотами 4÷6 км);
- на каждой из высот при 2 – 5 значениях скорости в зависимости от диапазона скоростей полета (с обязательным охватом д/з, т/з, и с/з диапазона скоростей), а разгоны и торможения во всем эксплуатационном диапазоне скоростей;
Г) для каждого из вариантов А), Б) во взлетной и посадочной конфигурациях на одной высоте (минимально необходимой по безопасности выполнения режимов) и при 1 – 2 значениях скорости.
При этом полетная масса, РРД, стреловидность крыла, положение тормозных щитков и др. должны соответствовать эксплуатационным значениям для вышеприведенных режимов.
Для количественной оценки динамической устойчивости и управляемости самолета выполняются следующие режимы:
– Импульсы рулей, представляющие собой резкое кратковременное (в сравнении с периодом свободных колебаний самолета и временем переходного процесса) отклонение одного из рулей с быстрым возвращением его в исходное положение при неизменном положении двух других рулей. Длительность импульса доли секунды, величина отклонения руля разная: от минимальной до близкой к предельной. Подобным образом создаются начальные возмущения для исследования характера последующих свободных колебаний.
Обработка: по записи импульса непосредственно определяются указанные выше показатели динамической устойчивости.
– Дачи рулей, представляющие собой резкое ступенчатое отклонение одного руля на некоторый постоянный угол с сохранением его в течение 3—10 с при неизменном положении остальных рулей. Подобным образом исследуется характер реакции самолета на резкие отклонения рулей при оценке его динамической управляемости и устойчивости движения с постоянной скоростью.
Обработка: по записи дачи можно определить указанные выше показатели как динамической устойчивости так и динамической управляемости.
При определении основных характеристик статической устойчивости и управляемости самолета существуют два принципиально различных подхода:
1. Выполнение установившихся режимов полета с непосредственной регистрацией величины усилий, прикладываемых к рычагам управления, положений рычагов управления и балансировочных углов отклонения рулей при различных (постоянных в момент записи) значениях параметра, определяющего вид продольного самолета.
2. Выполнение неустановившихся режимов полета, в процессе которых летчик плавно меняет один из параметров, оказывающих влияние на исследуемые характеристики самолета. Регистрируются те же параметры, но при обработке полетного материала необходимо введение соответствующих поправок на нестационарность режима.
Для определения характеристик устойчивости по скорости выполняют:
— «зубцы», т. е. фиксируемые в полете участки прямолинейного установившегося движения самолета вблизи заданной высоты с различной скоростью в диапазоне от 1,1 Vmin до Vmax поочередно при максимальной и минимальной тяге двигателей (это подход 1);
— координированные разгоны и торможения самолета с выдерживанием прямолинейной траектории на заданной высоте соответственно при максимальной и минимальной тяге двигателей (это подход 2).
Для определения характеристик устойчивости по перегрузке выполняют:
— дачи по тангажу «от себя – на себя» руля высоты (стабилизатора) на различные углы (методику см. выше) — это подход 1;
— плавное изменение угла атаки в допустимых для самолета эксплуатационных пределах угла атаки или перегрузки при постоянном (заданном) числе М полета и неизменном режиме работы силовой установки в процессе выполнения координированного виража-спирали или движения самолета без крена и скольжения в вертикальной плоскости. Время выполнения режима 15÷20сек. На вираже-спирали поддержание заданной скорости (числа М) достигается плавным увеличением угла крена, при выполнении маневра в вертикальной плоскости — дозированным отклонением рычага управления «на пикирование», а затем «на кабрирование»;
— торможения самолета от М≈1,3÷1,6 до М≈0,75÷0,8 с зафиксированным в сверхзвуковом полете положением ручки управления, соответствующим исходным значением перегрузки (обычно nу исх = 1);
Первая группа контрольных маневров более проста в обработке, но трудоемка в полетах. Она применяется при испытаниях дозвуковых самолетов с относительно низкой тяговооруженностью и большой продолжительностью полета.
Вторая группа контрольных маневров широко применяется при испытаниях современных самолетов. Использование их существенно сокращает потребное для эксперимента время и позволяет получить балансировочные кривые при условиях, практически одинаковых для всего семейства экспериментальных точек. Но она требует введения поправок на нестационарность режима, что затрудняет обработку и может привести к неполной адекватности результатов испытаний.
Обработка материалов испытаний:
- На режиме находят моменты времени, в которых dωz/dt = 0 и dα/dt = 0 — эти точки соответствую установившемуся режиму.
- В них снимают значения δРВ (φст), Хв, Рв и α, ny, Су – (расчетный параметр), если исследуют уст. по перегрузке или V, М — если по скорости.
- По этим точкам строят зависимости — это балансировочные кривые — первого приближения. Если таких точек много и они распределены по всем участкам исследуемого диапазона, то этого достаточно.
- Если таких точек недостаточно, добавляют точки, в которых dωz/dt = 0, а dα/dt ≠ 0. Можно определить влияние нестационарности (значения dα/dt) на δРВ (φст), Хв, Рв и сделать приведение.
- По углу наклона полученных балансировочных кривых определяют производные Хвn, Рвn ХвV , РвV — это количественные характеристики уст. и упр.
Дата добавления: 2015-07-22; просмотров: 1390;