Содержание к диссертации
Список сокращений 9
Введение 11
Глава 1. Анализ существующих методов оценки устойчивости, балансировки и управляемости самолета
1.1. Основные понятия и определения 24
1.1.1. Продольное равновесие и продольная балансировка 25
1.1.2. Продольная устойчивость 25
1.1.3. Продольная управляемость 28
1.1.4. Боковое равновесие 31
1.1.5. Боковая устойчивость 32
1.1.6. Боковая управляемость 32
1.2. Характеристики статической устойчивости и управляемости и методы их определения
1.2.1. Характеристики продольной статической устойчивости и управляемости и методы их определения
1.2.2. Определение характеристик статической продольной устойчивости и управляемости в летных испытаниях
1.2.2.1. Определение балансировочных кривых по перегрузке 42
1.2.2.1.1. Метод установившихся дач руля высоты 43
1.2.2.1.2. Метод нулевых угловых ускорений 45
1.2.2.2. Определение балансировочных кривых по скорости 46
1.2.2.2.1. Метод "зубцов" 46
1.2.2.2.2. "Метод разгона"
1.2.3. Характеристики статической боковой устойчивости и управляемости
1.2.4. Определение статических характеристик (критериев) боковой устойчивости и управляемости в летных испытаниях
1.2.4.1. Определение балансировочных кривых в прямолинейном установившемся полете с креном
1.2.4.2. Определение балансировочных кривых посредством установившихся прямолинейных скольжений с различными углами крена
1.2.4.3. Определение балансировочных кривых в поперечном управлении по угловой скорости крена
1.2.4.4. Определение балансировочных кривых по угловой скорости крена при отклонении РН
1.3. Параметры динамической устойчивости и управляемости и методы их определения
1.3.1. Параметры продольной динамической устойчивости и управляемости
1.3.2. Параметры боковой динамической устойчивости и управляемости
1.3.3. Аналитический метод оценки параметров боковой динамической устойчивости и управляемости
1.3.4. Способность самолета «ходить за ручкой» 71
1.3.5. Связь способности самолета «ходить за ручкой» с устойчивостью
1.3.6. Чувствительность управления 76
1.3.7. Методы определения характеристик динамической устойчивости и управляемости в летных испытаниях
1.3.8. Оценка взаимосвязи продольного и бокового движений 82
1.3.9. Заключительные замечания 87
1.4. Выводы по главе 1 90
Глава 2. Выбор методов исследования поперечной управляемости самолета
2.1. Классификация методов исследования динамических свойств воздушных судов
2.2. Система математического моделирования динамики полета летательных аппаратов — инструмент исследования последствий нарушения балансировки и ухудшения
управляемости воздушных судов
2.2.1. Структура математических моделей в Системе математического моделирования динамики полета летательных аппаратов
2.2.2. Оценка адекватности математических моделей полета самолетов в Системе математического моделирования динамики полета летательных аппаратов
2.2.2.1. Методика обобщенной проверки адекватности математических моделей экспериментальным данным
2.2.2.2. Методика эвристической проверки адекватности математических моделей экспериментальным данным
2.2.3. Результаты оценки адекватности математических моделей 117
2.2.3.1. Статистическая оценка адекватности математической модели посадки самолета Ту-154Б2 результатам летных испытаний
2.2.3.2. Эвристическая оценка адекватности математической модели посадки самолета Ту-154Б2 результатам летных испытаний
2.2.3.3. Статистическая оценка адекватности математической модели посадки самолета Ту-204 результатам летных испытаний
2.2.3.4. Эвристическая оценка адекватности математической модели посадки самолета Ил-96-300 результатам летных испытаний
2.3. Статистические методы исследования 141
2.4. Выводы по главе 2 148
Глава 3. Исследование факторов, нарушающих устойчивость, 150 балансировку и управляемость ВС
3.1. Вводные замечания 150
3.2. Анализ нормативной документации и факторов, влияющих 153 на поперечную и нормальную балансировку, устойчивость и управляемость самолета
3.3. Оценка смещения центра масс в поперечном и вертикальном направлениях и его влияние на условия пилотирования
3.3.1. Оценка смещения центра масс самолета Ил-96-300 157
3.3.2. Оценка смещения центра масс самолета Ту-154М 158
3.3.3. Аналитическая оценка мероприятий по балансировке 159 несимметричного самолета
3.3.4. Вычислительные эксперименты по выявлению влияния 162 смещения центра масс
3.3.4.1. Вычислительный эксперимент для самолета Ил-96-300 162
3.3.4.2. Вычислительный экспермиент для самолета Ту-154М 164
3.3.5. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации в случае смещения центра масс
3.4. Влияние сдвига ветра 167
3.4.1. Анализ влияния сдвига ветра на безопасность полетов воздушных судов
3.4.2. Метеорологические условия возникновения сдвига ветра 171
3.4.3. Классификация сдвига ветра 174
3.4.4. Разработка аналитической модели, учитывающей приращение моментов от сдвига ветра
3.4.5. Вычислительный эксперимент для самолета Ил-96-300 186 в условиях поперечно-вертикального сдвига ветра
3.4.6. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации при попадании в поперечновертикальный сдвиг ветра
3.5. Разнотяговость двигателей 188
3.5.1. Статистическая оценка разнотяговости 188
3.5.2. Аналитическая оценка прироста лобового сопротивления 192
3.5.3. Анализ особенности пилотирования самолета с несимметричной тягой двигателей
3.5.4. Меры улучшения балансировки самолета с несимметричной тягой двигателей
3.5.5. Вычислительные эксперименты по полету с разнотяговостыо двигателей
3.5.5.1. Вычислительный эксперимент по полету самолета Ил- 202 96-300 с разнотяговостью двигателей
3.5.5.2. Вычислительный эксперимент по полету самолета Ту- 154М с разнотяговостыо двигателей
3.5.6. Рекомендации и предложения по летной эксплуатации самолетов в случае разнотяговости двигателей
3.6. Выводы по главе 3 204
Глава 4. Разработка методов оценки управляемости воздушного судна в процессе эксплуатации
4.1. Практика диагностики аэродинамического состояния воздушного судна в летной эксплуатации
4.2. Разработка нового комплексного эксплуатационного показателя управляемости — «коэффициент управляемости»
4.3. Разработка методов численной оценки управляемости ВС в процессе эксплуатации
4.3.1. Оценка реакции самолета по крену 222
4.3.2. Определение способности «хождения за ручкой» в процессе эксплуатации
4.3.3. Определение балансировочного положения рулей 239
4.3.4. Нахождение периодов собственных колебаний 241
4.3.5. Определение границ колебательной и спиральной неустойчивости
4.3.6. Определение устойчивости по критическим скоростям крена
4.3.7. Оценка перекрестных связей 261
4.4. Выводы по главе 4 264
Глава 5. Разработка альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости ВС в боковом канале
5.1. Поперечное управление 268
5.1.1. Влияние скорости 268
5.1.2. Влияние высоты полета 271
5.1.3. Влияние конфигурации самолета 274
5.1.4. Влияние массы самолета (момента инерции 1х) 277
5.1.5. Влияние продольной центровки самолета 280
5.1.6. Влияние вертикальной центровки 283
5.1.7. Влияние поперечной центровки 286
5.1.8. Влияние разнотяговости двигателей 290
5.1.9. Влияние «кривизны» самолета 2
5.1.9.1 Влияние добавка к коэффициенту момента крена 293
5.1.9.2 Влияние добавка к коэффициенту момента рыскания 296
5.1.9.3 Влияние добавка к коэффициенту момента тангажа 299
5.1.9.4 Влияние добавка к коэффициенту сх 302
5.1.9.5 Влияние добавка к коэффициенту су 305
5.1.9.6 Влияние добавка к коэффициенту cz 308
5.2. Путевое управление 311
5.2.1. Влияние скорости 312
5.2.2. Влияние массы самолета (момента инерции 1у) 31
5.2.3. Влияние конфигурации самолета 318
5.2.4. Влияние смещения центра тяжести самолета вдоль оси OY 321
5.2.5. Влияние продольной центровки 324
5.2.6. Влияние «кривого самолета»
3 5.2.6.1. Влияние добавка к коэффициенту момента рыскания 327
5.2.6.2. Влияние добавка к коэффициенту су 330
5.2.6.3. Влияние добавка к коэффициенту сх 333
Заключение 337
Список использованных источников 340
Приложение 1 Определение колебательных характеристик самолета Ил-96-300
Приложение 2 Результаты вычислительных экспериментов по исследованию факторов, нарушающих поперечную балансировку и управляемость Ил-96-300, Ту-154М
Введение к работе
Актуальность темы. Актуальность исследования собственных эксплуатационных свойств воздушных судов (ВС) гражданской авиации (ГА) определяется нынешним этапом развития ГА. Это - значительный рост авиаперевозок в разнообразных внешних условиях при существенном повышении их коммерческой отдачи, с одной стороны, и необходимость резкого повышения уровня безопасности полетов (БП), с другой. Особенно остро этот аспект стоит в плане повышения конкурентоспособности отечественной авиационной техники, что также указывается в постановлении президента РФ В.В. Путина от 3 февраля 2001 года Пр-241 "Основы политики Российской Федерации в области авиационной деятельности на пери- од до 2010 года". В п. 11 "Приоритетные направления авиационной деятельности", обращается внимание на:
- повышение эффективности воздушного транспорта, в том числе путем совершенствования государственного регулирования в сфере сертификации и лицензирования авиационной деятельности;
- усиление позиции Российской Федерации в международной авиатранспортной системе посредством повышения конкурентоспособности отечественных авиационных предприятий;
- содействие качественному обновлению парка воздушных судов гражданской авиации;
- стимулирование спроса на внутренние и международные перевозки с использованием отечественных авиационной техники и авиакомпаний.
Одним из направлений, обеспечивающих выполнение постановления президента, является совершенствование системы сохранения летной годности ВС, поскольку согласно Чикагской конвенции международной организации гражданской авиации ИКАО [22] государство регистрации является ответственным за сохранение (поддержание) летной годности воз душных судов, занесенных в его реестр. При этом под сохранением летной годности в соответствии с директивными документами ИКАО [62] понимаются все мероприятия, которые гарантируют, что в любой момент своего срока службы ВС соответствуют действующим требованиям к летной годности и их состояние обеспечивает безопасную эксплуатацию.
Для этого совершенствуется авиационная техника, усложняются автоматические устройства, но при этом одновременно усложняется и эксплуатация ВС, расширяется поле возможных ошибок пилотирования. Оценка собственных эксплуатационных свойств ВС и качества пилотирования в летной эксплуатации (ЛЭ) пока ведется по формальным признакам умозрительным, экспертным путем, который не всегда приводит к объективным выводам, а их анализ редко дает качественные рекомендации по ЛЭ.
С другой стороны, известно, что автоматические системы управления транспортных самолетов последнего поколения далеко не всегда справляются с обеспечением заданных режимов полета и допускают колебания.
Самым узким местом в системе поддержания летной годности является проверка соответствия управляемости самолета заявленным производителем характеристикам, так как управляемость в настоящее время оценивается пилотом субъективно.
За период 1983 — 2002 гг. доля авиационных происшествий, связанных с потерей управляемости самолетов, составила около 23 % от общего их числа, а доля катастроф по этой же причине - 19 %. Однако за период 1993 - 2002 гг. аварийность, связанная с потерей управляемости самолетов 1—3 классов, увеличилась в 4 - 5 раз (рис. 1). Это говорит о необходимости принятия именно сегодня усилий по предотвращению случаев потери управляемости ВС в будущем [25].
Западные страны относят ВС, срок службы которых превысил 14 лет, к "стареющему" парку. По каждому из этих типов ВС начинают действовать созданные разработчиком и одобренные авиационными властями западных стран программы эксплуатации "стареющих" ВС (aging aircraft program). Целесообразность дальнейшей эксплуатации ВС определяется его индивидуальными характеристиками с учетом экономической составляющей. Большинство аттестованных ВС, составляющих основу парка гражданской авиации России, имеют средний календарный срок службы более 15 лет, поэтому аналогичный подход к "стареющим" ВС действует и в России [14]. В связи с этим необходимо более детально знать индивидуальные характеристики самолета для достоверного определения его технического состояния. Организация и проведение специальных летных испытаний для каждого такого ВС слишком дороги и долги, поэтому требуется разработка таких методик, которые позволяли бы по записям регулярных полетов делать оценку летных качеств ВС, в частности, управляемости. Желательно также, чтобы такие методики были применимы для решения вопросов проверки соответствия нормам летной годности, как новой, так и находящейся в эксплуатации авиационной техники, а также продления ресурса самолета.
Как правило, источником выработки рекомендации по действиям в опасных ситуациях являются летные испытания (ЛИ). Однако трудности регистрации внешних условий, опасность и дороговизна проведения таких ЛИ приводят к необходимости все более широкого применения математических моделей (ММ) динамики полета.
Современные требования к таким ММ весьма высоки, прежде всего, в части адекватности результатам ЛИ. Идентификация ММ для этого должна включать в себя все известные физические особенности летных свойств ВС, в том числе и корреляционные свойства их основных характеристик. Такой подход поможет создавать ММ более высокой степени адекватности и объективно решать с их помощью задачи оценки летной деятельности экипажей и разработки обоснованных рекомендаций по ЛЭ.
Поэтому определение в полете количественных характеристик устойчивости и управляемости позволяет произвести широкую сравнительную оценку каждого самолета с характеристиками типа, выяснить природу тех или иных особенностей его поведения, наметить наиболее рациональные мероприятия по совершенствованию самолета, полнее использовать его технические и летно-тактические возможности [85].
Состояние проблемы. Все основные показатели, характеризующие устойчивость, балансировку и управляемость ВС были заложены до 60-х годов 20 века в классических трудах Н.Е. Жуковского, В.П. Ветчинкина, B.C. Пышнова, И.В. Остославского и И.В. Стражевой. В те годы основным математическим аппаратом, на основе которого производился анализ динамики самолета, являлся аппарат теории линейных дифференциальных уравнений, метод преобразований Лапласа. Однако эти аналитические методы основаны на существенных упрощениях и применимы лишь для качественного анализа происходящих процессов.
Для исследования динамики летательного аппарата (ЛА) в общей постановке, т.е. когда учитываются большие возмущения и рассматриваются нелинейные уравнения движения, эти методы были неприемлемыми в связи с отсутствием необходимой вычислительной техники
В дальнейшем для расширения рассматриваемых методов [11] были привлечены методы качественной теории дифференциальных уравнений. Необходимо, однако, отметить, что методы качественной теории дифференциальных уравнений используются главным образом для анализа уравнений второго порядка. В работе [11] делается попытка использовать некоторые из имеющихся в этом направлении результатов, главным образом, с целью проведения классификации возможных видов пространственных движений самолета. К таким результатам, в первую очередь, можно отнести общие представления о стуктуре решений нелинейных дифференциальных уравнений, понятия особых точек, сепаратрисных поверхностей и т.д. В данном методе предполагают, что за рассматриваемое время скорость и высота полета самолета практически не изменяются и влиянием действия гравитационных сил на движение самолета относительно центра масс можно пренебречь. Если дополнительно предположить, что на рассматриваемом интервале времени рули находятся в некотором неизменном положении, то правые части уравнений движения самолета будут зависеть только от параметров движения и не будут в явном виде зависеть от времени. Такие системы уравнений относятся к так называемым автономным или динамическим системам, анализ свойств решений которых возможен с использованием методов качественной теории дифференциальных уравнений. Методы качественной теории дифференциальных уравнений позволяют представить возможные виды движения, описываемые нелинейными уравнениями, в частности, выявить все возможные установившиеся движения и зависимость движения от начальных условий по фазовым координатам. Знание свойств возможных видов движений для различных сочетаний отклонений органов управления (на постоянную величину) позволяет представить характер движения самолета при простейших законах управления - путем ступенчатого отклонения органов управления. Анализ данного метода показывает, что он обладает малой информативностью.
В последующем ставились вопросы определения все тех же параметров, разработанных в 60-е годы, только не аналитическими методами, а для реального самолета. В связи с этим появился целый ряд работ под общим названием "Летные испытания самолетов" большого количества авторов (Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М., Щигаев Н.Г., Снешко Ю.И. и ДР-)
На следующем этапе стало очевидно, что в процессе эксплуатации ВС изменяют свои характеристики в большей или меньшей степени. Для сохранения летной годности каждого конкретного ВС необходим некоторый мониторинг его летных качеств. Вопросами поддержания летной годности занимались многие коллективы. Среди первых исследователей в данной области следует отметить д.т.н. Ударцева Е.П (КИИ ГА). В дальнейшем продолжили исследования данной проблемы в ГосНИИ ГА (к.т.н. Егоров Г.С., д.т.н. Скрипниченко СЮ.) и в Центре продления летной годности ВС (профессор, д.т.н. Шапкин B.C., к.т.н. Громов М.С., д.т.н. Масленникова Г.Е.). Ведутся такие работы и в ближнем зарубежье (д.т.н. Ищенко С.А. - Национальный авиационный университет Украины).
Сегодня в отрасли создана система контроля и учета в процессе эксплуатации изменений летных характеристик для оценки соответствие уровня летных характеристик каждого экземпляра ВС сертифицированному или аттестованному типу [60]. Однако в ней не предусмотрено место для оценки таких важных эксплуатационных свойств ВС, как устойчивость, балансировка и управляемость. Методы исследования. Основными методами исследований указанной проблемы в настоящее время являются летный эксперимент, исследования в аэродинамических трубах и математические средства, включающие аналитические методы и моделирование на ЭВМ. Однако по выявленным выше причинам в данной работе наиболее важное место среди всех перечисленных методов отдается математическому моделированию и статистическому анализу. Первый применяется для анализа характеристик типа ВС и оценки влияния эксплуатационных условий на них. Второй позволяет по записям параметров полета получать количественные показатели динамики полета экземпляра ВС. Кроме этого в данной работе применены методы идентификации и оценки адекватности математических моделей.
Цель работы: разработка научно обоснованных методов определения характеристик управляемости экземпляра ВС, обеспечивающих решение важной народно-хозяйственной задачи повышения экономичности, безопасности и конкурентоспособности отечественных ВС путем обоснованного продления летной годности.
Объектом исследования являются характеристики управляемости конкретного ВС и возможности их определения (на примере самолетов Ил-96-300, Ту-204, Ту-154М).
Поставленная цель достигается решением следующих задач исследования:
1. Разработка нового комплексного эксплуатационного показателя управляемости экземпляра ВС, названного коэффициентом управляемости.
2. Разработка методов численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов:
Ага
- реакции самолета по крену —;
Д6
- "хождения за ручкой"; - периодов собственных колебаний;
- балансировочного положения рулей;
- границ колебательной и спиральной неустойчивости;
- границ устойчивости по критическим скоростям крена;
- аэродинамических перекрестных связей.
3. Разработка альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости.
Научная новизна результатов диссертационной работы заключается в том, что в ней впервые:
- показана возможность оценки характеристик экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов;
- разработаны методы численных оценок управляемости экземпляра ВС по записям параметров полетов;
Достоверность результатов решения поставленных задач подтверждается:
- идентификацией ММ по данным ЛИ конкретных типов самолетов;
- адекватностью результатов вычислительных экспериментов (ВЭ) данным ЛИ конкретных типов самолетов, оцененной с помощью статистических критериев точности и непротиворечивости и с помощью эвристического метода.
Практическая значимость работы заключается в том, что полученные в ней результаты позволяют производить мониторинг и анализ летных качеств экземпляра ВС в процессе эксплуатации с помощью:
- разработанных методов численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов,
- созданного математического и программного обеспечения указанных методов, - разработанного альбома характеристик влияния эксплуатационных факторов.
Такой мониторинг позволяет на основе анализа изменения летных характеристик каждого экземпляра ВС (устойчивости, балансировки и управляемости) делать обоснованное заключение о возможности продления летной годности и разрабатывать мероприятия по ее сохранению в процессе эксплуатации, а также проводить анализ авиационных происшествий. При этом не требуются дорогостоящие исследования с помощью ЛИ.
Теоретическая значимость результатов диссертационной работы заключается в том, что с их помощью возможно изучение эксплуатационных свойств экземпляра ВС с целью повышения экономичности, безопасности и конкурентоспособности отечественных ВС, в том числе за счет обоснованного продления летной годности.
На защиту выносятся:
1. Новый комплексный эксплуатационный показатель управляемости экземпляра ВС (коэффициент управляемости).
2. Методы численной оценки управляемости экземпляра ВС по записям параметров регулярных полетов.
3. Альбом характеристик влияния эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости.
Реализация и внедрение результатов диссертационной работы.
Основные результаты, полученные в диссертационной работе, имеют научное и учебно-методическое значение, что подтверждается актами об их использовании и внедрении в учебных заведениях и производственных предприятиях.
Публикации. По материалам диссертационной работы опубликовано 17 печатных работ, в том числе 5 в ведущих рецензируемых научных журналах и изданиях, в которых должны быть опубликованы основные на учные результаты диссертаций на соискание ученой степени доктора и кандидата наук. Результаты исследований нашли отражение в 1 отчете о НИР.
Апробация работы. Основные материалы выполненных исследований и отдельные результаты работы докладывались и получили положительную оценку на заседаниях научно-технических семинаров кафедры АКПЛА МГТУ ГА (г. Москва) в период 2006 г. - 2009 г., а также обсуждались на межотраслевых и международных научно-практических конференциях (Международная научно-техническая конференция, "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества" 18 — 19 мая 2006 года - МГТУ ГА; Шестая международная научно-техническая конференция "Чкаловские чтения", посвященная 70-летию перелета экипажа В.П. Чкалова и 60-летию ЕАТК им. В.П. Чкалова 7-9 июня 2007 года - Егорьевск; IV Международная научно-техническая конференция 11 — 13 октября 2007 года — УВАУ ГА, Ульяновск; 66-я научно-методическая и научно-исследовательская конференция МАДИ (ГТУ) 29 января - 7 февраля 2008 года; Международная научно-техническая конференция "Гражданская авиация на современном этапе развития науки, техники и общества" 18 - 19 мая 2008 года - МГТУ ГА; Международный авиационно-космический научно-гуманитарный семинар имени СМ. Белоцерковского 15 января 2009 года — Москва).
Структура и объем диссертационной работы. Работа состоит из введения, пяти глав, заключения, списка использованных источников, перечня сокращений и двух приложений. Основная часть работы изложена на 350 страницах текста. Общий объем работы 512 страниц, содержащих 180 рисунков, 43 таблиц и 90 библиографических названий.
В первой главе работы проведен анализ показателей, используемых для оценки устойчивости, балансировки и управляемости и методов их вычисления и определения в ЛИ. Из применяемых статических и динамических параметров устойчивости, балансировки и управляемости акцент до настоящего времени делался именно на статические параметры, а динамические параметры отодвинуты на второй план. Даже в ЛИ динамические параметры определяются весьма редко по причине сложности. Второй важной особенностью всех перечисленных параметров является их принадлежность к типу ВС. Поэтому определение их для конкретного экземпляра ВС не представляется возможным, так как все параметры требуют проведения специальных экспериментов, которые в процессе эксплуатации не выполняются.
Во второй главе описана Система математического моделирования динамики полета ЛА (СММ ДП ЛА), выбранная в качестве инструмента исследований. Показано, что СММ ДП ЛА позволяет исследовать эффективность ЛЭ и БП ВС в особых условиях, а также определять типовые параметры устойчивости, балансировки и управляемости. Приведены результаты проверки адекватности ММ движения ВС на рассматриваемых этапах полета. В конце главы даны выводы и рекомендации по использованию ММ. Описан статистический аппарат необходимый для оценки индивидуальных особенностей ВС. Показана возможность его использования для нахождения связи между параметрами, например, рулем и угловой скоростью.
В третьей главе рассматриваются факторы, оказывающие влияние на ухудшение устойчивости, балансировки и управляемости ВС и методы борьбы с этим ухудшением. Наиболее опасными факторами являются:
- несимметрия заправки топливом и несимметрия загрузки;
— разнотяговость двигателей;
— сдвиг ветра (СВ);
- аэродинамическое несовершенство планера. Определены предельные смещения центра тяжести, как в поперечном, так и в нормальном направлении для самолетов Ту-154М, Ил-96-300. Предложена классификация всевозможных видов СВ. Разработан аналитический метод оценки аэродинамического влияния попадания самолета в поперечно-вертикальный СВ. В результате ВЭ было определено влияние на условия пилотирования предельных значений встречающихся в эксплуатации перечисленных факторов на условия пилотирования и БП. Показано, что влияние перечисленных факторов может быть существенным и даже возможны такие условия, при которых безопасная эксплуатация невозможна.
Четвертая глава посвящена разработке нового комплексного эксплуатационного показателя управляемости ВС, названного коэффициентом управляемости, позволяющего оценивать реакцию ВС на отклонения рулевых поверхностей. В этой же главе разработаны методы численной оценки управляемости ВС в процессе эксплуатации:
- реакции самолета по крену —;
- "хождения за ручкой";
- определение периодов собственных колебаний;
- определение балансировочного положения рулей;
- определение границ колебательной и спиральной неустойчивости;
- границ устойчивости по критическим скоростям крена;
- аэродинамических перекрестных связей.
Пятая глава содержит результаты ВЭ для создания альбома изменения характеристик управляемости типа ВС. Оценено влияние различных эксплуатационных факторов на коэффициент управляемости, в том числе и индивидуальных.
В заключении сформулированы выводы и рекомендации. В приложении приведено определение колебательных характеристик самолета Ил-96-300, программа расчета продольного и бокового возмущенного движения самолета по линеаризованным уравнениям, результаты ВЭ по исследованию факторов, нарушающих поперечную балансировку и управляемость Ил-96-300, Ту-154М.
