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 V_min до V_max 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 n_{у 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 dω_z/dt = 0 и dα/dt = 0 — эти точки соответствую установившемуся режиму.

- В них снимают значения δ_РВ (φ_ст), Хв, Рв и α, n_y, 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 dω_z/dt = 0, а dα/dt ≠ 0. Можно определить влияние нестационарности (значения dα/dt) на δ_РВ (φ_ст), Хв, Рв и сделать приведение.

- По углу наклона полученных балансировочных кривых определяют производные Хвⁿ, Рвⁿ Хв^V , Рв^V — это количественные характеристики уст. и упр.