Перейти к содержанию
АХТУБИНСК городской форум
Авторизация  
adm

ТЕМА 4.

Рекомендуемые сообщения

ТЕМА 4. ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ ЛА НА ПРОЧНОСТЬ

4.1. Документация, предъявляемая на испытания

Летно-прочностные испытания проводятся с целью подтверждения безопасности полетов (по условиям прочности) на всех режимах, разрешенных для эксплуатации летательного аппарата.

Для достижения указанной цели необходимо:

исследовать закономерности и особенности нагружения конструкции самолета и его частей в ожидаемых условиях эксплуатации;

сравнить измеренные нагрузки с принятыми при расчетах и в лабораторных испытанных и скорректировать их на основе материалов летных испытаний;

внести, если требуется, на основе полученных материалов уточнение в руководство по летной эксплуатации (РЛЭ) с тем, чтобы исключить при эксплуатации режимы полета, представляющие опасность по условиям прочности;

разработать, при необходимости, мероприятия по улучшению прочностных характеристик ЛА;

выполнить предельные режимы полета, достижение которых непосредственно демонстрирует наличие достаточных запасов по прочности при наиболее неблагоприятных сочетаниях параметров полета (с выполнением необходимых измерений).

Летные испытания проводятся по программам, составляемым для каждого опытного образца. Раздел программы для оценки конструкции ЛА по условиям прочности состоит, как правило, из двух частей. В первой части затрагиваются вопросы по определению закономерностей и особенностей нагружения конструкции самолета (эти полеты обычно выполняются в комплексе с другими полетами), вторая часть посвящена полетам на достижение предельных по условиям режимов. Полеты на предельные по условиям прочности конструкции ЛА режимы полета относятся к первой группе сложности. Дополнительно к программе испытаний отрабатываются соответствующие методические указания по выполнению предельных режимов.

Перед выполнением программы испытаний Головной разработчик, предъявляет ЛА на испытания и представляет следующую документацию:

1. Сводные данные по ЛА и его прочности, которые должны содержать следующие сведения:

основные данные ЛА и краткое описание конструкции;

исходные данные для расчета ЛА на прочность;

расчетные нагрузки на части ЛА;

результаты расчетов по действию динамических нагрузок на конструкцию ЛА;

кривые прогибов и деформаций основных частей при эксплуатационных нагрузках;

данные по геометрии шасси при различных значениях обжатия амортизаторов, характеристики пневматиков и колес шасси;

таблицы и графики изменения располагаемой перегрузки в зависимости от веса самолета при различных вариантах загрузки, в том числе при различных вариантах внешних подвесок;

данные по аэродинамическим коэффициентам и их производным.

Для ЛА с максимальным числом М>2,0 представляются следующие дополнительные материалы:

таблицы расчетных температур в основных элементах конструкции на предельных режимах полета;

прочностные и теплофизические характеристики применяемых материалов в функции температуры;

результаты расчета на прочность с учетом аэродинамического нагрева;

ожидаемые температурные напряжения в местах наибольших градиентов температур.

2. Отчет (или акт) по результатам выполненных статических и других лабораторных испытаний с пересчетом (в случае необходимости) их результатов на исходные данные ЛА, представленного на испытании. Для ЛА, летающих с максимальным числом М > 2,0, дополнительно представляются результаты испытаний (или расчетных оценок) в условиях повышенных температур.

3.Справку о фактической или ожидаемой несущей способности частей планера самолета и расчетных нагрузках, включающую в себя сведения по сечениям, где установлены тензодатчики.

4. Заключение Генерального (Главного) конструктора и ЦАГИ по прочности (по условиям статики, флаттера, реверса, дивергенции, шимми и аэроупругой устойчивости с САУ) с указанием максимально допустимых скоростей полета, перегрузок при различном весе. А для ЛА, летающих с максимальным числом М > 2,0, с указанием максимально допустимого времени пребывания на предельных режимах полета самолета и предельно допустимого времени пребывания на переходных режимах. При наличии внешних подвесок (ракеты, баки контейнеры с оборудованием и др.) указываются ограничения при эксплуатации ЛА с ними.

5. Свидетельство (или акт) о частотных испытаниях натурного самолета с указанием частот и основных форм собственных колзабавний частей ЛА и органов управления.

6. Материалы по нагружению конструкции, полученные на заводских летных испытаниях.

7. Заключение Генерального (Главного) конструктора по предварительному ресурсу планера на этап ГИ.

Дополнительно Головной разработчик должен представить:

отчет (или акт) по тарировке тензометрической и другой аппаратуры, установленной на ЛА, с приложением задания на тарировку;

акт о нивелировке предъявляемого экземпляра ЛА с указанием диапазон допустимых отклонений нивелировочных данных и условий нивелировки;

электросхемы экспериментального оборудования с указанием состава и характеристик аппаратуры, ее размещения, источников питания и характеристик примененных тензо - и вибродатчиков;

весовую сводку предъявляемого на испытания экземпляра ЛА с указанием веса и координат установленной бортовой измерительной аппаратуры и снятого штатного оборудования.

4.2. Подготовка испытаний на прочность

4.2.1. Содержание подготовки испытаний

При подготовке к летным испытаниям инженер по прочности обязан тщательно изучить имеющуюся техническую документацию и ограничения по эксплуатации на данный самолет.

Перед началом испытаний (в отдельных случаях также и в процессе испытаний) и после окончания полетов необходимо выполнить:

тарировку тензометрической аппаратуры путем ступенчатого приложения сил к частям самолета, на которых установлены тензодатчики;

нивелировку самолета (нивелировка должна быть проведена и перед выполнением предельных по прочности режимов).

В случае необходимости перед началом полетов по программе должны быть выполнены контрольные полеты по отладке аппаратуры.

Нагружение частей самолета при тарировке производится сосредоточенными или соответствующим образом распределенными силами так, чтобы в тарируемых сечениях возникающие нагрузки составляли 30...60% от эксплуатационных нагрузок.

Головной разработчик разрабатывает задания на тарировку, которое содержит методику тарировок и схемы приложения сил.

4.2.2. Тарировка визуальных указателей перегрузки

Перед полетами на достижение максимальных перегрузок в кабине летчика (командира экипажа), на приборной доске устанавливается дополнительный визуальный указатель перегрузки типа АМ-10. Это делается для обеспечения возможности распознания отказа основного указателя.

Визуальные указатели должны быть оттарированы в полете, для определения соответствия показаний основного и дополнительного указателя, значению перегрузки регистрируемой контрольно-записывающей аппаратурой (КЗА), датчик которой установлен в центре тяжести самолета. Для этого на двух-трех режимах по скорости менее максимально допустимой выполняются дачи рычага управления ЛА (самолетом) (РУС) “на себя”-“от себя” с достижением перегрузки до 0,7ny макс.(0,7ny мин.). При этом летчик записывает порядок выполнения режимов, величину достигнутых перегрузок по визуальным указателям при включенной КЗА. Время выхода и выдерживания заданной перегрузки задаются постоянными. Это позволяет определить, при каком темпе создания перегрузки возникает заброс по ny и выработать закон управления, исключающий его, при заданном времени создания перегрузки. Летчик, выполнивший полет на тарировку визуальных указателей перегрузки, как правило, выполняет и полеты по достижению предельной перегрузки.

Характерные ошибки летного состава при выполнении тарировки визуальных указателей перегрузки следующие:

не включают КЗА при выполнении режима;

не фиксируют РУС при достижении заданной перегрузки;

путают значения показаний перегрузки по штатному указателю угла атаки и перегрузки (УАП) и дополнительному (АМ-10).

Ниже рассмотрен пример обработки выполненной в полете тарировки. При значении ny макс.=8,0, и ny мин.=-3,0, летчику задаются следующие значения перегрузки: 3,0; 4,0; -1,0; 5,0; -1,5; 5,5; -2,0. В полетном задании летчик выдерживает заданные значения перегрузки по визуальным приборам и указывает полученные значения в отчете, а инженер по прочности снимает показания с КЗА. В результате заполняется следующая таблица:

Таблица 4.1.

Численный пример обработки данных по тарировке

ny УАП 3,1 4,1 -1,0 5,0 -1,6 5,5 -2,0

ny АМ-10 3,2 4,2 1,1 5,1 -1,7 5,7 -2,2

ny цт 3,0 4,0 0,9 4,9 -1,5 5,4 -1,9

Затем строится график, по которому определяют поправки к визуальным указателям перегрузки.

Так как, допустимые значения перегрузки устанавливаются в центре тяжести самолета, а летчик контролирует их по прибору, при проведении летных испытаний возможны случаи, когда перегрузки по УАП в задании на полет указываются более допустимых. Так в данном примере значению перегрузки в ЦТ 8,0 ед. соответствует 8,2 ед. по УАП.

Рис. 4.1. Графический пример обработки данных по тарировке

4.3. Проведение испытаний на прочность

4.3.1. Этапы испытаний

Как уже отмечалось, основной задачей первого этапа летных прочностных испытаний является выявление закономерностей нагружения конструкции, то есть, построение математических моделей, которые позволяли бы оценивать величины действующих на части самолета нагрузок при любых допустимых режимах полета.

Подобные модели должны допускать:

раздельное оценивание аэродинамических и инерционных нагрузок;

оценивание влияния деформаций конструкции на нагружение отдельных ее частей, если это влияние является существенным;

учет влияния числа М полета;

оценивание нелинейных эффектов, связанных, например, с нарушением безотрывного обтекания несущих поверхностей при больших значениях коэффициента подъемной силы.

Отсюда следует, что режимы испытаний первого этапа должны включать выполнение симметричных и несимметричных маневров с разными темпами отклонения управляющих поверхности при изменении перегрузок, высот, скоростей и чисел М полета в широком диапазоне. Варьироваться должны и все остальные факторы, влияющие на нагружение конструкции.

Программа полетов первого этапа должна предусматривать выполнение режимов для подтверждения адекватности модели нагружения. В процессе первого этапа летных прочностных испытаний решается и ряд других важных задач, к числу которых относятся тренировка летчиков перед выполнением предельных режимов и окончательная отладка контрольно-измерительной аппаратуры.

При проведении летных испытаний для замера нагрузок, также как и при статических испытаниях, используются тензодатчики. Но в отличие от статических испытаний, где тензодатчики тарируются по напряжениям, для летных испытаний тензодатчики тарируются по внешним нагрузкам. Это позволяет оценить реальные внешние нагрузки, действующие на конструкцию ЛА в процессе летных прочностных испытаний, при полетах в эксплуатационном диапазоне высот и скоростей. Если эти реальные внешние нагрузки сильно отличаются от тех, которые были приняты в расчетах на прочность и при проведении лабораторных прочностных испытаний, то расчетные внешние нагрузки соответственно корректируются.

Полеты второго этапа предусматривают достижение предельных режимов. Они включают режимы взлетов, посадок, рулений и воздушные режимы.

Режимы взлета, посадки и руления включают в себя:

опробование двигателей перед стартом;

типовые буксировки ЛА вперед и задним ходом;

взлет с максимальной взлетной и посадка с максимальной посадочной массой;

прерванный взлет с интенсивным торможением на последующем пробеге;

руление с резким полным включением тормозов колес;

руления с поворотами на 90° и разворотами на 180 с минимальными радиусами;

взлеты и посадки с максимально допустимым боковым ветром.

Воздушные режимы предусматривают следующие проверки ЛА в различных конфигурациях:

достижение предельной скорости полета на различных высотах, в том числе и на высоте, на которой реализуются максимальный скоростной напор и максимальное число Маха Hq.M.;

достижение максимальной и минимальной перегрузок в процессе выполнения маневров в вертикальной плоскости без крена и скольжения;

выполнение контрольных маневров (несимметричные маневры, дачи элеронов и руля направления, координированные скольжения).

Эти режимы выполняются как с убранной, так и с выпушенной механизацией крыла. К предельным режимам также относятся:

достижение максимальной разрешенной скорости полета с выпушенными шасси;

уборка и выпуск механизации крыла, шасси, тормозных щитков, створок люков и т.п. при максимальных разрешенных скоростях;

экстренное снижение;

имитация отказа двигателя (для многодвигательных самолетов).

В программе испытаний также оговариваются массы и центровки ЛА при выполнении тех предельных режимов, на которых влияние этих параметров существенно. При этом массы и центровки выбираются таким образом, чтобы обеспечивалось максимальное нагружение конструкции самолета.

Диапазон высот, на которых выполняют предельные режимы, выбирается из условий обеспечении безопасности.

В программе также указываются допуски на выдерживание параметров предельных режимов полета. Величины этих допусков устанавливаются с учетом назначения и возможностей испытываемого ЛА. Причем при выполнении зачетных режимов допускаются превышения ограничений по перегрузке и скорости полета.

4.3.2. Достижение предельно допустимых скоростей и чисел М полета

выполняется на следующих высотах:

в полетной конфигурации (ПК) - на 2 км. и на НqМ;

во взлетно-посадочной конфигурации (ВПК) - на Н ³ 1км.

Кроме того для ЛА, имеющих число М ³ 2,2, рекомендуется перед достижением Vпр.макс.макс. достигать Ммакс.макс. при Vпр

В ПК сначала выполняют режимы на высотах более Нqм, при этом оценивается влияние на поведение М максимального числа М. Затем выполняют режимы, соответствующие qмакс.макс. при М

В ВПК достигаются соответствующие Vпр.макс. в конфигурациях с выпущенными шасси, закрылками, открытыми створками и т.д., а также их уборка на этих скоростях.

В эксперименте скорости выдерживаются с допусками:

в ПК Vпр = Vпр.макс.макс.+20-0 км/ч;

в ВПК Vпр=(Vпр. макс. впк.+30)+20-0 км/ч.

Время выдерживания заданной скорости выбирается из условия окончания переходных процессов и достаточности для оценки летчиком поведения самолета.

Характерные ошибки летчиков при выполнении разгонов следующие:

не выдерживают предельно-допустимые скорости и (или) числа М в заданных пределах;

выдерживают предельно-допустимой скорости и (или) числа М недостаточное время.

4.3.3. Достижение максимальной и минимальной перегрузок

Перед достижением максимальной или минимальной эксплуатационной перегрузки, если позволяет остаток топлива, для тренировки летчика выполняются 1...2 подходных режима с достижением (mny)=0,8(mnэy)макс на скорости и высоте соответствующих предельному режиму.

Для достижение максимальной перегрузки выполняется маневр в вертикальной плоскости без крена и скольжения в:

1. ПК на приборных скоростях Vпр.макс.макс.+0-20 км/ч, на Н=2 км и Нqм с достижением ny=nyэмакс±0.2 при расчетной полетной массе самолета. Темп создания перегрузки выбирается из условия наибольшего нагружения частей конструкции самолета.

2. ПК на приборной скорости Vпр.+20-0 км/ч, соответствующей коэффициенту сy.доп. на Н=3...5 км с достижением перегрузки ny = nyэмакс+0,1Dny-0 , где Dny= nyэмакс-1, но не более 0.5. Режим выполняется при расчетной полетной массе самолета. Во избежание превышения aдоп. выход на заданную перегрузку выполнять по возможности плавно.

3. В ВПК на приборной скорости Vпр.макс.впк.±10 км/ч., Н ³ 1 км/ч. с достижением перегрузки ny=nyэмакс.впк±0,1. При различиях во взлетной и посадочной конфигурациях достижение перегрузки nyэмакс.впк выполняется в каждой конфигурации.

Для достижение минимальной перегрузки выполняется маневр в вертикальной плоскости без крена и скольжения на приборной скорости Vпр.макс.макс.+0-20 км/ч, высоте Н=3...5 км с достижением минимальной перегрузки ny=nyэмин +0,3-0 при расчетной полетной массе самолета. Перед созданием перегрузки необходимо создать угол наклона траектории q=10°...15°.

При выполнении режима допуск на отклонение массы ЛА от расчетной полетной массы должен составлять не более 5%.

Выполняется раздельная оценка воздействия различных силовых факторов (рис. 4.2).

Рис. 4.2. Картины нагружения крыла (случаи А и А`):

Y - подъемная сила; G - сила веса ЛА; Мкр, Мизг. - крутящий и изгибающий моменты крыла.

На рис. 4.2 детально показано распределение нагрузки по крылу при достижении максимальной перегрузки на приборной скорости Vпр., соответствующей допустимому коэффициенту сy.доп. для расчетного случая А, и на приборной скорости Vпр.макс.макс. для случая А’.

Из рисунка видно, что в случае А крыло в большей степени подвержено кручению, а в случае А’ - изгибу. Раздельная оценка воздействия различных силовых факторов позволяет гарантировать не превышение их максимальных эксплуатационных значений на других режимах полета.

Если ограничения по перегрузке зависят от числа М, то выполняются дополнительные режимы на характерных числах М с достижением соответствующих максимальных значений перегрузки.

Высота полета определяется в каждом конкретном случае, но, как правило, должна быть не менее двух километров.

Кроме того, если расчетами будет показано, что максимальные значения нагрузок возникают на других режимах полета, то по согласованию с Главным конструктором достижение максимальной перегрузки выполняется и на этих режимах. При наличии на самолете автоматических устройств ограничения предельных режимов, при проведении летно-прочностных испытаний, для обеспечения требуемой точности пилотирования разрешается их отключать.

Характерные ошибки летчиков при достижении максимальной (минимальной) перегрузки следующие:

не выдерживают максимальные (и минимальные) перегрузки nyэмакс.(nyэмин.) в заданных пределах;

не выдерживают темп создания (малый темп) перегрузки nyэмакс.(nyэмин.);

не выдерживают требования достижения перегрузки nyэмакс.(nyэмин.) с заданным остатком топлива;

не выдерживают требования достижения перегрузки nyэмакс.(nyэмин.) без крена и (или) скольжения в процессе выполнения режима;

не выдерживают требования достижения перегрузки nyэмакс.(nyэмин.) без превышение допустимого угла атаки aдоп.

4.3.4. Выполнение контрольных маневров

В качестве контроля достаточной прочности конструкции выполняются следующие маневры:

несимметричные маневры;

дача РУС по крену (бочка);

дача рулей направления;

координированное скольжение

К несимметричным маневрам относятся такие маневры, при которых выполняется:

дача РУС по крену (бочка);

дача РН;

координированные скольжения.

Дачи органов управления выполняются влево и вправо:

в полетной конфигурации (ПК) на высотах 2 км и Нqм, на приборных скоростях Vпр=Vпр.макс.макс.+0-20 км/ч;

во взлетно-посадочной конфигурации (ВПК) на высоте более 1 км, на приборных скоростях Vпр=Vпр. макс. впк.±10 км/ч с максимальным отклонением управляющих поверхностей. (Максимальный угол отклонения управляющих поверхностей - это наибольший угол, который позволяет получить система управления без пересиливания упругих ограничительных упоров загрузочных механизмов).

Характерные ошибки при выполнении несимметричных маневров:

не выдерживание заданного режима полета;

медленное отклонение органов управления;

отклонение органов управления не на полный ход;

возвращение органов управления в нейтральное положение до достижения установившегося скольжения, или достижения ограничения по углу скольжения.

Дача РУС по крену (бочка) выполняется в следующих условиях:

а) на приборных скоростях Vпр.=Vпр.макс.макс.+0-20 км/ч, с перегрузкой ny=1;

б) на приборных скоростях Vпр.=(0,9...0,95)Vпр.макс.макс.+0-20 км/ч с перегрузкой ny=(0,6...0,7) nyэмакс.

РУС по крену отклоняется на полный ход с максимально возможным темпом. При подходе к нейтральному положению вращение останавливается отклонением РУС по крену против вращения.

Маневр по пункту "а" соответствует расчетному случаю «С», а по пункту "б" - расчетному случаю «В».

В случаях В и С (рис. 4.3) из-за отклонения элерона возникают дополнительные нагрузки в концевых сечениях крыла. В следствии этого в сечениях, где расположены элероны, значительно возрастают изгибающие моменты в случае В и крутящие моменты в случае С.

Рис. 4.3. Картины нагружения крыла (случаи С и В)

Дача рулей направления (РН) выполняется на приборной скорости Vпр.=Vпр.макс.макс.+0-20 км/ч отклонением педали с максимально возможным темпом на полный ход (точка 1 на рис. 4.4). В отклоненном положении педаль удерживается в течении 2...3 секунд, не превышая максимального угла скольжения bмакс (точка 2). После чего педали резко отклоняются в противоположную сторону (точка 3) с последующей постановкой педалей в балансировочное положение при подходе самолета в нейтральное положение. Управление элеронами используется для парирования крена.

Фазы маневра и соответствующая нагрузка на вертикальное оперение изображены на рис. 4.4.

Наибольшая нагрузка на вертикальное оперение возникает при резком отклонении руля направления в момент достижения максимального угла скольжения bмакс для возврата самолета на режим с углом скольжения b=0.

Координированное скольжение выполняется на приборной скорости Vпр.=Vпр.макс.макс.+0-20 км/ч. Ручка управления и педали отклоняются на максимальный ход координированными движениями. Педали удерживаются в отклоненном положении до достижения установившегося скольжения (или ограничения bмакс). Максимальные нагрузки при этом наблюдаются на режиме максимального угла скольжения bмакс.

Рис. 4.4. Картины нагружения киля при отклонении руля направления:

Точка 1 - начало маневра, резкое отклонение РН;

Точка 2 - полет с большим углом скольжения;

Точка 3 - окончание маневра, отклонение РН для возвращения на режим нулевого скольжения.

4.4. Оценка результатов испытательного полета

Для оценки допустимости остаточных деформаций при выполнении испытаний на прочность руководствуются следующим:

величины общих деформаций после окончания полетов оцениваются по результатам нивелировок. Они не должны превышать допуски, указанные в нивелировочной карте;

в случае превышения указанных в нивелировочной карте допусков на остаточные деформации, вопрос о возможности дальнейшей эксплуатации решается Изготовителем.

Недопустимыми остаточными деформациями являются:

явно выраженные проявления потери устойчивости (волны) основной силовой обшивки несущих частей ЛА и заметные деформации продольного и поперечного силовых наборов;

местные деформации элементов конструкции, приводящие к нарушению функционирования агрегатов (например, к заклиниванию створок шасси) или к ограничению установленных конструктивных диапазонов отклонения (или перемещения) рулевых поверхностей, щитков, закрылков, предкрылков и т. д.

4.5. Оценка испытаний на прочность

Материалы по нагружению частей ЛА (крыла, фюзеляжа, оперения и т. п.) представляются в удобной для анализа форме. Материалы должны позволять сопоставлять фактические и допустимые показатели, по Нормам прочности.

По материалам испытаний анализируется нагружение конструкции самолета на всех режимах, разрешенных при летной эксплуатации, в том числе, производятся оценки динамического нагружения агрегатов планера и шасси на первых ударах при посадках и сравнение этих оценок с результатами расчетов.

В оценке прочности приводятся:

основные исходные данные для определения прочности и основные результаты статических и динамических испытаний для сравнения и анализа нагруженности конструкции;

ограничения режимов полета по условиям прочности и по другим условиям.

А также помещается методика измерений и обработки записей нагрузок и вибраций.

На основании материалов, полученных в испытаниях, приводятся следующие данные:

таблицы достигнутых предельных режимов, содержащие сведения об условиях выполнения этих режимов, параметрах полета (скорости, перегрузки и т. д.) и соответствующих максимальных нагрузках;

сводный график достигнутых режимов по скорости и перегрузки;

графики изменения основных параметров по времени для предельных режимов (ny=f(t), V=f(t), H=f(t), M=f(t),δр.в.=f(t) и др.)

графики или таблицы динамических нагрузок при первых ударах на посадке;

материалы (в виде таблиц или графиков) измерения нагрузок в сечениях крыла, фюзеляжа, оперении и другие материалы тензоизмерений с указанием допустимых эксплуатационных нагрузок для обследуемых частей (сечений);

результаты измерения вибраций конструкции самолета;

таблицы соответствия режимов, выполненных в летных исптаниях, указанным в программе;

графики изменения основных нагрузок по траектории типового полета во времени (в случае выполнения такого полета);

копии осциллограмм типовых записей нагрузок и вибраций (примеры);

другие материалы в соответствии с целями испытаний;

летная оценка поведения самолета при выполнении предельных режимов;

выводы о результатах проведенных летных испытаний с указанием выявленных недостатков и дефектов;

рекомендации (при необходимости) по уточнению РЛЭ.

ЛА считается успешно прошедшим испытания при условии, что были достигнуты все предельные режимы, предусмотренные программой испытаний, и при этом установлено:

нагрузки, измеренные при летных испытаниях, не превышают максимальных эксплуатационных значений;

в процессе испытаний не имели места разрушения конструкции, не появлялись трещины силовых элементов, а остаточные деформации частей самолета не превышали допустимых;

вибрации являются допустимыми;

отсутствуют режимы опасных резонансов в конструкции и колзабавний типа бафтинга;

дано положительное заключение о безопасности от флаттера, дивергенции и реверса органов управления;

характеристики прочности, определенные с учетом результатов летных, статических и динамических испытаний и расчетов, удовлетворяют требованиям Норм прочности.

4.6. Меры безопасности

При составлении полетных заданий основное внимание обращается на безопасность достижения предельных режимов. Безопасность испытаний должна быть обеспечена при всех эксплуатационных условиях, причем экипаж должен иметь возможность преодоления опасностей, возникающих в полете. Летчику должна быть обеспечена возможность объективного контроля выполняемого режима по визуальным приборам.

Задание на следующий полет может быть дано только после тщательного осмотра самолета и анализа материалов предыдущего полета. При осмотре конструкции, визуально и с использованием инструментальных средств, проверяется отсутствие трещин, разрушений и деформаций. Контролируются также такие возможные деформация, которые, хотя и не приводит к снижению прочности конструкции, однако нарушают функционирование некоторых механических систем, например, систем выпуска и уборки шасси, щитков, закрылков и др.

Контроль общих деформаций конструкции планера ЛА, производится до и после полетов на достижении предельных режимов. Отклонения реперных точек должны находиться в пределах допусков, установленных в нивелировочном паспорте самолета.

Полеты на достижение предельных режимов выполняются днем, в простых метеоусловиях, при отсутствии интенсивной турбулентности атмосферы и при отсутствии облачности на рабочих высотах

Эти полеты, из соображений безопасности, выполняются на высотах более 1000 метров. При выполнении режимов полета в испытаниях на прочность не допускается превышения ограничений по коэффициенту подъемной силы сy(а), углу скольжения β, углам отклонения органов управления, угловым скоростям и др. Как правило, в одном полете допускается выполнение только одного предельного по условиям прочности режима, а если предельный режим выполняется в комплексе с полетом по другой специальности, то он должен идти в конце полета После выполнения предельного режима допускаются только те маневры, которые необходимы для возвращения ЛА на аэродром посадки.

Если при достижении максимальной перегрузки летчик по каким-то причинам не смог выполнить указанный режим, но при этом достиг перегрузки более или равную 0,85 от заданной, то в этом полете летчику запрещается делать дальнейшие попытки по достижению максимальной перегрузки. При появлении ненормальностей в поведении ЛА (тряска, валежка, рысканье, резкое изменение градиента усилий на РУС и другие непредвиденные явления) во время полета, задание немедленно прекращается. Летчик должен доложить руководителю полетов о ситуации и следовать на аэродром посадки. При необходимости (серьезные ослажнения условий полета) в воздух поднимается еще один ЛА для осмотра испытываемого образца в полете, с целью принятия обоснованного решения на выполнение посадки.

Одной из мер обеспечения безопасности при выполнении предельных режимов является их выполнение с минимальным по составу экипажем самолета. К таким полетам допускаются только летчики-испытатели первого класса и наиболее подготовленные летчики-испытатели второго класса, поскольку эти полеты относятся к первой категории сложности.

Меры безопасности на полеты по выполнению предельных режимов разрабатываются заранее в методических указаниях и помешаются в задания на полет по конкретному образцу ЛА.

Ниже (в приложении 2) приводится пример полетного задания, в котором расписан ряд предельных режимов, выполняемых при проведении летных испытаний на прочность. В этом полетном задании для компактности подачи информации в одном полете предусмотрено выполнение нескольких прочностных режимов, что в реальных испытаниях является недопустимым (пятый абзац мер безопасности).

Параметры полета, указанные в полетном задании, соответствуют моменту начала отклонения органов управления для выполнения маневра.

Вопросы по теме 4. Летные испытания ЛА на прочность

1. Документация, предъявляемая к испытаниям на прочность

2. Содержание подготовки испытаний на прочность

3. Тарировка визуальных указателей перегрузки

4. Этапы работ при проведении испытаний на прочность

5. Достижение предельно допустимых скоростей и чисел М полета

6. Достижение максимальной и минимальной перегрузок

7. Выполнение контрольных маневров

8. Оценка результатов испытательного полета на прочность

9. Оценка испытаний на прочность

10. Меры безопасности при выполнении полетов на прочность

Поделиться сообщением


Ссылка на сообщение
Поделиться на другие сайты
Авторизация  

×