Text
ТРУДЫ
ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. Жуковского
ИСПЫТАНИЯ ОПЫТНЫХ САМОЛЕТОВ
(КРАТКОЕ РУКОВОДСТВО ДЛЯ ЛЕТНЫХ СТАНЦИЙ ЗАВОДОВ
АВИАПРОМЫШЛЕННОСТИ)
ИЗДАНИЕ ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
нм. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
Москва
19 3 8
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
ТРУДЫ ЦАГИ
277. Ушаков К. А. Аэродинамический расчет осевого вентилятора. И. 1936,
цена 2 р.
278. Март.ынов А. К. и Колосов Е. И. Материалы по статической про-
дольной устойчивости и управляемости самолета (расчет оперений).
М. 1936, пена 2 р. 75 к.
279. Л о и ц я н с к и й Л. Г. и Боль ш а к о в В. П. О движении жидкости в
пограничном слое вблизи линии пересечения двух плоскостей. М. 1936,
иена 65 к. ,
280. Марьямов Н. Б. Сопротивление и теплоотдача авиационных радиато-
ров. М. 1936, иена 3 р. 50 к.
281. Риз II. М. Поперечные колебания естественно-закрученных стержней.
М. 1936, Цена 75 к.
282. Федяевский К. К. Турбулентный пограничный слон крыла. Ч. 1. О про-
филе напряжений трения и скоростей. М. 1936, цена 75 к;
283. Власов О. Е. Теплопередача в трубах и гидродинамическая модель тур-
булентного потока. М. 1936, цена 50 к.
284. Гроссман Е. П. Флаттер. М. 1937, цена 8 р.
285. В олохов А. Н. Опытное определение моментов инерции. М. 1936,
цена 2 р. 75 к.
286. Гласс Ф. Г. О влиянии масштабного эффекта на зависимость профиль-
ного сопротивления от геометрических параметров профиля. М. 1936,
цема 1 р. 50 к.
287. Т е у ш В. Л. Пересчет скороподъемности самолета на любой вес по дан-
ным летных испытаний. М. 1936, цена 2 р.
288. Панов Д. Ю. Расчет воздушного винта на прочность. М. 1937, цепа 6 р.
289. Воронов С. М. и Шпицберг А. Л. Установление химического со-
става и методов обработки сплава высокой прочности супердуралюмин
.11-95“. М. 1936, цена 1 р. 75 к.
290. Мински и Е. М. К вопросу о влиянии турбулентности набегающего по-
тока на пограничный слой. М. 1936, цена 75 к.
291. Остославский И. В. Роль винта в проблеме повышения скорости са-
молета. М. 1936, цепа 1 р-
292. Е л е н е в с к и и Г. С. и Д а р е в с к и й В. М. Кручение двухлонжеронного
пирамидального крыла с непрерывно расположенными, жесткими на из-
гиб нервюрами. М. 1937.
293. Абрамович Г. Н. Теория свободной струи и ее приложения. М. 1936
иена 3 р.
294. О с т о с л а в с к и й И. В. К вопросу о повышении крейсерской скорости
и дальности действия самолета. М. 1936, цена 50 к.
295. Струве Э. Э. Поверочный расчет осезого вентилятора. М. 1937, цена 4 р.
296. Чаплыгин С. А. К теории триплана. М. 1936, цена 75 к.
297. Д а р е в с к и й В. М. Изгиб прямоугольной пластины средней толщины
(задача Кармана). М. 1936, цена 75 к.
298. Николаенко В. Г. Аэродинамический расчет капотов на моторы воз-
душного охлаждения. М. 1937.
299. С е к е р ж-3 е и ь к о в и ч Я. И. К теории обтекания криволинейной дуги
с отрывом струй. М, 1937, цена 1 р. 50 к,
300. Остославский И. В. и Халезов Д. В. Характеристики 3-лопаст-
ных металлических винтов ЦАГИ ЗСМВ—1 и ЗСМВ—2. М. 1936, цена 2 р.
301. Теоретический сборник ЦАГИ. Вып. IV М. 1937, цена 1 р. 75 к.
302. Гальперин В. Г. Исследование потока сжимаемого газа в криволи-
нейном канале. М. 1936, ц/на 60 к.
303. Гуржиенко Г. А. Влияние вязкости жидкости на законы турбулентного
течения в прямой цилиндрической трубе с гладкими стенками. М. 1936
цена 1 р. 75 к.
ТРУДЫ
ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. Жуковского
Выпуск 358
А. В. ЧЕСАЛОВ
ИСПЫТАНИЯ ОПЫТНЫХ САМОЛЕТОВ
(КРАТКОЕ РУКОВОДСТВО ДЛЯ ЛЕТНЫХ СТАНЦИЙ ЗАВОДОВ
АВИАПРОМЫШЛЕННОСТИ)
ИЗДАНИЕ ЦЕНТРАЛЬНОГО АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКОГО ИНСТИТУТА
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
Москва
1938
КРАТКОЕ СОДЕРЖАНИЕ
В настоящем кратком руководстве по испытанию опытных самолетов затронуты два
основных вопроса — доводка опытною самолета и методика летных испытаний.
Попутно рассматриваются также некоторые организационные вопросы, подготовка
самолета и летчика к первому полету, вопрос приборного и лабораторного оборудования
летных станций.
В процессе изложения методики обработки результатов полетных испытаний даются
подробные указания о последовательности операций и приводятся числовые примеры.
Методика обработки результатов полетных испытаний приводится в том виде, как она
установилась в практике ЦАГИ.
Отв. редактор С. И. Афанасьев Техн, редактор С. Н. Бабочкин
Сдано в набор 5/V—1938 г. Подписано к печати 27/И—1938 г.
Формат бумаги 70ХЮ81/16 71/4 печ. л., кол. знаков 66 000 в п. л.
Уполн. Мособлгорлита № Б — 473 Тираж 1500 Зак. тип. № 180
Тип. ЦАГИ, Москва, ул. Радио, 17.
ПРЕДИСЛОВИЕ
Выпуск в печать настоящего руководства в кратком изложении
вызван необходимостью восполнить хотя бы частично пробел в нашей
литературе по вопросу испытаний опытных самолетов.
Руководство представляет собой несколько расширенное изложение
этого же вопроса в статье „Испытание самолета в полете", помещенной
в томе I Справочника авиаконструктора. Оно преследует следующие цели:
1) дать некоторую систему проведения испытаний опытных са-
молетов;
2) дать нашим заводам, занимающимся опытным самолетостроением,
ряд практических указаний по подготовке самолета и летчика к первому
полету и по доводке самолета;
3) рекомендовать наиболее простые методы обработки результатов
полетных испытаний и приведения их к стандартным условиям.
В руководстве не изложены методы определения поляры и характе-
ристик винтов в полете, а также совершенно не затронут вопрос о при-
ведении к стандартным условиям характеристик самолета с винтами-авто-
матами, так как эти вопросы к моменту готовности рукописи еще не были
доработаны.
Все замечания и указания на недостатки настоящего краткого руко-
водства будут приняты с благодарностью и учтены в нашей дальнейшей
работе.
£ января 1938 г.
А. Чесалов
ГЛАВА I
УЧАСТИЕ РАБОТНИКОВ ЛЕТНЫХ СТАНЦИЙ В ПРОЕКТИРОВАНИИ,
ПОСТРОЙКЕ И В ОРГАНИЗАЦИИ ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА НА ЗАВОДЕ
L Организация рабочей бригады
Каждый опытный самолет должен воплощать в себе все достижения
научной и технической авиационной мысли к началу его проектирования.
Поэтому совершенно естественно, что задачей каждого завода, зани-
мающегося опытным самолетостроением, является такая организация ра-
боты завода, при которой затрачивается минимум времени от начала
йроектирования опытного самолета до сдачи его на государственные испы-
тания. Необходимо помнить, что помимо большой материальной ценности
каждый опытный самолет имеет оборонное или народно-хозяйственное зна-
чение. Всякие задержки самолета в процессе производства или летных испы-
таний отодвигают срок передачи самолета на государственные испытания и
отражаются на своевременном развертывании серийного производства.
Для того, чтобы задержки самолета в производстве во время его
летных испытаний исключить совсем или свести к минимуму, заводу
необходимо наилучшим образом использовать как свой предыдущий опыт,
так и опыт других организаций, занимающихся испытанием и эксплоата-
цией самолетов. Очень часто причиной задержки опытного самолета
на заводе или на летной станции являются переделки его, которые при
хорошей организации можно было бы предупредить заранее.
Во избежание повторения конструктивных ошибок, вызывающих
неудобства в пилотировании и обслуживании нового самолета, нужно
работу по опытному самолету организовать таким образом, чтобы опыт
летной станции завода передавался конструкторскому бюро наиболее
полно. Для этого работники летных станций: летчики-испытатели, инженеры-
эксплоатационники, борттехнйки и инженеры спецслужб, имеющие летно-
эксплоатационный опыт, должны в той или иной форме привлекаться
к рассмотрению эскизного проекта макета, консультации во время производ-
ства для получения их соображений о целесообразности того или иного-
конструктивного решения с летно-эксплоатационной стороны.
С другой стороны, необходимо, чтобы испытание нового самолета,,
в особенности доводка его, проходила под непосредственным руководст-
вом самого главного конструктора или, по крайней мере, одного из его
ближайших помощников. В этом случае неполадки на самолете устраняются
гораздо быстрее и новый опыт эксплоатации передается работникам
конструкторского бюро наиболее простым и надежным способом.
К моменту окончания эскизного проекта самолета рекомендуется
создавать бригаду летной станции в составе: ведущего инженера-экспло-
атационника, ведущего летчика, борттехника и инженерно-технических
работников спецслужб. Эта бригада принимает участие в обсуждении эскиз-
ного проекта, макета самолета, а также ведет наблюдение за самолетом
в процессе его производства. После передачи самолета на летную стан-
цию эта бригада ведет все работы по испытанию самолета.
4
Наиболее удачной формой организации можно считать такую, при
которой во главе бригады стоит один из ближайших помощников главного
конструктора, обладающий большим летно-эксплоатационным опытом.
Такой ведущий инженер, принимая участие в руководстве проектирова-
нием самолета,, будет знать его во всех мелочах, без всякой дополнитель-
ной затраты времени на его изучение. Он лично ведет самолет в произ-
водстве, руководит доводкой и испытаниями самолета, принимает участие
® государственных испытаниях и дальше руководит внедрением в серию.
Могут существовать и другие формы организации работы по опыт-
ному самолету на заводе. Например, во главе рабочей бригады может
быть поставлен инженер опытного цеха, ведущий постройку самолета.
Этот инженер затем производит доводку самолета, заводские испытания,
государственные испытания и внедряет самолет в серию.
Лучшие работники летных станций, имеющие опыт, должны привле-
каться к обсуждению эскизного проекта, макета самолета и к наблюдению
за постройкой самолета.
К производству измерений при земных и летных испытаниях, а также
для обработки результатов летных испытаний по мере надобности при-
влекаются и другие работники летных станций — инженеры и техники,
знакомые с экспериментом в полете и обработкой, и техники-приборщики.
Следует не забывать, что судьба опытного самолета в значительной
мере зависит от опытности и квалификации ведущего, летчика. Испытание
опытной машины может быть доверено только такому летчику, который
имеет прекрасную тренировку, летает на большинстве самолетов и обла-
дает технической грамотностью. Если обратиться в этом отношении к за-
граничному опыту, то там этому вопросу уделяется очень большое вни-
мание. В ряде стран выработался, например, институт профессионалов
летчиков-испытателей, которым только и доверяют испытание опытных
самолетов, хотя эти профессионалы насчитываются единицами.
2, Участие работников летных станций в рассмотрении
эскизного проекта
Еще до рассмотрения эскизного проекта работники летной станции
должны самым тщательным образом познакомиться с тактико-техническими
требованиями, предъявляемыми к самолету.
Ознакомившись с эскизным проектом самолета, работники летной
станции должны высказать свои соображения по следующим вопросам:
1) удобство размещения экипажа;
2) связь экипажа в полете;
3) удобство залезания и вылезания из кабин;
4) обзор самолета с точки зрения летчика (в воздухе и при посадке):
5) оценка обзора с точки зрения хождения в строю;
6) оценка размещения огневых точек и защиты самолета;
7) если самолет боевой (истребитель, штурмовик), оценка в первом
приближении его маневренности;
8) общая оценка предполагаемых летных характеристик по сравнению
с известными конструкциями;
9) оценка в первом приближении возможности удобного размещения
специального оборудования;
10) оценка всей схемы самолета с точки зрения удовлетворения
тактико-техническим требованиям.
Так как рассмотрение эскизного проекта обычно производится ранее,
чем изготовление макета самолета, то работники бригады летной станции,
получив представление о будущем самолете, должны каждый по своей
специальности обдумать все вопросы, которые требуют уточнения и по-
ставить их перед макетной комиссией при. рассмотрении макета.
5
Если моторы на новом опытном самолете будут новые, неизвестные
еще в эксплоатации, ведущий инженер и борттехник должны ознакомиться
с описанием их еще до рассмотрения макета.
3. Участие работников летных станций в рассмотрении макета самолета
Макет самолета должен в точности соответствовать опытному само-
лету со всем его оборудованием и снаряжением, так как иначе он теряет
всякий смысл.
По макету уже можно иметь более точное суждение об углах обзора,
взаимном расположении экипажа, его связи, расположении агрегатов
оборудования и удобстве каждого рабочего места в отдельности.
При рассмотрении макета инженеры-эксплоатационники и борттехники
должны:
1) ознакомиться со схемами бензо-водо-маслопроводов, дать свою
оценку;
2) дать оценку простоты обслуживания всей винто-моторной группы
в целом: а) капотирования моторов, б) возможности легкого доступа
к карбюратору, магнето, динамо, фильтрам, вакуум-помпам, подогревам,
а также простоты монтажа и демонтажа этих агрегатов;
3) дать оценку удобства монтажа и демонтажа моторов в целом
с присоединением к нему выхлопов, всех трубопроводов, секторов и т. д.;
4) дать оценку монтажа и демонтажа бензиновых и масляных баков,
водяных и масляных радиаторов;
5) дать оценку размещения агрегатов запуска моторов и удобств
выводов для них;
6) дать оценку размещения противопожарных агрегатов;
7) просмотреть все схемы проводок внутри крыла и фюзеляжа с точки
зрения возможности повреждений ее в эксплоатации;
8) оценить простоту замены колес на лыжи;
9) оценить доступность контроля ответственных частей самолета;
10) оценить простоту и удобство разборки, сборки и перевозки
самолета.
Ведущий летчик и работники спецслужб должны внести все свои
замечания в части:
1) Удобства рабочих мест при продолжительном пребывании на само-
лете; возможности перемещения по самолету в зимнем обмундировании
с парашютом; удобства залезания и вылезания из кабины, закрывания
и открывания люков и фонарей; удобства пользования секторами газа,
ручками управления, штурвалами триммеров, кранами, контактами, агре-
гатами для запуска, противопожарными средствами, управлением щитками,
прицелами; удобства пользования секторами или другими приспособле-
ниями для сбрасывания бомб; удобства пользования пулеметами с пере-
зарядкой их в полете и т. д.
2) Расположения приборов, сигнализации, внутренних переговорных
устройств, расположения радиостанций с оценкой простоты обслуживания
их, внутреннего освещения кабины.
3) Кроме того, с сидения летчика, штурмана и из кабин стрелков
делается оценка углов обзора.
4. Наблюдение в производстве
Практика опытного самолетостроения показывает, что точное соблю-
дение расположения всего оборудования на макете не всегда соблюдается
при постройке самолета. В процессе увязки рабочих чертежей у конст-
рукторов иногда появляется необходимость „немного сдвинуть" один
агрегат, прибор или сектор, а его небольшое смещение вызывает в свою
очередь смещение других агрегатов и нарушается вся гармония в рас-
6
становие оборудования. Иногда бывают случаи, что в процессе постройки
самолета один агрегат заменяется другим, более громоздким, или добав-
ляется какое-нибудь специальное оборудование. При сильной уплотнен-
ности кабин современных самолетов это дело не всегда является легким.
Нужно работу бригады по опытному самолету организовать так, чтобы
никакие переделки и отступления от макета не производились без согла-
сования с опытным эксплоатационником и ведущим летчиком, если они
могут вызвать осложнения и неудобства с эксплоатационной стороны или
в работе экипажа самолета.
Для того, чтобы требования макетной комиссии в отношении расста-
новки оборудования и агрегатов управления самолетом в кабине летчика
были строго выдержаны, ведущему летчику необходимо следить за мон-
тажем этих агрегатов и не допускать никаких отступлений от макета.
Небольшие уточнения в расстановке приборов, секторов, кранов могут
делаться по указанию ведущего летчика, если при утверждении макета
почему-либо эти вопросы не получили окончательного решения, но. как
правило, этого не должно быть — макет должен быть продуман до конца
и во всех мелочах.
В процессе производства может также возникнуть ряд мелких вопро-
сов эксплоатационного порядка, требующих консультации со стороны
борттехника. Поэтому, как правило, к моменту готовности каркаса само-
лета и началу монтажа внутренних проводок ведущему инженеру и борт-
технику необходимо постоянно присутствовать в цехе и давать консуль-
тацию по всем возникающим вопросам, а также следить за качеством
монтажа помимо заводского контроля. Последнее обстоятельство чрезвы-
чайно важно, так как в дальнейшем на летной станции ведущий инженер
является полностью ответственным за состояние опытного самолета и сам
производит контроль всех агрегатов. Борттехник является его помощни-
ком по винто-моторной группе и управлению агрегатами самолета, а ра-
ботники спецслужб — по вооружению и оборудованию.
В целях ускорения прохождения летных испытаний опытного самолета
еще в процессе постройки самолета должно быть предусмотрено и осу-
ществлено на заводе некоторое дополнительное оборудование, необхо-
димое для летных испытаний. В частности, за время постройки самолета
в цехе, могут быть проделаны следующие работы: подводка для термопар,
если моторы воздушного охлаждения; дополнительные трубки или ответ-
вления от основных, для дополнительных указателей скорости и альти-
метров (трубки статического давления); подводка гибких валиков к кон-
трольным счетчикам оборотов в кабину летнаба; включение в бензома-
гистраль бензиномеров; установка приборов, показывающих в полете
обеднение смеси и т. д. Во время постройки самолета могут быть
проделаны все контрольные тарировки приборов моторного оборудования.
Это помогает в дальнейшем съэкономить значительное время, так как
на заводе это делать легче.
К моменту готовности самолета должны быть сделаны козелки для
подъема самолета при гонке шасси, зимние и летние чехлы на моторы
и кабины, а также весь специальный самолетный инструмент.
Рационально начать проверку бригадой летной станции отдельных
агрегатов самолета до передачи самолета летной станции.
Эти работы следующие:
Г) Тщательно проверяется качество монтажа бензо-водо-маслоси-
стем и всех агрегатов винто-моторной группы. Особое внимание уде-
ляется монтажу проводки к секторам газа и высотного крана, у которых
не должно быть люфтов, заеданий и пружинения. Это же относится и
к управлению жалюзи радиаторов. Производится эквилибровка винтов.
2) Тщательно проверяются все сочленения механизмов управления.
Испытываются на жесткость передаточные механизмы органов управле-
ния. Для этого рули зажимаются, а на ручку и педали дается нагрузка,
7
которую можно ожидать в полете. Пружинение системы не должно при
этом быть велико. Обследование ряда существующих самолетов показало,
что пружинение передаточных механизмов управления существует у всех
самолетов. У некоторых самолетов при зажатии ручки или педали силой
руки или ноги, которая может иметь место при пилотировании в полете,
отклонение рулей от нейтрального положения доходило до 10—12°.
Твердых норм жесткости управления пока не установлено, но можно
рекомендовать следующий приближенный метод оценки жесткости управ-
ления. Измеряется ход ручки, штурвала и педалей, потребный для от-
клонения руля высоты, элеронов и руля направления от нейтрального
положения-на угол 5° при ненагруженных рулях. Затем руль высоты,
элероны и руль направления зажимаются в нейтральном положении. При
нагрузке ручки в направлении руля высоты силою 40 кг, касательном
усилии на штурвале или нагрузке на ручке в направлении элеронов 25 кг
и нагрузке на педаль в 50 кг, деформация механизмов проводки управ-
ления не должна допускать отклонение ручки, штурвала или педали от
нейтрального положения больше, чем необходимо для отклонения на
угол 5° ненагруженных рулей Ч
Подвеска рулей и всей проводки к ним не должна иметь люфтов и
заеданий. Рули должны иметь весовое уравновешивание относительно
оси подвески их по данным конструкторского бюро.
Далее производится проверка механизмов управления стабилизатора
и триммеров. Если у самолета переставной в полете стабилизатор, то
испытание механизмов его управления следует производить при наличии
на стабилизаторе нагрузки (мешки с песком). Нагрузку следует подсчи-
тать по аэродинамическому расчету самолета, исходя из его расчетной
максимальной скорости, а распределение ее по стабилизатору взять по
нормам прочности. При осмотре триммеров и проводки к ним особое
внимание следует уделять отсутствию люфтов в самой подвеске трим-
меров, так как нередко наличие этих люфтов приводит к появлению виб-
раций руля. Это замечание полностью относится и к серво-компенсаторам
(называемых часто в эксплоатации флеттнерами) независимо от того,
управляемые они или нет.
Испытание механизмов управления Щитков на заводе сводится к про-
верке их в работе без нагрузки, а также к качественному определению
жесткости передаточных механизмов. Если конструкция механизмов управ-
ления щитками имеет гидравлические или электрические механизмы, то
на заводе должно быть произведено не менее ста открываний и закры-
ваний щитков. Обращается внимание на плотность прилегания щитков
к крылу в сопряжении с задней кромкой и замеряется предельный угол их
открытия. При ручной механической передаче можно ограничиться пяти-
десятые открываниями и закрываниями щитков. Жесткость защемления
щитков в их открытом и закрытом положении оценивается субъективно,
путем наблюдения деформаций при приложении силы руки человека
(20—25 кг) к усиленной нервюре против кабанчиков.
3. Далее производится испытание механизмов убирающегося шасси.
После тщательного осмотра ответственных деталей под крылья самолета
ставятся специальные козлы-подъемники, на которых самолет подни-
мается на высоту 50—100 мм от пола. Испытание механизмов убираю-
щегося шасси производится путем большого количества убирания-и вы-
пускания их. Если шасси убирается вперед или назад, то в первом слу-
чае при подъеме, а во втором случае при спуске, к колесам прилагается
сила, хотя бы от руки человека, противодействующая подъему или спуску.
1 Эти цифры получены инже. Б. Л. Упадышевым путем статистического обследования
ряда существующих самолетов.
8
Величина этой силы грубо может быть подсчитана по формуле:
Q = 120 Dd кг,
где D — диаметр колеса в метрах; d — ширина шины в метрах.
Если система механизмов гидравлическая, то во время гонки шасси
измеряют давление в системе; при электрической схеме — мощность, за-
трачиваемую на подъем и спуск. Кроме того, измеряется время, потреб-
ное на убирание и выпуск шасси. Все эти данные сравниваются с расчет-
ными. На заводе должно быть произведено не менее 200 подъемов и вы-
пусканий шасси. В случае обнаружившихся дефектов в убирании шасси,
по устранении их производится дополнительно не менее 100 подъемов
и спусков. После испытаний механизмов убирания шасси самолет остав-
ляется на козлах и производится регулировка тормозов.
4. Окончательно проверяется монтаж всех смотровых люков, фона-
рей, люков для экипажа, бомбовых люков и т. д.
5. Специалистами проверяется монтаж приборов, проводки к ним и
всего специального оборудования и вооружения.
Ведущий инженер в процессе проверки отдельных агрегатов ведет
запись дефектов, обнаруженных при проверке и предъявляет их цеху
для устранения. По устранении всех дефектов производится приемка са-
молета от цеха, при которой составляется акт с перечислением всего
оборудования, стоящего на самолете. Одновременно цех передает летной
станции заполненный формуляр на самолет, моторы, приборы и спецобо-
рудование.
Не позднее, чем за 1 месяц до окончания постройки самолета, кон-
структорское бюро завода передает на летную станцию следующие ма-
териалы для изучения работниками бригады по испытанию, опытного са-
молета:
1) аэродинамический расчет самолета;
2) расчет устойчивости;
3) расчет на прочность;
4) продувки самолета на поляру, статическую устойчивость, про-
дольную и пути, шарнирные моменты, эффективность элеронов и щит-
ков и т. д.;
5) схема бензопровода, водо-маслопроводов, электрооборудования,
подъема шасси, проводки к органам управления, управления газом, щит-
ками и т. д.;
6) весовую сводку всего съемного оборудования самолета с указа-
нием координат расположения каждой детали относительно выбранной
системы координат;
7) чертежи общего вида самолета в трех проекциях и балансиро-
вочный чертеж с указанием координат размещения грузов.
К моменту готовности самолета состав бригады должен изучить
конструкцию самолета со всеми его агрегатами самым тщательным об-
разом.
Ведущий инженер и ведущий летчик должны, кроме того, ознако-
миться со всеми продувками и окончательными расчетами конструктор-
ского бюра настолько, чтобы иметь полное и ясное представление о лет-
ных качествах и запасах прочности отдельных деталей нового самолета.
Начиная с момента приемки самолета ведущий инженер начинает
вести дневник, в котором производит все записи о ходе работы за истек-
ший день, записывая обнаруженные в дальнейшем дефекты и весь ма-
териал по данным измерений на земле, необходимый впоследствии для
отчета.
ГЛАВА 11
ПОДГОТОВКА САМОЛЕТА К ПЕРВОМУ ПОЛЕТУ
После передачи самолета на летную станцию начинается подго-
товка его к первому полету, которая производится в такой последова-
тельности.
1. Подготовительная работа
1) Самолет собирается и нивеллируется согласно данным конструк-
торского бюро, занесенным в формуляр самолета.
2) Независимо от того, что в процессе приемки самолета в цехе все
агрегаты его оборудования просматривались, на аэродроме они вновь
должны быть подвергнуты самому тщательному осмотру. Необходимо’
просмотреть каждый болт, каждое соединение, каждое сочленение, каж-
дое AM—соединение в бензосистеме. Это вызывается тем обстоятельст-
вом, что в цехе до самого последнего дня на самолете находится боль-
шое количество рабочих по разным специальностям и травматические
повреждения отдельных деталей могут иметь место уже после приемки
этих деталей заводским контролем и осмотра работниками бригады. Очень
часто, работая в лежачем положении, рабочие цеха теряют на самолете
свой мелкий инструмент: зубила, сверла, ключи и предметы личного оби-
хода. Случайное попадание этих предметов в механизмы агрегатов может
вызвать заедания, заклинивания этих механизмов и повлечь за собой
аварию. После такого тщательного просмотра самолета доступ внутрь
его совершенно прекращается для всех лиц, кроме работников бригады.
Отдельные лица или рабочие допускаются к работе на самолете лишь
с ведома ведущего инженера и в присутствии борттехника. По окончании
работы все чехлы моторных коков и кабин пломбируются в присутствии
ведущего инженера или борттехника. Снятие пломб производится в их
присутствии.
3) Производятся, если они не были сделаны в цехе, обмеры само-
лета с целью проверки соответствия испытуемого самолета чертежами
конструкторского бюро.
4) Производится взвешивание и определение центра тяжести пустого
самолета (с несъемным оборудованием, но с водой в системе и маслом
в картере мотора) и с нормальной полетной загрузкой.
5) На основе данных взвешивания, определения центра тяжести са-
молета, расчета и продувок на продольную устойчивость и теоретиче-
ского балансировочного чертежа устанавливается:
а) соответствие центра тяжести и веса самолета расчетным данным
конструкторского бюро;
б) наиболее благоприятная центровка самолета для первого полета
с точки зрения его продольной статической устойчивости^ запаса рулей
на посадку;
в) минимальный вес самолета для первого полета, исходя из того,
что экипаж в первом полете берется только самый необходимый, горючее
заливается на 2—2,5 часа полета, а все ненужное для первого полета
съемное оборудование отсутствует.
6) Производится фотографирование самолета на фоне открытого поля
аэродрома. Делаются следующие снимки: а) вид спереди; б) вид сзади;
в) вид сбоку; г) 3/4 спереди; д) 3/4 сзади; е) снимок крупным планом кабин
летчика, штурмана, стрелка; ж) шасси самолета; з) снимки моторных уста-
новок при снятых капотах с мотора; и) снимки оперения и костыля.
7) Проверяется и регулируется кинематика механизмов органов
управления. Обращается особое внимание на соответствие углов откло-
нения рулей регулировочным данным. Кроме того, необходимо твердо
10
убедиться в том, что в процессе сборки самолета на аэродроме* не пере-
путаны тросы управления и рули и элероны отклоняются в нужную сто-
рону. Это особенно относится к элеронному управлению, так как было
несколько случаев и у нас и за границей, когда из-за перепутывания
тросов элеронного управления машины разбивались на взлете.
2. Взвешивание и определение центра тяжести самолета
Взвешивание и определение центра тяжести опытного самолета про-
изводится с целью проверки расчетных данных конструкторского бюро,
а также для того, чтобы во время испытания самолета можно было бы
всегда знать его точную центровку- Знать точную центровку самолета
особенно необходимо при первом вылете на нем, а также в процессе
испытаний и доводки управляемости, устойчивости, взлетно-посадочных
свойств самолета и при определении склонности к капотированию. Взве-
шивание и определение центра тяжести самолета, как было уже указано
выше, следует производить в двух вариантах:
1) пустого, с несъемным оборудованием, но с водой в системе и
маслом в картере мотора, и
2) при нормальной полетной загрузке.
В обоих случаях в протоколе взвешивания подробно перечисляется
все оборудование, которое находилось во время взвешивания с указанием
веса и координат размещения его относительно выбранной системы ко-
ординат. Данные весов и размещения отдельных агрегатов съемного обо-
рудования должны даваться конструкторским бюро ввиде таблиц и ба-
лансировочного чертежа, но их необходимо проверить. Иногда при нор-
мальном полетном весе бензобаки самолета должны заполняться не пол-
ностью и при поднятии или опускании хвоста бензин может переливаться,
вперед или назад и вызывать ощутимое смещение центра тяжести. В та-
ких случаях лучше пойти на полную заливку если не всех, то хотя бы
части баков, а затем внести поправку в центровку самолета расчетным
путем. Взвешивание самолета и замеры, необходимые для определения
центра тяжести, следует производить в ангаре с ровным горизонтальным
полом. Ворота ангара во время взвешивания и замеров должны быть за-
крытыми, чтобы исключить влияние ветра на точность измерений.
Для взвешивания самолета необходимо иметь трое весов, которые
должны быть перед взвешиванием проверены. Все подсобное оборудова-
ние в виде подставок, колодок и стремянок должно быть взвешено до
накатки самолета на весы. Для определения центра тяжести самолета
взвешивание его призводится в трех положениях:
1) при угле, близком к стояночному;
2) в линии полета или близкой к ней;
3) в положении самолета с поднятым вверх хвостом, при котором
нагрузка на костыль становится очень небольшой. У самолетов неболь-
шого веса (до 2,5 тонн) поднятие хвоста кверху может доводится до тех
пор, пока на костыле не будет достигнута нулевая нагрузка.
При каждом из этих положений самолета на весах производятся
следующие замеры (фиг. 1):
1) показания каждых весов;
2) Ji — кратчайшее расстояние от носка моторного кока, или какой-
либо жестко зафиксированной точки на носу фюзеляжа,,до
пола;
3) у2— кратчайшее расстояние от оси колес до пола;
4) — кратчайшее расстояние от подошвы костыля до пола;
5) J/4 — кратчайшее расстояние какой-либо жесткой точки ка хвосте
фюзеляжа до пола;
1L
6) a —расстояние между перпендикулярами, опущенными на линию
пола из носка моторного кока, или из какой-либо жестко
зафиксированной точки на носу фюзеляжа и из оси колеса;
7) b —расстояние между перпендикулярами, опущенными на линию
пола из оси колеса и из точки касания костылем подставки
или платформы весов;
8) с —расстояние между перпендикулярами, опущенными на линию
пола из точки касания костылем подставки или платформы
весов и из выбранной жесткой точки на хвосте фюзеляжа.
Фиг. 1. Схема измерений при взвешивании самолета с целью определения
центра тяжести
Данные измерений заносятся в таблицу.
Взвешивания У1 У2 Уз У4 а b • с
I i 11 III
Данные взвешивания записываются также в заранее приготовленные
таблицы для каждого взвешивания:
Взвешивание.............
Правое колесо । I Левое колесо । Костыль Общий вес
Показания весов .... А Вес приспособлений . . Чистый вес
В процессе взвешивания самолета необходимо сразу же вести про-
верку точности измерений весов. Сумма показаний всех трех весов за
вычетом веса подставок, колодок и т. д. не должна меняться больше, чем
на 0,1 % веса самолета.
Так как у2, у3 и являются перпендикулярами к линии пола,
опущенными из разных точек самолета, то измерение их сводится к изме-
12
рению длины нитей отвесов от этих точек до пола. Если в показаниях:
весов под правым и левым колесом наблюдается большая разница, то сле-
дует проверить горизонтальность крыльев, состояние амортизации шасси,
и выправить самолет. Измерение величины у19 у3 и у4 производится в плос-
кости симметрии самолета при помощи рулетки; величина у2 может опре-
деляться как среднее арифметическое значение у2 у правого и левого
колеса; расстояния а, b и с измеряются также рулеткой.
Имея боковой вид самолета в масштабе 1/10 (фиг. 1), а также данные-
измерений, приступают к построению центра тяжести самолета. Порядок
построения следующий.
Из точек А и D при помощи циркуля проводятся дуги окружностей
радиусами, равными соответственно — у2 и R4=y4—_У2- К этим,
дугам окружностей проводят общую касательную, которую принимают за
линию горизонта. При точных измерениях и наличии ровного пола эта
касательная должна пройти через точку В (ось колеса). Если этого не
получается, то за линию горизонта принимают прямую, параллельную
вышеупомянутой касательной и проходящую через точку В. Из точек
С и D опускают перпендикуляры на эту линию. При правильных изме-
рениях и чертеже самолета значения величины b должны получиться оди-
наковые. Расхождение между измеренной величиной и вычисленной по
чертежу можно допустить 5—10 мм. При наличии большего расхождения
пользуются величинами а и г, как контрольными и берут под сомнение
или точность измеренной величины b при взвешивании или' точность
чертежа.
Величины у2 и у3 так же, как а и с, являются только контрольными..
Убедившись в правильности значений b для всех трех случаев взве-
шивания, подсчитывают величины:
где х—расстояние между точкой В и проекцией центра тяжести на линию»
горизонта;
Рхв — нагрузка на костыль или хвостовое колесо;
b — расстояние от точки В до пересечения с линией горизонта Пер-
пендикуляра, опущенного из точки касания костыля подставки
или платформы весов или из оси хвостового колеса;
G — чистый вес всего самолета.
Откладывая величины х1( х2 и х3, подсчитанные для трех различных
положений самолета от точки В (фиг. 2) на соответствующих линиях гори-
зонта (по направлению к хвосту) и восстанавливая в конце этих отрезков
перпендикуляры к линии горизонта, находят на пересечении этих перпенди-
куляров центр тяжести самолета. При точных измерениях и построениях
пересечение этих перпендикуляров практически происходит в одной точке.
При грубых измерениях в месте пересечения перпендикуляров получается
треугольник, ширина которого вдоль хорды не должна быть более 0,25%
средней аэродинамической хорды крыла. За центр тяжести самолета при-,
нимают в этом случае среднюю точку этого треугольника.
Наложив на боковую проекцию самолета среднюю аэродинамическую
хорду (САХ), которая подсчитывается конструкторским бюро и присылается
;на летную станцию вместе с материалом по теоретической центровке само-
лета, определяют положение цент-
ра тяжести по отношению к САХ
(фиг. 3).
Центровку самолета принято
выражать в процентах от средней
аэродинамической хорды крыла.
Если обозначить через ха — рас-
стояние от передней кромки сред-
ней аэродинамической хорды до
проекции на нее центра тяжести
самолета, а через у0 — кратчайшее
расстояние центра тяжести от этой хорды (фиг. 3), то центровка самолета
-по хорде и по высоте, выраженная в процентах средней аэродинамической
лорды, подсчитывается таким образом:
Фиг. 3. Координирование центра тяжести
относительно средней аэродинамической
хорды
х = -ф-100; у = ^--100.
b л b
Некоторые конструкторские бюро при расчетах и продувках относят
щентр тяжести самолета не к средней аэродинамической хорде, а к какой-
нибудь другой, например, • к корневой хорде или хорде разъема. В этих
случаях на чертеж бокового вида самолета можно накладывать эти хорды
и к ним относить центр тяжести самолета.
В процессе летных испытаний самолета приходится летать на нем
при различном полетном весе и при различных центрах тяжести. Вес са-
•ьмолета и его центровка должны быть известны в каждом полете. Для
этого ведущий инженер ведет в своем дневнике постоянный учет изме-
нений в расстановке оборудования, а борттехник перед, каждым полетом
н после каждого полета должен точно знать количество горючего и сма-
зочного, находящегося в баках и сообщать эти цифры ведущему инже-
неру. Если указатели остатка горючего в баках вызывают сомнение, а
.замена их представляет временные затруднения, то следует баки прота-
рировать по какой-нибудь рейке с делениями и производить измерения
остатка горючего при ее помощи.
При выдаче летчику очередного задания на полет ведущий инженер
должен предварительно лично проверить все размещение грузов на само-
лете и, сделав необходимые пересчеты, внести в полетный листок записи
полного полетного веса самолета, центровку его, количество залитого
•бензина и масла. Пересчет центровки самолета производится следующим
образом. Подсчитывают величины статических моментов от веса пустого
самолета и всех грузов, размещенных на нем относительно осей системы
координат с началом в какой-либо жестко фиксированной точке на само-
лете, находящейся по возможности ближе к центру тяжести. Лучше всего
за такую точку принимать точку пересечения строительной горизонтали
фюзеляжа с плоскостью одного из шпангоутов или противопожарной пере-
14
городки. Выбор такой точки диктуется желательностью повышения точ-
ности пересчетов и удобствами, которые можно внести в технику пере-
счетов.
Ранее уже было указано, что конструкторское бюро вместе с расчет-
ными материалами должно передавать на летную станцию центровочный
чертеж самолета (фиг. 4) и таблицы с указанием весов и координат разме-
щения всех съемных грузов относительно выбранной системы координат.
Проверив веса и координаты центра тяжести этих грузов, можно заранее
составить таблицу статических моментов от съемных грузов относительно
точки О (фиг. 4) и тогда техника пересчета сведется лишь к алгебраи-
ческому суммированию этих моментов. Алгебраическая сумма моментов
относительно этой точки О (фиг. 4) от веса пустого самолета и всех грузов,
размещенных на нем, очевидно, будет равна моменту от полного веса само-
лета относительно этой же точки. Отсюда можно найти координаты нового
центра тяжести самолета относительно выбранной системы с началом
в точке О (фиг. 4). Они определяются по формулам:
Go-Xo-bSg-х . +
Х~ G ’ G
где: О0 — вес пустого самолета,
хо и Jo— координат центра тяжести пустого самолета (фиг. 4),
EgxиEgy— алгебраические суммы моментов от всех съемных грузов отно-
сительно точки О (фиг. 4),
G — полный вес самолета.
д?—вес патронов
Фиг. 4. Центровочный чертеж самолета
К числу съемных грузов следует относить: экипаж самолета, съем-
ное оборудование, вооружение, горючее, коммерческий груз. Убирающееся
шасси самолета также вызывает смещение центра тяжести самолета. Учет
влияния убирания шасси на смещение центра тяжести самолета произво-
дится таким же образом; поэтому в таблицу статических моментов вносится
статический момент от веса убранного шасси.
Взвешивание и определение центра тяжести самолета обычно произ-
водится на колесном шасси. При замене колес на лыжи необходимо учиты-
вать разницу в весах колес и лыж, а также некоторое смещение центра
тяжести самолета вследствие несовпадения центра тяжести лыжи с ее
осью вращения. Если взвешивание самолета производится на лыжном
шасси, то амортизаторы лыж должны быть освобождены.
15
3. Земные испытания
После того, как самолет самым тщательным образом осмотрен, отре-
гулирован, обмерен и взвешен, приступают к земному испытанию его
ответственных агрегатов.
1. Испытание винт о-м оторной группы. Испытание винт о-
моторной группы производится в следующем порядке:
а) Проверяются и тарируются в лаборатории все приборы винто-мо-
торной группы, если они не были проверены во время постройки самолета^
б) Полностью заливаются горючим бензобаки и проверяется герме-
тичность как самих баков, так и всей бензосистемы.
Убедившись в герметичности баков и всей бензосистемы или устранив
подтекания в системе, если они имели место, горючее сливают в бочки и
взвешивают. Зная вес тары, определяют вес залитого горючего, а по его
удельному весу определяют емкость баков в литрах. Если на самолете
имеется несколько баков, то слив горючего производят из каждого бака
по отдельности или одновременно, но в разные бочки. Горючее следует
сливать полностью. Если при трехточечном положении самолета часть го-
рючего может оставаться в баках, то следует несколько поднимать хвост,
чтобы дать горючему возможность слиться полностью.
Во время этих работ производится хронометраж. Ведущий инженер
в своем дневнике ведет запись времени, потребного на заливку и слив
горючего, отмечая при этом способ заливки (автозаправщик, заправка
ручным альвейером) и количество людей, занятых при этом.
в) Аналогичным образом производится опробование систем жидкост- •
ного охлаждения и охлаждения масла, проверка их емкости, а также опре-
деление времени, потребного на заливку и опоражнивание этих систем.
г) Убедившись в герметичности баков и бензо,- водо и маслосистем
в статическом состоянии, приступают к опробованию винто моторной
группы, для чего бензобаки заливаются горючим на 2—3 часа работы
моторов.
Примечание (к пункту „6“ и „в"). Если самолет больших размеров, многомотор-
ный, то определение емкости баков может отнять много времени. В таких случаях, чтобы
не. задерживать испытаний, эту работу можно проделать несколько позднее, хотя бы в один;
из дней, когда почему-либо полетов не производится.
При гонке моторов на месте определяется:
1) качество работы агрегатов запуска,
2) достаточность охлаждающей системы;
3) плавность работы моторов на разных режимах от малого до пол-
ного газа через каждые 50 оборотов в минуту при переводе с одного*
режима на другой;
4) наличие вибраций винтов на разных оборотах мотора, устанавли-
ваемое по специфическому гулу, почти всегда вызывающему болевые
ощущения в ушах и по колебаниям концов лопастей, наблюдаемых в плос-
кости вращения;
5) наличие вибраций моторных рам или других частей самолета;
6) возможность работы на разных бензобаках путем переключения:
перекрывных кранов во время гонки моторов;
7) удобство включения подогревов карбюратора и их эффективность;
8) определяется остаток горючего в баках, при котором мотор пере-
стает работать;
9) определяется способ остановки моторов.
Примечание (к пункту 4 и 5). В случае обнаружения сильной тряски винто-мо-
торной группы вопрос ее устранения решается главным конструктором и специалистам»
конструкторского бюро.
Гонка моторов до первого вылета производится обычно несколько'
раз по 15—20 мин., общей продолжительностью 2—3 часа. Это вызываете»
16
необходимостью освоения особенностей агрегатов запуска или самих мо-
торов, если они новые, доводкой регулировки малого газа и автомата над-
дува, а также необходимостью осмотра моторных рам и всех ответствен-
ных агрегатов мотора после каждой гонки. При гонке моторов следует
обращать особое внимание на работу секторов газа, которые должны
легко передвигаться и в то же время не сползать с места при установ-
лении какого-либо режима мотора.
Кроме того, в процессе испытания винто-моторной группы на земле
подбирается в первом приближении шаг винта. Обороты винта при работе
мотора на полном газе на земле устанавливаются по данным аэродинами-
ческого расчета. Если же заранее известно, что разбег машины будет
тяжел или аэродром для данного самолета может быть мал, для облегче-
ния первого взлета можно шаг винта дать меньший, уменьшив угол уста-
новки лопастей на 2—3° против расчетного.
В процессе земных испытаний выявляются и устраняются все мелкие
дефекты винто-моторной группы и проверяется работа всех приборов мо-
торного оборудования. Кроме того, во время земных испытаний должно
быть определено время, потребное на подготовку моторов к запуску, а
также время, потребное на одевание и снятие капотов моторных устано-
вок. Обо всем этом ведущий инженер производит запись в своем дневнике.
2. Испытание тормозов при гонке моторов. Одновременно
с гонкой моторов производится испытание тормозов на месте. Тормоза
должны быть отрегулированы таким образом, чтобы в отпущенном состо-
янии они не давали никаких заеданий. Это проверяется путем поочеред-
ного освобождения колес домкратами. Необходимо добиться, чтобы в за-
жатом .состоянии тормоза держали самолет при гонке моторов вплоть до
полного газа.
3. Испытание убирающегося шасси. Независимо от того,
что уже в цехе было произведено испытание шасси, после сборки само-
лета на аэродроме делается контрольная проверка их работы с участием
летчика. Методика испытания применяется такая же, как и на заводе, но
количество подъемов и спусков берется меньшее (20—30 убираний и
выпусканий), причем приведение в действие механизмов производит сам
летчик для приобретения навыков.
Если в конструкции механизмов убирающегося шасси предусмотрено
аварийное ручное приспособление, то такое же количество убираний и
выпусканий производится при его помощи. Если это аварийное приспособ-
ление находится в кабине штурмана или стрелка, то освоить технику
пользования им обязаны ведущий инженер, борттехник и те инженеры и
техники, которые в процессе испытаний самолета будут находиться в этой
кабине. Без умения пользоваться аварийным спуском шасси эти люди не
могут быть допущены к участию в полетах.
ГЛАВА III
ПОДГОТОВКА ЛЕТЧИКА К ПЕРВОМУ ПОЛЕТУ
Подготовка летчика к первому полету начинается еще до окончания
постройки самолета с того момента, когда конструкторское бюро уже
имеет окончательные продувки самолета и окончательный расчет его
данных. Ведущий летчик должен изучить эти материалы хотя бы на-
столько, насколько это ему необходимо для первого вылета. Эта работа
проводится совместно с конструктором самолета и ведущим инженером.
Обычно она протекает в следующем порядке.
2 Чесалов 17
1. Ознакомление с продувками на продольную статическую
устойчивость
Рассматриваются кривые статической продольной устойчивости само-
лета с зажатой и брошенной ручкой при различных центрах тяжести. Хотя
эти кривые получаются при продувке модели самолета чаще всего для
случая планирования и кривые для натурального самолета в моторном
полете могут значительно отличаться от них—все же они в первом при-
ближении дают представление о поведении самолета в продольном на-
правлении, а также о степени влияния зажатия руля на продольную
статическую устойчивость. По продувкам всегда получается, что самолет
с брошенной ручкой имеет меньшую 1 статическую устойчивость, чем при
зажатой ручке.
Для первого полета обычно выбирают такой центр тяжести само-
лета, при котором кривая продольной статической устойчивости с бро-
шенным управлением на летных режимах имеет небольшую положитель-
ную статическую устойчивость. Если из продувок известна центровка
самолета, при которой самолет становится нейтральным при брошенной
ручке, то для первого полета следует создать центровку на 2% более
переднюю, чем упомянутая выше. Выбор центра тяжести самолета, при
котором он не был бы чрезмерно устойчив, диктуется такими соображе-
ниями. Известно, что при переходе к более передним центровкам само-
лета продольная статическая устойчивость его увеличивается на всех
режимах полета, а увеличение значения коэфициента продольной стати-
ческой устойчивости влечет за собой увеличение углов отклонения руля
высоты, потребных для перевода самолета с одного режима на другой.
Если учесть, что на близпосадочных режимах всегда имеется положитель-
ная продольная статическая устойчивость, даже у самолетов неустойчи-
вых на нормальных режимах, то станет ясно, что стремиться при первом
полете к большой устойчивости при посадке не стоит. При выборе центра
тяжести для первого полета, оценивая достаточность, рулей на посадку,
необходимо учитывать, что данные продувок могут быть заниженными
по сравнению с натурой на 8—10°, т.-е. угол отклонения руля высоты
для балансировки самолета на посадочном (стояночном) угле атаки по
продувкам может оказаться на 8—10° меньше, чем в натуре. Кроме того,
следует учитывать некоторую небольшую деформацию проводки управ-
ления, благодаря которой может также происходить небольшой недобор
угла руля высоты.
неустойчивость на близпосадочных углах
атаки
Следовательно, выбор
центра тяжести для первого
полета производится на основе
хорошего сочетания двух фак-
торов: достаточности руля
высоты для посадки и нали-
чия хотя бы небольшой про-
дольной статической устойчи-
вости самолета с брошенной
ручкой на нормальных режи-
мах полета. Разумеется, при
наличии у самолета щитков-
закрылков достаточность ру-
лей на посадку определяется
при условии, что они полно-
стью открыты.
При просмотре кривых продольной статической устойчивости необ-
ходимо обращать внимание на течение этих кривых. У некоторых само-
1 Так как продувки всегда соответствуют случаю полного весового уравновешивания
рулей, вследствие которого устойчивость при свободной ручке уменьшается.
18
летов имеется хорошая продольная статическая устойчивость на всем
летном диапазоне скоростей, а при переходе на большие углы атаки, на
некотором участке этой кривой устойчивость уменьшается и становится
отрицательной, резко переходя затем опять к положительным значениям
{фиг. 5). Это нарушение .устойчивости объясняется влиянием аэродинами-
ческой тени крыла на оперение самолета или преждевременным срывом
с крыла в центральной его части при некоторых углах атаки. При пра-
вильной компановке самолета в части взаимного расположения крыла и
горизонтального оперения, а также зализов, этого явления почти совсем
не должно быть или оно может быть выражено очень слабо. Если эта
устойчивость выражается на кривых очень сильно \ то ведущий летчик
немедленно должен потребовать переделать самолет с целью устранения
этого явления.
Необходимо проверить установку стабилизатора. Он должен соот-
ветствовать выбранному центру тяжести для первого полета.
2. Ознакомление с продувками и расчетами шарнирных моментов рулей
Следующий вопрос, который требует к себе осторожного подхода
при первом полете—это вопрос о величине нагрузок на все рули. Необ-
ходимо убедиться, что нагрузки на рули не будут чрезмерно большими
или нет другой крайности—перекомпенсации их. Виды аэродинамической
.компенсации органов управления, которые можно встретить в конструк-
циях современных самолетов (осевая, щелевая, серво-рули, осевая в ком-
бинации с роговой или серво-рулями), не всегда позволяют заранее дать
оценку «ее, если не имеется систематических исследований в трубе, про-
веренных в натуре. Здесь очень много зависит от взаимной компановки
руля со стабилизатором, килем или крылом. Если, например, у руля сим-
метричного профиля, свободно стоящего в потоке (без киля, как это
часто делают на планерах), можно допустить его подвеску на 20% хорды,
а при 22—23% будет уже перекомпенсация, то при осевой или щелевой
компенсации, перекомпенсация иногда не наблюдается при подвеске рулей
даже на 30% хорды. Здесь приходится полагаться полностью на продувки
в трубе и расчеты конструкторского бюро, которые должны быть самым
тщательным образом проверены. В первом полете нужно бояться как
чрезмерно больших нагрузок на рули, так и, в особенности, перекомпен-
сации их. Если нет полной уверенности в том, что перекомпенсации у
рулей не будет, то лучше пойти на то, что нагрузки будут несколько
большими и загрубить рули искусственным способом, наклепав, например,
ла их заднюю кромку металлическую пластинку, которую впоследствии
можно обрезать по частям, или изменить компенсацию каким-либо другим
«способом.
Перекомпенсации рулей и элеронов следует бояться потому, что она
может привести иногда к очень неприятным последствиям или даже к
аварии самолета. Например, в случае больших самолетов при грубой
перекомпенсации могут получиться настолько большие обратные нагруз-
ки, что с ними трудно будет справиться физически; перекомпенсация
рулей или элеронов в пределах небольших углов отклонения их от
нейтрального положения, что чаще всего имеет место при серво-рулях,
может вызвать преждевременную вибрацию типа флаттер; перекомпенса-
ция руля высоты делает самолет не только неустойчивым в продольном
«направлении, но и трудно управляемым.
3. Ознакомление с полярой самолета
Наконец, летчик знакомится с полярой самолета, полученной по
(продувкам его модели в трубе. Хотя поляра, полученная путем продувки
1 Это будет указывать на вероятность баффтинга на данном самолете.
19
модели в трубе и будет несколько отличаться от поляры самолета ®
полете,, в особенности, в моторном полете, все же она в первом прибли-
жении позволяет судить о „летучести" самолета и его поведении на близ-
посадочных углах атаки.
При просмотре поляры следует обратить внимание на угол атаки,,
при котором начинается срыв с крыла и на характер этого срыва. Стоя-
ночный угол атаки должен, на 2—3° быть-
меньше угла при максимальной подъемной
силе. У хороших профилей срыв происходит
постепенно и поляра на близпосадочных уг-
лах загибается плавно;, на углах больше-
посадочного подъемная сила сохраняется
вплоть до очень больших углов атаки и.
падает также плавно (фиг. 6). Самолет, име-
ющий такую поляру, не будет проваливаться,
при посадке, а также не будет иметь склон-
ности к сваливанию в- непроизвольный што-
пор при „передирании".
Получив представление о предполага-
емой продольной устойчивости самолета,,
нагрузках на рули и элероны, их запасе,,
зная поляру самолета в сочетании с нагруз-
кой на квадратный метр несущей поверх-
ности и на лошадиную силу, зная вес само-
лета в первом полете, опытный летчик-
испытатель по аналогии с другими самолетами, на которых ему прихо-
дилось летать ранее, должен представить себе, как самолет полетит-
первый раз и какова на нем будет посадка.
4. Приобретение необходимых навыков к новому самолету
Путем упорной тренировки на земле ведущий летчик должен приоб-
рести необходимые навыки к новому самолету, а также практические
навыки по работе со всеми агрегатами оборудования кабины. Делается
это следующим образом.
Летчик в полном обмундировании и с парашютом производит окон-
чательную пригонку положения сидения с таким расчетом, чтобы иметь
правильный, хороший обзор как в полете, так и при посадке. Затем про-
изводится' регулировка рычагов управления. Положение педалей регули-
руется таким образом, чтобы при отклонении руля направления до отказа
нога была чуть-чуть согнута. Ручка при выборе на себя полностью не
должна доходить до живота летчика на 50—70 мм. При даче ручки от
себя до отказа летчик не должен отклоняться корпусом, вперед.
После того, как положение сидения окончательно установлено и
рычаги управления отрегулированы, летчик должен приучить себя к си-
дению в новом самолете настолько, чтобы он перестал ему казаться
„новым". За время производства земных испытаний, при стоянке самолета*
на земле, ведущий летчик не менее трех раз по 10—15 минут должен,
посидеть на пилотском месте в обмундировании с парашютом для того,,
чтобы зрительно запечатлеть трехточечное положение самолета относи-
тельно земли в момент касания ее тремя точками при первой посадке.
Самолет должен в это время стоять на аэродромном поле и перед ним не-
должно быть никаких строений. Летчик должен создать иллюзию посадки на>
три точки—вообразить, что он совершает такую посадку. В это время его-
левая рука должна находиться на секторах, ноги на педалях, а правой,
рукой он выбирает ручку на себя. Он должен, смотреть на землю так,.
20
как это требуется при совершении посадки в момент касания тремя
точками. Это необходимо для того, чтобы приучить глаз к точному опре-
делению расстояния самолета до земли и положения его частей, находя-
щихся в поле зрения, относительно земли Ч На различных самолетах
расстояние от глаз летчика до земли разное и для того, чтобы совершить
точную посадку на три точки, необходима такая предварительная трени-
ровка.
Кроме того, в процессе земных испытаний винто-моторной группы
летчик должен настолько практически освоить оборудование кабины
(расположение приборов, секторов, контактов, кранов, противопожарных
устройств и т. д.), чтобы у него выработался автоматизм в работе, как
у человека давно летающего на одной и той же конструкции или у шо-
фера автомобиля. Располож-ение приборов на доске должно быть для
него настолько знакомо, чтобы ему не приходилось искать нужный при-
бор, когда ему понадобиться знать его показание. Пользование бензино-
выми кранами для переключения работы моторов на другие баки, аварий-
ным контактом, огнетушителем и т. д. должно происходить, если это
потребуется, автоматически, без всяких напряжений памяти. Это достигается
также только упорной тренировкой летчика на земле до первого вылета.
После такого практического изучения кабины ведущим летчиком
можно быть спокойным, что в аварийных случаях он не растеряется
и будет быстро находить то, что ему нужно.
5. Рулежки
После практического освоения оборудования кабины летчик присту-
пает к рулежкам.
Первые рулежки производятся с целью:
а) проверки работы амортизации и подбора ее;
б) опробования тормозов—оценивается быстрота захвата и растор-
маживания;
в) определения возможности держать прямую при встречном, боко-
вом и попутном ветре;
г) проверки прочности шасси и костыля;
д) определения склонности к капотированию при резком тормо-
жении.
Эти рулежки производятся как по ровному, так и по неровному
•аэродрому на скорости от Ю до 50 км]ч.
6. Пробежки и подлеты
После рулежек самолет детально осматривается и в случае отсут-
ствия какого-либо изменения в конструкции допускается к пробежкам
с поднятым хвостом или небольшим подлетам, если это позволяет длина
аэродрома.
Пробежки делаются следующим образом. Летчик дает плавно полный
газ с места старта и доведя машину почти до отрыва, газ сбрасывает,
предоставляя самолету возможность катиться. Ручка при этом плавно
'Выбирается на себя до полного прижатия хвоста. При подлетах самолет
доводится до отрыва, затем в течение нескольких секунд выдерживается
над землей на высоте 1—2 м, после чего газ убирается и производится
ятосадка.
1 Этот метод всегда использовал в своей работе Герой Советского Союза тов. Громов.
Такая тренировка на земле сильно облегчает летчику расчет первой посадки на три точки,
в особенности в тех случах, когда ему приходится летать на самолетах разных размеров,
у которых расстояние от кабины летчика до земли меняется в больших приделах.
21
При пробежках и подлетах летчик выясняет следующие вопросы:
1) наличие у самолета тенденции к заворотам и возможность держать
прямую при разбеге и пробеге;
2) правильность установки стабилизатора или триммера руля высоты;
3) есть ли грубая перекомпенсация рулей;
4) в первом приближении достаточность руля высоты для трехто-
чечной посадки.
Летчик должен быть очень внимательным и должен точно запомнить
движения ручки и педалей, а также величину и направление нагрузок на
них во все моменты пробежки или подлета, начиная от дачи газа и кон-
чая малой скоростью в конце пробега.
Если самолет заворачивает при разбеге или пробеге, то летчик
должен запомнить, с какого момента особенно чувствуется тенденция
к завороту, предельное положение педалей для парирования заворотаг
чтобы хотя бы грубо оценить запас руля поворота на этот случай, вели-
чину и направление нагрузки на руль, положение ручки и хвоста са-
молета.
Оценка правильности установки стабилизатора или триммера руля
высоты производится на основе поведения ручки опытного самолета
и направления нагрузки на нее за все время разбега, начиная от дачи
газа до отрыва самолета. Здесь легче всего руководствоваться своим
прежним опытом полетов на нормально устойчивых самолетах. В. качестве
примера можно взять хотя бы Р-5. При правильной установке стабилиза-
тора или триммера руля высоты и отсутствии перекомпенсации руля
высоты, к моменту отрыва ручка должна прийти в нейтральное положе-
ние и не должна иметь никакой нагрузки. В случае, если при отрыве
самолета получилось давление на ручке в ту или другую сторону, то
это может показывать на то, что у самолета неправильно установлен стаби-
лизатор или триммер руля высоты или руль высоты имеет грубую пере-
компенсацию. При подлетах можно в первом приближении выяснить
также и грубую перекомпенсацию элеронов.
Когда все обнаруженные неточности в балансировке самолета ^или
компенсации рулей будут устранены и в момент отрыва самолета на
ручке будет достигнута нулевая нагрузка, можно приступить к первому
полету.
ГЛАВА IV
ПЕРВЫЙ ПОЛЕТ
Экипаж в первом полете берется,, как правило, самый минимальный.
На одномоторных и двухмоторных самолетах первый вылет совершается:
одним летчиком без экипажа. На многомоторных самолетах в экипаж,
включаются только те люди, без которых нельзя вести самолет.
При первом полете на опытном самолете старт на аэродроме для
других самолетов должен быть закрыт и всякие полеты прекращены.
Старт для первого полета выбирается самый большой по длине. Чтобы
быстро набрать нужную для взлета скорость, и сократить дю минимума
длину разбега, что больше гарантирует безопасность, летчик дает плавно
полный газ сразу же, как на известном самолете. Во избежание заворота
от резкого действия жироскопического момента от винтов хвост следует
поднимать плавно. После отрыва, по мере набирания скорости, нормаль-
ный самолет должен начинать кабрировать и летчик должен слегка отда-
вать ручку от себя, чувствуя постепенное увеличение нагрузки. Если
давление на ручку возрастает резко и усилия получаются большие на-
22
столько, что с ними трудно справиться, летчик сбавляет газ и делает
посадку1.
Такой случай свидетельствует о каких-то особых ненормальностях
самолета, которые не могли быть выяснены в процессе пробежек или
подлетов. Вероятность этого случая очень мала, если к земным испыта-
ниям, в частности к пробежкам и подлетам, ведущий летчик отнесся
достаточно серьезно. В нормальном случае могут иметь место небольшие
давления в ту или другую сторону. Они устрайяются перестановкой ста-
билизатора или триммера руля высоты.
До высоты 250—300 м подъем совершается по прямой без разворо-
тов для того, чтобы не столкнуться с возможной перекомпенсацией ру-
лей. Начиная с момента отрыва и во все время подъема летчик должен
следить за показаниями приборов винто-моторной группы. При обнаруже-
нии каких-либо ненормальностей в работе охлаждения (перегрев) или
работе самих моторов, он уже должен себя подготовить к тому, что не
исключена возможность посадки и соответственно оценить обстановку.
В этом случае, на высоте 250—300 м самолет переводится в горизонталь-
ный полет и моторам даются средние обороты. Горизонтальный полет
производится по кругу вблизи аэродрома с таким расчетом, чтобы в лю-
бой момент можно было перейти на планирование. Летчик продолжает
наблюдать за показаниями тех же приборов. Если на горизонтальном по-
лете температура воды, масла, головок цилиндров приходит в норму, то
полет можно продолжать; в противном случае — совершается посадка.
Развороты делаются очень плавными и с небольшим креном. При первом
развороте летчик должен быть особенно внимательным к направлению
нагрузок на рычаги управления и убедиться в том, что направления на-
грузок на рули нормальные.
В нормальных случаях, т. е. если винто-моторная группа работает
хорошо, самолет хорошо слушается рулей и не валится сильно на крыло,
подъем производится до высоты 600 — 800 м, где летчик переводит
машину в горизонтальный полет, не допуская при этом больших скоростей.
Предельной скоростью для первого полета следует считать 0,7—0,75 его
максимальной скорости по аэродинамическому расчету, независимо от
того, будет ли это планирование или моторный полет.
При подъеме до 600—800 м и в горизонтальном полете на разных
оборотах мотора летчик и экипаж самолета ведут наблюдение за поведе-
нием отдельных частей самолета. Необходимо убедиться в том, что нет
вибраций крыльев, элеронов, стабилизатора, руля высоты, руля направле-
ния и т. д., вызываемых работой винто-моторной группы. Если они имеют
место, то следует оценить величину амплитуды колебаний и записать
обороты мотора, при которых они имеют место. Летчик должен убедиться
в том, что рычаги управления стоят спокойно на всех режимах и нет
никаких подергиваний их. В случае замеченных каких-либо ненормально-
стей производится посадка и о замеченных недостатках докладывается
главному конструктоу, который и принимает решение о возможности или
невозможности дальнейших полетов.
Несмотря на то, что расчеты и продувки дают значительную гаран-
тию в том, что самолет должен вести себя нормально, ведущий летчик
как при первом полете, так и при последующих полетах должен быть
очень осторожным в части управления самолетом и не делать резких
эволюций, пока самолет недостаточно им изучен практически. Если он
обнаруживает какие-либо ненормальности в поведении самолета при от-
клонении от прямолинейного полета, то ан должен вернуть его в преж-
ний режим полета и повторить эксперимент сначала, чтобы иметь твер-
дое суждение об обнаруженном явлении. Переход от одной эволюции
1 В обстановке сложной для посадки летчик прибегает к выключению аварийного
контакта.
23
к другой должен совершаться плавно, осторожно и последовательно,
путем перехода от менее сложных к более сложным эволюциям.
В нормальном случае дальнейшее испытание самолета при первом
полете протекает в следующем порядке:
1. Летчик балансирует машину на подъем и начинает пробовать ее
продольную устойчивость. Газ при этом может быть дан полный или
почти полный. Когда режим самолета установится, ручка отклоняется
вперед или назад с таким расчетом, чтобы скорость увеличилась или
уменьшилась, примерно, на 20 км/ч. Если при этом на ручке возникают
нормальные давления и самолет будет иметь тенденцию к возвращению
в режим балансировки, т.-е. в первом случае будет проситься на кабриро-
вание, а во втором случае „поклевывать", то можно сказать, что стати-
ческая продольная устойчивость у самолета на этом режиме имеется.
В этом случае летчик может попробовать и его динамическую устойчи-
вость с брошенной ручкой. После изменения скорости от режима балан-
сировки, примерно, на 20 км':ч в ту или иную сторону, летчик выдерживает
измененную скорость до тех пор, пока она окончательно не установится.
Затем отпускает ручку и смотрит, что делается с самолетом. Устойчивый
самолет после совершения нескольких колебаний должен вернуться в ре-
жим балансировки.
Обследование ряда самолетов в натуру показывает, что у большин-
ства самолетов продольная устойчивость при подъеме с полным газом
всегда несколько меньше, чем при горизонтальном полете и при планиро-
вании. Поэтому при первом полете можно ограничиться таким обследо-
ванием продольной устойчивости при подъеме, взяв только не один, а
три режима балансировки. Например, можно взять такие скорости: одну
скорость на 30% меньше расчетной максимальной скорости, одну скорость
превышающую на 30 км'ч. минимальную и одну промежуточную.
Неустойчивый или малоустойчивый самолет будет очень трудно
поддаваться балансировке. При изменении скорости от режима баланси-
ровки в ту или другую сторону, на ручке могут получаться нагрузки,
близкие к нулевым, а в некоторых случаях ручка будет сама стремиться
уйти от нейтрального положения в ту или другую сторону даже в том
случае, если на руле нет никакой аэродинамической компенсации.
Этот вопрос разбирается более подробно в главе о доводке самолета.
При определении продольной устойчивости самолета в первом по-
лете этим можно ограничиться.
2. Если у самолета есть признаки продольной устойчивости и он
хорошо сбалансирован в поперечном направлении, можно в первом полете
получить оценку и элементов его боковой устойчивости — способности
выходить из крена и возвращаться к прямолинейному полету при откло-
нении от курса. Методика здесь следующая:
а) Сбалансировав самолет на каком-либо режиме и выдержав его
в течение полутора—двух минут, летчик дает самолету небольшой крен
(до 10°) и оставляет ручку или штурвал полусвободными1, строго выдер-
живая ногой в то же время курс самолета.
Устойчивый самолет должен сам стремиться выравнять крен без
вмешательства летчика и ручка будет сама стремиться в нейтральному
положению. Неустойчивый самолет будет стремиться увеличивать крен
до тех пор, пока в управление не вмешивается летчик. Нейтральный са-
молет будет продолжать полет с заданным креном.
б) Не меняя балансировки самолета, летчик возвращает его снова
1 Термин „полусвободная" ручка, штурвал или педаль следует понимать таким обра-
зом это значит, что летчик не препятствует своей рукой или ногой перемещению того
или иного рычага управления, хотя его рука может находиться на ручке или штурвале
или ноги на педалях. Такой метод обеспечивает более быстрое вмешательство летчика
в управление, если в этом встречается необходимость.
24
к прямолинейному полету. Когда режим самолета установится, летчик,
•сохраняя горизонтальность положения крыльев при помощи элеронов,
путем воздействия на педали отклоняет слегка самолет от курса, а затем
оставляет педали полусвободными, предоставляя им возможность двигаться
в желаемую сторону. Самолет, имеющий устойчивость пути, сам будет
стремиться вернуться к прямолинейному полету. Неустойчивый самолет
потребует вмешательства летчика, так как будет уходить от курса, а
нейтральный самолет будет продолжать полет с некоторым сносом. Дан-
ный метод применяется Героем Советского Союза тов. Громовым и при
испытаниях на некоторых заводах в Америке. Оценка степени устойчи-
вости самолета производится субъективно сравнением с известными уже
в эксплоатации конструкциями.
3. На самолете, ведущем себя нормально в части устойчивости,
в первом же полете можно попробовать делать неглубокие виражи и раз-
вороты с креном до 30°, наблюдая за координацией ручки и педали, а
также оценивая в первом приближении способность его к выполнению
маневров.
4. В течение всего первого полета, который обычно занимает
20—30 минут как летчик, так и экипаж самолета должны вести наблюде-
ние и запись показаний приборов моторного оборудования, начиная с места
старта и кончая посадкой. В воздухе, кроме того, одновременно с пока-
занием этих приборов ведется запись скорости, высоты по альтиметру и
температуры наружного воздуха. Эти записи, хотя бы и не совсем систе-
матичные, могут -в первом приближении дать суждение об- эффективности
охлаждающих устройств моторной группы.
5. Если опытный самолет 2-моторный или многомоторный и моторы
работают хорошо, в первом полете можно проверить и достаточность
руля поворота при полете с одним задросселированным крайним мотором.
Летчик на горизонтальном полете при скорости, на 30—40% превыша-
ющей расчетную посадочную скорость без щитков, постепенно начи-
нает сбавлять газ у одного из моторов, а заворот парировать ногой.
Вследствие уменьшения мощности, отдаваемой винто-моторной группой,
самолет должен при этом пойти со снижением, если его не перевести на
большие углы атаки и не уменьшить скорость. Обычно поступают по-дру-
гому. Одновременно с прикрытием газа у одного из крайних моторов
остальным прибавляют газ и скорость сохраняется. Летчик должен опре-
делить при этом запас руля направления при полете без крена, а также
оценить нагрузку на педаль.
6. Затем летчик переходит к определению влияния открытия щитков
на балансировку и оценке достаточности рулей на посадку. Как показы-
вает опыт, на разных самолетах влияние открытия щитков проявляется
по-разному. У одних открытие щитков вызывает „потягивание на нос“ и
требует ббльшего угла отклонения руля высоты для трехточечной по-
садки, чем это нужно для такой же посадки с закрытыми щитками.
У других самолетов может получиться обратная картина.
Во избежание недостаточности рулей при посадке со щитками и
устранения опасности „козлов“ на современных скоростных самолетах
необходимо еще в воздухе убедиться в достаточности руля высоты для
совершения трехточечной посадки. Для этого летчик поступает следую-
щим образом. При планировании с убранным газом на скорости, превы-
шающей посадочную на 50—60 км1ч, летчик балансирует машину, а за-
тем открывает щитки и замечает, что происходит с балансировкой. Если
самолет сильно „тянет на нос", то для первой посадки щитки можно
открывать только наполовину.
Достаточность руля высоты для посадки оценивается запасом в от-
клонении ручки на себя при попытке совершить, так называемую, „по-
садку на облако". „Посадка на облако" заключается в том, что летчик
переводит самолет на малые скорости, близкие к посадочной. Если при
25
скоростях близких к посадочной запас руля есть, то можно быть уверен-
ным, что рулей на посадку хватит. В противном случае рулей может не
хватить. В зависимости от оценки запаса руля, летчик принимает решение
об открытии щитков на тот или иной угол. Следует помнить, что при
пользовании щитками помимо уменьшения посадочной скорости сильно
меняется крутизна глиссады планирования, а это облегчает расчет на по-
садку, в особенности на современных скоростных самолетах с хорошей
аэродинамикой. Летчика не должно смущать то обстоятельство, что при
планировании с открытыми щитками нос самолета будет сильно опущен.
В результате первого полета летчик и экипаж самолета обязаны
ответить на следующие вопросы:
1. Нет ли у самолета склонности к рысканью на взлете?
2. Нет ли в полете вибраций крыльев, элеронов, стабилизатора, руля
высоты, руля направления, моторной установки?
3. Нет ли видимых деформаций изгиба или скручивания крыльев,
фюзеляжа, хвоста?
4. Легко ли переставляется в воздухе стабилизатор на разных ско-
ростях и балансируется ли самолет на разных режимах?
5. Не валится ли самолет на крыло и при каком режиме балансируется
в поперечном направлении?
6. Каковы нагрузки на рули и элероны?
7. Устойчива ли машина в моторном полете?
8. Какова в первом приближении эффективность органов управления
на разных скоростях?
9. Какая температура и давление масла, температура воды (головок
цилиндров), обороты мотора были в конце подъема на 600—800 м и
в горизонтальном полете на этой высоте на разных режимах? Какова была
температура наружного воздуха? Не переохлаждался ли мотор на плани-
ровании?
10. Как работал мотор?
И. На каких бензобаках поднимался и переключал ли их в полете?
12. Как работает управление газом, жалюзи?
13. Как сказывается открытие щитков на балансировке самолета?
14. Не проваливается ли самолет при выравнивании?
15. При каком положении стабилизатора или триммера руля высоты
совершена посадка?
16. Был ли запас руля высоты при посадке?
17. Нет ли у самолета тенденции к завороту при пробеге?
18. Как пользовался тормозами после посадки?
ГЛАВА V
ДОВОДКА САМОЛЕТА
Прежде чем опытный самолет может быть допущен к испытаниям
с целью определения его летных данных, он должен подвергнуться, если
это требуется, доводке в части устойчивости, управляемости, охлаждения,
вибраций, удобства эксплоатации и жесткости отдельных элементов кон-
струкции. Ближайшие 5—15 полетов (в зависимости от объема работ по
доводке) после первого полета обычно и производятся с целью доводки
самолета.
Эта работа может протекать в каждом частном случае по-разному,
без какой-либо строгой последовательности. В первую очередь, разу-
26
меется, производится доводка тех элементов самолета, которые больше
всего могут задержать дальнейшие работы по испытанию самолета или
другие работы по доводке.
В результате доводки самолет должен не только полностью отвечать
тактико-техническим требованиям по линии его летных, данных, (скорость,
скороподъемность и потолок), а также удобств, простоты и надежности
в эксплоатации, но и быть приятным в пилотировании.
Требования, предъявляемые к опытному самолету при доводке,
обычно сводятся к следующему:
1. Нагрузки на рули высоты, направления и элероны при всех эво-
люциях, присущих данному самолету, не должны вызывать усилий на
ручке, штурвале и педалях давлений более 3—5 кг. Следует стремиться
к тому, чтобы усилия на ручке от руля высоты и элеронов были бы
приблизительно одинаковы; на педалях можно допустить нагрузки раза
в полтора больше, чем на ручке и штурвале; по мере увеличения откло-
нения рулей нагрузки должны соответственно возрастать. При изменении
режима полета нагрузка на рулях должна изменяться в небольших пре-
делах.
2. Самолет при всех эволюциях должен быстро без запаздывания
отвечать на рули; рули должны иметь достаточный запас (мощные рули),
обеспечивающий хорошую приемистость.
3. Должна быть достигнута полная гармония в сочетании движения
рулями, нагрузок на них и реакцией самолета. Большие нагрузки на рулях,
малые отклонения их и сильная реакция самолета — дисгармоничны.
4. В полете по прямой (на подъеме, горизонталях и планировании)
самолет должен балансироваться в продольном направлении на всех ско-
ростях. В случае отсутствия передвижного стабилизатора и триммеров на
рулях самолет должен балансироваться на крейсерской скорости. В послед-
нем случае давления на ручке и педалях при других режимах полета
должны быть минимальными, допускающими длительный- полет без утом-
ления летчика. На больших самолетах, начиная с 2-моторных, следует, как
правило, осуществлять возможность балансировки на всех режимах по
всем трем осям самолета.
5. После дачи полного газа при старте и соответствующего откло-
нения ручки от себя несколько далее нейтрального положения самолет
должен плавно поднимать хвост. Усилия летчика на ручке от руля высоты,
направленные от себя, должны по мере разбега постепенно ослабевать и
исчезать к моменту отрыва.
6. На близпосадочных и посадочных углах самолет должен быть
устойчив.
7. Самолет должен обладать как продольной, так и боковой устойчи-
востью с брошенной ручкой на всем нормальном диапазоне скоростей и
центровок при планировании, горизонтальном полете и подъеме с полным
газом. Продолжительный полет вслепую и в болтанку не должен утомлять
летчика.
8. Самолет не должен иметь тенденций к рысканью при разбеге и
взлете. Можно мириться с небольшой тенденцией к завороту в одну сто-
рону, легко парируемой отклонением педали не более, чем на 2/3—3/4 ее
хода. Многомоторный самолет должен при старте допускать одновремен-
ную .дачу газа всем моторам.
9. Должны отсутствовать завороты при посадке.
10. Самолет должен допускать равномерное эффективное торможение
на оба колеса и в то же время подъем хвоста при разбеге не должен
быть затруднен, например, большим выносом шасси.
11. Температура воды, масла, головок цилиндров- у моторов воздуш-
ного охлаждения должна отвечать техническим требованиям, предъяв-
ляемым к мотору.
12. Должны быть устранены вибрации моторных рам, капотов, стенок
27-
фюзеляжа, рычагов управления, приборных досок и т. д. на всех режимах
полета и на земле.
13. Должна быть устранена вибрация винтов, если она имеет место,
или произведена их замена.
14. Необходимо установить, нет ли у самолета на каком-либо режиме
колебаний хвоста типа баффтинг, а у многомоторных самолетов колебаний
руля направления при несимметричной тяге винтов и устранить эти
недочеты.
15. В целях безопасности полетов при дальнейших испытаниях необ-
ходимо предварительно провести испытания самолета на больших ско-
ростях для проверки отсутствия вибраций типа флаттер.
16. Должны быть устранены все недостатки эксплоатационного по-
рядка, обнаруженные в процессе доводочных полетов, а также усилены
все слабые места конструкции в части прочности и жесткости отдельных
деталей.
Доводка самолета для выдерживания требований, предъявляемых
к нему в пп. 1—7, производится, разумеется, одновременно, так как по
существу она охватывает лишь два вопроса, тесно связанных между собой—
это вопрос об управляемости и вопрос об устойчивости самолета.
Управляемостью самолета называется способность его переходить
из одного режима в другой заданный режим под действием рулей.
При доводке управляемости самолета летчик должен осветить сле-
дующие вопросы, характеризующие управляемость:
1) легкость управления (которая оценивается летчиком по нагрузкам
на ручку и педали при всех эволюциях, присущих данному самолету);
2) запас рулей (определяется неиспользованным углом отклонения
их сверх потребного для выполнения эволюций, присущих данному са-
молету);
3) приемистость самолета (оценивается быстротой перехода самолета
с одного режима на другой; она зависит от мощности рулей и от инерт-
ности самого самолета; оценка ее субъективная);
4) запаздывание (определяется временем между дачей руля и началом
реагирования самолета и оценивается летчиком также субъективно);
5) эффективность органов управления (которая характеризуется мо-
ментами, действующими на самолет при отклонении рулей; с точки зрения
летчика оценивается несколько по-иному. Эта оценка является также
чисто субъективной и базируется на основании совокупности факторов:
легкости управления, запаса рулей, приемистости и запаздывания).
1. Доводка легкости управления
Доводка управления самолета в части его легкости сводится к устра-
нению трения в механизмах управления и изменению шарнирных моментов
.рулей.
Следует добиваться, чтобы трение в механизмах управления было
минимальным. При стоянке самолета в ангаре ручка и педаль должны
трогаться с места при нагрузке не более 0,5 кг. Если конструкция пере-
даточных механизмов управления тросовая, то необходимо добиться,
•чтобы натяжение тросов было одинаковым при всех углах отклонения
«рулей.
Доводка шарнирных моментов рулей практически сводится к изме-
нению аэродинамической компенсации их путем небольших переделок на
месте. Если на каком-либо из рулей нагрузки при первом полете получи-
.лись небольшие и рули близки к перекомпенсации, то тем или иным спо-
собом уменьшают аэродинамическую компенсацию настолько, чтобы быть
полностью уверенным в том, что перекомпенсации не будет. В последую-
щих полетах аэродинамическая компенсация уточняется до тех пор, пока
не будут достигнуты требуемые нагрузки на рычаги управления. Более
.28
неприятным случаем при доводке шарнирных моментов следует считать»
тот, при котором нагрузки получаются чрезмерно большие. Здесь следует
отметить, что итти на увеличение аэродинамической компенсации при по-
мощи серво-рулей следует с большой осторожностью, в особенности, если
сами серво-рули получаются большие. При постановке больших серво-
рулей можно столкнуться с замаскированной перекомпенсацией руля
в небольших пределах его отклонения, а это неприятно по двум сообра-
жениям: во-первых—самолет из-за скрытой перекомпенсации, едва уловимой
на ручке или педалях, может потерять способность „плотно сидеть в воз-
духе" и во-вторых—на больших скоростях при рулях, не имеющих полного
весового уравновешивания, можно натолкнуться на преждевременный
флаттер вертикального, горизонтального оперения или крыльев, если
серво-рули стоят соответственно на руле направления, руле высоты или
элеронах.
Доводку рулей в части шарнирных моментов нельзя вести изолиро-
ванно от изучения устойчивости самолета. Следует иметь в виду, что у
самолетов мало устойчивых нагрузки на рули могут получиться очень,
небольшими даже при отсутствии всякой аэродинамической компенсации.
Это обстоятельство необходимо учитывать и не путать с перекомпенса-
цией руля, которой может и не быть, хотя уменьшение аэродинамической
компенсации руля всегда влияет на устойчивость самолета в сторону ее
повышения. У самолета, устойчивость которого близка к нейтральной или
имеющего даже очень незначительную неустойчивость, уменьшение аэро-
динамической компенсации руля высоты иногда может дать ощутимый
эффект и сильно изменить его поведение в продольном направлении в сто-
рону улучшения. Может оказаться, что после уменьшения аэродинами-
ческой компенсации руля высоты самолет будет значительно „плотнее
сидеть в воздухе" при болтанке и быть более приятным в пилотировании,
но это может иметь место лишь в случае, когда устойчивость самолета
находится на пределе. Здесь дело сводится к увеличению восстанавливаю-
щего шарнирного момента руля, который и оказывает свое влияние на.
продольную устойчивость.
2. Определение запаса рулей
Одновременно с доводкой шарнирных моментов производится и до1-
водка рулей в смысле достаточности их запаса.
Нормальным запасом рулей следует считать 25—30% от возможного»
их отклонения.
Запас руля высоты и стабилизатора определяется обычно из условий
посадки самолета с предельно передней центровкой при полном открытии
щитков и из полета на максимальной скорости с предельно задней цен-
тровкой.
Запас элеронов может быть достаточно хорошо установлен по поло-
жению ручки на глубоких виражах, но, кроме того, должна быть произ-
ведена оценка их эффективности при полете на малых скоростях. Опро-
бование элеронов на малых скоростях следует производить в спокойную
погоду. Скорость полета берется на 15—20 км]ч больше минимальной
скорости полета. Летчик пытается быстро отклонить полностью элероны,,
а затем снова вернуть крылья в горизонтальное положение. При эффек-
тивных элеронах самолет должен быстро крутиться при отклонении их и
летчику трудно довести отклонение элеронов до крайнего положения, так
как . он будет чувствовать потребность возвратить их обратно из-за боль-
шого крена. При недостаточных элеронах их можно успеть отклонить до-
отказа; самолет будет на них реагировать вяло. Здесь следует отметить
однако, что если у самолета большой размах крыльев и имеется разнос
больших масс по размаху, то он легко может позволить отклонить элероны
29-
до отказа. 'В этом случае элероны могут быть мощными и с достаточным
запасом, но большая инертность самолета снижает его приемистость.
Проверка эффективности элеронов на глубоком вираже и путем рез-
кого отклонения их на малых скоростях полета при нормальной компа-
новке самолета обычно позволяет судить об их запасе и достаточности.
Запас руля направления определяется на всех управляемых эволюциях,
присущих данному самолету, начиная от взлета и кончая посадкой.
У многомоторных самолетов запас руля напразления определяется
при горизонтальном полете без крена с одним задросселированным крайним
мотором, а другими, работающими на полном газе, на скорости, превышаю-
щей минимальную на 10—20 км\ч а, кроме того, на взлете при одновре-
менной даче газа всем моторам.
3. Оценка приемистости, запаздывания и эффективности
органов управления
Как уже было сказано выше, приемистость самолета оценивается
быстротой перехода самолета с одного режима на другой. Эта оценка
производится летчиком субъективно сравнение.м с другими известными
самолетами. Приемистость проверяется путем резкой дачи того или иного
руля на малых скоростях полета. Если самолет резко реагирует на дей-
ствие ручки, штурвала или педалей, то у него приемистость считается
хорошей; если же самолет вяло отвечает на резкую дачу рулей, то прие-
мистость считается плохой.
Иногда самолет на резкую дачу руля отвечает не сразу, а с неко-
торым запаздыванием, после чего резко реагирует на рули. Это значит,
что у самолета приемистость хорошая, но происходит запаздывание дей-
ствия рулей.
Иногда самолет сразу же без запаздывания отвечает на рули, но
поворачивается медленно. Здесь могут быть две причины:
1) приемистость самолета плохая из-за недостаточной мощности
рулей и
2) приемистость самолета плохая из-за большой его инертности, хотя
мощность рулей достаточная.
Когда оценивают эффективность органов управления, То не следует
забывать, совокупности всех факторов на нее влияющих: легкость управ-
ления, запас рулей, приемистость и запаздывание. Органы управления са-
молета могут быть расценены как малоэффективные по плохому показа-
телю одного из упомянутых факторов. Например, эффективность рулей
может быть плохой потому, что на ручке и педалях большие нагрузки и
летчик не может достаточно быстро двигать рулями. Эффективность может
быть плохой потому, что рули маломощны и не имеют запаса — рулям
требуются большие отклонения.
Органы управления могут быть эффективны лишь в том случае, если
управление легкое, рули мощные, имеют 25—30% запаса, не дают запазды-
вания, а сам самолет обладает малой инертностью и хорошей приеми-
стостью.
4. Доводка устойчивости самолета
Устойчивостью самолета называется его способность возвращаться
в режим полета, из которого он был выведен какими-либо причинами. От
устойчивости самолета в значительной степени зависит приятность его
пилотирования. Устойчивый самолет летит сам и почти не требует вмеша-
тельства летчика в его управление. При болтанке и полете вслепую он
значительно меньше будет требовать внимания летчика и не будет так
утомлять его. Неустойчивый самолет все время требует от летчика работы
рулями и держит его в напряженном состоянии. Устойчивость самолета
не должна быть чрезмерно большой, так как самолет при этом делается
.30
грубым в пилотировании и требует большой работы рулями при выпол-
нении различных эволюций. Она должна быть такой, чтобы самолет с бро-
шенными рулями „плотно сидел в воздухе“ и позволял летчику легко и
просто производить все необходимые эволюции. Если у самолета большая
разбежка в центровках, то следует добиться, чтобы самолет отвечал этим
требованиям в продольном направлении, хотя бы для той центровки, на
которой больше всего будет эксплоатироваться данный самолет.
Продольная устойчивость
Наличие у самолета динамической устойчивости обусловливает и
наличие у него статической устойчивости. Если он динамически устойчив,
то статически он тоже устойчив. Наличие же статической устойчивости
не всегда может быть показателем того, что самолет будет устойчивым
и динамически.
Поэтому, чтобы быстрее узнать, отвечает ли опытный самолет тре-
бованиям п. 7, необходимо сразу же вести испытание его на продольную
динамическую устойчивость с брошенной ручкой, ограничиваясь лишь
выяснением некоторых факторов, обусловливающих статическую устойчи-
вость. Сначала эти испытания следует производить на трех скоростях
полета: крейсерской скорости, скорости на 25—30 км)ч, превышающей
минимальную и на одной промежуточной. На каждой из этих скоростей
испытания проводятся на планировании, горизонтальном полете и полете
с полным газом. После же испытания самолета на флаттер испытания про-
водятся и на максимальной скорости горизонтального полета. Начинать
эти испытания следует на высоте не менее 1500 м при центровке
самолета, которая получается при его нормальной загрузке и нормальном
полотном весе, охватив затем и предельные центровки — переднюю и
заднюю.
Испытанию самолета на динамическую устойчивость с брошенной
ручкой на каждом режиме должна предшествовать оценка его способности
к балансировке на данном режиме, а также величины и направления на-
грузок на ручке при изменении скорости, примерно, на 20 км[ч в ту или
другую сторону от режима балансировки. По сути дела, эти факторы яв-
ляются, характеризующими статическую устойчивость самолета с брошен-
ной ручкой.
Если балансировка самолета на каком-либо режиме производится
легко, самолет на этом режиме позволяет освободить ручку и держит
скорость, а при попытке отклонения ручки в ту или другую сторону на
не.й возникают противодавления, т. е. ручка стремится вернуться в поло-
жение балансировки, то можно сказать, что на данном режиме у самолета
имеется статическая устойчивость. В этом случае можно сразу же опре-
делить и динамическую устойчивость его с брошенной ручкой на данном
режиме. Делается это следующим образом. После того, как самолет сба-
лансирован и режим полета установился, летчик, не трогая газа, изменяет
скорость полета, примерно, на 20 км[ч в ту или другую сторону. Выдержав
таким образом самолет в течение некоторого времени, пока новый режим
не установится, летчик освобождает ручку.
Динамически устойчивый самолет после совершения некоторого числа
продольных колебаний должен вернуться в тот же режим, из которого
он был выведен и будет продолжать прямолинейный полет на режиме
балансировки (фиг. 7 — D).
Если самолет трудно поддается балансировке и очень чуток к рулям,
то это значит, что у него нет достаточной статической устойчивости.
При освобождении ручки пилота после изменения скорости, примерно, на
20 км/ч в ту или другую сторону он может:
1) возвращаться в режим балансировки очень вяло, совершая боль-
шое число продольных колебаний; в этом случае динамическая устойчи-
вость должна быть расценена как недостаточная;
31
2) совершать колебания с постоянной амплитудой. Если эти колебания
продолжают оставаться в течение 3 минут, то самолет в части динами-
ческой устойчивости следует считать нейтральным (фиг. 7 — С);,
3) совершать колебания с постепенно возрастающей амплитудой if
если летчик своевременно не вмешивается в управление, уйдет в глубокое-
пикирование или кабрирование. В этом случае самолет будет обладать,
колебательной неустойчивостью (фиг. 7 — В).
200
ТОО
300 г
?50 -
200 =
150 -
200
125
100
125
W0
170
. 140 -
130 -
Фиг. 7. Различные случаи поведения самолета после возмущения
В
Может быть и такой случай. Самолет хотя и с трудом балансируется^
но на режиме балансировки идет прямолинейно. При попытке отклонить
ручку в ту или иную сторону на ней не получается никаких давлений.
При освобождении ручки после ее отклонения от' режима балансировки
она остается на месте и самолет продолжает итти прямолинейно и без
всяких колебаний на новой скорости. В этом случае самолет имеет ней-
тральную статическую устойчивость и при резком возмущении ручкой он
должен уйти от режима балансировки в сторону пикирования или кабри-
рования в область режимов, на которых он будет иметь устойчивость,,
а на данном режиме он динамически будет неустойчив.
Когда самолет совсем не балансируется и нагрузки на ручке полу-
чаются обратные, т. е. ручка сама уходит вперед или назад, то это говорит
32
о том, что у самолета нет статической устойчивости при брошенной ручке.
Это может быть следствием недостаточной статической устойчивости
при зажатой ручке, весового уравновешивания рулей1 или перекомпенсации
руля высоты. В этом случае самолет будет и динамически неустойчив.
При освобождении ручки самолет довольно энергично будет затягиваться
в „пике" или на кабрирование — он будет обладать так называемой апе-
риодической неустойчивостью (фиг. 7 — Л).
При оценке способности самолета к балансировке следует иметь
в виду, что иногда этот вопрос может затемняться неудачным передаточ-
ным числом управления триммера, если при этом сам триммер больших
размеров. На некоторых самолетах было обнаружено, что самолет плохо
балансируется из-за трудности точной установки триммера, хотя и обла-
дает достаточно хорошей устойчивостью. Кинематика триммера должна
быть практически проверена и не должна допускать никаких люфтов
в его передаче и подвеске.
При испытании самолетов на динамическую устойчивость с брошен-
ной ручкой следует обращать особое внимание на отсутствие трения
в передаточных механизмах управления, так как наличие большого тре-
ния может сильно повлиять на характер поведения самолета и привести
к неверным выводам.
Если в системе управления самолета находятся рулевые машины от
автопилота, создающие сильное демпфирование и достаточное трение,
проведение испытаний на продольную динамическую устойчивость с бро-
шенной ручкой в чистом виде осуществить нельзя. Демпфирующее
действие рулевых машинок может быть настолько сильным, что после
освобождения ручки самолет будет медленно и без всяких колебаний
возвращаться в режим балансировки (фиг. 7—Е). В таких случаях вывод
самолета из режима балансировки можно производить путем кратко-
временного увеличения или уменьшения газа мотора, который затем должен
быть точно восстановлен. Для этого требуется установка на секторах
газа хотя бы примитивных ограничителей.
Твердых норм оценки динамической устойчивости еще не установлено
ни у нас в СССР, ни за границей, хотя попытки подойти к этому вопросу
имеются. Временно можно рекомендовать считать нормальным в отноше-
нии ’динамической устойчивости такой самолет, у которого колебания
скорости после возмущения практически затухают за 3—5 периодов и:
период колебания (время, потребное для изменения скорости от максимума!
до минимума) имеет величину порядка 30 сек.
В то же время следует отметить, что исследование в полете про-
дольной динамической устойчивости ряда самолетов, произведенное ЦАГИ
в 1937 г. в соответствии с отзывами летчиков, ставит этот вопрос несколько
по-иному. Это исследование позволяет сделать такие выводы: у самолета!
на всех режимах полета при всех центрах тяжести должна отсутствовать
апериодическая неустойчивость (фиг. 7—С); небольшая же колебательная
неустойчивость (фиг. 7 — В) и нейтральность (фиг. 7 — А) в эксплоатации
летчиками не ощущаются.
Единственной мерой, способствующей изменению поведения опытного
самолета в продольном направлении, практически является изменение его
продольной статической устойчивости. Для того, чтобы самолет не обла-
дал апериодической неустойчивостью на всех режимах и центровках,
желательно, чтобы предельно задняя центровка его была на 2% меньше
той, при которой самолет статически нейтрален при брошенной ручке.
При полетах на продольную динамическую устойчивость летчик ведет
в полетном листке следующие записи: 1 * 3
1 В случае полного весового уравновешивания руля высоты и наличия аэродинами-
ческой компенсации (в особенности в виде серво-рулей), центровка, при которой наступает
нейтральность при брошенной ручке, может получится значительно более передней (на
6—8% и более), чем та, при которой наступает нейтральность при зажатой ручке.
3 Чесалов зз
1) вес самолета;
2) центровка самолета;
3) скорость, на которой самолет был сбалансирован;
4) положение стабилизатора или триммера в момент балансировки;
5) поведение самолета при брошенной ручке;
6) количество колебаний, совершенных после того, как ручка была
брошена;
7) время, потребное для совершения 2—3 колебаний;
8) максимальная и минимальная скорости при колебаниях.
Если на летной станции имеется самописец скорости, то весьма
желательно записи колебаний скорости производить при его помощи.
Боковая устойчивость
Боковой устойчивостью самолета следует называть его способность
восстанавливать крен и прямолинейность полета, если он во время прямо-
линейного полета без крена получил какое-либо возмущение в боковом
направлении.
Движения самолета в направлении крена и пути, как известно,
являются связанными и влияют одно на другое. Возьмем для примера
самолет, обладающий большой статической устойчивостью пути и большой
поперечной устойчивостью. Если в прямолинейном полете на таком само-
лете зажать или освободить полностью ручку, а дать только ногу, то он
не только будет отклоняться от курса, а благодаря появившемуся сколь-
жению, кроме того, будет и крениться в сторону данной ноги. Если такому
самолету дать крен только одними элеронами, а педали держать зажатыми
или освободить совсем, то благодаря появившемуся от этого скольжению
появится момент, который будет стремиться отклонить самолет от курса
в сторону крена. В то же время благодаря тому, что сопротивление
внешней половины крыла (при элеронах, отклоненных вниз) больше, чем
сопротивление внутренней половины1 крыла появится еще другой момент,
стремящийся отклонить самолет от курева в сторону противоположную крену.
Следовательно, если строго подходить к вопросу боковой устойчи-
вости самолета, то следовало бы установить очень сложную методику
испытаний его, при которой выявлялись бы все факторы, влияющие на
поведение самолета в части крена и курса при их взаимодействии.
Практика показывает, что в этом нет особой необходимости и мето-
дика испытаний самолета на боковую устойчивость может быть значи-
тельно упрощена1 2. Она может быть сведена лишь к оценке его способ-
ности восстанавливать крен и прямолинейность полета в направлении
курса при наличии некоторых искусственных ограничений его движения.
На языке летчиков эти испытания называются испытаниями на поперечную
устойчивость и устойчивость пути.
Эти испытания проводятся при нормальных полетном весе и центре
тяжести самолета в горизонтальном полете и на планировании. В первую
очередь самолет испытывается на двух скоростях полета: крейсерской
скорости и скорости на 30 км1ч, превышающей минимальную, а после
испытания самолета на флаттер и на максимальной скорости. Методика
испытания следующая.
Поперечная устойчивость
Самолет балансируется на каком-либо режиме. Ручка плавно откло-
няется вбок до тех пор, пока крен самолета не достигает приблизительно
1 Этим обстоятельством объясняется стремление ряда конструкторов делать т. и.
диференциальные элероны, при которых отклонение элеронов вниз всегда меньше их откло-
нения вверх.
2 Этой методикой всегда пользовался Герой Советского Союза т. Громов М. М. и она
имеет распространение в некоторых заграничных организациях.
34
15°, а затем отпускается. Педалями все время поддерживается начальный
курс самолета.
Если самолет обладает боковой динамической устойчивостью, то он
должен в течение нескольких секунд вернуться в прежний режим полета
€ез крена (почти без колебаний вокруг продольной оси).
Неустойчивый самолет после освобождения ручки в режим не воз-
вратится, а будет крен увеличивать до тех пор, пока в управление не
вмешается летчик.
Нейтральный самолет после освобождения ручки будет продолжать
полет с заданным креном.
Устойчивость пути
Не меняя положения стабилизатора или триммера руля высоты,
самолет возвращают снова к горизонтальному полету. Рулю направления
дается плавное отклонение, примерно, на Ча его хода, после чего педали
освобождаются. Ручкой в данном случае летчик работает только в на-
правлении элеронов, выдерживая горизонтальность крыльев.
Устойчивый самолет после освобождения педалей и совершения
небольшого числа колебаний сам вернется к прямолинейному полету.
Нейтральный самолет в определенных пределах углов будет безраз-
личен к сносу и будет итти с тем или иным сносом или будет рыскать
в отношении курса, примерно, с постоянной амплитудой.
Неустойчивый самолет будет рыскать в отношении курса с прогрес-
сивно возрастающей амплитудой или резко будет уходить от курса, пока
в управление не вмешается летчик.
Твердых норм оценки поперечной устойчивости и устойчивости пути
до сих пор также не установлено. Как и во многих других случаях, здесь
приходится базироваться на субъективном суждении летчика, основанном
на аналогии с другими самолетами.
Мерами, способствующими улучшению боковой устойчивости само-
лета, могут быть:
1) увеличение поперечного V крыльев, если у самолета недостаточная
поперечная устойчивость;
2) увеличение килевых поверхностей, если самолет обладает колеба-
тельной неустойчивостью в направлении курса.
Стремиться к очень большой статической устойчивости пути самолета
также не следует, так как при избытке килевых поверхностей самолет
может получиться склонным к уходу с прямолинейного полета в спираль,
т.-е. будет обладать так называемой спиральной неустойчивостью. Следует
отметить, что спиральной неустойчивостью обладает ряд самолетов,
находящихся в эксплоатации, но так как она не выражена сильно, то это
часто остается незамеченным. При сильно выраженной спиральной не:
устойчивости самолета может быть затруднен полет вслепую, так как
он будет требовать больше внимания летчика.
Успех доводки самолета в части его управляемости и устойчивости,
помимо личного руководства ею главным конструктором, сильно зависит
от ведущего летчика и его технической грамотности, так как очень много
вопросов, стоящих в процессе доводки, приходиться решать пока чисто
субъективно. Поэтому, в целях исключения субъективных ошибок, после
доводки управляемости и устойчивости самолета, следует привлекать еще
2—3 опытных летчиков для облета самолета, чтобы получить более объе-
ктивную оценку качеств самолета путем мнения коллектива.
Практика показала, что если самолет обладает существенными недо-
статками в части управляемости и устойчивости, то целесообразно пойти
сразу на кардинальные переделки самолета вплоть до замены стабилиза-
тора, рулей, элеронов, на изменение V крыльев, чем итти по линии
«паллиативов и в конце концов прийти к тем же выводам, но с большей
потерей времени.
35
5. Неуправляемые завороты самолета при разбеге и пробеге
Неуправляемые завороты самолета при его разбеге являются след-
ствием недостаточного обдува вертикального оперения и пониженной его
эффективности. Явление заворота может быть выражено более резко
при разбеге с поднятым хвостом, когда силы трения колес, находящихся
впереди центра тяжести, дают дополнительный дестабилизирующий эффект
с точки зрения курса. Склонность самолета к завороту при разбеге сле-
дует считать наиболее частым явлением в практике. Это явление всегда
в той или иной степени выражено .как на одномоторных самолетах, так
и на многомоторных, если все винты крутятся в. одну сторону,, и объя-
сняется несимметричным обдувом хвоста самолета. В нормальных случаях
этот заворот парируют отклонением педали не больше, чем наполовину
ее хода.
На 2 или на 4-моторных самолетах, имеющих винты одинакового’
вращения и плохо обдуваемые поверхности вертикального оперения, могут
иметь место неуправляемые завороты при разбеге, если газ всем моторам
дается одновременно. Заворот такого вида обычно начинается сразу же
после поднятия хвоста самолета и продолжается до тех пор, пока само-
лет не наберет скорость, при которой вертикальное оперение начинает
хорошо работать (60—80 км\ч). Заворот самолетов в этом случае объя-
сняется следующими причинами:
1. При малой скорости самолета вследствие несимметричного обдува
хвостовой части фюзеляжа иногда получается довольно значительный
аэродинамический момент, стремящийся завернуть самолет в ту или
другую сторону. Если вертикальное оперение при этом обдувается слабо
иди лишь частично, то отклонение руля направления не дает и не может
дать должного эффекта. При левых винтах этот аэродинамический момент
обычно стремится повернуть самолет вправо. При правых винтах—влево.
2. Горизонтальное оперение обычно обдувается и хвост самолета
поднимается довольно быстро. При поднятии хвоста возникает еще до-
полнительный жироскопический момент от винтов, направленный в сторону
заворота. Например, в случае винтов левого вращения жироскопический
момент от них при поднятии хвоста будет действовать вправо»'
3. Реактивный момент от винтов, работающих в одну сторону, будет
создавать неравномерную нагрузку на колеса и вызывать также завора-
чивающий момент, так как силы трения у колес будут разными. Например,
в случае левых винтов реактивный момент будет вызывать большую
нагрузку на правом колесе и давать заворачивающий момент вправо.
Следовательно, для 2 и 4-моторных самолетов основной причиной
заворота является вращение винтов в одну сторону. Радикальным меро-
приятием по борьбе с заворотом является установка моторов справа и слева
разного вращения, что на многих заграничных самолетах уже осущест-
вляется. Явление заворота может быть очень ослабленным и допустимым
при наличии разнесенных в стороны поверхностей, вертикального опере-
ния, обдувка которых обеспечена.
В практике иногда применялись паллиативные средства борьбы с такими
заворотами на 4-моторных самолетах. Они сводились к тому, что произ-
водилась перерегулировка автоматов рк на крайних моторах, что сказыва-
лось на изменении их оборотов. Например, у правого крайнего моторарк было
отрегулировано на 1,04, а у левого крайнего — на 0,96. Такое изменение
оборотов у крайних моторов в воздухе совершенно не ощущалось, а взлет
был значительно облегчен. Рекомендовать такие методы, как радикальные,
конечно, нельзя. Основываясь на опыте этой работы, можно еще сказать,
что несимметричная установка колес или лыж ничего не дает и итти
по этому пути в борьбе с заворотом не следует.
Завороты самолета при пробеге после посадки, происходящие помимо
воли летчика, являются следствием потери управляемости самолета на
36
земле. Лучшим средством борьбы с таким заворотом является постановка
управляемого хвостового колеса. Если из-за размеров самолета это
не представляется возможным сделать, то доводка самолета по этой
линии может касаться пересмотра компановки шасси, его выноса, защем-
ления хвостового колеса и т. д.1
Во всех случаях при обнаружении заворота самолета при его про-
беге необходимо прежде всего проверить работу тормозов и убедиться
в том, что у одного из колес нет заедания.
6. Проверка капотажных свойств самолета
Тенденция самолета к капотированию при торможении проверяется
при пробеге самолета при предельных передних центровках. Эта работа
может быть всегда совмещена с работой по испытанию самолета на устой-
чивость и определение достаточности рулей на посадку, так как для этих
работ все равно приходится создавать передние центровки. Здесь ничего
нельзя летчику рекомендовать кройе осторожного и последовательного
подхода к этому вопросу. Преварительно необходимо убедиться в быстроте
и надежности растормаживания и равномерном захвате тормозных коло-
док обоих колес.
У хорошего самолета капотажный угол шасси должен быть таким,
чтобы, с одной стороны, он допускал достаточно эффективное торможе-
ние при передних центровках самолета, а с другой—при задних центровках
нагрузка на костыль не должна быть велика, чтобы подъем хвоста при
разбеге не был затруднен.
7. Доводка охлаждающих устройств
Доводка самолета в части охлаждающих устройств проводится обычно
параллельно с доводкой органов управления. Здесь задача сводится к тому,
чтобы удовлетворить техническим требованиям, предъявляемым к са-
молету.
В каждом частном случае программа доводки этих устройств может
быть разная. Она определяется специалистами конструкторского бюро
по винто-моторной группе и ведется под их непосредственным руко-
водством.
Температура воды, масла, головок цилиндров у моторов воздушного
охлаждения не должна превышать нормы для данного самолета: а) при
рулежке по аэродрому и б) при подъеме с форсированным газом до вы-
соты, обусловливаемой техническими требованиями к данному самолету.
Мотор не должен переохлаждаться при длительном планировании
при низких температурах.
Кроме измерения температур в’ процессе доводки охлаждающих
устройств конструкторам могут потребоваться данные по расходу воздуха,
проходящего через щели капота или радиатора. Для этого приходится
употреблять специальную измерительную аппаратуру в виде небольших
приемников скорости и жидкостных манометров.
8. Устранение вибраций частей самолета
В процессе доводки самолет необходимо обследовать с точки зрения
вибраций его частей при работе винто-моторной группы на разных режи-
мах и устранить их.
1 Подробно об этом можно прочесть в статье инж. А. И. Филина вВВФ № 9 за 1936 г.
В последнее время в заграничной литературе есть ряд указаний, что кардинальным меро-
приятием по борьбе с неуправляемыми заворотами является устройство трехколесного шасси.
37
Вибрации моторных рам, капотов, стенок фюзеляжа, рычагов управ-
ления, приборных досок и т. д., большей частью происходят вследствие
неуравновешенности винто-моторной группы и совпадения собственных
частот колебаний этих частей самолета с частотами (оборотами) винто-
моторной группы.
Для устранения вибраций такого характера можно рекомендовать
следующие меры: а) проверку эквилибровки винта и доведение ее до нормы,
если она оказалась почему-либо нарушенной: б) постановку моторной рамы
па резиновые амортизаторы (динофлексы); в) изменение жесткостей и
собственных частот-отдельных частей самолета; г) постановку отдельных
деталей оборудования на резиновые амортизаторы.
Иногда вибрации стенок фюзеляжа и приборов оборудования являются
следствием ударов вихревых жгутов, сбегающих с концов лопастей винта
и бьющих по стенкам фюзеляжа. Это явление может иметь место у много-
моторных самолетов, когда концы лопастей винтов средних моторов близко-
проходят от стенок фюзеляжа. Вибрации такого вида почти всегда ощу-
тимы при гонке мотора на земле. Частота колебаний легко может быть
определена по числу оборотов винта и числу его лопастей. Когда эта
частота близко подходит к собственной частоте стенок фюзеляжа, то
амплитуда колебаний стенки резко возрастает. Способами борьбы с этим
явлением могут быть: а) увеличение жесткости обшивки с целью повы-
шения собственной частоты стенок; б) изменение частоты источника
возбуждения \
Следует отметить, что незначительные изменения расстояния между
стенкой фюзеляжа и концом лопасти (от 200 до 300 мм) ощутимого
эффекта не дают.
9. Вибрации винтов
Вибрации лопастей винтов обычно происходят при определенных
оборотах мотора и всегда сопровождаются резким специфическим гулом,
вызывающим в большинстве случае болевые ощущения в ушах человека.
Деформации лопастей винта в случае вибраций могут быть очень боль-
шие (порядка+ 25 мм) и хорошо могут быть определены простым глазом
по размыву концов лопастей, если смотреть на винт в плоскости его вра-
щения. Выпускать машину в полет с вибрирующим винтом нельзя, так
как нет никакой гарантии в том, что винт не поломается в воздухе.
Вибрирующий винт, как правило, должен заменяться другим. Если же в
распоряжении завода нет другого винта, а получение нового винта может
занять много времени, то в качестве временного мероприятия можно реко-
мендовать подрезание концов лопастей вибрирующего винта с целью
повышения их собственного периода колебания изгиба. Если для устра-
нения вибраций винта требуется настолько значительное подрезание
концов лопастей, что это может сказаться на разбеге и взлете самолета,
то испытания следует прекратить до замены винта.
10. Обследование самолета на баффтинг
Вйбрации хвостового оперения типа баффтинг обычно происходят
вследствие возмущения потока в зоне оперения от крыла, обтекание
которого по каким-либо причинам нарушено. Чаще всего колебания хво-
ста происходят при планировании или на спиралях с убранным газом на
малых скоростях (близких к посадочным) и ощущаются в виде толчков
на рычагах управления и на всей хвостовой части фюзеляжа. Иногда
колебания хвостового оперения могут происходить и в моторном полете—
на виражах, при выходе из планирования и на ряде фигур высшего пи-
1 Например, в одном случае в нашей практике были получены положительные ре-
зультаты при замене 2-лопастных винтов на 4-лопастные.
38
лотажа. Баффтинг оперения может иногда возникнуть вследствие возму-
щения потока от какой-либо надстройки на фюзеляже. Часто эти колеба-
ния носят характер вздрагиваний хвоста сопровождающихся скручиванием
ьсей хвостовой части фюзеляжа.
В случае обнаружения баффтинга на каких-либо режимах прежде
всего необходимо установить причину возмущения потока в зоне опере-
ния. Это делается путем наблюдения и фотографирования спектров
потока на верхней поверхности крыла, расположенной в зоне перед опе-
рением или позади выступающих надстроек на фюзеляже. Спектр обте-
кания достаточно хорошо определяется поведением ленточек длиною
250 — 300 мм, приклеиваемых эмалитом к верхней поверхности крыла или
фюзеляжа. В случае нормального обтекания (на малых углах атаки) лен-
точки лежат вдоль нервюр в натянутом состоянии. Если же обтекание
крыла нарушается (по мере перехода на большие углы атаки), то ленточки
становятся сначала „вялыми*1, что указывает на уменьшение скорости в
этой зоне крыла, а затем становятся „дыбом** и отклоняются в обратную
сторону, указывая на срыв потока с крыла.
Кроме этих небольших ленточек, можно рекомендовать привязывать
к задней кромке крыла в центроплане длинные ленты, которые не должны
доходить до стабилизатора всего лишь на J/2 метра. При отсутствии
срыва с центроплана благодаря имеющемуся скосу от крыла эти ленты
будут проходить почти всегда значительно ниже стабилизатора и будут
натянуты. При возникновении срыва и изменении скоса потока концы этих
лент будут близко подходить к стабилизатору и колебаться, наглядно
показывая, что оперение в данный момент находится в возмущенном
потоке.
Если баффтинг возникает в результате интерференции крыла и хво-
ста, То на большинстве самолетов при открытии щитков-закрылков на
крыле он прекращается, так как последние восстанавливают обтекание
на верхней поверхности центроплана крыла вплоть до больших углов
атаки.
Для уничтожения вибрации типа баффтинг применяются следующие
меры:
а) уменьшение вредной интерференции крыла и фюзеляжа (подбор
зализов);
б) уменьшение вредной интерференции моторных коков и крыла
(для многомоторных самолетов);
в) изменение расположения оперения по отношению к крылу с таких
расчетом, чтобы вихри, срывающиеся с крыла, не задевали оперения;
г) весовое уравновешивание рулей;
д) уничтожение срыва за плохо-обтекаемыми надстройками на фю-
зеляже;
е) увеличение жесткости хвоста и хвостовой части фюзеляжа.
У некоторых 2-и 4-моторных самолетов, обладающих большой стати-
ческой устойчивостью пути или недостаточным рулем направления при
горизонтальном полете без крена с одним выключенным крайним мото-
ром, а другими, работающими на полном или большом газе, могут воз-
никнуть колебания вертикального оперения, аналогичные баффтингу. Эти
колебания являются следствием действия вихрей, срывающихся с самого
руля направления при большом угле его отклонения и вызывающих толчки на
руле, передающиеся и на педали летчика. Часто эти толчки увеличиваются
с отклонением триммера на большой угол с целью разгрузки ноги. При-
чиной увеличения колебаний при отклонении триммера являются допол-
нительные вихри, срывающиеся с самого триммера. Если винты у само-
лета имеют вращение в одну сторону, то, как правило, толчки являются
более сильно выраженными при отклонении руля направления в какую-
нибудь одну сторону. Это объясняется ассиметрией обдувки вертикаль-
39
ного оперения винтами. Следует отметить, что эти колебания могут
оказаться прогрессивно возрастающими и быть опасными, если рули
оперения не имеют полного весового уравновешивания.
Для уничтожения колебаний такого вида можно рекомендовать:
а) увеличение площади руля направления или всего вертикального
оперения с целью получения на вертикальном оперении силы, необходи-
мой для парирования момента моторов при меньшем угле отклонения
руля;
б) уменьшение статической устойчивости пути посредством удлине-
ния носовой части фюзеляжа;
в) уничтожение роговой компенсации на руле направления;
г) заделку всех вырезов на руле направления в местах подвески его
на шарниры.
11. Обследование самолета на флаттер
Обследование самолета на флаттер должно вестись чрезвычайно
осторожно, так как вибрации этого вида наступают почти внезапно и от
летчика требуется большая выдержка. Экипаж для полета берется мини-
мальный, такой же,как при первом полете. Такие полеты следует произ-
водить на высоте не менее 3000, м и начинать с горизонтального полета
на крейсерской скорости. Увеличение скорости полета следует произво-
дить через 5—10 км\ч с интервалом в 2—3 минуты. При этих полетах
летчик должен особенно тщательно следить за состоянием полусвободной
ручки и педалей, проверяя при каждой скорости, не передаются ли на
ручку или педали какие-либо дрожания или толчки. В случае каких-либо
замеченных ненормальностей в поведении самолета или рычагов управле-
ния, скорость должна быть снижена и полет должен быть прекращен.
Вопрос об устранении этих ненормальностей и продолжении испытаний
решается главным конструктором.
При возникновении вибраций летчик должен быстро погасить ско-
рость путем убирания газа и выбирания ручки на себя. При уменьшении
скорости на 20—30%, как показывает практика, вибрации могут погаситься
и на самолете можно произвести посадку.
Если испытания происходят нормально, то скорость самолета доводят
до максимальной. Для того, чтобы иметь уверенность в безопасности
полета на данном самолете в процессе дальнейших испытаний и при
выполнении тактических задач, необходимо каждый самолет обследовать
с точки зрения флаттера не только в пределах тех скоростей, на кото-
рых он обязан летать, но и при больших скоростях. Для бомбовозов и
пассажирских самолетов скорость полета необходимо доводить до 1,15
Умакс > где К«акс является максимальной скоростью горизонтального полета
по показанию указателя скорости1. Истребители следует дово-
дить до установившегося отвесного пикирования. Самолеты другого наз-
начения должны обследоваться на флаттер до скоростей, обусловливаемых
тактико-техническими требованиями, также с некоторым запасом.
12. Доводка эксплоатационных свойств самолета
В процессе полетов по доводке самолета должны быть выявлены
также все наиболее слабые места конструкции в смысле жесткости и
прочности отдельных частей и элементов самолета, а также слабые места
с эксплоатационной стороны. Все замеченные недостатки и по этой линии
должны быть устранены до начала полетных испытаний с целью опреде-
ления летных свойств самолета.
1 Скорость 1,15 Умакс лучше получать при моторном полете со снижением.
40
После каждого, даже кратковременного, полета самолет должен
осматриваться лично ведущим инженером во всех его ответственных
частях, а борттехник должен до мелочи следить за винто-моторной группой
и за состоянием деталей управления, шасси, щитков и т. д. Особое внима-
ние следует уделять конструкции крепления сосредоточенных грузов для
уравновешивания рулей, так как в летной практике было обнаружено не-
сколько случаев, когда эти грузы отваливались и заклинивали рули.
ГЛАВА VI
ЛАБОРАТОРНОЕ И ПРИБОРНОЕ ОБОРУДОВАНИЕ
ЛЕТНЫХ СТАНЦИЙ
Для того, чтобы осуществить достаточную точность при измерениях
в полете, каждая летная станция, занимающаяся испытанием опытных
самолетов, должна располагать необходимым оборудованием и персоналом,
имеющим специальную подготовку.
Поверочная лаборатория должна иметь следующие установки:
1) термобарокамеру или, по крайней мере, прибор Гарфа для тари-
ровки барографов, альтиметров и указателей давления наддува;
2) установку для проверки тахометров;
3) установку для проверки термометров;
4) пресс Рухгольца для поверки масляных манометров;
5) две — три манометрических установки для поверки указателей и
самописцев скорости, указателей давления наддува, бензиновых маномет-
ров и т. д;
6) установку для проверки секундомеров или хотя бы точные часы;
7) контрольные вольтметры и амперметры;
8) ртутный барометр.
Для поверочной лаборатории должна выделяться отдельная сухая
комната, доступ в которую должен быть ограничен лицами, ведущими
работу по проверке и тарировке приборов. Для того, чтобы все обору-
дование лаборатории находилось в надлежащем состоянии, ответствен-
ность за ее состояние необходимо возложить на одного человека, который
одновременно является и хранителем всех приборов. Помещение для
лаборатории и хранения приборов может быть общим.
Тарировка приборов в лаборатории должна производиться специали-
стами. Лучше всего ее возложить на техника-лаборанта, получившего
специальную подготовку, который одновременно является и хранителем
всех приборов.
Приборами, необходимыми для летных испытаний, являются: 1) баро-
графы, 2) точные альтиметры, 3) указатели скорости, 4) самописцы ско-
рости, 5) статоскопы, 6) вариометры, 7) точные счетчики оборотов или
точные тахометры, 8) указатели давления наддува, 9) термометры наруж-
ного воздуха, 10) дистанционные термометры для измерения температуры
воздуха, входящего в карбюратор, 11) часы, 12) секундомеры, 13) термо-
графы, 14) самописцы углов отклонения рулей, 15) термопары, 16) счетчики
расхода горючего или штихпроберы, 17) продольные жидкостные уклоно-
меры, 18) перегрузочные приборы, 19) самописцы угловых скоростей.
Барографы служат для точной записи давления воздуха по вре-
мени.
Для того, чтобы при обработке результатов полетных испытаний
знать давление в любой момент полета с максимальной точностью, необ-
ходимо перед каждым полетом барографы тарировать в барокамере или
41
приборе Гарфа при комнатной температуре. Кроме того, каждый баро-
граф должен подвергаться не менее, чем один раз в два месяца тарировке
в термобарокамере при разных температурах (—30°С; 0°С: -|-30оС), с целью-
определения его инструментальных поправок. Это вызывается тем обстоя-
тельством, что большинство барографов не имеет полной температурной:
компенсации передаточных механизмов и деформация последних от тем-
пературы может иногда ощутимо сказываться на показаниях прибора.
В ряде испытательных организаций имеются барографы с двумя
стрелками. Одна из них пишет давление, а другая—температуру самого
прибора. Имея температурные инструментальные поправки к такому ба-
рографу, при обработке барографа легко их вводить в каждой точке, так
как обе стрелки такого барографа пишут одновременно. Это увеличивает
точность обработки, так как температура прибора, стоящего обычно
внутри крыла или фюзеляжа самолета, может отличаться от температуры
наружного воздуха на 15—20°С, а при больших температурных инстру-
ментальных поправках барографа этим пренебрегать нельзя.
Если у барографа такого устройства нет и он имеет большие тем-
пературные поправки, в полете необходимо вести запись показаний термо-
метра, помещенного вблизи барографа или рядом с ним ставить самопи-
сец температур—термограф.
На современных скоростных самолетах давление воздуха в разных
точках фюзеляжа или крыла в полете может отличаться от давления
наружного воздуха очень значительно. Расхождения могут доходить до
25—30мм. Чтобы исключить эти поправки на влияние самолета, барограф
необходимо заключать в герметический кожух, соединенный трубкой
со статической трубкой Пито. Есл'и такому барографу дать еще подо-
грев при помощи небольшого реостата и обеспечить его работу при
приблизительно постоянной температуре, близкой к комнатной, то можно
ограничиваться лишь тарировкой его перед полетом в барокамере или
приборе Гарфа при комнатной температуре.
Тарировка барографа перед полетом и запись показаний его в по-
лете на той же ленте, на которой была произведена тарировка, может
значительно повысить точность обработки результатов. Тарировку баро-
графа следует производить небольшими площадками приблизительно через
каждые 500 м высоты по международной стандартной атмосфере. Для
точного определения масштаба времени барограф затем подвергается
прогонке в течение 10 минут с отметкой через каждую минуту. Пример-
ный вид такой тарировки барографа вместе с барограммой полета дан
на фиг. 8.
В распоряжении каждой летной станции, занимающейся испытанием
опытных самолетов, должно быть не менее:
1) двух барографов до 8 000 м с оборотом барабана в течение
30 мин.;
2) двух барографов до 12000 м с оборотом барабана в течение
1 часа;
3) двух барографов до 12000 м с оборотом барабана в течение
2 час.
4) одного барографа до 8000—10000 м с оборотом барабана в тече-
ние 12 —14 часов.
Точные альтиметры применяются при снятии летных характе-
ристик самолета с той же целью, что и барографы, т. е. для определения
барометрического давления. Они, как правило, должны соединяться с труб-
кой статического давления, чтобы исключить влияние скоростного поля
самолета в месте расположения этих приборов. Весьма желательно, чтобы,
такие альтиметры присоединялись к отдельной специальной трубке ста-
тического давления, а не включались бы в трубку статического давления,
от приемника указателя скорости.
42
Эти приборы должны ставиться на приборной доске летчика, и дубли-
роваться на приборной доске летнаба. Монтировать их следует на аморти-
зации, чтобы в полете на всех режимах исключить дрожание стрелок..
Если на приборных досках нет места для этих приборов, то монтаж их
может быть сделан где-либо в другом месте, доступном для наблюдения
в полете.
Эти приборы в отличие от эксплоатационных альтиметров должны-
иметь закрепленную шкалу или закрепленный механизм, служащий для
Фиг. 8. Тарировка барографа перед полетом на барограмму
смещения стрелок. Стрелки их должны приходить в нулевое положение
при давлении 760мм Hg В таком положении с закрепленной шкалой или ме-
ханизмом для смещения стрелок альтиметры и тарируются. Тарировка
точных альтиметров должна производиться один раз в 2 месяца в термо-
барокамере при нескольких различных температурах (—30° С; 0°С; -f-30°C),
для учета инструментальных поправок при различных температурах.
Современные 2-стрелочные альтиметры до 10000 м обладают хоро-
шей чувствительностью. Ими летчик мржет пользоваться для горизонталь-
ного ведения самолета на площадках, если нет более точных приборов.
На каждой летной станции, занимающейся испытаниями опытных са-
молетов необходимо иметь не менее четырех таких точных альтиметров
до 10000 м с закрепленными шкалами или механизмами для смещения
стрелок. Следует лишь отметить, что в продажу поступают только альти-
метры с регулируемыми шкалами или стрелками, предназначающиеся для
эксплоатации самолетов. Закрепление шкалы или стрелок на нуль при
760 мм Hg должно производиться на летных станциях.
Помимо точных альтиметров до 10000 м на каждой летной стан-
ции необходимо иметь 1—2 альтиметра для высот от нуля до 500 м. Они
необходимы для измерений характеристик взлета и посадки самолета..
Такие альтиметры должны иметь регулируемые шкалы или механизмы для-
установки стрелок на нуль.
Указатели скорости служат для определения скорости само-
лета относительно воздуха (воздушной скорости). Для измерений воздуш-
ной скорости в полете при испытаниях опытного самолета употребляют
обычные технические эксплоатационные приборы.
Обычно указатели скорости тарируются только на мерном километре,,
где вместе с инструментальными поправками учитывается и поправка на
влияние самолета на поток в месте расположения приемника указателя-
скорости, но этого недостаточно. Приборы необходимо также тарировать.
43
в термобарокамере с целью определения их инструментальных поправок
при различных температурах.
Тарировку приборов следует производить не менее одного раза
в 3 месяца. Кроме повышения точности определения скорости путем вве-
дения температурных инструментальных поправок такие тарировки позво-
ляют избавиться от повторений мерного километра, если указатель ско-
рости требует почему-либо замены. Об этом более подробно сказано
в главе VIII. Удобнее всего для работы с опытными самолетами на летной
станции иметь 6—8 указателей скорости, у которых инструментальные
температурные поправки были бы не более 1/2% в большом диапазоне
температур. Тогда их при пересчетах можно не вводить и этим значительно
упростить обработку.
Перед каждым полетом необходимо проверять герметичность про-
водки к указателю скорости на самом самолете. Это делается посредством
переносной установки, снабженной проверенным в части герметичности
•(эталонным) указателем скорости. Давление в системе проводки от трубки
полного давления к указателю скорости создается при помощи резино-
вой груши и запирается путем зажатия резиновой трубки (включаемой
в систему) в тот момент, когда стрелка указателя скорости будет показы-
вать предельное значение скорости для данного прибора. Если в течение
одной минуты стрелка указателя скорости стоит неподвижно или откло-
няется в сторону уменьшения показаний не быстрее, чем на 50 км)ч в одну
минуту, то проводка от трубки полного давления считается герметичной.
Герметичность трубки статического давления проверяется следующим
образом. В момент максимального отклонения стрелки указателя скорости
зажимается статическая трубка приемника, после этого динамическая
трубка полного давления сообщается с атмосферой. Стрелка указателя
•скорости при этом будет показывать небольшое значение скорости. Если
это значение в течение одной минуты изменится не более, чем на50кл*/ч,
то проводка к указателю скорости от трубки статического давления также
•считается герметичной.
Указатель скорости может давать в полете неправильные показания,
если в систему проводки попала вода; поэтому категорически следует
запретить обслуживающему персоналу производить опробование герметич-
ности проводки ртом и легкими, чтобы избежать загрязнения приемника
указателя скорости слюной. .
Тарировка указателя скорости в лаборатории производится при по-
мощи сопоставления его показаний с показаниями манометра. Тарировоч-
яые таблицы или графики должны вычисляться по формуле:
У= 14,4.УЛМ.
где V—скорость в км[ч,
Ah— высота столба жидкости в манометре в мм,
у — удельный вес жидкости в манометре.
Влияние коэфициента насадка на показание указателя скорости учиты-
вается при тарировке указателя скорости на мерной базе.
Самописцы скорости являются приборами, записывающими воз-
душную скорость самолета по времени. Наличие таких приборов вносит
много упрощений в работу по испытанию опытных самолетов, особенно
при испытании на продольную динамическую устойчивость, где помимо
•субъективных суждений и лаконичных записей летчика, можно иметь
объективный документ, позволяющий оценить степень устойчивости само-
лета. При всех других испытаниях он также облегчает работу экипажа и
повышает точность эксперимента, если он работает хорошо и точно.
Тарировку его следует производить на мерном километре, а также
периодически в термобарокамере для установления его инструментальных
поправок при различных температурах.
•44
При постановке самописца скорости на опытный самолет его обычно-
включают в систему проводки к приемнику указателя скорости и при про-
верке ее герметичности одновременно проверяют и герметичность ответ-
влений к самописцу скорости.
Статоскопы или статоскопические альтиметры служат для точного-
ведения самолета по горизонту и для измерения перепадов давления в пре-
делах 150—200 м при испытаниях самолета на зубцы. На современных
скоростных самолетах ими имеет смысл пользоваться только в том случае,,
если они имеют специальные штуцера, которые можно присоединясь-
к трубке статического давления. Иначе давления, замеренные статоскопом,
могут сильно отличаться от действительных давлений. Ранее уже говори-
лось о том, что эта разница может доходить до 30 мм Hg. Хотя при
обработке результатов полета на зубцы фигурирует не столько абсолют-
ная величина давлений, сколько разности их, все же следует считаться
с тем, что средняя высота зубца может сместиться на 250—300 м, а это-
уже нежелательно.
Тарировка статоскопических альтиметров производится перед каждым
полетом на зубцы или сразу же после полета. Ее можно производить
только при нормальной температуре.
В результате тарировки получается график, дающий зависимость хода-,
стрелки от перепада давления для высот, на которых предполагается или
проведено испытание на зубцы.
Вариометр является прибором, показывающим вертикальную ско-
рость самолета. Точность этих приборов в большинстве случаев является
недостаточной для определения скороподъемности опытного самолета и.
поэтому ими обычно пользуются лишь как вспомогательными приборами
для ведения самолета. Они могуг оказать услугу для определения наивы-
годнейших режимов для подъема самолета на разных высотах, если по-
чему-либо зубцы на разных высотах не делаются, а самолет сразу же
допускается к полету на барограмму и потолок. Для этих целей точность
прибора может оказаться достаточной, так как если не абсолютно, та
относительно он должен показывать наибольшую скороподъемность пра-
вильно.
Пользование вариометром, как статоскопом для горизонтального вож-
дения самолета, возможно только в том случае, если перекрыт кран ка-
пилляра. В этом случае необходимо убедиться в герметичности крана, так
как при малейшей течи в кране прибор будет работать неверно.
Точные счетчики оборотов или точные тахометры при
испытании опытных самолетов служат для более точного измерения обо-
ротов, чем это требуется в нормальной эксплоатации самолетов. Эти при-
боры приходится дублировать с эксплоатационными приборами потому»
что точность последних недостаточна. Эксплоатационные приборы могут
давать ошибки при измерении в 30—50 об1мин., а определение оборотов
при снятии характеристик самолета желательно с точностью до 10 об! мин.
Правда, на одноместных самолетах приходится мириться с тем, чта
обороты мотора летчик записывает по показанию эксплоатационного тахо-
метра, но тут другой выход , из положения найти трудно. В этом случае
необходимо делать тщательные тарировки этих тахометров в лаборатории
не реже одного раза в месяц и если тахометр приводится во вращение
при помощи гибкого валика, особенно тщательно проверять проводку этой,
гибкой передачи. В случае больших перегибов кожуха гибкого валика или
грубой припайки с перекосом наконечника гибкого валика, тахометр не
будет давать устойчивых показаний и стрелка его может колебаться
относительно среднего положения в больших пределах.
На двухместных или многоместных самолетах необходимо проводку
дублировать. В кабинё летчика оставляется нормальный эксплоатационный.
тахометр, а в кабину летнаба или какое-либо другое место, доступное для
наблюдений в полете, делается дополнительная проводка.
45
Лучше всего для точного определения оборотов употреблять дистан-
щионные суммарные счетчики оборотов мотора, замеряя по секундомеру
«количество оборотов мотора в течение 30 сек. или одной минуты. Если
же таких счетчиков на летной станции не имеется, то лучше всего изме-
рения производить при помощи ручных счетчиков типа Хаслер или ручных
точных тахометров, употребляющихся при лабораторных измерениях.
'.В этом случае в одну из кабин фюзеляжа подводят дополнительные гиб-
кие валики от вторых гнезд моторов и закрепляют их концы на стенках
фюзеляжа или на самой приборной доске. Валики должны иметь наконеч-
ники, позволяющие удобно и надежно присоединять к ним в полете ручные
приборы. Проводка этих гибких валиков не должна иметь крутых пере-
гибов, а гнезда наконечников гибких валиков должны обеспечивать доста-
точное трение с наконечниками ручных приборов, чтобы исключить воз-
можность пробуксовки. •
Указатели давления наддува. При испытаниях опытных само-
летов применяются чаще всего указатели давления наддува эксплоата-
ционного типа, не отличающиеся большой точностью.
Они должны тарироваться при помощи прибора Гарфа в диапазоне
.давлений от 1100 до 500 мм Hg не реже одного раза в месяц.
При их монтаже на самолете следует особенно тщательно следить
за герметичностью проводки к ним. Эти приборы также следует дубли-
ровать и записи показаний наддува возлагать не на летчика, а на летнаба.
В последнее время за границей и в некоторых организациях у нас
® СССР начали появляться самописцы давления наддува, которые дают
большую точность. Такие приборы должны являться принадлежностью
каждой летной станции, занимающейся испытанием опытных самолетов.
Термометры наружного воздуха должны располагаться на
самолете вне струи винтов, чтобы уменьшить влияние выхлопных газов
мотора на их показания.
При испытаниях опытного самолета можно употреблять нормальные
эксплоатационные термометры, но следует помнить, что они дают боль-
шое запаздывание при быстром изменении температуры. В целях бблее
точного определения температуры воздуха на разных высотах обычно
измеряют ее на горизонтальных площадках на нескольких высотах, чтобы
получить затем кривую температур по высоте для данного полета.
Скорость полета также сказывается на показании термометра за сйет
адиабатического процесса сжатия воздуха. Температуру наружного воз-
духа лучше измерять на площадках при возможно меньших скоростях
полета. Если же измерение температуры производится при больших ско-
ростях, то показания термометра должны быть исправлены. Поправка на
температуру от скорости определяется формулой:
У2
ДТ — —------
26000 ’
тде V — скорость полета в км]ч,
ДГ—температурная поправка в градусах Цельсия.
Истинная температура воздуха определяется по формуле:
Т = Т —&Т,
ИСТ изм ’
где Тизк — температура воздуха по показанию термометра, исправленному
на инструментальные поправки.
Дистанционные термометры для измерения темпера-
туры воздуха, входящего в карбюратор, следует ставить лишь
в том случае, если воздух до входа в карбюратор подогревается и по
.данным давления и температуры воздуха желают определить мощность
мотора в полете. Регистрирующая часть такого термометра выводится на
доску кабины летнаба.
•46
Секундомеры, употребляющиеся для измерений в полете, должны
«е реже одного раза в месяц проверяться в лаборатории путем сопостав-
ления их показаний с показаниями хронографа или точных часов с секунд-
ным маятником. Нередко причиной отказа работы часов и секундомеров
в полете является низкая температура воздуха. При низких температурах
•следует употреблять часы с секундомерами с электроподогревом, который
обеспечивает их нормальную работу и в этих условиях.
Часы с секундомерами и секундомеры должны храниться при лабо-
ратории и использоваться только для измерений при испытаниях опытного
самолета. На каждой летной станции должно быть для этих целей не менее
троих часов с секундомерами типа Егерь и четырех секундомеров с обо-
ротом стрелки за 10 сек.
Термографы могут служить для измерения температуры наруж-
ного воздуха, если они имеют дистанционный приемник или сам термограф
имеет корпус обтекаемой формы, приспособленный для установки снаружи
самолета.
Для уточнения температурных поправок других приборов, помещаю-
щихся в фюзеляже или крыле, где температура при подъеме, спуске или
даже в горизонтальном полете при наличии подогревов самих кабин может
отличаться в разные моменты на 20’С от температуры наружного воздуха,
весьма полезно использовать стандартные станционные термографы с уско-
ренным ходом барабана.
Самописцы углов отклонения рулей необходим при доводке
органов управления самолета и испытаниях его на устойчивость. Тари-
ровки таких приборов производятся после установки их на самолете.
Термопары служат для измерения температуры головок цилиндров
воздушного охлаждения. Они должны устанавливаться на все цилиндры
одновременно еще в процессе постройки самолета и оставаться на моторе
до тех пор, пока не будет закончена доводка охлаждения самолета.
Каждая летная станция должйа располагать по крайней мере двумя
полными комплектами термопар на 14. цилиндров.
Счетчики расхода горючего или штихпроберы употреб-
ляются при испытательных полетах с целью определения дальности само-
лета. Они включаются в бензомагистраль между карбюратором и баками
и измеряют расход горючего в литрах.
Если в программе испытаний стоит определение дальности самолета,
то установку таких приборов следует производить еще на заводе в про-
цессе постройки самолета, так как она может отнять много времени.
В качестве таких приборов принято применять приборы типа Наяд,
которые имеют дистанционную передачу или штихпроберы, имеющие мер-
ные сосуды емкостью в 1—2 литра.
Тарировку приборов типа Наяд производят на специальных установках
с мерными баками, которые делаются обычно кустарным путем.
Штихпроберы не тарируются, так как они сами представляют собою
мерные бачки.
На каждой летной станции желательно иметь два—три прибора типа
Наяд и один штихпробер.
Продольные жидкостные уклономеры предназначаются для
измерений угла, составляемого хордой крыла с горизонтом. Такой прибор
представляет собою небольшой бачок с подкрашенной жидкостью, соеди-
ненный со стеклянной трубкой, отстоящей от бачка на расстоянии 400—
500 мм. Бачок и стеклянная трубка, снабженная шкалой с делениями,
монтируются обычно на фанере и устанавливаются параллельно плоскости
симметрии самолета. Эти приборы изготовляются кустарным путем.
Перегрузочные приборы служат для измерения перегрузок
во время испытаний самолета на фигуры и перегрузки. Они бывают визуаль-
ными (с максимальной стрелкой) и самописцами. Для испытательных целей
предпочтительней самописцы.
47
Перегрузочные приборы следует устанавливать на самолете по воз-
можности ближе к его центру тяжести.
Самописцы угловых скоростей служат для измерений угло-
вых скоростей самолета относительно его осей. Такие приборы бывают
нужны при специальных испытаниях на маневренность и штопор самолета.
Они обычно работают на принципе жироскопа.
При установке самописцев угловых скоростей на самолет необходимо
оси жироскопов точно ориентировать относительно осей самолета.
Для того, чтобы приборы, предназначенные для испытаний опытных
самолетов, всегда находились в надлежащем состоянии, они должны пери-
одически подвергаться чистке и профилактическому ремонту. Чистка при-
боров и их ремонт должны производиться специалистами файнмеханиками.
Каждая летная станция должна иметь в своем штате минимум одного
такого специалиста, который попутно с ремонтом приборов производит
и все работы, связанные с поддержанием лабораторных установок в над-
•лежащем состоянии. Содержание такого работника, как показывает прак-
тика, всегда окупается сохранением приборов, продлением срока их аморти-
зации, а самое главное — повышением точности испытаний. В распоряжении
файнмеханика должен быть полный набор мелкого ручного инструмента,,
а также часовой станок со всеми приспособлениями к нему.
ГЛАВА VII
МЕЖДУНАРОДНАЯ СТАНДАРТНАЯ АТМОСФЕРА
Данные полетных испытаний зависят от атмосферных условий, ко-
торые могут сильно меняться не только со временем года, но иногда
даже в течение одного дня.
Для того, чтобы данные полетных испытаний можно было сравнивать,,
их приводят к одинаковым атмосферным условиям, называемым стандар-
ной атмосферой.
У нас в СССР принята международная стандартная атмосфера,,
в которой закон изменения температуры и давления воздуха с высотой
весьма близко проходит к среднегодовым данным для северных широт
земного шара (40°—50°).
Основные величины на уровне моря международной стандартной»
атмосферы таковы:
температура /0=15°С,
температура абсолютная 70 = 288°,
давление ро — 76О мм //§•=10332,276 кг)м2,
вес единицы объема воздуха f0= 1,2255 кг/м3,
плотность воздуха р0 = = 0,124966 кг м~4с2.
Характеристическая постоянная для воздуха принята равной
# = 29,2708 м11°С.
Влажностью воздуха пренебрегается на всех высотах и считается всюду
справедливым уравнение Клапейрона
p = RT\
Далее принято, что от высоты Н—0 до высоты 77= 11000 м темпера-
тура воздуха падает по закону прямой при градиенте 6,5° С на 1000 м
и выражается формулой:
/„ = 15—0,0065 И
Г1
48
или
Гн = 288—0,0065/7,
где Н—высота в м.
От 11000 м и выше температура принимается постоянной и равной
/ = — 56,5° С.
Изменение давления и плотности воздуха от высоты /7 = 0 до вы-
соты /7=11000 м происходит по формулам:
гн Л н \5>256 рй V 44300/
и л-1н__2н_-Л ^_\4’256 Ъ Ро, 44300/
а от высоты Галлея: /7=11000 м и выше давление и плотность следуют закону п 0 Я-11000 L2L = ^L=e езда Pll Pll
Данные международной стандартной атмосферы, вычисленные от
//__ — Ю00 до /7 = 20000 м через каждые 500 м приводятся в табл. I,
в которой даны также значения А, У А и р/ часто встречающиеся
при обработке летных испытаний.
Значения А — коэфициента изменения мощности невысотного мотора
с высотой при постоянном числе оборотов — подсчитаны по принятой
в СССР формуле1:
N., р /~т\ р
А = = 1,11 — 1/ Ц—0,11 =0,0248—=г — 0,11,
Ро И т у Т
где Л/н— мощность мотора на высоте Н,
Ао— мощность мотора на высоте /7 = 0,
р— давление в мм ртутного столба, а
Т—абсолютная температура.
Для удобства обработки данных летных испытаний по таблицам
международной атмосферы необходимо построить в крупном масштабе
кривые зависимости от высоты значений
Гн- Т. А, ]/Т, А, УА и|/4 •
Можно рекомендовать такие масштабы для этих кривых:
Для высоты.......................... Н 1 мм = 2$ м
Для давления........................ри 1 мм = 1 мм Hg
Для относительной плотности . . . . А 1 мм= 0,001
Для коэфициента . . А 1 мм = 0,001
Для величины -./~± V д 1 мм — 0,002
Для температуры . . Т 1 мм —0,1°.
1 При приведении к стандартным условиям результатов полетных испытаний самолетов
с высотными моторами выше границы высотности можно пользоваться формулой для коэ-
фициента А для невысотных моторов.
4 Чесалов
49
Международная стандартная атмосфера (MCA)
Таблица 1
н и [мм Hg] т [град] Д Кд Для невысотн. моторов н и
А К а /4
—1000 854,6 294,5 1,100 1,048 1,124 1,060 1,011 -1000
— 500 806,2 291,3 1,049 1,024 1,060 1,030 1,005 — 500
0 760,0 288,0 1,000 1,000 1,000 1,000 1,000 0
500 715,9 284,7 0,953 0,976 0,941 0,970 0,994 500
1000 674,1 281,5 0,907 0,953 0,885 . 0,941 0,988 1000
1500 633,0, 278,2 0,864 0,929 0,832 0,912 0,982 1500
2000 596,1 275,0 0,821 0,906 0,781 0,884 0,975 2000
2500 560,0 271,7 0,781 0,884 0,732 0,855 0,968 2500
3000 525,7 268,5 0,742 0,861 0,685 0,828 0,961 3000
3500 493,1 265,2 0,704 0,839 0,640 0,800 0,953 3500
4000 462,2 262,0 0,668 0,818 0,598 0,773 0,945 4000
4500 432,8 258,7 0,634 0,796 0,557 0,746 0,937 4500
5000 405,1 255,5 0,601 0,1*15 0,517 0,719 0,928 5000
5500 378,6 252,2 0,596 0,754 0,481 0,693 0,919 5500
6000 353,7 249,0 0,538 0,734 0,445 0,667 0,909 6000
6500 330,2 245,7 0,509 0,713 0,412 0,642 0,899 6500
7000 307,8 242,5 0,481 0,693 0,380 0,616 0,889 7000
7500 286,7 239,2 0,454 0,674 0,349 0,591 0,877 7500
8000 266,8 236,0 0,428 0,655 0,320 0,566 0,865 8000
8500 248,1 232,7 0,404 0,636 0,293 0,542 0,852 8500
9000 230,4 229,5 0,380 0,617 0,267 0,517 0,837 9000
- 9500 213,7 226,2 0,358 0,598 0,242 0,492 0,828 9500
10000 198,1 223,0 0,337 0,580 0,219 0,468 0,806 10000
10500 183,4 219,7 0,316 0,562
11000 169,6 216,5 0,297 0,545
11500 156,7 216,5 0,274 0,534
12000 144,8 216,5 0,253 0,503
12500 133,8 216,5 0,234 0,484
13000 123,7 216,5 0,216 0,465
13500 114,3 216,5 0,200 0,447
14000 105,6 216,5 0,185 0,430
14500 97,8 216,5 0,171 0,413
15000 90,2 216,5 0,158 0,397
15500 83,4 216,5 0,146 0,382
16000 77,1 216,5 0,135 0,367
16500 71,3 216,5 0,125 0,353
17000 65,9 216,5 0,115 0,339
17500 60,9 216,5 0,106 0,325
18000 56,2 216,5 0,098 0,316
18500 52,0 216,5 0,091 0,303
19000 48,0 216,5' 0,084 0,290.
19500 44,4 216,5 0,078 0,279
20000 41,0 216,5 0,072 0,268
50
ГЛАВА VIII-
ПОЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ, ИХ ПРОВЕДЕНИЕ И ОБРАБОТКА
После окончательной доводки опытного самолета приступают к его
полетным испытаниям с целью определения его летных характеристик.
В этой главе излагаются методы испытаний и обработки их в том виде,
как они установились в многолетней практике ЦАГИ. Эти методы на се-
годняшний день являются наиболее простыми и лающими хорошие ре-
зультаты, а поэтому их можно рекомендовать для всех летных станций
авиапромышленности, занимающихся испытанием опытных самолетов.
1. Программа полетных испытаний опытного самолета
Программа полетных испытаний опытного самолета зависит от его
назначения и тактико-технических требований, предявляемых к нему.
Например, в программу испытаний бомбовоза не входят фигуры высшего
пилотажа и штопор, а уделяется много внимания вопросу определения
его дальности и характеристикам взлета в перегрузочном варианте;
в случае же истребителя этим вопросам уделяется значительно меньше
внимания, а акцент делается на его управляемости, маневренности и
штопоре. Ниже мы приводим не типовую программу испытаний опытного
самолета, а перечень элементов, из которых такую программу можно
легко составить. В этом перечне отсутствуют испытания вооружения,
электро-радиооборудования и эксплоатационные испытания, которые про-
водятся по специальным программам.
Для ориентировки в этом перечне против каждого вида испытаний
дается примерное количество полетов и их общая продолжительность.
№ .п/п. Назначение полетов Число полетов Время полетов
1 Первый полет 1 20—30 м.
2 Полеты с целью выявления эффективности органов управления, нагрузок на рули, устойчивости, оценки ин- терференции крыла и оперения, а также доводки самолета в этом направлении1 10—15 5—6 ч.
3 Полеты с целью определения температурных характе- ристик винто-моторной группы на разных высотах и испы- таний подогрева карбюратора 2 4—6 6—9 ч.
4 Полеты с целью доводки системы охлаждения3 . . . 4-6 6—9 ч.
5 Полеты для испытания поведения самолета на боль- ших скоростях с целью проверки отсутствия вибраций типа флаттер 4 2 2 ч.
6 Облет самолета другими летчиками с целью проверки управляемости и устойчивости после доводки 4 2 ч.
7 Определение границы высотности и подбор шага винта 3 1,5 ч.
(См. продолжение таблицы)
1 Первые 4—5 полетов делаются с выпущенными шасси, а последующие с убран-
ными.
2 Испытания проводятся по специальной программе.
3 Число полетов может меняться в ту и другую сторону в зависимости от состояния
охлаждающих устройств.
4 Полеты производятся на высоте не ниже 3000 м при минимальном экипаже.
51
Продолжение
п/п. Назначение полетов Число полетов Время полетов
8 Тарировка указателя скорости 1 1,5 ч.
9 Зубцы для определения наивыгоднейших режимов подъема 1 2 4 ч.
10 Барограмма, потолок и максимальные скорости по вы- сотам 2 3 ч.
11 Снятие кривых статической устойчивости • . 4 8 ч.
12 Определение длины разбега, пробега и посадочной скорости самолета 10 1,5 ч.
13 Испытание на маневренность и фигуры на трех вы- сотах 2 3 ч.
14 Измерение расхода горючего на различных режимах и высотах . 3 6 ч*
15 Полеты с одним задросселированным мотором с целью определения управляемости скоростей и потолка 2 2 ч.
16 Испытание самолета в перегрузочном варианте (раз- бег и траектория подъема) 3 1,5 ч. { t
17 Полет на дальность при нормальной нагрузке .... 2 6—20 ч*
18 Испытание на штопор 10—12 5—6 ч.
19 Определение характеристик самолета на лыжах (ско- рости по высотам, скороподъемность и потолок с нормаль- ной нагрузкой) . . • 6 1 6 ч. 1.
2. Тарировка указателя скорости и поправки его показаний
Если приемник указателя скорости не удален от самолета очень
далеко, то он всегда находится в сфере возмущенного самолетом потока'
воздуха и измеряет не скорость самолета относительно воздуха, а ско-
рость потока в точке его крепления. Эта скорость может иногда значи-
тельно отличаться от скорости самолета в зависимости от месторасполо-
жения приемника скорости. Например, если приемник помещается близ,
верхней поверхности крыла в точ-
л ке А так, как показано на фиг. 9,
I то приемник будет показывать
I______ скорость, которая будет значитель-
s-•'"’' —— —-но больше скорости полета; если
( ______' * 1—приемник поместить снизу крыла
-------т—“ ' ’ и измерять скоростной напор в
I точке В (фиг. 9), то он будет зани-
д. * женным по сравнению с напором,
соответствующим действительной
Фиг. 9. Неправильные расположения скорости полета.
трубок Пито Чтобы в месте расположения
приемника указателя скорости вли-
яние самолета на поток было минимальным, приемник указателя скорости
следует выносить вперед перед крылом на расстояние, равное 40% хорды,,
располагая его по размаху крыла посредине между его концом и нервю-
рой, находящейся на границе обдуваемой части крыла.
52
Все же практически всегда получается, что это влияние остается
ощутимым и его как-то надо учитывать. Достигается это путем тарировки
указателя скорости в полете, при которой одновременно учитываются
-его инструментальные поправки и поправки на сжимаемость воздуха
близ земли.
Наиболее распространенным методом тарировки указателя скорости
в полете является метод определения скорости на мерной базе путем
засечки с воздуха времени пролета базы экипажем самолета. В качестве
мерной базы лучше всего выбирать прямолинейный участок железной
дороги или какой-либо другой прямолинейный ориентир длиною до 5 км,
направление которого совпадает с направлением господствующих ветров.
На каждом конце такой базы следует установить по два столба в плос-
кости перпендикулярной направлению базы. Высота столбов должна быть
12—15 м, а расстояние между ними соответственно также 12—15 м.
Так как эти испытания проводятся на малой высоте, то, разумеется,
при выборе такой базы одним из решающих факторов является оценка
близлежащей местности с точки зрения обеспечения безопасности при
вынужденных посадках. Если прямолинейного ориентира для базы (же-
лезная дорога, шоссе, канал и т. д.) с прилегающими к нему удобными
местами на случай вынужденных посадок не имеется, то мерную базу
можно разбить в открытом поле. Для ориентировки летчика при ведении
машины в этом случае между -створами необходимо расставить через
каждые 200—250 м столбы высотою 2,5—3,0 м, окрашенных вперемешку
в белый и черный цвет. Выбор большой длины базы диктуется необхо-
димостью увеличить точность определения скорости самолета. Соображе-
ния здесь следующие. Индивидуальную ошибку при засечке времени про-
лета базы можно принять в 0,25 сек. При скорости 120 м\с и длине базы
в 3 км ошибка только от неточности засечки времени может быть
1,0%, а это уже недопустимо. Для такой скорости следует иметь базу
длиною не менее 5 км; при этом предельная ошибка от неточности засе-
чек времени снизится до 0,6%, с чем можно уже мириться. Гонять само-
лет вдоль 5 км базы необходимо лишь на больших скоростях, а на малых
скоростях можно ограничиться меньшими отрезками базы. Удобнее всего
базу разбивать на два участка: один участок взять длиною 2 км, а дру-
гой—3 км. Тогда на участке базы длиною 2 км можно гонять самолет на
скоростях от 100 до 200 км]ч; на трехкилометровом участке на скоростях
от 200 до 300 км1ч, а на пятикилометровой базе на скоростях более
300 км)ч. Точность определения скорости можно повысить также и за
счет увеличения количества заходов на каждой скорости и при меньшей
длине базы, но это стоит дороже и отнимает больше времени.
В случае скоростных самолетов и малой длины базы (2—3 км), а
также при испытаниях одноместных самолетов засечку времени прохож-
дения базы лучше вести при помощи наблюдателей, находящихся около
створ на земле. Это несколько повышает точность засечек и отчасти
компенсирует недостаточную длину базы.
Тарировка указателя скорости на мерной базе производится следу-
ющим образом.
Самолет пролетает по базе туда и обратно на постоянной высоте
100—150 м. Для получения надежной тарировочной кривой указателя
скорости желательно гонять самолет по базе не меньше, чем на 5—6 ско-
ростях в пределах от минимальной скорости горизонтального полета до
максимальной скорости. В случае высотных моторов максимальная ско-
рость у земли соответствует максимально допустимому для данного мо-
тора значению давления наддува рк . Во время полета вдоль базы ре-
жимы должны быть строго установившимися и колебания в скорости не
должны превосходить + 2 км/ч. Установку режима желательно произ-
водить по крайней мере за 1,5 мин. до захода на базу с таким расчетом,
чтобы к моменту пролета начала базы был уже установлен режим гори-
53
зонтального полета с заданной скоростью. Во время прохождения базы
летчик не должен пользоваться сектором газа. Горизонтальность полета
контролируется летчиком по статоскопу.
Самолет должен пролетать сбоку базы на расстоянии 100—150 м от
нее с таким расчетом, чтобы летчику и экипажу слева хорошо были
видны как сами створы, так и ориентиры, позволяющие судить о поло-
жении самолета относительно базы. Летчик и наблюдатель включают се-
кундомеры в момент прохождения самолета через створы в начале базы
и останавливают их в момент прохождения створ в конце базы.
Для получения достаточной точности при тарировке указателя ско-
рости необходимо испытание производить в спокойную погоду, причем
сила ветра вдоль базы не должна превосходить 7—8 м\с, а поперечная
слагающая силы ветра не должна быть более 4 Mjc. Для исключения
ошибки от поперечной слагающей силы ветра при пролете базы необхо-
димо держать плоскость симметрии самолета все время параллельно на-
правлению базы, т. е. итти вдоль базы с постоянным компасным курсом
базы. В этом случае самолет будет несколько (максимум на 200 м) отно-
сить от базы, но это на точности засечек не отразится, если створы
видны с самолета достаточно четко.
Помимо засечек времени прохождения базы при полете на каждом
режиме следует вести записи скорости по прибору, высоты по альтиметру,
температуры наружного воздуха, оборотов мотора и отмечать положение
радиатора или юбок мотора. Следует отметить, что запись оборотов и
положения радиатора, а также строгая горизонтальность полета необхо-
димы лишь в том случае, если по результатам полета на мерной базе
предполагается получить кроме тарировочной кривой для указателя ско-
рости, еще кривую потребных оборотов для горизонтального полета.
Обработка результатов полета ведется в таком порядке:
1. Для каждого режима определяется путевая скорость при пролете
туда и обратно:
Vnyri — 3,6 ; Упут 2 — 3,6 »
где L — длина базы в метрах; — время в секундах прохождения базы
в одну сторону; t2 — время в секундах прохождения базы в обратную сто-
рону.
2. Находится средняя путевая скорость, равная истинной скорости
полета относительно воздуха:
17 Упут i “Ь Упут 2
V ист — 5 »
где Упут 1 — путевая скорость в км>м при полете в одном направлении;
Упут2—в обратном направлении.
р
3. По формуле А = 0,379 у определяется относительная плотность
воздуха при полете. Здесь р — давление наружного воздуха в мм ртут-
ного столба, определяемое по тарировке альтиметра с закрепленной шка-
лой или по записям барографа, а 7' = 273-|-^н — абсолютная температура
наружного воздуха.
4. Определяется индикаторная скорость по формуле:
Проделав подсчеты для всех режимов, строят кривую Vnp = f(V’i) (фиг. 10),.
где Vnp — средняя скорость по прибору при пролете базы в одном и дру-
гом направлении для каждого режима полета. Как было уже сказано,
выше, эта тарировочная кривая учитывает инструментальные поправки
прибора, поправки на местоположение приемника указателя скорости,
54
зависящие от влияния крыльев и других частей самолета на поток, а
также поправки на сжимаемость воздуха при тарировке.
Чтобы, при пользовании тарировочной кривой указанного вида
(фиг. 10) найти истинную воздушную скорость V по показанию указателя
Фиг. 10. Тарировочная кривая указателя скорости
скорости Ипр и относительной плотности А, нужно: 1) найти по этой кри-
вой значение V,-— индикаторной скорости для данного 1Z и 2) найти
истинную скорость по формуле
Ниже приводится для примера часть протокола обработки результа-
тов полета на тарировку указателя скорости, где попутно были замерены
и обороты моторов (табл. 2).
Графы 1, 2, 3, 4 и 5 заполняются непосредственно по записям из
полета, произведенным наблюдателем и летчиком; графа 6 дает средне-
арифметическое значение времени полета базы, засеченного наблюдателем
и летчиком; в графе 7 записаны значения Упут, определенные по формуле
V = 3,6 -4- ;
пут > / *
ср
VHCT (гр. 8) определяется как средняя арифметическая значений VnyT
(гр. 7) при прохождении базы в одном направлении (туда) и в обратном
направлении (обратно) (гр. 1); по показанию альтиметра с закреплен-
ной шкалой и его тарировочной кривой найдено давление на высоте по-
лета /> = 745,5 мм ртутного столба; температура воздуха была—10°С; по
формуле А = 0,379-- найдено численное значение А = 1,075; в гр. 9 дано
значение Vt,= УИСт ’ VА; в гр. 10 даны 1/пр— средние арифметические зна-
чения показаний прибора наблюдателя при прохождении базы в одном
1 Без учета изменения поправок на сжимаемость воздуха
55
Таблица 2
Протокол обработки результатов полета на тарировку указателя скорости
№ режима и На- правлен. полета Показ, прибо- ров Засечки времени ф о и V v пут км/ч V v ист км/ч к- км/ч Средн, знач. скор, по приб. Обороты мотор, в минуту
>6 5 та 2 я н « <и s 4 3* । наб- люл. н я £ т + 1 04 и* Набл. Лет- чик Прав. Лев. сред. Приве- денные Средн, прив.
а* ь? У I t набл. | в сек । t летч. в сек V v пр км/ч V ¥ пр км/ч ^1 П2 яср Ио «Оср
1 2 3I 1 4 51 6 7 1 8 9 10 1 11 12 | 13 I 14 115 16
Туда Обр. 142 138 141 138 47,5 54,9 47,3 55,1 47,4 55,0 149 128,3 138,6 143,5 140 139,5 1190 1220 1210 1160 1200 1190 1243 1233 1238
Туда 2 Обр. 160 158 162 158 42,3 48,2 42,1 48,0 42,2 48,1 167,3 146,5 157,0 162,7 159 160 1290 1230 1280 1260 1285 1245 1330 1290 1310
Туда 3 Обр. 208 207 210 208 32,8 36,7 32,2 36,9 33,0 36,8 214,0 192,0 203,0 210 207,5 209 1510 1530 1540 1520 1525 1525 1520 1580 1580
Н= 150 м; р = 745,5 мм\ 7 = 263°; Д = 0,379 ^^ = 1.075; = 1.035; п0 = пср ]Ад
и другом направлении; в гр. 11 то же для прибора летчика; в гр. 12
и 13 записаны обороты правого и левого мотора, замеренные в полете
Хаслером; в гр. 14 средние обороты для двух моторов; в гр. 15_средние
обороты для двух моторов, приведенные по формуле /г0 — /гср-)/Д; в гр. 16
средние приведенные обороты для заходов в прямом и обратном направ-
лении.
Имея данные гр. 9, 10 и 11, нетрудно построить тарировочные кри-
вые для указателя скорости в кабине летнаба и летчика такого же вида,
как на фиг. 10.
Данные гр. 9 и 16 позволяют построить кривую потребных оборотов
для данного веса, приведенную к высоте H = Q MCA.
Точность определения скорости на мерной базе можно оценить в
среднем + 1,5 — 2%. Чем длиннее база и чем меньше скорость пролета,
тем больше точность.
Более точным способом измерения скорости следует считать опре-
деление ее на фотобазисе. В этом случае ошибки при засечке моментов
прохождения самолета через створы исключаются почти совсем, так как
эту роль выполняют специальные фотоаппараты, регистрирующие одно-
временно и время по точному хронографу. Этот метод требует сравни-
тельно больших затрат на аппаратуру и обработка результатов по нему
значительно сложнее. Рекомендовать его для широкого применения на
летных станциях заводов пока особой необходимости нет.
Совершенствование методики тарировки указателя скорости в полете
в дальнейшем может итти по линии применения для этих целей аэролага.
В большинстве случаев аэролаг представляет собой обтекаемое тело
с ветрянкой, буксируемое самолетом на троссе длиною 20 — 40 м. Число
оборотов этой ветрянки, пропорциональное скорости полета, регистри-
руется особым дистанционным суммарным счетчиком оборотов, находя-
щимся в кабине летнаба или летчика. Проведение тарировки указателя
скорости при помощи аэролага может производится на любой высоте,
лишь бы режимы полета были установившимися и прямолинейными. Каж-
дый режим продолжается 2 — 3 мин. В полете ведется запись числа обо-
56
ротов ветрянки за 2 — 3 мин., скорости по прибору, высоты по альтиметру
с закрепленной шкалой и температуры наружного воздуха. Истинная воз-
душная скорость определяется по тарировочной кривой аэролага, полу-
ченной в аэродинамической трубе или из ряда полетов на мерной базе.
В остальном обработка результатов аналогична описанной выше.
Пользование аэролагом для тарировки указателей скорости по срав-
нению с методом тарировки на мерной базе дает следующие преимуще-
ства:
1) повышает точность определения скорости;
2) избавляет от необходимости летать на малой высоте;
3) позволяет делать тарировку указателя скорости при ветре любой
силы и направления, лишь бы он не был порывистым.
Если на тарировочном графике провести из начала координат прямую
под углом 45° (фиг. И), то, очевидно, что отклонение тарировочной кривой
АВ от нее можно объяснить такими причинами: инструментальными по-
скорости
правками прибора, влиянием самолета на поток в месте расположения
приемника указателя скорости и влиянием сжимаемости воздуха. Имея
температурные инструментальные поправки прибора по тарировке в ла-
боратории, а также зная температуру прибора при полете на тарировку,
можно отложить их на фиг. 11 от кривой АВ по оси ординат для ряда
значений Упр и получить кривую CD, учитывающую лишь поправки на
влияние самолета и сжимаемость воздуха. Имея такую кривую CD, можно
при необходимости заменить указатель скорости и избежать повторения
мерного километра. Для этого следует от кривой CD по оси ординат для
разных значений Упр отложить лишь инструментальные поправки нового
прибора, полученные в лаборатории и построить новую кривую АВ. Ранее
было уже указано, что указатели скорости необходимо тарировать при
различных температурах и если у них инструментальные поправки будут
57
сильно зависеть от температур, то эти поправки следует вводить в тари-
ровочный график. Тогда на фиг. 10 будет несколько тарировочных кри-
вых, соответствующих различным температурам прибора в полете.
При тарировке указателя скорости на мерной базе, как было уже
замечено, автоматически учитываются и поправки, вызываемые сжимае-
мостью воздуха. Эти поправки не являются постоянными и зависят от
скорости полета и температуры наружного воздуха. При полетах близ
земли при температурах мало отличающихся от температуры воздуха,
имевшей место при тарировке указателя скорости, определение истинной,
скорости можно производить по обычной формуле
V =i,
ист ’
т.-е. изменение сжимаемости воздуха не учитывать.
При значительной разнице в температурах воздуха при тарировке
указателя скорости и в экспериментальйом полете, а также при значи-
тельном изменении скоростей по высоте, начиная с Ц. = 300 км)ч и выше,,
определение истинной скорости следует производить по формуле:
у - К /2 + е0\
/Д \2 + eJ ’
где Vi — индикаторная скорость,
Д— относительная плотность воздуха,
е0 — коэфициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха при-.
I/.2
тарировке указателя скорости, равный 126-10-6-—- ,
Ро
е2— коэфициент, учитывающий влияние сжимаемости воздуха в полете,.
I/2
равный 126-10~6-—,
Pz
pQ и р2— давление наружного воздуха при тарировке указателя ско-
рости и в полете.
Пример. В полете на высоте около 5000 м показание указателя
скорости У соответствовало VL = 360 км\ч\ температура воздуха на этой
высоте Т2 = 243°, давление /г, = 390 мм Hg. Давление воздуха при тари-
ровке указателя скорости было р0 = 775 мм Hg. Найти истинную скорость
самолета на этой высоте.
Решение
е0 = 126 • 1(Г6 • = 0,021; ег = 126 • 10-6 - = 0,042;
/ / О ОУи
2~~Нео_ 2 -}~ 0,021_- дд. д_q пуд 390 _ д ggg.
2 4- ег ~ 2 + 0,042 ~ °’99’ Л “ 0,379 243 °,Ь°Ь’
]7 = 360 - .0,99 = 456 кмч.
у 0,608
3. Определение границы высотности мотора при разных оборотах
Границей высотности мотора называют ту высоту, начиная с которой
падает давление наддува мотора при работе его на полном газе.
При постоянных метеорологических условиях высотность мотора
зависит от его оборотов и скорости полета. Она будет, кроме того, за-
висеть от давления и температуры воздуха, входящего в нагнетатель,,
причем эта зависимость получается довольно сложной.
Для решения практических задач, связанных с определением высот-
ности моторов и подбором шага винта, пользуются формулами, учиты-
58
вающими влияние температуры и давления воздуха, а также и оборотов
мотора на работу адиабатического сжатия воздуха.
Формула, выражающая работу, необходимую для адиабатического»
сжатия 1 кг воздуха имеет вид:
ь— 1
[/ \ 0,286
рЧ — 1
\р /
J О . . Т Г /Р^\ k 1
а работа, отдаваемая нагнетателем для того же количества воздуха вы-
ражается следующим образом:
£'л = а-п2,
где R — характеристическая постоянная для воздуха, равная 29,27,
k — коэфициент адиабатического сжатия воздуха, равный 1,41,
Т—абсолютная температура наружного воздуха,
р— давление воздуха у входа в нагнетатель в мм Hg.
рк — давление наддува в мм Hg.
п — обороты мотора в минуту,
а — коэфициент, зависящий от гидравлического к. п. д.' нагнетателя^
передаточного числа от коленчатого вала мотора к валу нагне-
тателя, передаточного числа от коленчатого вала мотора к валу
нагнетателя, скоростного напора у всасывающего патрубка и т. д.
При работе мотора на полной газе в случае расположения карбю-
ратора за нагнетателем р равняется давленщо наружного воздуха, при
обратном расположении р равно давлению воздуха за вычетом перепадал
давления в карбюраторе. В случае карбюратора с подогревом Т является,
температурой воздуха, входящего в карбюратор.
Для сокращения вычислительной работы на фиг. 12 представлен гра-
фик, дающий зависимость £ад от Т для разных значений — , построен-
ный по формуле:
, , 0,286 п
V*\ —1 .
.Р/ J
На нем нанесены кривые температур, соответствующих значенияхм р в МСАГ
для разных значений рк.
При обработке полетных испытаний часто приходится решать сле-
дующую задачу: из полета определено, что на фактической границе вы-
сотности мотора для каких-то значений оборотов п1 и давления наддува
рк давление наружного воздуха было plt а температура 7\. Требуется по
этим данным определить границу высотности в стандартных условиях для
оборотов п2 и того же значения рк.
При помощи фиг. 12 находится Аад1 для оборотов пг по данным ркГ
7\ и Pi* Чтобы найти границу высотности в стандартных условиях при;
каких-либо других оборотах п2, но при том же рк, находят Аад2 по формуле:
/и \2
L .
ад2 ^ад1 \п I
L = 102,5 -Т-
ад >
Зная Лад2, по фиг. 12 находят значение на пересечении с кривой
Pl r-i
стандартных температур для данного рк и, следовательно, р\~--рк- По*
Рк
таблицам MCA находят по давлению р2 высоту И границы высотности
мотора в стандартных условиях для оборотов л2.
Указанный способ пересчета границы высотности для разных обо-
ротов не учитывает лишь изменение величины дополнительного наддува
59-
<60
вследствие скоростного напора, что практического значения почти не
имеет, так как скоростной напор меняется мало.
Покажем способ пользования этим методом на числовом примере:
в полете была определена граница высотности мотора для пА = 2470 об) мин
и /7к = 750 мм Hg-, температура воздуха и давление на границе высот-
ности были 7 = 255° и /7 = 465,5 мм Hg. Требуется определить границу
высотности в стандартных атмосферных условиях при п2 = 2400 об j мин.
Делаем следующее:
.. р 465,5 С1
1) подсчитываем величину =0,612;
2) по графику фиг. 12 находим =3940;
/2 400 \2
3) подсчитываем /.„„,= 3940 |==х-| =3725;
а/и 12 4/U /
4) на пересечении кривой стандартных температур при /?к = 750 мм
Hg с прямой Лад2 = 3725 (фиг. 12) находим^*- = 0,635;
5) определяем /7 = 0,635-750 = 476 мм Hg.
6) по таблицам MCA находим высоту //=3775 м — границу высот-
ности в стандартных условиях для оборотов /г, = 2 400 об/мин.
4. Подбор шага винта
Подбор шага винта к самолету целесообразнее производить до та-
рировки указателя скорости, так как к моменту тарировки шаг винта уже
будет зафиксирован и в результате полета на тарировку можно будет
получить попутно и кривую потребных оборотов.
Для современных скоростных самолетов подбор шага винта произ-
водится для максимальной скорости его на границе высотности. При
полете на этом режиме в стандартных атмосферных условиях винт должен
давать обороты, равные, максимальным оборотам мотора, причем давление
наддува рк должно равняться максимально допустимому значению. Если
в результате полета выяснится, что угол установки лопасти винта не
удовлетворяет этим условиям, то производится изменение угла установки
лопасти и делается повторный полет.
При полетах на подбор шага винта следует производить горизон-
тали на максимальной скорости на фактической границе высотности, со-
ответствующей началу падения рк, на двух высотах выше и одной ниже
границе высотности с интервалами в 250—300 м. В полете ведутся сле-
дующие записи; а) оборотов мотора п по Хаслеру или точному тахометру,
б) давления наружного воздуха р по альтиметру с закрепленной Шкалой
или барографу, в) давления наддува рк по мановакуумметру, г) темпера-
туры наружного воздуха Т, д) скорости по прибору Упр.
Данные записи в полете с внесенными в них поправками по тариро-
вочным кривым заносятся в гр. 2, 3, 4, 5 и 6 табл. 3. Обработка резуль-
татов полета производится в следующем порядке:
1) По данным гр. 2, 4 и 5 определяется относительная плотность
воздуха Д по формуле
А = 0,379 у ,
/— Р
значение п у А и величина А = 0,0248—=— 0,11 — коэфициента мощности
мотора в фактических условиях полета. Эти данные заносятся соответст-
венно в гр. 7, 8 и 9.
61
2) По таблицам MCA находят высоту Яст, соответствующую значе-
нию А, а по //ст — относительную плотность воздуха Дст на этой высоте
и записывают в гр. 10 и И.
3) Далее находят обороты мотора при стандартных атмосферных
условиях (гр. 12).
4) Полученные значения оборотов пст. строят в зависимости от вы-
Фиг. 13. Изменение обо-
ротов высотного мотора
с высотой в стандартных
условиях
Фиг. 14. Изменение давления
наддува, оборотов и темпера-
туры наружного воздуха в за-
висимости от давления наруж-
ного воздуха
6) Точка излома кривой рк (фиг. 14), соответствующая максимально
допустимому давлению наддува, определяет фактическую границу высот-
ности для данного полета. Проведя через нее прямую параллельную оси
обсцисс, в пересечении с кривыми находят значения р, Т и п для факти-
ческой границы высотности в данном полете.
Таблица 3
Протокол обработки результатов полета на подбор шага винта
Данные из полета
п об/мин Рк ММ р мм абс V v пр км/ч Д п-/Д А Дст лст
1 2 3 4 5 6 7 8 9 1 10 и 12 •
1 2470 750 465,5 267 360 0,660 2010 0,597 3980 0,670 2455
•' 2 2460 720 445 265 358 0,636 1960 0,568 4350 0,644 2440
3 2450 682 420 262 355 0,608 1910 0,532 4780 0,615 2430
7) По найденному значению р на фактической границе высотности
определяют высоту Н по таблицам MCA, а по значению Н на фиг. 13
находят соответствующие значения пст.
62
Определение границы высотности в стандартных условиях произво-
дится при помощи номограммы (фиг. 12), способ пользования которой
изложен был выше.
В данном случае определяется сначала £ад1 для оборотов п по дан-
ным р-> Т и рк, соответствующим фактической границе высотности (фиг. 14).
Зная £ад1, обороты п и лст (фиг. 13) находят Аад2 для пст; имея новое
значение £ад2 и рк по номограмме находят — ; по значению р из таблиц
Рк
MCA находят Нст— границу высотности в стандартных условиях; про-
водят на фиг. 13 прямую параллельную оси абсцисс, соответствующую
найденному значению HZT.
Если полученное значение оборотов на границе высотности в стан-
дартных условиях не совпадает с максимально допустимым значением
для данного мотора, то необходимо изменить углы установки лопастей
и полет повторить. При этом необходимо иметь в виду, что поворот
лопасти на 1° дает в среднем изменение оборотов винта на 50—60 обIмин
для большинства самолетов и на 80 об'мин в более редких случаях.
При полетах для подбора угла лопастей винта вес самолета должен быть
равен полетному весу самолета с нормальной нагрузкой.
Ввиду того, что обороты мотора около границы высотности меняются
практически очень незначительно, методику подбора шага винта можно
несколько упростить. Эти упрощения сводятся к следующему. Зцая ист
на фактической границе высотности, определенной по давлению р и таб-
лицам MCA, прризводят необходимые изменения углов лопастей винта.
Если в результате полета с измененным шагом винта максимальные обо-
роты «ст на фиг. 13 будут соответствовать максимально-допустимым
оборотам для данного мотора, то можно считать, что винт подобран
правильно.
Если заводские испытания опытного самолета захватывают по вре-
мени летний и зимний период, то подбор шага винта необходимо произ-
водить для двух вариантов шасси.
Некоторые винты с изменяемым в полете шагом можно в полете
устанавливать на два угла положения лопастей. Установка лопастей на
большой угол производится для полета на максимальной скорости на гра-
нице высотности. Подбор шага ведется так же, как у винта с фиксиро-
ванным на земле шагом. Установка лопастей на малый угол производится
в разных случаях по-разному. Для самолетов, у которых желательно
иметь меньшую длину разбега и меньшее допустимое расстояние от старта
до препятствия высотой 20 м, малый угол лопасти устанавливается с таким
расчетом, чтобы мотор при подъеме развивал полные обороты на высоте
от 500 до 1 500 м. Такую установку лопастей следует производить у бомбо-
возов, пассажирских самолетов и самолетов другого назначения, имеющих
большую удельную нагрузку на крылья и на лошадиную силу.
Для самолетов, имеющих легкий разбег и отрыв, установка лопастей
на малый угол может производиться с таким расчетом, чтобы наивыгод-
нейший подъем на границе высотности имел место при оборотах, равных
максимально-допустимым оборотам для данного мотора. Таким образом
следует подбирать легкий шаг винта для истребителей.
В случае винтов с регулируемым в полете шагом без ограничения
углов поворота лопастей (например, винт типа Смит) до снятия летных
характеристик необходимо убедиться в надежности работы механизмов
переключения и дать летчику тренировку на переключение шага винта
в полете на барограмму.
Некоторые винты-автоматы с постоянным числом оборотов имеют
ограниченный диапазон углов поворота лопастей. В этом случае до снятия
летных характеристик необходимо убедиться в том, что этот диапазон
углов обеспечивают максимально-допустимые обороты при гонке мотора
63
на полном газе на месте и при максимально-допустимой для данного
самолета скорости. Если диапазон углов поворота лопастей, имеющийся
у винта, мал и он этим условиям не удовлетворяет, что может иметь
место, главным образом, у истребителей, то можно пойти на паллиативные
меры. Эти меры сводятся к тому, что диапазон углов поворота лопастей
устанавливается симметрично внутри необходимого диапазона углов лопа-
стей. В этом случае винт будет несколько „утяжелен" при работе на месте
и при разбеге и будет несколько раскручиваться при максимально-допу-
стимых для самолета скоростях.
5. Определение скороподъемности, потолка и максимальных
скоростей на разных высотах
Полету с целью определения скороподъемности, потолка и макси-
мальных скоростей по высотам должен предшествовать предварительный
полет, в котором определяются скорости наивыгоднейшего подъема.
В обоих случаях полетный вес самолета должен быть полным.
Для этих полетов самолет должен быть оборудован следующими
приборами: 1) двумя 1 барографами; 2) указателем скорости; 3) статоскопом;
4) точным или статоскопическим альтиметром; 5)тахометром; 6) секундо-
мером; 7) термометром наружного воздуха и 8) указателем давления над-
дува, если мотор высотный.
Для определения скоростей наивыгоднейшего подъема нужно произ-
вести ряд подъемов (зубцы) в 200—500 м на нескольких высотах на всем
диапазоне скоростей на каждой высоте.
Для самолетов с невысотными моторами эти зубцы следует делать,
на трех высотах, выбирая их таким образом, чтобы охватить большую
часть высот от земли до потолка. Например, для самолета с потолком
в 7 000 м можно взять следующие высоты: 1 500, 3 500 и 5 500 м. Для
самолетов с высотными моторами нужно брать одну высоту до гра-
ницы высотности и две высоты выше ее. Число режимов на каждой высоте
должно быть 5—6, причем наибольшее число режимов следует брать-
вблизи скорости наивыгоднейшего подъема. Для правильного проведения
кривых скороподъемности необходимо на средней высоте каждого зубца
делать полет на максимальной скорости.
Все эти зубцы проделываются с моторами, работающими на полном
газе. В случае высотных моторов на высоте ниже границы высотности
зубцы производятся при работе мотора на максимально допустимом Зна-
чении давления наддува рк.
Высотный кран мотора открывается с таким расчетом, чтобы на данной
высоте получились максимальные обороты для каждой скорости. Во время
прохождения зубца режим самолета должен быть строго установившимся.
Устанавливать режим следует, по крайней мере, на высоте, меньшей
на 200—250 м нижней границы зубца. На средней высоте каждого зубца
следует проделать горизонтальный полет продолжительностью 2—3 минуты
на небольшой скорости для записи температуры наружного воздуха и вы-
соты по альтиметру или барографу, по тарировкам которых определяется
давление наружного воздуха.
Во время выполнения каждого зубца ведется запись оборотов мотора-
п, скорости по прибору УПР, перепада высоты 8/7, по которому по тари-
ровке альтиметра или барографа находится перепад давления Ър, времени
выполнения зубца 8/ и давления наддува рк.
Данные записей в полете заносятся в графы 2, 6, 8, 9, 13 и 14 про-
токола обработки, представленного ниже в виде табл. 4.
1 Один из них с оборотом барабана в 30 мин.- для записи зубцов и барограммы
взлета в крупном масштабе времени. Другой— с оборотом барабана в 2 часа, являющийся-
контрольным и служащий для записи давления на площадках.
64
Обработка результатов полета протекает далее в следующем порядке:
1. По данным гр. 2 и тарировке альтиметра с закрепленной шкалой
находят значения Sp и заносят их в гр. 3.
2. По данным гр. 6, записи барографа и тарировке его, сделанной
на той же ленте непосредственно перед полетом на зубцы, определяют
ор'по показанию барографа и заносят в гр. 4.
3. Если данные Ър в графе 3 и 4 близки между собой и, расхождения
лежат в пределах точности показаний приборов, то берут среднее значе-
ние ор из гр. 3 и 4 и заносят в гр. 5. В случае больших расхождений
проверяют показания альтиметра или барографа и, установив причину
расхождения, берут показания того из приборов, который более надежен.
Например, в случае скоростного самолета двухстрелочному альтиметру,
соединенному со статической трубкой Пито, можно верить больше, чем
простому барографу, измеряющему давление в фюзеляже. При гермети-
ческом барографе и альтиметре без вывода к статической трубке Пито —
можно больше верить показаниям барографа.
4. По записям показаний альтиметра в горизонтальном полете на сред-
ней высоте зубца (гр. 12) и его тарировочной кривой определяют давления
рср, соответствующие середине зубца и записывают в гр. 7.
5. По данным гр. 7 и 8 подсчитывают значения относительной плот-
ности воздуха Д по формуле:
Д = 0,379
и записывают в гр. 10.
Таблица 4
Протокол обработки результатов полета на определение скорости
наивыгоднейшего подъема
•u/п «X ЪН по альти- метру м Ър по аль- тимет. мм Hg Ър по запи- си барогра- фа мм Hg Сред. знач. Ър мм Hg Ы сек Р ср мм Hg Т° абс I Vnp км/ч Д и м/с Н м Рк ММ Hg а ЧГ о С
и ' 2 3 4 5 6 1 7 8 9 10 11 12 13 I } И
1 250=1625—1375 20,6 19,4 20,0 37,3 643,6 278 140 0,876 6,8 1500 — 1500
2 250=1625-1375 20,6 19,4 20,0 37,3 643,6 278 150 0,876 6,8 1500 — 1510
3 250=1625—1375 20,6 19,4 20,0 39,0 643,6 278 160 0,876 6,5 1500 — 1525
4 250=1625—1375 20,6 19,4 20,0 43,7 643,6 278 180 0,876 5,8 J500 — 1570
5 250=1625-1375 20,6 19,4 20,0 68,5 643,6 278 200 0,876 3,7 1500 — 1620
6 250=1625—1375 20,6 19,4 20,0 — 643,6 278 220 0,876 0 1500 — 1680
6. По данным гр. 5, 6 и 10 находят вертикальную скорость самолета
по формуле:
ИД
“ ~' Д ‘ ’ Ы
и заносят в гр. И.
7. Имея данные гр. 9, 11 и 12 для 5—6 режимов подъема для несколь-
ких высот, строят график фиг. 15.
8. По графику фиг. 15 определяют для разных высот значения ско-
ростей по показанию прибора УПр, соответствующих наибольшей скоро-
подъемности и строят кривую УПр —f(H) (фиг. 16).
Для самолетов с высотными моторами наивыгоднейшая скорость
подъема по указателю скорости Упр почти постоянна от земли до границы
высотности, а следовательно, кривая Упр=/(/7) строится следующим
5 Чесалов 65
образом. Через точки, полученные из зубцов выше границы высотности,
проводится кривая до пересечения с прямой, пераллельной оси Н и про-
ходящей через точку, найденную из зубцов ниже границы высотности
(фиг. 16).
Точка излома кривой для
высотного мотора на фиг. 16
позволяет грубо определить
границу высотности при подъ-
еме, начиная с которой лет-
чик должен начинать убавлять
скорость по траектории при
полете на барограмму. Гра-
ница высотности при подъеме
аналогичным образом может
быть найдена по данным рк и
п (гр. 13 и 14), которые при
полетах на зубцы являются
контрольными.
Для полета на потолок
по кривой фиг. 16 составляет-
ся для летчика таблица, в
которой указывается, какую
скорость по прибору он дол-
жен держать при наборе вы-
соты, примерно, через каж-
дые 500—1 000 м.
В случае самолета с вы-
Фиг. 15. Изменение вертикальных скоростей
в зависимости от скорости по траектории для
сотным мотором в этой табли-
це указывается также пред-
полагаемая граница высотно-
разных высот
120 130
140 150 160 170
Скорость по прибору
Фиг. 16. Изменение показаний указателя
скорости с высотой полета для наивы-
годнейшего подъема
вые, как на фиг. 16, а по ним таблица
сти при подъеме по показа-
нию альтиметра.
Кривую ЙПР — f(H), изоб-
раженную на фиг. 16, можно
получить и другим, несколько
менее точным способом, но
все же дающим хорошие ре-
зультаты, если нужно.быстро
получить ответ о скороподъ-
емности и потолке самолета.
Для этого летчик совершает
предварительно один полет
при нормально!и полетном
весе самолета и на тех же
высотах,’ на которых нужно
делать зубцы, и определяет
наивыгоднейший режим для
подъема, пользуясь показани-
ями вариометра. Выявив та-
ким путем наивыгоднейший
режим подъема, он на средней
высоте записывает одновре-
менно показания альтиметра
с закрепленной шкалой и ука-
зателя скорости Упр. По этим
данным строятся такие же кри-
для летчика, в которой указы-
ваются скорости при наооре высоты на разных высотах.
66
При отсутствии альтиметра с закрепленной шкалой и пользовании
обычным альтиметром, стрелку его на земле перед полетом следует уста-
навливать на высоту, соответствующую давлению на земле по MCA.
Когда необходимые данные для ведения машины с наибольшей скоро-
подъемностью получены, производят полет с целью получения наивыгод-
нейшей барограммы самолета, определения его потолка и максимальных
скоростей на горизонтальных площадках на разных высотах. Подъем
совершается до высоты, на которой вертикальная скорость по вариометру
получается порядка 0,5—1 м\с в зависимости от самолета.
При невысотных моторах подъем совершается от земли до практи-
ческого потолка на полном газе. В случае же высотных моторов от земли
до границы высотности при подъеме следует поддерживать постоянное
давление наддува рк , равное максимально-допустимому значению. При
наличии автоматического регулятора рк, поддерживающего постоянное
значение рк , следует до полета проверить правильность его регулировки.
Если регулятор отсутствует, то необходимо предварительно при тарировке
указателей наддува отметить на шкале давления, соответствующие макси-
мально допустимому значению рк . После достижения максимальной высоты
производятся горизонтальные площадки на разных высотах на максимальной
скорости, примерно, через каждую 1 000 м, а в случае высотных моторов,
кроме того, еще на высотах на 300 м выше и на 300 м ниже границы
высотности.
Следует подчеркнуть, что для точного определения максимальных
•скоростей современных скоростных самолетов необходимо самолет вести
по статоскопу или, по крайней мере, по точному двухстрелочному альти-
метру соединенным со статической трубкой Пито и выдерживать его
на площадках на полном газе в течение не менее 3—5 мин.1. Записи
показаний указателя скорости следует производить не ранее, чем через
2—4 мин., после дачи полного газа, так как скорость устанавливается
лишь в течение этого времени.
При подъеме от земли до наибольшей высоты через каждые 500—
1000 м по альтиметру (в зависимости от скороподъемности самолета)
записываются: скорость по прибору УпР, обороты мотора п, давление
наддува рк и время подъема по секундомеру1 2. Барографы запускаются
на старте и останавливаются после приземления. При подъеме на самолете
с высотным мотором наблюдатель должен уловить момент начала падения
давления наддува и записать при этом высоту по альтиметру с закреплен-
ной шкалой и обороты мотора.
На площадках делаются записи высоты по альтиметру с закрепленной
шкалой, максимальных скоростей ПО прибору Упрмакс, оборотов мотора и,
давления наддува рк и температуры наружного воздуха Т.
Тарировка барографов должна производится непосредственно перед
полетом так, как указано в главе VI и на фиг. 8.
А. Обработка результатов полета на самолете с невысотным мотором
а) Скороподъемность
1) На основании записи показаний альтиметра и тахометра при подъеме
и температуры наружного воздуха на горизонтальных площадках после
введения соответствующих поправок строятся кривые изменения оборотов
и температуры наружного воздуха в зависимости от давления (фиг. 17).
2) Имея тарировку барографа с оборотом барабана за 30 мин., сде-
ланную перед полетом на той же ленте ступеньками приблизительно через
1 В зависимости от избытка мощности винто-моторной группы. Чем больше избыток
мощности, тем быстрее устанавливается режим. Для сокращения времени разгона можно
рекомендовать в начале разгона итти со снижением.
2 Для непрерывных засечек времени необходимо иметь секундомер с двумя стрелками
лли два секундомера.
67
500 м высоты (фиг. 8), т. е., зная давления, соответствующие этим сту-
пенькам, находят время набора высоты на каждой ступеньке Ы по мас-
штабу времени. Эти данные заносятся в гр. 2, 3 и 6 табл. 5.
3) Подсчитывается среднее давление на каждой ступеньке и записы-
вается в гр. 4.
Таблица 5
Протокол обработки скороподъемности самолета с невысотным мотором
Р ср Ы а
H/U оХ t мин р мм мм Hg ViW d% с Q сх Ьч Д /д и ]/Д 'о о с л ]/Д ЛФ нст Дст Кдст V чЕТ о
1 2 3 4 5 6 7 8 9 ДО 11 12 13 |ТГ 15 16 17 18
1 0 746 723 46 । 114 1 290 0,945 0,973 4,60 1560 1513 0,940 520 0,951 1 0,975 4,72 1555
2 1,9 700
680 40 120 286 0,901 0,950 3,90 1550 1470 0,885 1000 0,907 0,953 4,09 1542
3 3,9 660 640 40 144 285 0,850 0,922 3,35 1545 1422 0,830 1530 0,861 ( 1533
0,928 3,61
4 6,3 620 602,5 35 156 285 0,801 0,895 2,78 1535 1372 0,773 2080 0,815 ! 1520
0,903 3,08
5 8,9 585 1
567,5 35 180 285 0,755 0,870 2,48 1525 1325 0,723 2600 0,773 ' ' 0,879 2,80 1510
6 11,9 550
532,5 35 216 285 0,709 0,843 2,13 1520 1280 0,672 3150 0,731 | 0,855 1 1 2,50 1500
7 15,5 515
4) Подсчитывается перепад давления ор на ступенке и значение его
вписывается в гр. 5.
5) По кривой изменения температуры наружного воздуха по давлению
(фиг. 17) в данном полете находят значения Т для каждого и вносят
их в гр. 7.
6) Определяют А = 0,379-уг по данным гр. 4 и 7 и записывают в гр. 8^
в гр. 9 записывают значения ]/А.
7) Подсчитывают значения и У А по формуле:
и записывают в гр. 10.
8) В гр. И заносятся обороты мотора, соответствующие значениям рср;
значения оборотов следует брать с кривой яПодъем (фиг. 17).
9) Подсчитываются значения n J/А и записываются в гр. 12.
10) По данным гр. 4 и 7 подсчитываются коэфициенты Дф изменения:
мощности мотора с высотой по формуле:
4Ф = 0,0248 -^ — 0,11
VT
и заносятся в гр. 13.
11) По таблицам MCA для каждой ступеньки по коэфициенту Аф.
находят высоты в стандартных условиях 7УСт и соответствующие им от-
носительные плотности (воздуха ДСт записывают в гр. 14 и 15; в гр. 16,
записывают значения ]/Дет-
68
12) Поданным гр.. 10 и 16 находят для каждой ступеньк-и вертикальную
скорость самолета, приведенную к стандартным условиям:
<Фит. 17. Изменение оборотов и температуры
наружного воздуха в зависимости от давления
U V А . .
ист = -^ (гр. 17).
V А ст
13) По данным гр. 12 и 16
находят для каждой ступень-
ки обороты мотора, приве-
денные к стандартным усло-
виям:
Фиг. 18. Изменение максимальных вертикальных
скоростей в зависимости от высоты в стандарт-
ных условиях для самолета с невысотным
мотором
"ст = (гр-18>-
V Дет
14) По данным гр. 14, 17
и 18 строят кривые вертикаль-
ных скоростей и оборотов в
зависимости от высоты Нст
(фиг. 18 и 19).
15) По фиг. 18 опреде-
ляется практический потолок
самолета, соответствующий
точке кривой вертикальной
скорости, равной 0,5 м\с.
16) По кривой фиг. 18
общеизвестными методами
подсчитывается барограмма
самолета в стандартных ус-
ловиях.
Фиг. 19. Изменение обо-
ротов при подъеме в за-
висимости от высоты в
стандартных условиях
для самолета с невысот-
ным мотором
Если закон изменения имаКс с высотой близок
времени подъема на любую высоту z производится
к прямой, то подсчет
по формуле:
= 0,0383-^ lg
«0 а7абс
69
где
^мин — врёмя подъема в минутах на высоту гм,
/4бс — абсолютный потолок самолета в м, соответствующий значению»
я = 0,
и0 — максимальная вертикальная скорость в м\с при /У = 0.
Во всех остальных случаях подсчитывают барограмму путем сумми-
рования времени прохождения самолетом ступенек высотой 500—1 000 м
от /7=0 до практического потолка. Время прохождения самолетом каж-
дой ступенки, т. е. время подъема с высоты И на высоту //Ц-1000
определяется по формуле:
1000
МИН^ Ист-60 ’
где ^МИн — время в минутах прохождения ступеньки высотой 1 000 м,
нср — вертикальная скорость самолета в м\с, соответствующая сере-
дине ступеньки.
б) Максимальные скорости
Обработка результатов полета на площадках и приведение максималь-
ных скоростей на различных высотах к стандартным условиям произво-
дится следующим образом:
1) В показания барографа или альтиметра с закрепленной шкалой
вносятся поправки по тарировочным кривым и определяется давление /г
на площадках и записываются в гр. 2 табл. 6.
Таблица 6
Приведение максимальных скоростей к стандартным условиям
Высота по альти- метр Р мм Hg J'O абс Д V v пр км[ч Vi км/ч п об)мин ЛФ «ст А ст VOT лст
1 2 3 ~4~ 5 6 7 8 10 11 12
1000 2000 3000 4000 5000 662,3 260 i 0,965 238 244 2000 0,910 790 0,926 254,0 2040
2) В графе 3, 4 и 6 записываются: температура наружного воздуха Т,
показания указателя скорости 1/пр и обороты мотора п на площадках.
3) По тарировочной кривой указателя скорости (фиг. 10) опреде-
ляются величины Vi по значениям УПр (гр. 5) и записываются в гр. 6.
4) По данным гр. 2 и 3 подсчитывается относительная плотность*
воздуха
Д = 0,379(гр. 4)
5. По формуле Лф = 0,0248~=г— 0,11 по данным гр. 2 и 3 опреде-
ляют значения коэфициента изменения мощности мотора в условиях по-
лета и записывают их в гр. 8.
70
6. По таблицам MCA находят высоты /7СТ и относительные плотности
воздуха Дст, соответствующие значениям Аф и заносят значения их
в гр. 9 и 10.
7. Максимальные скорости и обороты мотора на высотах Л/Ст (гр. 9)
определяются по формулам:
1/ «/д
V = —и п = —-— *
ст /дст " /д^
8. На основании данных гр. 9, 11 и 12 строятся кривые максимальных
скоростей и оборотов по высотам для стандартных атмосферных условий
(фиг. 20 и 21).
Фиг. 20 Изменение максималь-
ных скоростей самолета с не-
высотным мотором в зависи-
мости от высоты ь стандартных
условиях
Фиг. 21. Изменение максималь-
ных оборотов с высотой у са-
молета с невысотным мотором
в) Пересчет полетных
с одного веса
качеств самолета
на другой
Ийея кривые и, VMaKC и лмакс в зависимости от высоты (фиг. 18, 20
и 21) для стандартных условий при нормальном полетном весе, можно
определить эти характеристики и для других весов самолета
Если через (7j обозначить вес самолета, при котором для каждой
высоты Нх в стандартных условиях имеются значения п1 и «1( то для
веса О2 скорость У2, обороты п2 и вертикальная скорость «2 на высоте,
равной
Я2 = —8150-* +(1-4-0,1835-Л)-//!,
определяются по формуле:
-^ = ^ = -^ = 14-0,109^
1
где
71
Пересчет производится в таком порядке.
1) По кривым фиг. 18, 20 и 21 определяются значения V\MaKC и
nL по высотам Нх для веса Gx и вписываются в гр. 1, 2, 3 и 4 табл. 7.
Таблица 7
Пересчет летных характеристик самолета на другой полетный вес
-S- = l,2; -^= -^2 “акс = -^- = 1,022; Я2 = — 1 630 + 1,0377^
“1 V1 макс «1 ’ 1
«1 Ki v 1 макс «2 ^2 макс п2
1 2 3 4 5 6 7 8
0 5,1 257,5 2 060 —1630 5,22 263,5 2 105
1000 4,25 253,0 2 040 — 533 4,35 259,0 2 085
2 000 3,35 246,7 2 005 444 3,43 253,0 2 050
3 000 2,50 239,5 1 970 1481 2,56 245,0 2 015
4000 1,60 231,0 1915 2518 1,64 236,5 1 960
5 000 0,70 216,0 1832 3 550 0,72 221,0 1 875
5 500 0,25 198,0 1 780 4 070 0,26 202,5 1820
2) По данным гр. 1
определяются высоты 772 по формуле:
Я, = — 8 150 • k 4- (1 + 0,1835AQ •
и вписываются в гр. 5.
3) По данным гр. 2, 3 и 4 находят значения н2, V2MaKC и п2, отнесен
ные к высотам Н2, по формулам:
Фиг. 22. Пересчет кривой вертикальных скоро-
стей на другой полетный вес самолета
ности. Он дает хорошие результаты при
и2 = щД\ 0,109-£),
^макс=1Амакс-(1+0,10!Ш
«2 = «1-(1 0,109-k)
и записывают их в гр. 6, 7 и 8.
4) На основании д энных
гр. 5, 6, 7 и 8 табл. 7 строят
новые кривые вертикальных ско-
ростей, максимальных скоро-
стей и оборотов в зависимости
от высоты для другого полет-
ного веса самолета (фиг. 22, 23
и 24).
Следует заметить, что ука-
занный метод пересчета лет-
ных характеристик с одного
полетного веса на другой спра-
ведлив и для самолетов с вы-
сотными моторами, но только
для высот выше границы высот-
условии, что значение
k
Gi
72
по абсолютной величине не более 0,2, что практически почти всегда бывает
достаточно.
Фиг. 23. Пересчет кривой
максимальных скоростей
на другой полетный вес
самолета
Фиг. 24. Пересчет кривой
изменения оборотов мотора
с высотой на другой полет-
ный вес самолета
В. Обработка результатов полета на самолете с высотными моторами
а) Скороподъемность
Обработка результатов полета на самолете с высотным мотором не-
сколько отличается от обработки результатов для невысотных моторов.
Приведение вертикальных скоростей и оборотов к стандартным условиям
выше границы высотности производятся таким же методом, что для само-
летов с невысотными моторами, когда Нст и Доопределяются по Лф. При-
ведение к стандартным высотам результатов полета ниже границы вы-
сотности производится по-
другому. В этом случае стан-
дартные высоты определяются
по давлению, измеренному в
полете, а значения и и п ис-
правляются путем введения
поправок на температуру воз-
духа. Кроме тогр, здесь при-
ходиться определять границу
высотности при подъеме.
Порядок обработки сле-
дующий (табл. 8):
1) По одновременным
записям при подъеме пока-
заний: альтиметра с закреплен-
ной шкалой, мановакууммет-
ра и тахометра, а также по
записи температур наружного
воздуха на площадках после
в ведения соответствующих
поправок, строятся кривые Г,
рк и п в зависимости от р
(|)иг. 25).
Фиг. 25. Изменение оборотов, температуры наружного
воздуха и давления наддува по высоте при подъеме
самолета с высотным мотором
73
Таблица 8
Протокол обработки скороподъемности самолета с высотным мотором
^мин Р мм Hg ^ср мм Hg Sp MMHg Т абс Рк MMHg п Об/MUH Д St с и ]/Д м/с п VA об/мин «ст м Лет ^сг м/с лст . об/мин «р м
1 2 3 4 5 6 1 8 9 10 11 12 13 14 45 16 17
0 742,0 721,0 42,0 250 875 1575 1,030 27 16,50 1 645 I 448
0,45 700,0 680,0 40,0 250 875 1630 1,030 27 16,20 1 655 — — — — 930
0,90 660,0 640,0 40,0 250 875 1 683 0,970 30 16,00 1 660 0,893 920 0,914 16,80 1735 1425
1,40 620,0 602,5 35,0 250 838 1685 0,315 27 15,45 1615 0,836 1 460 0,867 16,60 1 733 —
1,85 585,0 567,5 35.0 249 780 1685 0,865 27 14,90 1565 [0,780 2 010 0,821 16,45 1725 —
2,3 550,0 532,5 35,0 248 737 1 683 0,814 36 11,95 1520 0,727 2 550 0,777 13,56 1 722 —
2,9 515,0 497,5 35,0 246 687 1 677 . 0,766 39 10,85 1470 0,675 3 110 0,734 12,65 1 715 —
3,55 480,0 465,0 30,0 244 630 1668 0,723 39 10,00 1420 0,627 3 640 0,694 12,00 1 705 —
4,2 450,0 437,5 25,0 242 582 1655 0,686 39 8,60 1 370 0,588 4110 0,661 10,55 1683 —
4,85 425,0 412,5 25,0 239,5 540 1642 0,653 45 7,63 1330 0,551 4570 0,629 9,63 1680 —
5,6 400,0 387,5 25,0 236,5 493 1625 0,621 54 6,52 1280 0,515 5 030 0,599 8,42 1653 —
6,5 375,0 362,5 25,0 232,5 440 1597 0,591 66 5,46 1230 0,480 5 510 0,568 7,25 1653 —
7,6 350,0
2) Имея тарировку барографа с оборотом барабана за 30 мин, сделан-
ную перед полетом на той же ленте ступеньками, приблизительно, через
500 м высоты (фиг. 8), т. е., зная давления соответствующие ступенькам,
находят время прохождения через каждую ступеньку. Эти данные заносят
в гр. 1 и 2 табл. 8.
3) Для каждой ступеньки барографа находится среднее давление /тср,
по данным гр. 2 и записывается в гр. 3.
4) По данным гр. 2 находится перепад давления для каждой сту-
пеньки и записывается в гр. 4.
5) По гр. 1 определяется время прохождения самолетом каждой
ступеньки и записывается в гр. 9.
6) По данным рср (гр. 3) находят на фиг. 25 соответствующие значе-
ния Т, рк и п и записывают их в гр. 5, 6 и 7.
7) По данным рср (гр. 3) и Г (гр. 5) определяют Д — 0,379-у- и вносят
значения их в гр. 8.
8) Далее определяются по данным гр. 4, 8 и 9
i/T ИД %Р 1/~~л
yTir и "'v
и записываются в гр. 10 и И.
9) По данным гр. 3 и
5 находятся значения коэ-
фициекта
0,0248
0,11
и записываются в гр. 12.
Значения Дф определяются
только для высот выше
границы высотности мотора
при подъеме.
10) По значениям Аф
и таблицам MCA находят
соответствующие им значе-
ния Н„ и Д„т и записывают
в гр. 13 и 14.
11) Определяются зна-
чения вертикальных скоро-
стей и оборотов при подъ-
еме в стандартных усло-
виях по формуле:
«•]/Д
ит = —-- и
СТ
Фиг. 26. Изменение вертикальных скоростей и оборо-
тов в зависимости от высоты полета самолета с высот-
ным мотором
заносятся в
Эти данные
15 и 16 табл. 8.
12) По данным гр. 13, 15 и 16 строятся кривые ыст и пст в зависи-
мости от /7ст (фиг. 26), примерно, от высоты предполагаемой границы
высотности до потолка.
13) По фиг. 25 в той же точке, где рк начинает падать, отмечают
75
фактическую границу высотности и определяют на ней значения р, Тип.
14) Зная значения рк, р и Т на фактической границе высотности, опре-
деляют по фиг. 12 £ , для оборотов п, имевших место в полете на факти-
ческой границе высотности.
15) По таблицам MCA находят высоту Н по давлению р на факти-
ческой границе высотности.
16) По высоте Н, найденной по давлению р на фактической границе
высотности (п. 15) и кривой лст на фиг. 26 находят значение лст, для ко-
торого определяют новое значение £ по формуле:
£
ЯДа адх \ fl J
17) Имея значение £ад и пользуясь номограммой фиг. 12, находят гра-
ницу высотности в стандартных условиях для оборотов яст и отмечают
ее на фиг. 26.
На этом заканчивается первый этап обработки скороподъемности
самолета с высотным мотором. В результате этой обработки находятся
верхние ветви кривых «ст и яст — для высот от границы высотности до
потолка самолета.
Приведение и и п к стандартным условиям на высотах от земли до
границы высотности производится в следующем порядке:
1) По давлению рст (гр. 3 табл. 8) по таблицам MCA находят высоту
Нр для точек, лежащих ниже границы высотности, и записывают значения
их в гр. 17 табл. 8. _
2) По данным гр. 10, 11 и 17 строят кривые «•]/Д и п-]/д в зави-
симости от Нр (фиг. 27), которые всегда получаются близкими к прямым.
3) Экстраполируя эти кривые до Нр — 0 находят значения гг-]/Д и
п-УЬ при Нр = ® (фиг. 27).
Фиг. 27. Вспо-
могательный
график для при-
ведения к стан-
дартным усло-
виям верти-
кальных скоро-
стей и оборотов
ниже границы
высотное]и
4) Для того, чтобы получить значения и У Д и п ]/Д в стандартных
условиях при /7ст — 0 или других высот ниже границы высотности нужно
внести в них поправки на отклонение фактической температуры от стан-
дартной.
Они выражаются формулами:
8(и/Д)=-|-.«/Д^,
СТ
8(«/Д) = 1.«/Д^.
Если фактическая температура Тф при полете была меньше Тст, то
8Т = Тф— £ т будет иметь отрицательное значение, а следовательно, отри-
цательными будут и поправки 8(ц)/Д) и о (и]/ Д). При Тф^>Тс1 поправки
будут положительные.
76
Найдя по фиг. 25 Тф при /? = 760 мм, подсчитывают о7'= Тф—288
для высоты Нст = 0, а по формулам:
8(«/Д) = Ан/Д-^- и о(п/Д)=1«/Д-^-
температурные поправки для той же высоты Л7СТ —0.
5) Определяют значения «ст и лст, приведенные к стандартной высоте
HZT = Q по формулам:
и = и п — п V
СТ V Дет СТ /Дет
В случае Н = 0 Дст= 1 и знаменатель правой части этих выражений также
равен единице.
6) Нанеся подсчитанные таким образом значения ист и гаст при /7СТ —О
на фиг. 26 и соединив прямыми точки, характеризующие ист и лст при
7/ст = 0 и на границе высотности, находят нижние ветви кривых «ст и пст.
Если граница высотности при подъеме более 3000 м, то точно таким
же образом (как в п. 5) находят значения uZT и лст еще на одной проме-
жуточной высоте от //ст = 0 до границы высотности и тогда нижние ветви
кривых ист и лст проводятся через три точки.
7) Получив, таким образом, полную кривую вертикальных скоростей
в зависимости от высоты в стандартных условиях (фиг. 26), находят
абсолютный потолок при и = 0 и практический потолок при значении
« = 0,5 м\с.
8) Обычными приемами подсчитывают время подъема самолета на
разные высоты, так называемую барограмму его наивыгоднейшего подъема
в стандартных условиях.
б) Максимальные скорости
Обработка результатов полета по площадкам и приведение макси-
мальных скоростей и соответствующих им оборотов на разных высотах
к стандартным условиям в случае самолетов с высотными моторами произ-
водится следующим образом:
1. В показания барографа или альтиметра с закрепленной шкалой
вносятся поправки по их тарировочным кривым и определяются давления
р на площадках, значения которых записываются в гр. 2 табл. 9.
2. В гр. 3, 5, 6 и 8 записываются: температура наружного воздуха,
значения рк, исправленные по тарировочной кривой мановакуумметра, пока-
зания указателя скорости Vnp и числа оборотов, замеренные в полете
точным тахометром или Хаслером.
3. По тарировочной кривой указателя скорости фиг. 10 находят зна-
чения индикаторной скорости V,- и записывают в гр. 7.
4. По данным гр. 2 и 3 подсчитываются значения Д для. разных пло-
щадок по формуле:
Д = 0,379 А
и заносятся в гр. 4.
5. По данным гр. 4 и 8 подсчитывают значения n/Д и записывают
их в гр. 9.
77
Таблица 9
Приведение максимальных скоростей и оборотов к стандартным условиям
Высота по аль- тиметру р мм Hg Т абс Д Ьо Г а Ч V v пр км/ч Vi км/ч п об/мин л|/Д об/мин ^ст~ Дст V” км/ч Лст об/мин Нр м
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 И t 12 13 14 15
7 000 299 237 0,478 — 210 210 1988 1373 0,371 7 130 0,474 306 1997 —
6 000 340 240 0,537 — 243 242 2 172 1590 0,434 6 170 0,528 334 2 189 —
5 000 393 251 0,593 573 260 259 2 166 1668 0,505 5 170 0,589 337 2 182 —
3 250 500 261 0,726 739 297 296 2 214 1887 0,657 3 300 0,720 348 2 223 3995
3 000 515 263 0,742 743 300 298 2 250 1938 0,678 3 070 0,737 348 2 258 3165
2 700 538 265 0.769 738 303 301 2 205 1934 — — — — — 2820
2000 585 270 0,821 741 307 305 2166 1 963 — — — — — 2150
1000 666 283 0,892 733 306 304 2 100 1984 —• — — — — 1100 1
6. По данным гр. 2 и 3 подсчитывают значения коэфициентов Аф для
высот выше границы высотности по формуле:
АЛ = 0,0248 -^ — 0,11
ф ут
и заносят их в гр. 10.
7. По значениям Аф, пользуясь таблицами MCA, находят значения
//ст и Дст и вписывают их в гр. 11 и 12.
8. Определяют максимальные скорости и соответствующие им обо-
роты на высотах выше границы высотности в стандартных условиях:
Фиг. 28. Изменение максимальных скоростей и оборотов
с высотой у самолета с высотным мотором
Данные Vt, п
Уд и Дст берут из
гр. 7, 9 и 12, а полу-
ченные значения Уст
и «ст записывают в
гр. 13 и 14.
9. Строят верх-
ние ветви кривых
и в зави-
симости от высоты
в стандартных усло-
виях (фиг. 28), поль-
зуясь данными гр.
11, 13 и 14; если в
результате полета
на подбор шага вин-
та граница высот-
ности для макси-
мальной скорости
78
уже известна, то проводят горизонтальную прямую на фиг. 28 и на этом
обработку верхних ветвей кривых заканчивают; в противном случае
повторяют те же операции, что и в случае скороподъемности и находят
ее пользуясь фиг. 12.
Приведение к стандартным условиям скоростей и соответствующих
им оборотов на высотах от земли до границы высотности совершенно
идентично со случаем приведения вертикальных скоростей и оборотов при
подъеме. Оно производится в следующем порядке:
1» По давлению р гр. 2 табл. 9 находят по таблицам MCA значения
Нр и записывают их в гр 15.
2. По данным гр. 7, 9 и 15
строятся кривые Vt и п ]/д
в зависимости от высоты Н„
(фиг. 29).
3. Если граница высот-
ности более 3 000 м, как, на-
пример, на фиг. 28 и 29, то
максимальные скорости и обо-
роты в стандартных условиях
Фиг. 29. Вспомогательный график для приведе-
ния к стандартным условиям максимальных ско-
ростей и оборотов ниже границы высотности^
следует определять на двух
высотах: при /Уст = 0 и на од-
ной промежуточной высоте
между Нст = 0 и границей вы-
сотности; в случае мотора с высотностью, меньшей 3000 м, можно огра-
ничиться приведением в одной точке при Нст = 0.
Приведение к стандартным условиям здесь сводится к аналогичным
температурным поправкам, что и в случае скороподъемности, но только
для скорости V,- и оборотов п /Д они будут одинаковыми.
Зная разницу между температурой фактической и в стандартных
условиях (по данным фиг. 25 и таблиц MCA) определяют эти поправки:
и вводят их.
Если Гф < Тст, то поправки имеют отрицательное значение. При
Тф>Тст поправки положительны. Действительные воздушные скорости и
обороты мотора в стандартных условиях на высотах, определяемых по
давлению (Нр), определяются по формулам:
I/ и „ _ л-Уд+^яУа)
ст У'ДГт ст
4. Определив по этим формулам значения максимальных скоростей
и соответствующих им оборотов в стандартных условиях для Нст = 0 и,
если нужно, еще для одной промежуточной высоты (между /Уст = 0 и гра-
ницей высотности), имея значения Устмакс и пстмакс на границе высотности
(из обработки верхних ветвей кривых, изображенных на фиг. 28), строят
нижние ветви кривых на фиг. 28.
Если Vt (гр. 7 табл. 9) имеет значение'более 300 км/ч. на высотах
более 3 000 м, то следует вводить поправки на влияние сжимаемости
воздуха. В этом случае VCT выше границы высотности определяется по
формуле:
. = / 2-Но \
ст Ч2 + е<Л
79
а ниже границы высотности по формуле:
Vj / 2 + е0 \ 8У,
V'2
где s0= 126-10~6—^ — коэфициент, учитывающий влияние сжимаемости.
Ро воздуха при тарировке указателя скорости,
es = 126.10-6 —--коэфициент, учитывающий влияние сжимаемости
Pz воздуха в полете,
р0 —давление воздуха при тарировке указателя скорости в мм Hg,
pz — давление воздуха в полете в мм Hg,
V.— индикаторная скорость в км[ч.
6. Определение характеристик взлета и посадки
Определение взлетно-посадочных свойств самолета сводится к изме-
нениям следующих величин: 1) длины разбега, 2) времени разбега, 3) рас-
стояния от старта, необходимого для набора высоты 20 м; 4) длины
послепосадочного пробега с тормозами и без них; 5) взлетной и посадоч-
ной скорости самолета.
Результаты измерений необходимо приводить к стандартным усло-
виям на уровне моря, к нормальному весу самолета и к штилю. Испы-
тания следует производить при слабом ветре, ни в коем случае не
больше 5 м с.
Следует иметь в виду, что на результаты испытаний оказывают
влияние два фактора, мало поддающиеся учету: состояние и тип покры-
тия аэродрома и манера пилотирования. При различных манерах взлета
длина и время разбега, а также расстояние, необходимое для преодо-
ления препятствия высотой 20 м, могут довольно значительно меняться.
Вследствие этого желательно для исключения личного фактора произво-
дить замеры характеристик взлета с 2—3 разными летчиками, делая не
менее пяти замеров с каждым из. них. При наличии бетонированных до-
рожек длину и время разбега и пробега желательно, кроме того, изме-
рять при старте с дорожек и посадках на дорожки.
Если самолет снабжен щитками, то взлеты следует совершать при
щитках, открытых на наивыгоднейший угол для взлета, а посадки с пол-
ностью открытыми щитками. Так как характеристики взлета на колесах и
на лыжах могут значительно отличаться друг от друга, то следует про-
водить испытания для обоих случаев. Вес самолета при таких измерениях
должен равняться полетному весу с нормальной нагрузкой.
Можно применять следующие способы замера взлетно-посадочных
характеристик самолета: 1) метод непосредственного измерения при по-
мощи хронометристов и 2) фотографический метод.
Для непосредственного измерения желателен земной персонал хро-
нометристов в составе шести человек. Трое из них располагаются вдоль
линии взлета вблизи предполагаемого места отрыва самолета от земли
на расстоянии 25—30 м один от другого. Обязанностью одного из них
является засечка времени разбега и пробега, а другие два отмечают
место отрыва колес самолета от земли или место их после полной оста-
новки в конце пробега. Остальные три человека располагаются около»
старта, причем один из них замеряет скорость ветра при помощи анемо-
метра, а двое отмечают точку касания колесами земли при посадке.
Наблюдатель, находящийся в самолете, или летчик (в случае одно-
местного самолета) засекает по секундомеру время от момента старта
до момента достижения самолетом высоты 20 м, а также замечает ско-
80
рость самолета после отрыва и на высоте 20 м. Высота 20 м может
быть зарегистрирована альтиметром для малых высот или двухстрелоч-
ным альтиметром. В обоих случаях они должны быть соединены со ста-
тической трубкой Пито и поставлены на нуль высоты на месте старта.
При посадке самолета наблюдатель или летчик замечают скорость
приземления самолета. Наблюдатель эту скорость может замерять срав-
нительно точно. Для этого подводка от динамической трубки к указа-
телю скорости летнаба должна заканчиваться резиновой трубкой, кото-
рую наблюдатель мог бы зажать пальцами в момент приземления само-
лета. В этом случае стрелка указателя скорости остановится в том по-
ложении, какое было в момент посадки и скорость посадки можно запи-
сать достаточно точно. Перекрытие динамической трубки к указателю
скорости может производится и автоматически в момент касания коле-
сами земли. Для этого у одного из колес самолета устанавливается не-
большой костылек, который отклоняется при касании колеса о землю и
при помощи тросовой или электрической передачи перекрывает кран в
динамической трубке указателя скорости.
Здесь следует указать; что для таких измерений необходимо иметь
тарировку указателя скорости на малых скоростях. Кроме того, следует
иметь в виду, что открытие щитков почти всегда влияет на тарировоч-
ную кривую указателя скорости. Поэтому для получения более точных
результатов измерений, необходимо для этих целей предварительно про-
вести дополнительную тарировку указателя скорости при полном откры-
тии щитков в диапазоне скоростей от минимально возможной до 160 км/ч.
Длина разбега и пробега измеряется рулеткой. Для ускорения за-
меров полезно заранее расставить вдоль линии старта колышки на опре-
деленном расстоянии друг от друга, а в случае бетонированной дорожки
сделать на ней через определенные расстояния отметки мелом.
Длина и время разбега и пробега таким способом определяются
достаточно точно. Если же наблюдатель на самолете достаточно натре-
нирован, то время от старта до набора высоты 20 м также может быть
измерено сравнительно точно. Для того, чтобы наблюдатель на само-
лете и земной наблюдатель запускали секундомеры одновременно, один
из хронометристов при старте самолета подает сигнал флажком, по ко-
торому и пускаются секундомеры. По этому же сигналу летчик начи-
нает давать газ. Моментом старта следует считать момент начала дачи
газа. Местом и моментом отрыва считают место и момент последнего
касания колесами самолета земли в конце пробега.
Менее точным следует считать измерение скорости при отрыве са-
молета и в момент достижения самолетом высоты 20 м, но и в том слу-
чае точность измерений можно несколько повысить, применяя тот же
метод зажатия динамической трубки, что и при посадке.
Расстояние от места старта до препятствия высотой 20 м опреде-
ляется более грубо и подсчитывается таким образом:
1) Зная tx — время разбега самолета по засечке земного наблюдателя
и — время от места старта до набора высоты 20 м по засечке летнаба,
находят t—время от отрыва самолета до набора высоты 20 м\
t
2) Замерив взлетную скорость И'взл и скорость по траектории 1/"взл
в момент прохождения высоты 20 м, берут среднее значение:
17 _ У'взл У^взл
К взл — 2 ’
а по тарировочной кривой указателя скорости (фиг. 10) находят соответ-
ствующее этому значению ИВЗл индикаторную скорость Vit равную истин-
ной при Д = 1.
6 Чесалов
81
3) Определяют расстояние от точки отрыва до самолета, находя-
щегося на высоте 20 м, в стандартных условиях и при штиле по формуле:
Фиг. 30. Схема измерений взлетно-посадочных свойств
самолета при помощи измерительной фотокамеры
где I—в метрах, если V,— в км1ч, a t в секундах.
Фотографический метод определения взлетно-посадочных свойств
самолета заключается в применении специальной измерительной фото-
камеры. Принцип определения характеристик взлета или посадки само-
лета при помощи такой камеры заключается в следующем: камерой про-
изводится ряд последовательных снимков взлетающего или совершающего
посадку самолета, причем одновременно на тот же кадр снимается и ми-
кросекундомер. Интервал между снимками можно менять по желанию.
Камера устанавливается спереди или сзади взлетающего или садящегося
самолета таким образом, чтобы ее картинная плоскость была верти-
кальна, а оптическая ось лежала бы в плоскости симметрии самолета.
Зная какой-либо оп-
ределенный размер в по*
перечной плоскости само-
лета (например, размах,
расстояние между коле-
сами или стойками) и
фокусное расстояние объ-
ектива камеры, можно
по размеру на снимке
определить расстояние
от камеры и высоту са-
молета в данный момент
времени.
На фиг. 30 дана
схема, на которой вено
видны основные пара-
метры для подсчетов:
г — расстояние от камеры до места старта самолета (в начале взлета):
L — расстояние от объектива камеры до самолета:
I — размах крыльев самолета:
h—проекция высоты самолета над землей на снимке:
а — длина размаха крыльев самолета на снимке;
f—фокусное расстояние;
х — проекция расстояния самолета от места старта на горизонталь-
ную плоскость;
у — высота самолета над землей.
Из подобия треугольников получается, что
/ . I ,
L = — • /; у =-----h\ x — L — г.
ъ а " -г а ’
Эти формулы правильны только в том случае, если оптическая ось
камеры горизонтальна и находится в плоскости симметрии самолета. При
наклоне оптической оси к плоскости симметрии самолета необходимо
вводить соответствующую поправку, пропорциональную косинусу угла
отклонения. В большинстве случаев эта поправка настолько мала, что
ею можно свободно пренебрегать.
Расшифровка пленки ведется на компараторе. При помощи камеры
удается определить высоту самолета с точностью до 5 см на 100 м рас-
стояния от самолета до камеры.
Построив по обработке пленки траекторию взлета и кривые пути и
82
высоты по времени, находят длину и время разбега (или пробега), взлет-
цую (или посадочную) скорость, скороподъемность, угол подъема или
•снижения, расстояние от места старта, необходимое для набора высоты
.20 м и т. д.
Следует заметить, что данный метод определения взлетно-посадоч-
мык характеристик самолета, дающий достаточную точность и исключа-
ющий субъективные ошибки, которые имеют место при непосредствен-
ном хронометрировании, обладает одним существенным недостатком: об-
работка результатов отнимает очень много времени.
Рекомендовать этот метод для повседневной практики летных стан-
ций особой необходимости нет, за исключением случаев, когда характе-
ристики взлета должны быть изучены особо тщательно. Это может
иметь место при подготовке самолетов к рекордным полетам при боль-
шой их перегрузке, когда вопрос длины разбега и расстояния от старта,
«необходимого для преодо-
.ления препятствия высотой
20 м является решающим
и лимитирующим предель-
ный вес самолета.
Когда характеристики
-взлета и посадки тем или
иным способом получены,
их приводят к стандартным
атмосферным условиям и к
штилю.
Ранее уже было ука-
зано, что при измерениях
.на старте одновременно ме-
ряется и скорость ветра w.
Кроме того, записывается
Фиг. 31. График поправочных коэфициентов для
приведения к условиям штиля длины разбега и
пробега самолетов
давление и температура на-
гружного воздуха. Приведе-
ние длины разбега и пробега
,;к условиям штиля произ-
водится при помощи графика, изображенного на фиг. 31.
„ , w w
По оси абсцисс отложены значения -р— и -р—, а по оси ординат
V ВЗЛ И ПОС
«отношение -у®-, где Lw — длина разбега или пробега при ветре, a L'o —
L о
длина разбега при штиле, но при тех же атмосферных условиях, ко-
торые были во время замеров. Верхняя кривая служит для , поправки на
•ветер длины разбега, а нижняя — для длины пробега.
Зная показания указателя скорости при отрыве или посадке, по его
тарировочной кривой (фиг. 10), находят значения IZ-, а по формуле
V=^2= определяют истинные значения скорости. В этом случае А
определяется по данным измерений давления и температуры воздуха на
.земле по формуле:
А = 0,379^.
Имея значения -г-7—
£ У ВЗЛ
..личину -ут»,
L о
или -р—, по графику (фиг. 31) находят ве-
•г ПОС
по которой и определяют значение L'o—длины разбега или
«пробега при штиле.
83
Поправки на отклонение атмосферных условий от стандартных про-
изводятся по графикам, изображенным на фиг. 32 и 33.
Длина разбега или пробега в стандартных условиях определяется
по формуле:
L = L' ^а*Ь,
где а и b — поправочные коэфициенты из графиков фиг. 32 и 33.
Фиг. 32. График поправок длины
разбега и пробега на отклонение
температуры от стандартной
пробега на отклонение давления от стандартного
Приведение к стандартным условиям времени разбега и пробега
можно производить приближенно, полагая, что время разбега и пробега
будет меняться пропорционально изменению длины разбега или пробега.
Взлетная и посадочная скорости приводятся к стандартным усло-
виям на уровне моря. Если эти данные получены по записям скорости^
на самолете, то скорости в стандартных условиях на уровне моря нахо-
дятся по значениям 1/пр и тарировочной кривой указателя скорости
(фиг. 10). Так как на уровне моря Д = 1, то истинная взлетная и поса-
дочная скорости будут равны V\.
Если замеры производились путем фотографирования, то взлетная и
посадочная скорости должны быть исправлены на величину ветра и та-
ким же образом приведены к условиям Д —1.
При изменении полетного веса самолета длина его разбега и рас-
стояние от старта, необходимое для набора высоты 20 м, будет меняться.
Для быстрых прикидок можно рекомендовать следующую прибли-
женную формулу, применяющуюся в Англии:
Л
где £2 — длина разбега или расстояния от старта до самолета, находя-
щегося на высоте 20 м, при весе О2, а Ц — длина разбега или рассто-
яния от старта до самолета, находящегося на высоте 20 м, при весе G^
84
Изменение длины послепосадочного пробега без применения тормо-
зов можно приближенно считать пропорциональным изменению посадоч-
ного веса самолета.
7. Испытания на маневренность
Маневренностью самолета называется способность его совершать
ту или иную эволюцию, предписанную самолету данного типа тактико-
техническими требованиями. Она оценивается величиной следующих па-
раметров: радиусом кривизны траектории, временем и скоростями (ли-
нейными и угловыми).
До сих пор объективных критериев оценки маневренности при испы-
тании опытных самолетов еще не установлено.
При выполнении фигур измеряют только лишь такие факторы, как
время производства фигуры, линейные скорости при входе и выходе из
фигуры и максимальные перегрузки. Эти данные, естественно, недоста-
точны для сравнения различных самолетов между собой, а поэтому оценка
маневренности самолета производится пока чисто субъективным путем—
сравнением с другими известными самолетами.
Существует аппаратура, дающая возможность количественных изме
рений всех факторов, характеризующих маневренность самолета. К сожа-
лению, эта аппаратура и методика обработки результатов еще слишком
сложны, чтобы можно было внедрить ее в практику работы летных стан-
ций заводов.
Испытания опытных самолетов на маневренность сводятся к произ-
водству ряда фигур высшего пилотажа и эволюций, которые он обязан
выполнять по тактико-техническим требованиям. К числу таких фигур и
эволюций могут быть Отнесены: 1) виражи установившиеся, 2) развороты
на 180°, 3) восьмерки, 4) петли, 5) перевороты через крыло, 6) иммель-
маны, 7) бочки и 8) выходы из пикирования.
Эти испытания производят на 3—4 высотах: а) от 1000 до 2000 м,
б) на границе высотности мотора, в) на 5000 м и г) на высоте, равной
8О°/о от практического потолка.
Самолет должен быть оборудован следующими приборами: 1) баро-
графом с часовым ходом, 2) самописцем скорости, 3) самопишущим пере-
грузочным прибором и визуальным прибором с максимальной стрелкой,
4) секундомером, 5) двухстрелочным альтиметром, 6) термометром.
Испытания по каждой фигуре производятся в следующем порядке
® в результате их должны быть получены следующие данные:
^Установившиеся виражи
Понятие „установившиеся виражи” является условным, так как уже
после одного оборота самолета ла 360° он будет попадать в собствен-
ную струю винта и режим будет нарушаться. Однако, средние цифры
времени виража, скорости на вираже и радиуса виража представляют
.значительный интерес для оценки маневренности самолета.
Следует отметить, что для получения более четких записей прибо-
ров на вираже без большой погрешности можно делать виражи с неболь-
шим снижением или подъемом (порядка 10—15 м на один оборот), с та-
ким расчетом, чтобы не г(опадать в собственную струю винта.
Виражи производятся с предельно-допустимым креном на трех ско-
ростях при полном газе.
Время поворота самолета на 360° засекается наблюдателем или лет-
чиком по секундомеру. Данные засечек времени и записей показаний
других приборов заносятся в табл. 10.
85
Таблица 10
Н м по аль- тимет. Правый или левый ^пр км/ч t с Р ММ v Hg У'О абс. Д V v ист км/ч R м п neper. 7° крен п об1 мин.
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10 11 12
1 000 м Правые виражи 200 13,4 634 278 0,847 228 131 2,5 66° 1800
Левые виражи -
3 000 м Правые виражи
Левые виражи
5 000 м Правые виражи 1
Левые виражи !
Обработка ведется в следующем порядке:
1. В гр. 3, 4, 10 и 12 записываются средние данные из- трех,
измерений на каждом вираже: скорость по прибору, время виража, пере-
грузка и обороты мотора.
2. По данным альтиметра с закрепленной шкалой (гр. 1) или барографа
и тарировкам их определяется давление р (гр 5).
3. По давлению р и температуре наружного воздуха Т (гр. 6) опре-
деляют Д = 0,379-у- (гр. 7).
4. По показанию Упр по тарировочной кривой (фиг. 10) находят инди-
каторную скорость V), а по ней истинную по формуле
и записывают в гр. 8.
Уист • t
5. По формуле R = — определяют радиус виража в меграх,
0,0 • 2т:
если УИст — скорость в км)ч., a t—время виража в секундах; записывают
эти данные в гр. 9.
6. По данным записей гр. 10 определяют крен самолета в градусах
по формуле: 7 = arccos —, где п — перегрузка.
2) Разворот на 1803 (неустановившийся вираж)
Развороты на 180° следует производить на трех скоростях ввода:
в вираж с предельно допустимыми кренами. При испытаниях записы-
86
вается только время, потребное для изменения направления горизонталь-
ного полета на 180° и максимальная перегрузка. Целью испытаний явля-
ется определение минимального времени разворота самолета на 180°.
3) Восьмерки
Восьмерки следует производить с предельно допустимыми кренами
на трех скоростях при вводе.
Во время испытаний засекается по секундомеру только время вось-
мерки и скорости при вводе и выводе. Ввод и вывод самолета из вось-
мерки должен производиться в одном и том же направлении.
4) Петли
Петли следует выполнять на трех скоростях при вводе с целью
определения минимальной скорости ввода, при которой петля получается
без зависания самолета. В верхней точке петли мотор прикрывается.
Записываются: 1) время производства петли по засечке секундоме-
ром, 2) перегрузки на входе и при выходе, 3) изменение высоты по аль-
тиметру и 4) скорости ввода.
5) Переворот через крыло
Под переворотом через крыло здесь понимается быстрый переворот
с изменением направления курса на 180°. Эту фигуру следует производить
на трех разных скоростях. Перевороты делают правые и левые.
При испытаниях записывается: 1) время производства, фигуры, 2) мак-
симальные перегрузки, 3) изменение высоты и 4) скорости ввода.
В результате испытаний следует определить скорость в начале
фигуры, при которой затрачивается минимальное время для изменения
курса на 180°.
6) Иммельман
Эти фигуры производятся на полном газе, который сохраняется во
все время фигуры. Иммельманы делаются правые и левые. При испыта-
ниях записываются: 1) время производства фигуры, 2) максимальные пе-
регрузки, 3) изменение высоты и 5) показание указателя скорости на вводе.
7) Бочки
При заводских испытаниях можно органичиться двойными перево-
ротами правыми и левыми. Бочки следует производить на нескольких
скоростях ввода, причем часть бочек делается управляемых, так называ-
емые скоростные бочки, а часть неуправляемых — штопорные бочки.
В результате испытаний должна быть определена скорость ввода
в бочки, при которой получается минимальное время для производства
фигуры.
Записывается: 1) время производства бочки, 2) скорость ввода и
3) максимальная перегрузка.
8) Выходы из пикирования
Если по тактико-техническим требованиям самолет должен пикиро-
вать, то в процессе заводских испытаний необходимо установить: потерю
высоты при выводе самолета из пикирования в горизонтальный полет
при условии, что перегрузка не должна превосходить допустимой для
данного самолета. В таких случаях обычно предельная скорость .и угол
пикирования задаются тактико-техническими требованиями на данный
самолет.
Испытания начинают с небольших скоростей пикирования с тем,
чтобы летчик мог натренироваться в пользовании визуальным перегру-
87
зочным прибором и не действовал рулями более резко, чем это допусти-
мо по прочности самолета. Газ у мотора при пикировании прикрывается
с таким расчетом, чтобы раскрутка винта на большой скорости не прев-
зошла предельно допустимых оборотов для данного мотора.
В полете записываются: 1) скорость при выводе из пикирования по
указателю скорости или спидографу, 2) максимальная перегрузка при вы-
ходе и 3) потеря высоты по двухстрелочному альтиметру.
Ранее было уже сказано, что общая оценка маневренности самолета
производится летчиками субъективно сравнением с другими известными
им самолетами, а поэтому весьма желательно, чтобы при облете самолета
другими летчиками этому вопросу было уделено достаточное внимание
и была получена коллективная оценка маневренности самолета.
8. Определение продольной статической устойчивости в полете
Вопросу испытания самолета на устойчивость было уделено место
в главе V, где изложена методика испытаний продольной и боковой ди-
намической устойчивости. Здесь излагается объективный метод получе-
ния характеристик продольной статистической устойчивости в полете.
Этот метод строго применим только к случаю планирования с -пол-
ностью прикрытым газом или к случаю моторного полета, но с постоян-
ным дросселем; для горизонтального же полета его можно применять
в качестве приближенного метода \ так как в таком полете при переходе
с одного режима на другой дроссель будет меняться.
а) Статическая устойчивость при зажатой ручке
Для определения характеристик статической устойчивости самолета
при зажатой ручке на планировании или полете с мотором, работающем
на полном газе, необходимо лишь получить из полета балансировочные
кривые для нескольких положений центра тяжести самолета при посто-
янном положении стабилизатора или триммера руля высоты. Все осталь-
ные кривые получаются расчетным путем. Балансировочные кривые
представляют собой зависимость между углом отклонения руля высоты 8°
и одним из параметров, характеризующих режим самолета: скоростью,
углом атаки или величиной коэфициента нормальной силы всего самолета.
При продувках модели в трубе обычно все кривые, характеризующие
статическую устойчивость самолета, строятся в зависимости от угла
атаки а или от коэфициента с„ нормальной силы всего самолета.
Все кривые, полученные в результате обработки полета на стати-
ческую устойчивость, принято строить в функции с„. Это упрощает
методику измерений в полете, так как позволяет отказаться от дополни-
тельных замеров, связанных с определением угла атаки.
Для получения балансировочных кривых в полете в таких случаях
требуются следующие приборы:
1 ) самописец углов отклонения руля высоты 8°, 2) указатель скорости
и 3) продольный жидкостный уклономер с базой.450—500 мм.
Все измерения в полете ограничиваются записью показаний только
этих приборов. Эти записи должны производиться только на установив-
шихся режимах. Балансировочные кривые желательно получить при четы-
рех центровках самолета: предельно передней, предельно задней и двух
промежуточных. Минимальным количеством центровок должно быть три,
с наибольшими интервалами между ними. При подготовке самолета к это-
му эксперименту должно быть уделено особое внимание точности опре-
деления центра тяжести.
1 Исследования, проведенные в ЦАГИ по этому вопросу, показывают, что точность
такого приближенного метода лежит почти в пределах точности эксперимента—нейтраль-
ность определяется с точностью + ’/2% С.А.Х.
88
Дэ эксперимента самолет должен быть еще раз взвешен и должна
быть особо тщательно определена центровка его при нормальной загрузке.
Заранее следует подсчитать величину и координаты перемещаемых гру-
зов вдоль фюзеляжа для получения других центровок. Если на самолете
имеются грузы, которые можно перемещать в направлении хорды крыла
в полете и этим менять центровку, то все измерения можно произвести
в 1—2 полета. В других случаях потребуется 3—4 полета.
Для таких полетов следует выбирать спокойную погоду. Высота по-
лета может быть взята любой в пределах от 1000 до 4 0Э0 м, но жела-
тельно, чтобы во время эксперимента она не менялась больше, чем. на
200—300 м. Режимы полета задаются по скоростям в диапазоне от мини-
мальной до максимальной скорости с таким расчетом, чтобы получить 10—12
точек для каждой кривой. Для более равномерного распределения точек
по кривой интервалы скоростей на больших углах атаки берутся мень-
шими, чем на малых.
В результате полета для каждой центровки самолета получается
материал для построения двух балансировочных кривых: балансировочной
кривой для планирования и полета с полным газо»м. Следовательно, если
измерения производились при четырех центровках самолета, то в резуль-
тате обработки будет получено восемь балансировочных кривых.
Для построения каждой из таких кривых данные продольного укло-
номера и самописца углов отклонения руля высоты записанные в полете
и исправленные по тарировочным кривым приборов заносятся в гр. 3 и 4
табл. И. Угол ср° является углом, составляемым хордой крыла с горизон-
том, а угол 8° углом отклонения руля высоты. В гр. 2 этой же таблицы
записываются соответствующие им показания указателя скорости.
Т а л б и ц а И
№ п/п. V 0° COS У'1 сп Примечание
1 2 1 3 4 1 1 5 6’ 7 8
1 127 8,70 0,75 0,989 142 0,792 Подъемы с полным
2 132 8,25 0,85 0,990 154 0,758 газом. Центр тяжести 26,6%.
3 140 7,40 0,90 0,992 162 0,686 Средний полетный
4 142 7,05 0,95 0,992 164 0,674 вес самолета G = 6 250 кг. Площадь крыльев
5 148 6,55 1,00 0,993 168 0,632 S=72
6 159 5,95 1,00 0,995 178 0,570
7 ,167 5,45 1,10 0,996 185 0,528
8 .179 4,60 1,10 0,997 195 0,476
9 199 3,60 1,20 0,998 213 0,400
10 220 2,95 1,25 0,999 231 0,340
11 249 1,95 1,30 0,999 256 0,276
12 278 1,45 1,30 1,000 280 0,232
По данным гр. 2 и тарировочной кривой указателя скорости (фиг. 10)
находятся значения индикаторной скорости Ц и записываются в гр. 6.
Величины коэфициентов нормальной силы, действующей на весь
самолет, отнесенные к скоростному напору, подсчитываются по формуле:
2-3,62 • G cos Ф ono G-cos 4?
Po-s-K-2 5-ц2 ’
тде G — средний полетный вес самолета в кг,
S— площадь крыльев самолета в ж2,
И,-—индикаторная скорость в км1ч.
89
По данным гр. 4 и 7 строятся балансировочные кривые. Характер
балансировочных кривых может быть разным в зависимости от степени
статической устойчивости самолета. Они могут иметь вид, указанный на
фиг. 34 (для устойчивого самолета) и на фиг. 35 (для неустойчивого са-
молета), где на каждой фигуре изображены по четыре кривых, соответ-
ствующих разным центровкам.
Как видно из фиг. 34 и 35, балансировочные кривые для разных
центровок при малых значениях сп сближаются между собой. Они должны
устойчивого самолета неустойчивого самолета
пересечься в одной точке при гл = 0. Это обстоятельство необходимо
принимать во внимание и учитывать при проведении кривых, в особен-
ности в тех случаях, ^огда имеется разброс точек. У одного и того же
самолета при постоянной центровке характер его балансировочных кривых
на планировании и в моторном полете также получается различный. Для
нормальных схем сухопутных самолетов наклон этих кривых в моторном
полете всегда получается меньше, чем при планировании. Это говорит
о том, что статическая устойчивость в моторном полете понижается по
сравнению со случаем планирования. У гидросамолетов с моторами, рас-
положенными над крыльями, может получиться обратная картина.
Вот почему при определении статической устойчивости следует
получать балансировочные кривые не только на планировании, но и в мо-
торном полете при полйом газе.
Имея балансировочные кривые, полученные для нескольких центро-
вок самолета в диапазоне скоростей от минимальной до максимальной,
можно далее расчетным путем получить и кривые зависимости коэфици-
ентов момента всего самолета cmz от сп.
Определение значения cmz в зависимости от сп основано на следую-
щих рассуждениях.
Одна из центровок самолета, например, точка Oj на фиг. 36, для ко-
торой желают получить cmz=f[c^, берется за исходную. При полете
с данной центровкой на всем диапазоне скоростей суммарный момент,
действующий на самолет, был равен нулю и каждому режиму самолета
при данной центровке соответствовало определенное значение 8Р. в.
Для изменения режима самолета при постоянном значении 8 тре-
буется некоторый момент G-a-coscp (фиг. 36), который легко можно под-
считать, зная G — вес самолета в кг, а — смещение центра тяжести
исходного положения вдоль хорды крыла в метрах и ср — угол между
90
хордой крыла и горизонтом, определяемый продольным уклономером.
При закрепленном руле высоты (8 = const) смещение центра тяжести
естественно вызывает и изменение режима полета. Возникающий вслед-
v.2
ствие этого аэродинамический момент стгр0-5-- ' м • b уравновеши-
Фиг. 36. Схема изменения моментов, действующих на самолет,
при смещении центра тяжести
вает весовой момент самолета G -a -cos ср. Отсюда можно найти вели-
чину cmz\
__ 2-3,62-(7-a-cos ср
Cmz ~ Po-S-V;2-/> ’
а так как
2-3,62-<3-cos '9
Cn ~ Po-s-vT-- ’
то выражение для cm принимает очень простой вид:
а
Cmz ‘ С • ,
где стг — коэфициент суммарного аэродинамического момента, действую-
щего на самолет,
b — хорда крыла в л/,,
С—смещение центра тяжести от исходного в долях хорды крыла.
Знаки аэродинамических моментов и углов отклонения рулей следует
брать так, как указано на фиг. 36. Если за исходную центровку самолета
принять точку Oj (фиг. 36), то момент относительно этой точки от веса
самолета при центровке Оп будет стремиться повернуть самолет по ча-
совой стрелке. Аэродинамический же момент, уравновешивающий момент
от веса самолета, будет действовать в противоположную сторону. В дан-
ном случае величины а, С и,сотг будут положительны. При центровках
более передних, чем исходная, а, С и cmz будут отрицательными.
В случае устойчивого самолета (фиг. 34) построение кривых cmz
в зависимости от сп для выбранной (исходной) центровки сводится к сле-
дующему.
Возьмем для примера за балансировочную кривую, соответствующую
выбранной центровке, кривую АВ на фиг. 34 и будем считать^ что она
соответствует центровке 30%. Пересекая балансировочные кривые прямой,
соответствующей какому-либо значению 8° = const, в точках a', b', с'nd',
найдем значения сп для каждой из точек пересечения а,. b, с п d. Так
91
как балансировочная кривая АВ принята за исходную, то в точке bcmz
должен быть равен нулю. На фиг. 37 ей будет соответствовать точка .
Значения cmz для других точек подсчитываются таким образом:
для точки а сотг=(0,28— 0,30)-с„а =— 0,02 спа (на фиг. 37 соответ-
ствует точке ап);
для точки с cmz = [0,3<2— 0,30) • спс = -|- 0,02 спс (на фиг. 37 это будет
точка сп);
для точки d cmz = (Q,3A— 0,30) • ^ = 4-0,04 cnd (на фиг. 37 это будет
точка <Zn).
Проведя на фиг. 37
через точки au bn сп dn
кривую, получим кри-
вую cwz=f(c^ Для ка-
кого-то постоянного зна-
чения 8.
Такие же точно пе-
ресчеты следует сделать
и для других значений 8.
Тогда на фиг. 37 полу-
чится целая сетка таких
кривых для выбранной
(исходной) центровки.
Имея балансировочные
кривые при разных цент-
ровках для планирования
и полета с полным газом,
строят для каждого слу-
чая график вида, изобра-
женного на фиг. 37.
Данные подсчетов
укладываются в табл. 12.
В случае мало устой-
чивого или неустойчивого
самолета, когда баланси-
ровочные кривые могут
получаться вида, изобра-
женного на фиг. 35, для по-
строения кривых cm=/(cn)
требуется один допол-
Фиг. 37. Изменение коэфициентов момента самолета
в зависимости от коэфициента нормальной силы для
различных углов отклонения рулей Ь° = const. Слу-
чай устойчивого самолета
Таблица 12
6° ц. ' г. 28 Н Исходная ц. т. 30% ц. т. 32% ц. т. 34%
сп cmz сп cmz сп cmz еп | cmz
+ 5° 0,040 — 0,0008 0,085 0 0,180 0,0036 0,330 0,0132
+ 3° 0,140 — 0,0028 0,225 0 0,380 0,0076 0,505 0,0202
+ 1° 0,230 — 0,0046 0,340 0 0,510 0,0102 0,660 0,0264
0° 0,275 — 0,0055 0,400 0 0,585 0,0117 0,710 0,0284
— 1° 0,308 — 0,0062 0,450 0 0,640 0,0128 0,785 0,0314
— 2° 0,355 — 0,0071 0,500 0 0,700 0,0140 0,840 0,0335
— 3° 0,390 — 0,0078 0,540 0 0,755 0,0151 — —
— 5° 0,460 — 0,0092 0,630 0 — — — —
92
нительный вспомогательный график (фиг. .38). Построение этого графика
ведется в следующем порядке.
Пучок балансировочных кривых (фиг. 35) сечется прямыми, парал-
лельными оси ординат при значениях сп = 0,2; 0,4; 0,6; 0,8 и т. д. и по
той же формуле cmz — t.cn определяются значения cmz в функции Вр в для
постоянных значений сп. Если точка b на фиг. 35 соответствует исходной
балансировочной кривой АВ, для которой сюг = 0, то на фиг. 38 она займет
положение дп.
Соответственно подсчитанны,м значениям cmz для точек а, с и d на
фиг. 35, на кривой сп = const (фиг. 38) располагаются точки ап, и rfn.
Имея ряд кривых cmz=f(b) для разных значений сп const (фиг. 38) этот
график перестраивают в график нормального вида (фиг. 39). Для этого
Фиг. 38. Изменение коэфициентов момента самолета в зависимости от
углов отклонения руля высоты для различных значений коэфициента
нормальной силы самолета
пучок кривых, изображенных на фиг. 38, сечется прямыми параллельными
оси ординат (при постоянных значениях о) и на пересечении этих прямых
с кривыми сп = const находят соответствующие данному 8 значения
Cmz И Сп.
Данные подсчетов для построения кривых фиг. 38 по кривыми фиг. 35
укладываются в табл. 13.
93
Следует заметить, что график вида, изображенного на фиг. 38 весьма
полезно строить во всех случаях. Он позволяет производить контроль
эксперимента: в области небольших значений 8 (+5°) должны получаться
прямые cmi=f\S) при всех значениях сп = const.
Таблица 13
сп ц. т. 28,64% Исходная ц. т. 31,07% ц. т. 33,28% ц. т. 34,98%
8° стг 6° 1 | cmz s° I cmz S0 cmz
0,2 2,86 —0,00486 3,30 0 3,64 0,00442 3,86 0,00782
0,4 1,88 —0,00970 2,55 0 3,30 0,00884 3,75 0,01564
0,6 0,83 -0,01460 1,81 0 2,95 0,01328 3,64 0,02342
0,8 —0,25 —0,01940 1,00 0 2,38 0,01770 3,37 0,03126 1
1,0 —1,75 —0,02430 -0,10 0 1,20 0,02210 2,50 0,03910 1
Данные для пересчетов кривых вида, изображенного на фиг. 38, на
нормальные кривые (фиг. 39) заносятся в табл. 14.
Следует указать,что
о
сп
>8 p.e-const
Фиг. 39. Изменение коэфициентов момента в зависимости
от коэфициента нормальной силы самолета для различных
углов отклонения руля Ь° = const. Случай неустойчивого
у самолетов, обладаю-
щих малой степенью ста-
тической устойчивости,
диапазон углов отклоне-
ния рулей в большом
диапазоне скоростей по-
лучается очень неболь-
шим. У некоторых само-
летов, которые были об-
следованы в ЦАГИ, углы
отклонения руля высоты
менялись в диапазоне
всего лишь 0,5°. В таких
случаях надежные балан-
сировочные кривые мож-
но получить только при
точной аппаратуре для
измерений углов. Точ-
ность измерений углов
отклонения руля в таких
случаях должна быть не
ниже 0,1°.
самолета
Таблица 14
6° Значения стг при разных значениях сп
Сп = Ы с„ = 0,4 с„ = 0,6 с„ = 0,7 = 0,8 сп — 0,9 сп = 1,0
—0,6° — — — —0,0340 —0,0260 -0,0140 1 —0,0030
0,0° — — —0,0290 -0,0220 —0,0152 —0,0040 0,0056
0,5° — —0,0280 —0,0202 —0,0135 -0,0072 0,0036 0,0130
1,0° — —0,0224 —0,0120 —0,0060 0,0000 0,0104 0,0200
1,5° —0,0240 —0,0152 —0,0040 0,0012 0,0066 0,0170 0,0256
2,0° —0,0162 —0,0076- 0,0022 0,0076 0,0132 0,0225 0,0320
3,0° —0,0034 —0,0050 0,0140 0,0200 0,0260 0,0360 0,0450
3,5° —0,0028 —0,0116 | 0,0210 0,0270 0,0330 0,0435 —
194
Кривые cmz=f(cn}, построенные для одной (исходной) центровки,
легко могут быть пересчитаны на любую другую центровку. Для этого
значения cmz на фиг. 37 или 39 на всех кривых должны быть уменьшены
или увеличены на величину С-с„, где С является смещением центра тяже-
сти от исходного в долях хорды крыла. Это перестроение удобно делать
графическим путем так, как указано на фиг. 40, где для примера показано
перестроение одной из кривых
на более переднюю центровку,
чем исходная.
В результате дополнительной
«обработки кривых cmz=f(cn) можно
получить еще несколько характе-
ристик статической устойчивости.
1) Имея кривые, изображен-
ные на фиг. 37 и 39, можно в
каждой точке любой кривой опре-
делить значение коэфициента ста-
тической устойчивости. Коэфициен-
том статической устойчивости на-
зывают частную производную коэ-
«фициента момента стг по сп
Фиг. 41. Изменение коэфициента статической-
устойчивости в зависимости от коэфициента
нормальной силы для случаев планирования
и полета на полном газе
Численное значение коэфициента Фиг. 40. Графическое перестроение кривой
•статической устойчивости в любой ст2 — f(cn) на другую центровку
точке кривых может быть найдено
графически. Если желают его получить, то проводят касательную к кри-
вой в интересующей точке и по ее наклону к оси абсцисс определяют
численное значение коэфициента р.
Чтобы не строить много
кривых р=/(с,.). обычно огра-
ничиваются построением кри-
вых р. в зависимости от сп для
нормальной центровки само-
лета, причем значения р берут
только на режимах балансиров-
ки, т. е. при cmZ—0. На фиг. 37
для примера проведена каса-
тельная к кривой в точке дп,
наклон которой определяет
значение р в этой точке.
Кривые р—/(сл) для пла-
нирования и моторного полета
с полным газом для одной цен-
тровки самолета совмещают
на одном графике (фиг. 41).
В случае моторного по-
лета значения р в разных точ-
ках балансировки будут соответствовать разным значениям поступи винта.
При сравнении таких кривых с данными продувок это обстоятельство
необходимо помнить.
2) Имея кривые вида, изображенного на фиг. 38, можно найти таким
же путем значения коэфициентов v эффективности руля высоты
дстг
дГ
95
Кривые v=/(cj, подсчитанные для режимов балансировки (cw2 = 0\
д.ля одной центровки самолета для планирования и моторного полета
с полным газом обычно совмещаются также на одном графике (фиг. 42).
3) Зная коэфициент
статической устойчиво-
сти и коэфициент эф-
фективности руля высо-
ты v на режимах баланси-
ровки (стг = 0). можно
определить так называе-
мый коэфициент чувстви-
тельности руля высоты,
характеризующий сте-
пень изменения сп при
отклонении руля высоты:
v
I1
Фиг. 42. Изменение коэфициента эффективности руля высоты
в зависимости от коэфициента нормальной силы для случаев
Кривые / (сп).
планирования и полета на полном газе подсчитанные ПО кривым
р = f(cn) (фиг. 41) и V =
= (фиг. 42,) относящиеся к режимам балансировки, изображены на
фиг. 43.
Если кривые р — f(cn) получены для какой-то центровки самолета
в результате диференцирования кривых cmZ = f(c^, мало отличающихся
Фиг. 43. Изменение коэфициента чувствитель-
ности руля высоты в зависимости от коэфици-
ента нормальной силы для случаев планирования
и моторного полета на полном газе
от прямых, то по фиг. 41 мож-
но определить ту центровку
самолета, при которой он с
зажатой ручкой становится
нейтральным. Величина коэфи-
циента р при другой центров-
ке будет выражаться форму-
лой:
р = р0 — С,
где р0— коэфициент устой-
чивости при исход-
ной центровке,
С — расстояние между
исходной и новой центровкой
в долях хорды крыла. Напом-
ним, что величина С положи-
тельна, если новая центровка
более задняя, чем исходная.
Следовательно, по мере пере-
хода от передних центровок к задним значение коэфициента у. будет
уменьшаться. Когда р будет равно нулю, то самолет будет нейтральным.
При отрицательных значениях р он будет статически неустойчив.
Зная центровку самолета, для которой построены кривые (фиг. 41),
нейтральность находят, приравнивая значения р0 и С- Например, если
кривые р=/(сл), изображенные на фиг. 41, построены для центровки
30%, то при значении с„ = 0,4 нейтральность наступает: а) на планирова-
нии при центре тяжести 32%, б) при полете с полным газом при цен-
тровке 31,2%.
96
б) Статическая устойчивость при свободной ручке
Если самолет устойчив на всем диапазоне центровок и допускает
полет с брошенной ручкой при неизменном положении стабилизатора или
триммера руля высоты, то можно, пользуясь той же аппаратурой, полу-
чить, кривые статической -устойчивости при свободном руле. Для этого
нужно лишь получить балансировочные кривые при свободной ручке.
В этом случае получается всего две кривых: одна для планирования и
одна для полета с полным газом. Каждая из этих кривых строится по
точкам, характеризующимся значениями о и сп, полученным при разных
центровках самолета на режимах балансировки со свободной ручкой.
В этом случае каждой центровке самолета будет соответствовать только
один режим балансировки. Следовательно, каждая из балансировочных
кривых строится по точкам, число которых определяется числом взятых
центровок.
Если число центровок было взято
вые проводятся через четыре точки.
В результате обработки запи-
сей в полете строятся кривые
вида, изображенного на фиг. 44—а,
на которых отмечаются центровки
самолета (1, 2, 3 и 4) на режимах
балансировки.
Применяя те же рассуждения,
которые имели место выше, мож-
но получить кривую стг в функ-
ции сп при свободной ручке для
определенной центровки самолета.
Делается это следующим об-
разом. Приняв одну из центровок
самолета за исходную и положив
для этой центровки С = 0, а, сле-
довательно, и ^тг = Ссп —О, нахо-
дят точку пересечения кривой
cmz=f(cn) ПРИ свободной ручке с
осью абсцисс (фиг. 44—Ь). Это сде-
лать легко, так как сп при выб-
ранной исходной центровке изве-
стен. Значения cmz для других
точек кривой cmz= -f(c^ подсчи-
тываются по формуле:
с„,г = С-сл.
четыре, то балансировочные кри-
Фиг. 44. Балансировочная кривая и кривая
стг=/(ся) при свободной ручке
Пользуясь кривой фиг. 44—а,
на кривую фиг. 44—b можно нанести
значения 8р в.
Имея кривую =/(с„) для
самолета со свободной ручкой,
построенную для одной центровки самолета, можно построить такие кри-
вые и для других любых центровок. Для этого значения cmz на фиг. 44—b
должны быть изменены на величину таким же образом, как это
имело место на фиг. 40.
Касательная ab к кривой cmz= f(cn) (фиг. 44—b) при cmz—0 определяет
= — коэфициент статической устойчивости самолета со свободным
рулем ^высоты. В данном случае наклон прямой ab к оси абсцисс опреде-
ляет значение Iх для центровки, обозначенной на фиг. 44—а цифрой 4.
7 Чесало в
97
Имея кривые cmz=f(c^, пересчитанные для других центровок, можно
найти для них таким же образом значения коэфициентов р..
Построив значения у. для разных значений центровок можно, найти
центровку, соответствующую значению
[X = О,
при которой самолет со свободным рулем становится статически ней-
тральным.
На самолете с малой степенью устойчивости илина неустойчивом само-
лете определение статической устойчивости со свободным рулем таким
способом практически невозможно. В этом случае она может быть опре-
делена из полетов с зажатой ручкой с измерением усилий на ручке
пилота.
9. Определение расхода горючего и дальности самолета
Целью испытаний самолета на расход горючего является определе-
ние дальности его при полете по заданному профилю на крейсерской
скорости, равной 0,85 VMaKC, и технической дальности самолета.
Технической дальностью самолета следует называть максимальный
воздушный путь, который может быть пройден самолетом при данном
запасе горючего.
Известно, что расход горючего, а следовательно и дальность само-
лета, может меняться в очень широких пределах и зависит от следую-
щих факторов: полетного веса самолета, высоты полета, скорости и сте-
пени' обеднения смеси. Приближенно можно считать, что при постоянных
высоте полета и угле атаки самолета, расход горючего пропорционален
его полетному весу, если диапазон весов невелик. Расход горючего при
постоянном весе самолета на различных высотах и скоростях полета в не-
которых случаях может меняться в 2 — 3 раза. Обеднение смеси может
снижать расход горючего на 20% и более.
Для таких полетов самолет должен иметь следующее приборное
оборудование: а) прибор для измерения расхода горючего, б) указатель
скорости, в) барограф или двухстрелочный альтиметр с закрепленной
шкалой, г) секундомер, д) точный тахометр или Хаслер, е) термометр
наружного воздуха, ж) статоскоп, з) указатель обеднения смеси (газоана-
лизатор), и) указатель давления наддува, если мотор высотный.
В результате испытаний самолета на определение расхода горючего
должен быть получен надежный цифровой материал, пользуясь которым
можно было бы подсчитать необходимое количество горючего для. полета
самолета по любому заданному профилю на крейсерской скорости, а также
определить техническую дальность самолета.
Полная программа испытаний на определение расхода горючего са-
молетов с невысотными моторами, которую можно рекомендовать, заклю-
чается в замере расходов горючего с тремя полетными весами, на трех
высотах с каждым весом, при чем наибольшая высота должна быть при-
близительно на 1 500 м ниже потолка самолета с данным весом. Измере-
ние расхода горючего следует производить только на установившихся
режимах горизонтального полета. Горизонтальность полета должна кон-
тролироваться летчиком при помощи статоскопа. На каждой высоте необ-
ходимо проделать горизонтали на 5 — 6 скоростях в пределах от макси-
мальной до минимальной скорости с таким расчетом, чтобы получить
полную кривую часовых расходов в зависимости от скорости (фиг. 45). Для са-
молетов с высотными моторами следует брать четыре высоты: одну из
них ниже границы высотности (примерно, на половине высоты границы
высотности), одну на границе высотности, одну на 1 500 м выше и одну
на 3000 м выше границы высотности.
Замеры расхода горючего следует производить при максимально
допустимом для каждой высоты обеднении смеси. Этот вопрос решается
98
легко, если на самолете установлен прибор-газоанализатор, показывающий
степень обеднения смеси, и по лабораторным испытаниям данного типа
мотора также известно предельно допустимое обеднение. В этом случае
летчик подбирает положение высотного корректора прямо по показанию
такого прибора. Приборы такого типа должны являться принадлежностью
.каждого самолета.
Следует заметить, что по мере открытия высотного крана при неиз-
менном положении сектора газа обороты мотора начинают немного воз-
растать, доходят до какого-то максимума, а затем снова начинают падать.
Этим обстоятельством можно воспользоваться в тех случаях, когда на
самолете газоанализатора не имеется. В таких случаях можно рекомен-
довать следующий метод. Летчик устанавливает режим горизонтального
полета и не трогая сектора газа, начинает открывать высотный кран до
тех пор, пока обороты мотора не достигнут максимума. Увеличение обо-
ротов мотора от обеднения смеси при помощи высотного корректора
чаще всего лежит в пределах 30 — 75 об)мин и зависит от оборотов мо-
тора. Чем меньше обороты мотора, тем большее открытие высотного
корректора его потребуется для предельного обеднения смеси и тем
больше изменяться обороты. При пользовании обычными эксплоатацион-
ными тахометрами определение максимума оборотов в полете довольно
затруднительно, вследствие недостаточной точности тахометров. В таких
случаях весьма желательно применять точные тахометры. Переходить за
максимумы оборотов при полетных испытаниях не рекомендуется. Это
вызывается опасением пережечь мотор в процессе испытаний, а также тем
соображением, что в процессе эксплоатации расходы будут несколько выше.
В тех случаях, когда работа мотора на бедных смесях всесторонне
изучена в лабораторных условиях, обеднение смеси в полете следует про-
изводить руководствуясь результатами лабораторных испытаний.
Измерение расхода горючего в полете, как уже было указано в гла-
ве V, производится при помощи дистанционного счетчика типа наяд или
штихпробера (тестера). Оба эти прибора измеряют расход горючего в
литрах. Для получения часового расхода горючего по штихпроберу необ-
ходимо делать засечки времени израсходования того или другого коли-
чества горючего по секундомеру; в случае прибора типа наяд замеряется
количество израсходованного горючего в течение 2 — 3 минут полета.
'Существуют приборы и другого типа, которые сразу показывают часовой
расход горючего.
На каждой высоте полета одновременно с замером расхода горючего
записываются: 1) скорости по прибору, 2) число оборотов мотора, 3) дав-
ление наружного воздуха по альтиметру с закрепленной шкалой или по
барографу, 4) температура наружного воздуха, 5) давление наддува рк —
для контроля работы мотора и 6) показания газоанализатора.
Данные записей в полете, исправленные по тарировочным кривым,
заносятся в табл. 15.
Измерение расхода горючего при весе G = const Таблица 15
Высота по аль- тиметру Р мм Hg т абс Kip км/ч об/мин 9 л/ч Рк мм Hg Vi км/ч Д V км/ч Q кг/ч Q кг/км
1 ъ 1 3 4 5 1 6 1 7 8 9 I 1 10 1 11 1 12
1500 631,0 273 185 1450 184,0 875 195 0,875 208 140 0,675
1500 631,0 273 200 1400 160,5 875 209 0,875 223 122 0,545
1500 631,0 273 215 1400 166,0 875 223 0,875 238 126 0,530
1500 631,0 273 235 1530 216,0 875 241 0,875 258 164 0,635
1500 631,0 273 260 1750 321,0 875 264 0,875 282 244 0,865
| 1500 631,0 273 290 2150 474,0 875 290 0,875 310 360 1,160
99
Обработка результатов полета ведется в следующем порядке:
1) По данным гр. 4 и тарировочной кривой указателя скорости (фиг. 10)
определяется значение V( и заносится в гр. 8.
2) По данным гр. 2 и 3 определяется относительная плотность
воздуха
Д = 0,379
и заносится в гр. 9.
3) По данным гр. 8 и 9 находятся значения истинной скорости полета
V по формуле:
и записываются в гр. 10.
4) Зная средний вес1 единицы объема горючего ?и часовые расходы
в литрах (гр. 6), подсчитывают часовые расходы горючего в кг по формуле:
Я{кг1ч} = 1' У[л/ч}
и записывают значения их в гр. 11.
5) По данным гр. 10 и 11 находят километровые расходы по формуле:
и записывают в гр. 12
6) По данным гр. 10, И и 12 строят кривые, изображенные на фиг.
45 и 46, для данного полетного веса и высоты. За полетный вес прини-
мают его среднее значение при7полете.
Данные гр. 5 и 7 в данном случае являются контрольными для
суждения о правильности выдерживания горизонталей и работы мотора.
Минимум кривой фиг. 45 определяет экономический режим полета,
на котором самолет при данном весе и высоте полета может продер-
жаться в воздухе максимум времени.
Минимум кривой фиг. 46 определяет наивыгоднейший режим полета,
на котором самолет при данном весе и высоте полета может пролететь
наибольшее расстояние.
Имея такие кривые для разных высот и разных полетных весов
самолета, можно подсчитать дальность самолета по любому заданному
профилю полета, определить техническую дальность самолета и макси-
мальную продолжительность полета без пополнения горючего. Различных
вариантов профилей полета может быть много и каждому из них должна
соответствовать своя дальность полета. Эксплоатационный профиль полета,
т. е. высоты и скорости полета на разных этапах маршрута, обычно
диктуются тактико-техническими требованиями, предъявляемыми к само-
лету и должны даваться заказчиком. При определении технической даль-
ности самолета профиль полета определяется расчетным путем.
При испытаниях опытного самолета можно ограничиться двумя
крайними случаями:
1 Вес единицы объема горючего берется средним по показанию ареометра перед
полетом и сразу же после полета. Для этого в этих случаях из баков самолета наливается
полное ведро горючего и измерение производится сразу же, чтобы не допустить боль-
шого изменения температуры горючего.
100
а) определением дальности полета на крейсерской скорости, равной
0,85 Имакс1 на заданных высотах по маршруту и
б) определением технической дальности самолета.
Фиг. 45. Кривая часовых расходов горю- Фиг. 46. Кривая километровых расходов
чего в зависимости от скорости горючего в зависимости от скорости
Начальный полетный вес самолета при полете на дальность для этих
двух случаев следует брать предельным, исходя из условий взлета само-
лета и его прочности, диктуемых тактико-техническими требованиями.
Имея заданный профиль полета на крейсерской скорости (фиг. 47),
поступают следующим образом.
1. Весь маршрут полета разбивается на участки Д£ так, как указано
это для примера на фиг. 47.
2. Подсчитывают количество горючего необходимое для подъема
«а 2000 м и приближенно определяют дистанцию ДЛр которую самолет
покроет по маршруту от места старта до момента достижения высоты
2000 м. Количество горючего для подъема на первую высоту и для пере-
хода с одной высоты на другую подсчитывается по данным нескольких
______1_При высотных моторах Умакс является максимальной скоростью на границе высот-
.ности; при невысотных моторах Умакс является максимальной скоростью у земли. Каждому
весу самолета соответствует свое значение VMaKC.
101
засечек расхода горючего при подъме во время испытаний на расход
горючего. Расстояние ДА подсчитывается по данным испытаний самолета
на зубцы.
3. Определяют полетный вес самолета при достижении высоты в 2000л/.
Он равен GHa4— ДСГ По новому полетному весу, зная дистанцию ДА2 и
расходы (фиг. 46), определяют расход горючего ДС2 на дистанции ДА2.
Эти расходы относят к среднему полетному весу на дистанции ДА2,
равному
Сиач-ДС?!-^- •
4. Находят полетный вес самолета к моменту окончания дистанции
ДА2. Он равен GHa4— — ДО2.
5. Аналогичным образом производятся подсчеты и на других участках
до тех пор, пока Е ДО не будет равна весу залитого горючего, за вычетом
количества, необходимого для совершения посадки.
Дальность полета определяется путем суммирования' ДА' по всему
маршруту до момента выгорания указанного количества' горючего;
Для получения достаточной точности такого подсчета величину
участков ДА следует выбирать таким образом, чтобы расход горючего
на каждом участке составлял не больше 10% от начального веса горючего.
Изменение веса самолета от выгорания масла обычно бывает невелико,
так как расход масла в среднем составляет 8% от расхода горючего.
Поэтому, при определении дальности полета изменение веса самолета
от выгорания масла можно учитывать путем введения коэфициента 1,03
к расходу горючего.
Для определения технической дальности самолета поступают сле-
дующим образом:
1. Имея кривые вида, изображенного на фиг. 46, для нескольких весов
и высот, находят наивыгоднейшие высоты полета для разных весов
при минимальных километровых расходах.
2. Подсчитывают количество горючего ДО^ для подъема самолета
на полном газе на наивыгоднейшую высоту, соответствующую весу
Онач — ДОП а также дистанцию ДА1( которую он покроет по маршруту
от старта к моменту достижения этой высоты.
3. Определяют дистанцию ДА2, которую самолет покроет на этой
высоте при наивыгоднейшем режиме (при Qmhh) по израсходовании горю-
чего ДО2 в количестве, равном 10% от его начального запаса.
Расход горючего ДО2 на дистанции ДА2 относят к среднему весу
„ . ~ ДО,
самолета, равному Онач — ДО^---—•
4. Определяют дистанцию ДА3, которую самолет покроет по израсхо-
довании следующих 10% горючего ДО3. Расход горючего ДО3 на дистанции
ДА3 относят к весу самолета Онач — — &G2---
5. Таким же образом определяют следующие дистанции, которые
самолет покроет до полного- израсходования запаса горючего, за исклю-
чением того количества, которое необходимо для совершения посадки.
Техническая дальность полета определяется путем суммирования дистан-
ций ДА от старта до израсходования указанного количества горючего.
Высоты полета на каждой дистанции следует, брать наивыгоднейшие
для среднего веса самолета на этой дистанции. Если они меняются не очень-
сильно, то дополнительный расход горючего для перехода с одной высоты:
на другую можно не учитывать.
Следует указать, что до испытаний самолета на расход горючего
должны быть проведены испытания его в полете на- остаток горючего,
102
при котором моторы перестают работать. Для этого баки самолета запол-
няются горючим не более, чем на 30—40 мин. работы мотора на средних
оборотах и производится полет по кругу аэродрома до полной остановки
мотора. Посадка совершается при неработающем моторе. После посадки
оставшееся в баках горючее сливается и взвешивается. При подсчете
потребного горючего для полетов на дальность этот остаток во внимание
не принимают, так как он является мертвым весом. В процессе доводки
самолета следует добиваться того, чтобы горючее могло вырабатываться
полностью.
Все вышесказанное относилось к случаю полета при отсутствии
ветра. Определенная таким образом дальность полета является только
воздушным путем, который может быть покрыт самолетом. При наличии
встречного ветра в пути самолет, естественно, покроет меньший земной
путь, чем при безветрии. При попутном ветре земной путь будет больше,
чем воздушный путь. Практически часто получается, что в результате
влияния ветра и вынужденных отклонений от курса на обход циклонов,
при данном запасе горючего земной путь по намеченному маршруту
полета оказывается меньше на 10—15% воздушного пути1. Поэтому при
полетах на дальность необходимо брать горючего на 20% больше того,
чем полагается по расчету или считать, что практическая дальность само-
лета меньше расчетной на 20%.
Так как полное проведение программы испытаний на расход горю-
чего требует для своего выполнения много времени, испытания часто
проводят по сокращенной программе.
В случае самолетов с высотными моторами такие испытания можно
ограничить проведением их на четырех высотах при одном полет-
ном весе, равном нормальному полетному весу или среднему весу
между минимальным и предельным. Определение километровых и часовых
расходов при других весах в таких случаях производят приближенно,
считая, что при небольших изменениях веса расходы будут изменяться
пропорционально изменению полетного веса самолета при том же угле
атаки.
Для невысотных моторов существует метод подсчета расходов горю-
чего в полете на основании земных испытаний их на станке2. Пользуясь
им, можно подсчитать расходы горючего при разных весах самолета
на разных высотах с достаточной для практики точностью, а полетные
испытания ограничить поверкой данных расчета на 1—2 высотах при
одном полетном весе.
Для определения расчетным путем расходов горючего на самолете
с невысотным мотором по этому методу необходимо иметь:
1) из полетных испытаний кривые потребных и располагаемых обо-
ротов для какого-либо веса <70, приведенные к высоте Н = 0 (фиг. 48),
2) внешнюю и дроссельную характеристики мотора и кривые часовых
расходов для обоих кривых, полученных из испытаний на станке (фиг. 49).
Кривые потребных и респолагаемых оборотов получаются в резуль-
тате замеров оборотов на горизонталях и при подъеме с полным газом
(на зубцах) при каком-либо полетном весе на одной высоте полета.
Если эти кривые получены при полетном весе G на высоте, характе-
ризуемой давлением р и температурой Т, то приведение их к условиям
Н=0 и весу Go производится таким образом:
1) На фиг. 48 из начала координат проводят пучок прямых, соответ-
ствующих нескольким значениям
1 В некоторых случаях земной путь получался меньшим на 30°/> воздушного пути_
’ Этот метод разработан инженерами НИИ ВВС В. П. Кузнецовым^ и А. В. Каши-
риным.
103
Фиг. 48. Кривые потребных и располагаемых оборотов в зависимости
от скорости полета
Фиг. 49. Внешняя и дроссельная характеристики
мотора и кривые расхода горючего по внешней
и дроссельной характеристикам
2) Подсчитывают значения
4=0,0248-^=----0,11 и Д = 0,379-£•
Ут т
3) Определяют значения располагаемых оборотов на высоте 77 = 0
V
при различных по формуле:
ПрН
п^ут
где
прй—располагаемые обороты при Н = 0, а лрЯ—располагаемые обороты
на высоте Н.
4) Приводят кривую потребных оборотов к весу О0 и высоте /7 = 0
по формуле:
пПо = /гПя--|/Д-|/ и Уо = 1^.]/Т-|/ I2’
где пПо и Уо— потребные обороты и скорости при весе <70 и высоте
/7 = 0,
/гП// и VH—соответственно при весе G на высоте Н, характеризуемой
плотностью воздуха Д.
Для удобства расчетов в дальнейшем кривые располагаемых и по-
требных оборотов для веса Go и высоты Н = 0 перестраивают в виде
кривых п по — (фиг. 50).
Фиг. 50. Изменение располагаемых и по-
V
требных оборотов в зависимости от*-^-.
Пп. г
Фиг. 51. Зависимость падения часового
расхода горючего от относительного сни-
жения оборотов при дросселировании
В тех же целях кривые расходов по внешней и какой-либо одной
из дроссельных характеристик (фиг. 49) перестраиваются в график вида
фиг. 51. Он представляет собою кривую зависимости падения часового
105
расхода горючего от относительного снижения оборотов при дросселиро-
вании, то-есть
где <7дР — часовой расход мотора по дроссельной характеристике при обо-
ротах ПдР, а </п. г и «п. г соответствующие величины в точке пересечения
дроссельной и внешней характеристик. /гдр идентично потребным оборо-
там. пп. г идентично располагаемым оборотам пр. Эта кривая дает от-
носительное падение расхода горючего в зависимости от отношения
— V
потребных оборотов к располагаемым при постоянном значении — •
Как показывает опыт и теория, кривые вида, изображенного на фиг.
51, для любых дроссельных характеристик одного и того же мотора
практически совпадают. Поэтому, с достаточной для целей практики
точностью можно по кривой, найденной из одной дроссельной характе-
. V
ристики, вести расчет для всех значении —•
Имея кривые, изображенные на фиг. 49, 50 и 51, можно расчетным'
путем определить километровые расходы при разных весах и на разных
высотах. Делается это следующим образом.
Километровые расходы у земли при одном весе
у
Взяв из фиг. 50 ряд значений —', находят для них отношение-
И
T^=t^~, а по кривой фиг. 51 по значениям определяют соответст-
^П. Г Ли. г
вующие им величины k = ^~. По кривой часового расхода для внешней
Qn. г
характеристики (фиг. 49), построенной в большом масштабе, находят часо-
вые расходы qn. г для оборотов лр.
Часовой расход в горизонтальном полете с весом (?0 на высоте
Н— 0 будет равен:
а километровый расход
Л__ ^п.г^ ___ ^др
V ~ V ’
у
где V—скорость для данного значения —, определяемая из кривой по-
И
требных оборотов (фиг. 50) по формуле:
\ п /
у
Проделав такие подсчеты для разных значений —, находят кривую ки-
лометровых расходов в зависимости от скорости полета для веса О0 и,
высоты H — Q.
Данные расчета укладываются в таблицу 16.
106
Таблица 16
V n Пп об i мин ЛР об]мин V км/ч ”п ялр «р ” яп. г II * |*° "1 • Уп. г кг/ч ^др = *-<7п.г кг/ч <7 др кг)км
1 2 3 4 5 6 7 8 9
0,090 1235 1820 110 0,680 0,273 200 54,6 0,496 '
0,095 1215 1855 115 0,655 0,255 204 52,1 0,453
0,100 1210 1900 121 0,637 0,245 208 51,0 0,421
0,105 1235 1950 130 0,635 0,245 212 52,0 0,400
0,108 1265 1990 137 0,637 0,245 217 53>2 0,388
0,110 1310 2025 144 0,648 0,250 222 55,5 0,385
0,112 1375 2065 154 0,667 0,265 223 59,2 0,384
0,114 1525 2145 174 0,712 0,300 232 [69,7 0,400
0,115 1800 2180 207 0,827 0,415 235 97,6 1 0,472
Километровые расходы у земли при разных весах
Для подсчетов расходов при Н = 0, для другого веса самолета,,
поступают следующим образом.
гт V пп
Для каждого значения — находят новые значения------------ , соответст*
/г /гр
вующие новому весу
и новые значения скорости
где —— отношение потребных и располагаемых оборотов для нового-
пр
веса G,
(—) —отношение потребных и располагаемых оборотов для веса Go>.
\"р /о
V — скорость при новом весе G,
Уо— скорость при весе Go.
Далее порядок расчета сохраняется прежний:
1) По новым значениям находят на фиг. 51 значения k.
2) По старым значениям ир (так как они отвеса самолета не зависят)
и фиг. 49 определяют qn. г
3) Находят часовые расходы в горизонтальном полете:
^др Чп. г
4) Находят километровые расходы
где ___
у=к-1/Л—♦
V ° V Go
107
Данные расчетов укладываются в табл. 17
Таблица 17
V п «п ЛР ЛР об/мин V км/ч Sr II 1 <5 1 <5 ^п. г кг)ч 4др кг/ч <?=-> кг/км
1 2 3 4 5 6 7 8
0,090 0,775 1820 125 0,365 200 73,0 0,584
0,095 0,746 L855 131 0,327 204 66,7 0,510
0,100 0,726 1900 138 0,310 208 64,6 0,468
0,105 0,724 1950 148 0,308 212 65,4 0,442
0,108 0,726 1990 156 0,310 217 67,3 0,431
0,110 0,740 2 025 164 0,322 222 71,5 0,435
0,112 0,760 2 065 175 0,342 223 76,3 0,437
0,114 0,812 2 145 198 0,395 232 91,6 0,463
0,115 0,943 2 180 236 0.655 235 154,0 0,653
Километровые расходы
на разных высотах при
разных весах
Чтобы определить километровые расходы для какого-либо веса G на
другой высоте, поступают следующим образом:
V
1) При постоянных значениях — находят значения располагаемых
оборотов для этой высоты по формуле:
«ря = «ро-1/ 4-
2) Определяют отношения располагаемых оборотов к потребным на
высоте при другом полетном весе по формуле:
3) Подсчитывают для тех же значений — новые скорости полета на
1Ъ
другой высоте и при другом полетном весе по формуле
П н
4) По значениям -= —— и кривой фиг. 51 находят значения k.
ПрН Пп. г
5) Зная п^и и соответствующие им расходы по фиг. 49, находят qn
для высоты /7=0.
6) По значению k и qn г0 находят часовые расходы для полета у земли
^дрО * ^п.гО*
108
7) Подсчитывают значения часовых расходов на высоте, характери-
зуемой давлением р в мм Hg по формуле 1:
_ р
^дро * 76Q
8) Находят километровые расходы на высоте Н при весе Q по
формуле:
п ^дря
Данные подсчетов укладываются в табл. 18
Таблица 18'
у_ п ярЯ об]мин ппН ПрН км/ч II ; И ^п. гО кг/ч ^дрО кг/ч ?ДрЯ кг)ч
Чн V VH кг/км
1 2 3 4 5 6 7 8 9
0,090 1750 0,901 140 0,545 195 106,0 73,4 0,524
0,095 1782 0,867 146 0,480 197 94,5 65,4 0,448
0,1С0 1 825 0,843 154 0,437 200 87,3 60,5 0,393
0,105 1875 0,841 165 0,435 205 89,3 61,8 0,375
0,108 1910 0,843 174 0,437 210 91,8 63,5 0,365
0,110 1945 0,858 183 0,463 212 98,2 68,0 0,371
0,112 1985 0,884 196 0,515 215 110,5 76,5 0,390
0,114 2 060 0,943 221 0,655 223 146,0 101,0 0,457
10. Испытания на штопор
Каждый самолет, которому присущи фигуры высшего пилотажа,
должен испытываться на штопор. Это вызывается тем обстоятельством,
что при совершении фигур высшего пилотажа или в нормальном полете
на больших углах атаки иногда создаются условия, при которых самолет
может сваливаться в штопор независимо от воли летчика.
При испытании опытного самолета на штопор следует проявлять
осторожность, так как современное состояние расчетов самолета на што-
пор не позволяет иметь полной уверенности в характере штопора нового»
самолета.
Необходимо
1) проводить испытания с минимальным экипажем и лишь после про-
ведения всей программы испытаний;
2) обеспечить экипажу с парашютами возможность легкого вылезания
из кабин;
3) проверить, и если нужно, изменить регулировку положения педа-
лей с тем, чтобы летчик мог отклонять руль направления до отказа при
немного согнутой ноге;
4) заменить дорогостоющее оборудование макетами, равными по весу
и соответственно расположенными;
1 Эта формула справедлива только при пользовании высотным краном. Если высот-
ным краном не пользуются, то формула имеет вид:
^дрЯ = ^дро • 1/ -т&г*
109
5) начинать испытания при минимальном весе и передней центровке
самолета, постепенно переходя к нормальной загрузке и задним цен-
тровкам;
6) если самолет имеет переставной стабилизатор, то следует начинать
штопорить со стабилизатором, имеющим положительный угол, постепенно
переводя его в положение на себя,
7) вводы в штопор производить на высоте 4000 м,
8) начинать испытания со штопоров, имеющих вращение одного знака
с вращением винта.
Последнее диктуется такими соображениями. При испытаниях само-
летов на штопор мотор не выключается, но несмотря на то, что он рабо-
тает на малом газе, приходится считаться с жироскопическим эффектом
винта. В случае штопора, имеющего вращение одного знака с направле-
нием вращения винта, жироскопический эффект дает момент на нос, помо-
гающий выходу из штопора. При разных знаках вращения получается
обратная картина.
Чем лучшей боковой устойчивостью и управляемостью на малых
скоростях полета обладает самолет, тем меньше шансов попасть в непроиз-
вольный штопор при совершении ошибок в пилотировании. Поэтому, прежде
чем приступить к испытанию опытного самолета на штопор, он должен
быть обследован с точки зрения управляемости и устойчивости на малых
скоростях. Устойчивость самолета на больших углах атаки может быть
выявлена путем постепенного „задирания" его на большие углы на пла-
нировании с малым газом и в моторном полете, когда ручка постепенно
выбирается на себя, а элероны и руль направления остаются нейтральными.
При этом могут быть выявлены и склонности самолета к штопору.
Могут быть следующие случаи:
1) самолет, сильно склонный к штопору, может начать штопорить
самопроизвольно;
2) самолет, неустойчивый в продольном направлении на больших
углах атаки, но имеющий хорошую боковую устойчивость и управляемость,
может резко опустить нос и перейти на некоторое время в крутое пла-
нирование, пока снова не наберет скорость;
3) самолет, не склонный к штопору, может свалиться на крыло, а
затем снова выйти на планирование и
4) самолет, не склонный к штопору и имеющий хорошую устойчи-
вость вплоть до полного выбирания ручки и стабилизатора на себя, будет
парашютировать.
Испытания на устойчивость и управляемость на больших углах атаки
могут достаточно хорошо выявить склонности самолета к входу в штопор,
но для того, чтобы определить характер штопора и способность выходить
из него, нужно путем постепенного изучения входа и выхода довести
штопор самолета до установившегося режима, который наступает обычно
через 4—5 витков после ввода. Только после этого можно дать надежное
заключение о выходе самолета из штопора.
Следует отметить, что у ряда самолетов переход в опасный штопор
совершается очень быстро — рывком. Поэтому, при изучении входа ивы-
хода летчик должен быть особенно осторожным и внимательным.
Программа испытаний самолета на штопор проводится в следующем
порядке.
1) Попытки ввода в штопор с горизонтального полета
а) Срывы в штопор при нейтральных элеронах и ножном управлении
с плавным выбиранием ручки на себя.
б) Срывы в штопор яри нейтральных элеронах и ручке взятой на
себя до положения необходимого для получения заданных для ввода ско-
ростей, при неполной плавной даче ноги.
ПО
в) Срывы в штопор при нейтральных элеронах, ручке выбранной
плавно полностью на себя, при одновременной даче ноги с постепенным
увеличением дачи ноги.
Во всех случаях рули на выход даются сразу же после срыва.
2)Изучение входа в штопор с горизонтального
полета без парашютирования
а) Изучение входа в штопор при плавной даче рулей, но недоданной
ноге, начиная с полвитка с последовательным увеличением числа витков
до 6—8. Увеличение числа витков делается по одному. Элероны все время
нейтральны.
б) Изучение входа в штопор с полной плавной дачей рулей до отказа,
начиная с полвитка с последовательным увеличением числа витков до 6—8.
Элероны нейтральны.
3) Изучение входа в штопор с парашютирования
Элероны нейтральны. Ручка плавно выбирается на себя. Нога вна-
чале дается не полностью, затем постепенно доводится до отказа. Дача
ноги плавная. Число витков, начиная с одного, постепенно доводится
до 6—8.
4) Изучение входа с амолета в штопор п р и искусственных
способах
Если выход самолета из штопора опасений не внушает, то программа
испытаний включает и следующие способы ввода:
а) при резкой даче рулей с горизонтального полета и с парашюти-
.рования;
б) с горки, со спиралей, виражей и с перекрестом рулей при плавной
,и резкой даче их.
В этих случаях самолет выводят из штопора:
1) немедленно,
2) после полвитка,
3) после 1, 2, 3, 5 и 8 витков.
.5) Выявление наиболее эффективных и опасных способов
вывода самолета из штопора
Пока самолет не изучен, для вывода самолета из штопора можно
рекомендовать следующий метод:
Сначала дается резко до отказа только одна „обратная нога' и са-
молет выдерживается в таком положении в течение 0,5—1,5 витков, пока
не замедлится вращение. После заметного замедления вращения резко
дается ручка полностью от себя.
По мере ознакомления со штопором данного самолета изучается
влияние на штопор положения ручки и педалей, отмечаются, если они
есть, опасные комбинации рулей в штопоре и выявляются наиболее эф-
фективные способы действия рулями при выводе.
Проведение программы испытаний на штопор обычно требует от 10
до 15 полетов с общим числом штопоров от 40 до 60. Программа может
быть значительно сокращена, если при первых же полетах выявляется,
что самолет выходит из штопора хорошо, следуя за рулями и не имеет
запаздывания. В случаях, когда самолет имеет запаздывание на выходе
2—3 витка после двух витков штопора, испытания должны быть прекра-
щены. Допустимым запаздыванием самолета при выводе самолета из што-
пора считается три витка, после — шесть витков штопора.
Выходу из штопора самолета, имеющего относительно короткий
хвост, иногда помогает дача полного газа мотору. На выход самолета из
111
штопора влияет и высота полета, причем, чем высота меньше, тем усло-
вия выхода получаются более легкими. Это обстоятельство необходимо
учитывать, но в качестве правила не применять.
В случае катастрофического невыхода самолета из штопора при
применении всех способов вывода, экипаж начинает готовиться к прыжкам
с парашютами с высоты 2000 м, так как процесс вылезания из кабины во
время штопора занимает относительно много времени и значительная
часть этой высоты легко может быть потеряна в процессе вылезания.
Опыт таких прыжков говорит о том, что вылезать из кабины для выпрыги-
вания лучше с внутренней стороны фюзеляжа по отношению к штопору,
т. е. при левых штопорах в левую сторону, а при правых — в правую.
Открывать парашют следует или почти сразу же после того, как человек
на несколько метров отлетел в сторону от самолета с тем, чтобы после
раскрытия парашюта самолет оказался ниже человека, или же после про-
должительной затяжки.
При испытании самолета на штопор на борту его должны быть сле-
дующие приборы: 1) перегрузочный прибор самописец или хотя бы ви-
зуальный; 2) указатель скорбсти, 3) двухстрелочный альтиметр, 4) секундо-
мер и 5) барограф с оборотом барабана в 30 мин.
Летчик во время испытаний самолета на штопор ведет следующие
записи в полете, которые после полета заносятся в полетные листки:
1) высота по альтиметру и скорость по прибору при вводе в штопор, ха-
рактер ввода (дача рулей); 2) число витков после ввода; 3) число витков
запаздывания после дачи рулей на выход; высота по альтиметру после
дачи рулей на выход; способ дачи рулей при выводе; 4) высота при выходе
в горизонтальный полет; 5) среднее время витка штопора в его установив-
шейся части по секундомеру; 6) кажущийся крен самолета вовремя штопора;
7) продольные колебания самолета во время штопора; 8) перегрузка
самолета в установившейся части штопора.
В результате испытаний опытного самолета на штопор должны быть
получены ответы на следующие запросы:
1. Имеет ли самолет склонность к штопору при потере скорости
в прямолинейном полете, а также при совершении ошибок в пилотирова-
нии при исполнении фигур высшего пилотажа?
2. На какой скорости по прибору самолет срывается в штопор при
потере скорости?
3. Какова потеря высоты после срыва в штопор до выхода в гори-
зонтальный полет при немедленной даче рулей на выход после срыва?
4. Какое количество витков запаздывания получается при выводе из
правого й левого штопора при передней и задней центровке самолета?
5. Какие перегрузки получаются в установившейся части штопора?
6. Какие методы вывода самолета из штопора являются наиболее
эффективными?
11. Испытания многомоторных самолетов
При испытании многомоторных самолетов в программу дополнительно
включают:
1) выявление возможности управления самолетом при выбывании из
строя одного (или двух) крайних моторов и
2) определение потолка и максимальных скоростей самолета при
разных комбинациях работы мотора.
Эти испытания производятся с нормальным полетным весом и являются,
обязательными для всех типов многомоторных самолетов как военных,
так и гражданских.
Испытания управляемости многомоторного самолета при одном выклю-
ченном моторе производятся в процессе доводки органов управления и
сводятся к определению запаса руля поворота в случаях:
112
а) прямолинейного полета без крена на экономической скорости,
когда у одного из крайних моторов полностью прикрыт газ, а остальные
моторы работают на полном газе;
б) вираж и выход из него, при котором выключенный мотор является
внешним;
в) вираж и выход из него, при котором выключенный мотор является
внутренним.
Испытания проводятся на высоте не менее 1500 м в изложенной
последовательности с применением мер предосторожности, особенно на
вираже, так как при недостаточном запасе руля поворота вираж в сторону
выключенного мотора может привести к срыву в штопор.
Для безопасности полета в болтанку, когда перегруженному само-
лету или самолету, имеющему небольшой избыток мощности, приходится
летать на больших углах атаки, как было уже сказано в гл. V, запас руля
направления должен быть не менее 25—30%.
Если для прямолинейного полета без крена при двух выключенных
крайних моторах, а остальных, работающих на полном газе, руля поворота
недостаточно, то полеты осуществляются с креном в сторону работающих
моторов. В этом случае критерием оценки мощности руля направления и
возможности длительного полета является величина этого крена, .опреде-
ляемая по поперечному уклономеру.
Во время этих испытаний на руле направления должен быть постав-
лен самописец углов отклонения рулей.
Определение потолка самолета при разных комбинациях работы мо-
торов производится следующим образом. Самолет взлетает при всех рабо-
тающих моторах на высоту предположительно несколько большую, чем
потолок самолета с частично выключенными моторами. На этой высоте
летчик выключает один (два) мотора, а у остальных держит полный ггаз.
Скорость по прибору при этом берется наивыгоднейшей из испытаний на
зубцы. Самолет должен итти со снижением до тех пор, пока не спустится
до своего потолка.
На высоте потолка записывается давление и температура наружного
воздуха, по которым определяется значение коэфициента А — падения мощ-
ности мотора с высотой
4 = 0,0248-^= — 0,11.
ут
По значению коэфициента А и таблице MCA находят высоту потолка
в стандартных условиях.
Определение максимальных скоростей по высотам производится ме-
тодами, описанными выше.
12. Облет самолета
Облет самолета производится 3—4 разными летчиками с целью по-
лучения более объективной оценки его летных свойств, так как коллек-
тивное мнение помогает исключить возможные субъективные ошибки ве-
дущего летчика в оценке качеств новой машины.
При испытаниях опытных самолетов облет его другими летчиками
желательно делать дважды: первый раз в процессе доводки органов уп-
равления и устойчивости самолета и второй раз—после окончания испы-
таний, перед сдачей на государственные испытания.
Коллективная оценка разными летчиками должна осветить следую-
щие вопросы: а) оценка кабины с точки зрения обзора, удобства сидения,
размещения приборов, оборудования, удобства пользования секторами
газа, тормозными устройствами, приспособлениями для запуска моторов
и т. д.; б) способность держать прямую на рулежке, при взлете и по-
8 Чесалов
113
садке; в) действие рулями при взлете и посадке со щитками и без щит-
ков; г) оценка нагрузок на ручку и педали при исполнении фигур, взлете
и посадке, д) достаточность всех органов управления; е) устойчивость
самолета продольная и боковая; ж) маневренность самолета; з) полеты
при несиметричной тяге винта.
ГЛАВА IX
ПЕРЕДАЧА САМОЛЕТА НА ГОСИСПЫТАНИЯ
Когда программа испытаний опытного самолета исчерпана и произ-
веден облет его разными летчиками, пишется подробный отчет об испы-
таниях с выводами и заключением летной станции. В этом отчете при-
водятся:
1. Летные характеристики самолета в виде таблиц и графиков, ве-
совые данные самолета, его оборудования и вооружения, пределы цен-
тровок самолета.
2. Перечень всех изменений, внесенных в конструкцию самолета,
моторного хозяйства, спецоборудования и вооружения в процессе доводок.
3. Анализ соответствия летных данных самолета, спецоборудования
и вооружения тактико-техническими требованиями, предъявляемым к са-
молету данного типа.
4. Сравнительная таблица летных данных самолета с последними ти-
пами заграничных самолетов.
5. Выводы и заключение летно-испытательной станции.
Отчет об испытаниях опытного самолета пишется ведущим инжене-
ром, подписывается начальником летной станции, ведущим инженером,
ведущим летчиком, инженерами спецслужб и оборудования и инженером
по вооружению. По утверждении отчета соответствующим начальством,
самолет предъявляется на государственные испытания.
При передаче на государственные испытания составляется акт, под-
писываемый обеими сторонами, в котором перечисляется все съемное
оборудование самолета и моторного хозяйства, а также предметы во-
оружения.
Вместе с самолетом на государственные испытания передается сле-
дующая документация:
а) аэродинамический расчет,
б) расчет устойчивости,
в) расчет на прочность,
г) продувки самолета на поляру, устойчивость продольную и пути,
эффективность элеронов, щитков, шарнирные моменты и т. д.
д) схемы: бензо-масло-водопроводки, электро - радиооборудования,
подъема шасси, кинематики органов управления, управления газом, щит-
ками и т. д.
е) чертежи общего вида самолета в трех проекциях и балансиро-
вочный чертеж с указанием координат размещаемого груза,
ж) техническое описание самолета, составляемое конструкторским
бюро.
РЕКОМЕНДУЕМАЯ ЛИТЕРАТУРА ПО ВОПРОСАМ ЛЕТНЫХ ИСПЫТАНИЙ
1. М. А. Т а й ц. Приведение результатов полетных испытаний самолетов с невысот-
ными моторами к стандартным условиям. Т. В. Ф. № 4. 1936.
2. Б. Н. Егоров и М. А. Т а й ц. Приведение результатов полетных испытаний
самолета с высотным мотором к стандартным атмосферным условиям. Т. В. Ф. № 6. 1936.
3. Б. Л. Ми ну хи и. Исследование винтов в полете. Т. В. Ф. № 10. 1931.
4. М. А. Т а й ц. Методика определения поляры самолета в полете. Труды ЦАГИ,
вып. 214. 1935.
5. Б. Н. Егоров и М. А. Т а й ц. Снятие поляры и характеристик винтов многомо-
торного самолета в полете. Техн. зам. ЦАГИ. № 66. 1935.
6. Ю. А. Победоносцев. Методика исследования неустановившегося движения
в полете. Т. В. Ф. № 7 и 8. 1930.
7. В. С. Be дров и Г. С. Калачев. Исследование выходов из планирования само-
-лета Р-5. Труды ЦАГИ, выи. 244. 1935.
8. Ведро в В. С., Коровицкий С. А. и Станкевич Ю. К. Исследование
штопора самолета Р-5 в полете. Труды ЦАГИ, вып. 228. 1935.
9. Филин А. И. Влияние различных температурных условий при испытании само-
летов на летные данные, относимые к стандартной атмосфере. Т. В. Ф. № 2. 1936.
10. Каширин А. В. и Кузнецов В. П. Определение расхода топлива для по-
лета. (Под редакцией А. И. Филина). Госвоениздат. 1934.
И. Справочник авиаконструктора. Том I. Издание ЦАГИ. 1937.
12. Ведро в В. С. Летные испытания самолета ЦАГИ № 25 и его аэродинамические
характеристики. Т. В. Ф. № 1. 1938.
13. В. П. Г о р с к и й и А. В. Ч е с а л о в. Исследование неуправляемого разворота
самолета ЦАГИ-6 при разбеге. Т. В. Ф. № 3. 1938.
14. А. И. Филин. Неуправляемые развороты самолетов в конце пробега. В. В. Ф.
№ 9. 1936.
15. С. И. Афанасьев. Методика определения продольной статической устойчи-
вости самолета в полете. Техн. зам. ЦАГИ № 144.
16. А. В. Чесал о в. Поправки на влияние сжимаемости воздуха при измерении
скоростей в полете. Т. В. Ф. № 6. 1938.
17. Scott Hall S and England T. H. Aircraft performance testing. L. Pitman. 1933.
ОГЛАВЛЕНИЕ „
Стр.
Краткое содержание........................................................... %
Предисловие.................................................................. 3
Глава!. Участие работников летных станций в проектировании,
постройке и организации испытаний самолета на заводе. 4
1. Организация рабочей бригады................................................—
2. Участие работников летных станций в рассмотрении эскизного проекта ... 5
3. Участие работников летных станций в рассмотрении макета самолета .... 6
4. Наблюдение в производстве .................................................—
Глава II. Подготовка самолета к первому полету.................................. 10-
1. Подготовительная работа....................................................—
2. Взвешивание и определение центра тяжести ................................. И
3. Земные испытания . ...................................................... 16
Глава III. Подготовка летчика к первому полету................................... 17
1. Ознакомление с продувками на продольную статическую устойчивость ... 18
2. Ознакомление с продувками и расчетами шарнирных моментов рулей .... 19
3. Ознакомление с полярой самолета............................................—
4. Приобретение необходимых навыков к новому самолету....................... 20
5. Рулежки.................................................................. 21
6. Пробежки и подлеты.........................................................—
Глава IV. Первыйполет............................................................ 22
Глава V. Доводка самолета........................................................ 26
1. Доводка легкости управления............................................. 28
2. Определение запаса рулей................................................ 29
3. Оценка приемистости, запаздывания и эффективности органов управления . . 30
4. Доводка устойчивости самолета.............................................—
5. Неуправляемые развороты при разбеге и пробеге........................... 30
6. Проверка капотажных свойств самолета.................................... 37
7. Доводка охлаждающих устройств.............................................—
9. Вибрации винтов................................................ 38
10. Обследование самолета на баффтинг.............................—
11. Обследование самолета на флаттер.............................. 40
12. Доводка эксплоатационных свойств самолета ..................... —
Глава VI. Лабораторное и приборное оборудование летных
станций............................................................ 41
Глава VII. Международная стандартная атмосфера . . . . . . . . 48
Глава VIII. Полетные испытания, их проведение и обработка. 51
1. Программа полетных испытаний опытного самолета.................—
2. Тарировка указателя скорости и поправки его показаний......... 52
3. Определение границы высотности мотора при разных оборотах..... 58
4. Подбор шага винта........................................ 61
5. Определение скороподъемности, потолка и максимальных скоростей на раз-
ных высотах........................................................ 64
6. Определение характеристик взлета и посадки..................... 80
7. Испытания на маневренность..................................... 85
8. Определение продольной статической устойчивости в полете....... 88
9. Определение расхода горючего и дальности самолета.............. 98
10. Испытания на штопор............................................109
И. Испытания многомоторных самолетов..............................112
12. Облет самолета..................................................ИЗ
Глава IX. Передача самолета на государственные испытания . 114
Рекомендуемая литература по вопросам летных испытаний..............115
ЦЕНТРАЛЬНЫМ АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
ТРУДЫ ЦАГИ
304. Петров Г. И. Об устойчивости вихревых слоев. М. 1937.
305. До в ж и к С, А. Направляющие аппараты центробежных машин. Вып. I.
Беэлопаточный направляющий аппарат М. 1937, цена 1 р. 25
306. Голубев В. В. Исследования по теории разрезного крыла. Ч. II. При-
ближенная теория предкрылка и закрылка. М. 1937.
307. С т а н к е в и ч Ю. К. Исследование штопора самолета У-2 в полете
М. 1937, пена 1 р. 25 к.
•308. Невель со и М. II. К вопросу о расчете центробежных вентиляторов
и насосов. М. 1937, цена 1 р.
309. В е т ч н н к и и В. П. Второй сборник по численному интегрированию
обыкновенных диференциальных уравнений. М. 1937, цена 1 р. 75 к.
310. Ром а ш е в с к и й А. Ю. Метол расчета и экспериментальное исследование
лонжеронов типа Кессон. М. 1937, цепа 2 р. 75 к.
311. В л а д и м и р о в A. II. Приближенный гидродинамический расчет подвод-
ного крыла конечного размаха. М. 1937, цена 1 р. 75 к.
312. О с т о с л а в с к и й И. В. и М о г и л е в с к и й М. П. Скос потока у опе-
рения самолета при крыле произвольной формы в плане. М. 1937, цена
1 р. 50 к.
313. Найман М. И. Напряжения в балке с криволинейным отверстием.
М. 1937, цена 3 р.
314. Волохов А. Н. Разностные методы численного интегрирования обыкно-
венных диференциальных уравнений М. 1937, цена 1 р. 75 к.
315. Колосов Е. И. Скос потока от винта за крылом М. 1937, цена 1 р.
316. Федяевский К. К Турбулентный пограничный слой крыла. Ч. II.
О законе сопротивления. М. 1937, цена 1 р. 25 к.
317. К о с м о де м ья н с к и й А. А. Вихревое сопротивление теоретических
профилей М. 1937, цепа I р. 90 к.
31S. Щербаков Г. А. и Мамонов Ф. А. Боковое равновесие самолета
при иессиметричной тяге винтов. М. 1937, цена 1 р.
319. С р е т е н с к н й Л. Н. Теоретическое исследование о волновом сопроти-
влении. М. 1937, цена 1 р. 75 к.
320. 3 в о л и и с к и и Н. В. Приложение метода интегральных уравнений к одной
задаче устойчивости цилиндрической оболочки. М. 1937, цена 75 к.
321. Франк ль Ф. И. и Вой щель В. В. Трение в турбулентном погранич-
ном слое около пластинки в плоскопараллельном потоке сжимаемого газа
при больших скоростях. М. 1937, цена 75 к.
322. Г v р ж и е в ко Г. А. Учет вязкости в теории турбулентности Кармана.
М. 1937, цена 75 к.
323. Вальтер 11. А Исследование движения вязкой жидкости в трубе, изо-
гнутой по винтовой линии. М. 1937, цена 2 р. 25 к.
324. Пол я хов Н. П. Теория винта с конечным числом лопастей. М. 1937,
цена 1. р 50 к.
325. Седов Л. И. К задачам о тонких полипланах тандем и о глиссировании
на нескольких реданах. М. 1937, цена 75 к.
326. Струве Э. Э. К вопросу о поверочном расчете осевого вентилятора.
М. 1’937, цена 50 к.
327. Ведро в В. С. Об устойчивости движения. М. 1937, цена 50 к.
328. Пол и ко вс кий В. И. и Абрамович Г. Н. Экспериментальная
проверка основных допущений расчета спиральных кожухов центро-
бежных нагнетателей и вентиляторов. М. 1937, цена 1 р. 75 к.
329. С е р е б р и й с к и й Я М. Аэро .< и и а м и к а упругого крыла. М. 1937,
*» 4F- ц0Па 3 р.
330. С р е т е и с к и й Л. Н. О затухании вертикальных колебаний центра
тяжести плавающих тел. М. 1937, цена 50 к.
331. Довжик С. А. Направляющие аппараты центробежных нагнетателей.
М. 1937, цена 1 р. 75 к.
Цена 4 руб.
ЦЕНТРАЛЬНЫЙ АЭРО-ГИДРОДИНАМИЧЕСКИЙ ИНСТИТУТ
им. проф. Н. Е. ЖУКОВСКОГО
ТРУДЫ ЦАГИ
332. В е т ч и н к и и В. П. и Кирпичникова Н. С. О вибрациях винта"
нулевого шага в воздухе. М. 1937, цена 75 к.
333. Калихман Л. Е. Влияние формы профиля на сопротивление трения.
Исследование турбулентного пограничного слоя в области отрыва. М. 1937,
цена 2 р. 50 к.
334. Белоус А. А. Устойчивость овальных и рамных шпангоутов. М. 1937,
цена 1 р. 25 к.
335. Рис б ер г А. Б. Влияние формы крыла на распределение нагрузки по
размаху и продольную устойчивость. М. 1937, цена 2 р. 60 к.
336. Волохов А. Н. О продольной динамической устойчивос7и самолетов.
М. 1937, цена 1 р. 25 к.
337. Г россман Е. П., Келдыш М. В., ПархомовскийЯ. М. Вибрации
крыла с элероном. М. 1937, цена 3 р. 25 к.
338. Та л ал ай Б. А. Электромоторы постоянного тока облегченной кон-
струкции мощностью от 0,5 до 50 ватт. М. 1937, цена 3 р. 50 к.
339. К р а с и л ь щ и к о в II. П. Влияние числа Рейнольдса и турбулентности
потока на максимальную подъемную силу крыла. М. 1937, цена 75 к.
340. Риз П. М. Флаттер крыла с учетом колебаний в направлении наибольшей
жесткости. М. 1937, цена 75 к.
341. Тумаркин С. А. Равновесие и колебания закрученных стержней.
М. 1937, цена 1 р. 35 к.
342. Теоретический сборник ЦАГИ, вып. V. М. 1938, цена 1 р. 75 к.
343. Попов Л. С. О влиянии фюзеляжа и хвостового оперения самолета на
вибрации крыла. М. 1938, цена 1 р. 50 к.
345. Петров Г. И. О распространении колебаний в вязкой жидкости и воз-
никновении турбулентности. М. 1938, цена 1 руб.
346. Сретенский JI. Н. Движение цилиндра под поверхностью тяжелой
жидкости. М. 1938, цена 1 руб.
347. Поликовский В. И., Фролов В. С. иКоролев П. П. Высотные
характеристики авиационных моторов в условиях полета. М. 1938, цена
6 руб.
348. Ананьев В. И. Решение задачи о собственных колебаниях крыльев и
сосредоточенными массами методом интегральных уравнений. М. 1938,
цена 2 р. 40 к.
349. Стригунов В. М. Теоретическое и экспериментальное исследование
работы тонкостенных балок. М. 1938, цена 2 руб.
350. Г'р о с с м а н Е. Т. О причинах флаттера. М. 1938, иена 1 руб.
351. Л е й т е й з е н М Г. Об изгибающем ударе распределенной нагрузкой.
М. 1938, цена 2 р. 50 к.
352. Вальтер А. П. Теория гидродинамической решетки, состоящей из дужек
окружности небольшой кривизны. М. 1938, цена 3 руб.
353. Журавченко А. Н. Опыт исследования неустановившегося движения
выхода самолета из штопора. М. 1938, цена 1 р. 35 к.
354. Секерж-Зенькович Я. И. Об аналитическом продолжении решения
задачи обтекания криволинейной дуги с отрывом струй. М. 1938. цена
1 р. 75 к.
ЗАКАЗЫ НАПРАВЛЯТЬ:
ЦАГИ
Москва, ул. Радио, 17.