Летные и наземные испытания, сертификация самолетов - Пашковский И.М., Степаненко А.Н.

Автор: Пашковский И.М. Степаненко А.Н.
Теги: авиация и космонавтика летательные аппараты ракетная техника космическая техника воздушный транспорт авиация и воздушные соединения воздушные линии и аэропорты авиация учебное пособие
Год: 2000
Похожие
Летные испытания самолетов
Задачи и структура летных испытаний самолетов и вертолетов
Летные прочностные испытания самолетов. Статические нагрузки
Текст
                    И.М. ПАШКОВСКИЙ, А.Н.СТЕПАНЕНКО
УЧЕБНОЕ ПОСОБИЕ
ЛЕТНЫЕ И НАЗЕМНЫЕ
ИСПЫТАНИЯ, СЕРТИФИКАЦИЯ
МОСКВА • 2000
МОСКОВСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ АВИАЦИОННЫЙ ИНСТИТУТ
Технический университет
факультет «Стрела»
Летные и наземные испытания,
сертификация самолетов
( Учебное пособие)
И.М.Пашковский, А.Н.Степаненко
Жуковский
2000 г.
ББК 39.52
Л 52
УДК 629.7.0187
Пашковский И.М., Степаненко А.Н.
Л 52 Летные и наземные испытания, сертификация самолетов: Учебное
пособие для студентов высших технических учебных заведений. - М: МАИ,
2000 г., 82 стр., 15 илл., под общей редакцией д.т.н. проф. Б.К. Поплавского.
Изложены основы современной методологии летно-конструкторских ис-
пытаний опытного самолета и принципы сертификации гражданских воздуш-
ных судов. Достаточное внимание уделено вопросам организации и проведения
таких испытаний, оценке летно-технических возможностей опытного самоле-
та, установлению соответствия его летно-эксплуатационных и пилотажных ка-
честв техническому проекту и действующим нормативно- техническим
документам, а также практическим методам установления соответствия отече-
ственных гражданских воздушных судов требованиям сертификационного ба-
зиса.
Учебное пособие для студентов специализаций: «Летные испытания пило-
тируемых авиационных и воздушно-космических летательных апаратов».
«Проектирование и конструирование самолетов и экспериментальных ус-
тановок» и «Надежность и эксплуатационная технологичность самолетов».
Факультет «Стрела» МАИ и кафедра летных испытаний пилотируемых
авиационных и воздушно-космических летательных аппаратов выражают
благодарность ОАО «Авиасалон» за финансовую помощь в издании пособия.
Факультет «Стрела» Московского авиационного института
(технического университета)
Рецензенты:
ЖЛПпДБ, ОАО "АНТК им. А.Н. Туполева, д-р техн, наук Л.М. Берестов"
Подписано в печать 17.08.2000 г.
Формат 60 X 84/16
Усл.-печ. л.5
Тираж 250 экз.
ГП «Журнал Хлебопродукты», 2000
© И.М. Пашковский, А.Н. Степаненко, 2000
2
Содержание
ВВЕДЕНИЕ....................................................6
Г. ОБЩИЕ: БАЗОВЫЕСВЕДЕНИЯ
1.1. Исторические вехи зарождения отечественного
авиастроения. Вклад ученых и конструкторов России
в мировую авиационную науку и авиас троение.................7
1.2. Особенности околоземного воздушного пространства.
Динамика освоения его авиацией.............................10
1.3.Основные тенденции в развитии современной авиации.
Подлежащие в связи с этим обязательному учету факторы......13
1.4.	Характерные особенности аэродинамической и
весовой компоновки современных самолетов,
их летной эксплуатации и базирования.......................18
1.5.	Принятая классификация зон возможных
значений параметров движения исследуемого ЛА
и областей режимов полета. Эвристическая модель
общих закономерностей и явлений в динамике и
управляемости скоростного самолета.........................21
1.6.	Роль моделирования и натурного летного эксперимента
в создании современных скоростных летательных аппаратов....28
1.7.	Основные этапы летных испытаний опытного образца
летательного аппарата и их задачи..........................31
1.8.	Наиболее характерные виды специальных испытаний
самолетов..................................................33
1.9.	Используемые при летных испытаниях самолетов
понятия, системы координат, обозначения и знаки
регистрируемых параметров..................................34
2. ПРИНЦИПЫ ОРГАНИЗАЦИИ ЛЕТНО-КОНСТРУКТОРСКИХ
ИСПЫТАНИЙ ОПЫТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
2.1.	Типовая структура летно-испытательной доводочной
базы опытного предприятия авиационно-космической
промышленности Российской Федерации........................36
2.2.	Состав и задачи комплексной бригады испытателей
опытного летательного аппарата...........................  37
2.3.	Состав и задачи отраслевого Методического
совета экспериментальной авиации по летным испытаниям
и Методических советов опытных предприятий.................38
3
3. ТЕХНОЛОГИЯ НАЗЕМНОЙ ПОДГОТОВКИ ЛЕТНО-
КОНСТРУКТОРСКИХ ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА
И ПРОВЕДЕНИЯ ПЕРВЫХ ИСПЫТАТЕЛЬНЫХ ПОЛЕТОВ
3.1. Подготовка самолета и экипажа к летно-конструкторским
испытаниям...................................................40
3.2. Первый полет самолета, анализ его результатов и
задачи очередных испытательных полетов.......................42
4. МЕТОДЫ ВЫЯВЛЕНИЯ ЛЕТНОгТЕХНИЧрСКИХ ВОЗМОЖНОСТЕЙ
САМОЛЕТА, ИЗУЧЕНИЯ ОСОБЕННОСТЕЙ ЕГО ДИНАМИКИ И
УСТАНОВЛЕНИЯ ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ ДЛЯ
СЕРИЙНОГО ОБРАЗЦА
4.1. Общая стратегия летной оценки самолета и выявления
его летно-технических возможностей.............................46
4.2. Принцип установления эксплуатационных ограничений
для серийных экземпляров опытного
(модифицированного) самолета...................................49
5. КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ СКОРОСТНОГО САМОЛЕТА,
УСЛОВИЯ И МЕТОДЫ ИХ ИЗУЧЕНИЯ ВПОЛЕТЕ
5.1. Критические режимы современных скоростных самолетов.
51
5.2.	Требования к уровню защиты серийных самолетов от
опасных для экипажа и конструкции форм их движения..............52
5.3.	Принятая классификация форм движения современных
скоростных самолетов в критических режимах......................54
5.4.	Методы летных исследований критических
режимов современных самолетов...................................55
5.5.	Наземная подготовка самолета и летного экипажа
к летным исследованиям критического режима......................55
5-б.Условия проведения летных исследований
критических режимов современных самолетов.......................57
6.	АВИАЦИОННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА,
БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ И ЛЕТНАЯ
ГОДНОСТЬ ГРАЖДАНСКИХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
7.	ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА СЕРТИФИКАЦИОННОГО
БАЗИСА НА ТИП ВОЗДУШНОГО СУДНА
7.1.	Краткий обзор истории развития международных,
отечественных и зарубежных требований к летной
годности воздушного судна........................64
4
7.2. Сертификационные и квалификационные требования к ВС и его
составляющим..........................................66
8.	ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ СЕРТИФИКАЦИИ
ВОЗДУШНОГО СУДНА
8.1.	Отечественная процедура сертификации ВС..........68
8.2.	Технология сертификационных работ на различных этапах
создания воздушного судна.............................69
8.3.	Летные сертификационные испытания ВС.............70
9. МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ОПРЕДЕЛЕНИЯ СООТВЕТСТВИЯ ЛЕТНЫХ
ХАРАКТЕРИСТИК ВСТРЕБОВАНИЯМСЕРТИФИКАЦИОННОГО
БАЗИСА
9.1.	Оценка соответствия характеристик полета по маршруту...74
9.2.	Оценка соответствия потребного на	полет запаса топлива.75
9.3.	Пути повышения эффективности сертификационных
испытанийвоздушных судов....................................78
Литература..................................................82
ЗАМЕЧЕННЫЕ ( ШЕЧАТКИ
Стра- ница	Строка	Напечатано	Должно быть
2			Рецензенты: ЖЛИиДБ ОАО «Авиационный научно-технический комплекс им. А.Н. Туполева» и д-р технич. паук Л.М. Берестов
13	9 сверху	... ЛА, атмосферным условиям, не зависящим	... ЛА должны приводиться к единым для всех ЛА эталонным атмосферным условиям, не зависящим...
33	25 сверху	... их повышения лётчиком;	... их превышения лётчикам;
35	5 сверху	- нормальная система ...	- нормальная земная система...
ВВЕДЕНИЕ
Учебное пособие «Летные и наземные испытания, сертификация
самолетов» предназначено для студентов специализаций: «Летные
испытания пилотируемых авиационных и воздушно-космических ле-
тательных аппаратов», «Проектирование и конструирование само-
летов и экспериментальных установок» и «Надежность и
эксплуатационная технологичность самолетов». Пособие является ча-
стью единой системы подготовки авиационных специалистов такого
профиля. Целью данного пособия является ознакомление студентов
этих специализаций с основами современной методологии летных
испытаний (ЛИ) опытного самолета и с принципами сертификации
гражданских воздушных судов (ВС).
В задачи учебного пособия входит формирование у студента чет-
кого представления:
-	о принципах организации и проведения летно-конструкторс-
ких испытаний (ЛКИ) опытного самолета на отечественных предпри-
ятиях авиационно-космической промышленности;
-	о теоретических основах и практике летной оценки динамичес-
ких свойств и управляемости, летно-технических возможностей (ЛТВ),
а также соответствия летно-эксплуатационных и пилотажных качеств
опытного самолета техническому проекту и действующей норматив-
но-технической документации;
-	о принципах организации и проведения на этапе ЛКИ летных
исследований опасных форм свободного движения (критических ре-
жимов) современного скоростного самолета;
-	о принятой в отечественной и зарубежной практике государ-
ственной системе обеспечения летной годности гражданских ВС, и
требуемого уровня безопасности полетов на них;
-	о средствах и практических методах установления соответствия
отечественных гражданских ВС требованиям сертификационного ба-
зиса.
Учебное пособие состоит из девяти глав, в которых по всем этим
вопросам приводятся необходимые сведения для студентов указанных
выше специализаций. Главы 1-5 учебного пособия написаны профес-
сором, доктором технических наук И.М.Пашковским, главы 6-9 -до-
центом, кандидатом технических наук А.Н.Степаненко.
6
I. ОБЩИЕ БАЗОВЫЕ СВЕДЕНИЯ
LI. Исторические вехи зарождения отечественного авиастроения.
Вклад ученых и конструкторов России в мировую
авиационную науку и авиастроение
На рубеже XX века Россия стала быстро выдвигаться в число ведущих
авиационных держав мира*. Лидирующее положение нашей страны было пре-
допределено:
1. Высоким творческим потенциалом включившихся в решение пробле-
мы отечественных ученых и впечатляющими результатами проведенных ими
исследований, которые заметно опережали свое время. К числу таких работ,
выполненных в последней четверти XIX века относятся: фундаментальные ис-
следования в области механики, математической теории устойчивости движе-
ния твердых тел воздухоплавания, аэродинамики, устойчивости упругих
систем, теории крыла и гребного винта, механики тел переменной массы и те-
ории реактивного движения. Результаты этих исследований и сопутствующих
им открытий были столь значительными и новыми, что позволили, именно
российским ученым, заложить первыми к началу XX века основы только за-
рождавшейся в те годы авиационной науки и космонавтики, Особую роль в
этом сыграли классические труды:
-	проф. ЖУКОВСКОГО Николая Егоровича (1847-1921гг.) - основополож-
ника современной аэрогидродинамики, автора работ «О прочности движения»
(1882г.), «О присоединенных вихрях» (1906г.) и «Теоретические основы воздухо-
плавания» (1909г.).
-	проф. ЛЯПУНОВА Александра Михайловича (1857-1918гг.) основопо-
ложника современной теории устойчивости движения механических систем, ав-
тора работы «Общая задача об устойчивости движения» (1892г.).
-	проф. МЕЩЕРСКОГО Ивана Всеволодовича (1859-1935гт.) автора пер-
вых работ по механике тел переменной массы, ставших теоретической основой
последующих разработок многих проблем реактивной техники.
-	проф. ЧАПЛЫГИНА Сергея Алексеевича (1869-1942гг.) - одного из ос-
новоположников газовой динамики и аэродинамики механизированного кры-
ла, автора работ «О газовых струях» (1902г.) и «Теория решетчатого крыла»
(1914г.).
-	проф. ТИМОШЕНКО Степана Прокофьевича (1878-1972гг.) основопо-
ложника теории устойчивости упругих систем и методов расчета на прочность
ЛА, автора работ «Курс теории упругости» (1914г.) и «Курс сопротивление ма-
териалов» (1911г.), члена специальной комиссии, работавшей в 1916 году под
руководством Н.Е.Жуковоского, впервые установившей условия, которые дол-
жны выполняться при определении прочности самолета.
* Исторические вехи зарождения отечественного авиастроения подробно освещаются
в монографии В.В. Шаврова «Историд конструкций самолетов в СССР до 1938 года».
М.: Машиностроение. 1978 г., 536 с.
7
- ЦИОЛКОВСКОГО Константина Эдуардовича (1857-1935 гг.) основопо-
ложника космонавтики, ученого-изобретателя в области воздухоплавания, авиа-
ции и ракетной техники и первая работа автора «Аэростат металлический
управляемый» (1893 г.).
2.	Наличием в России уже достаточно мощной и быстро развивающейся
индустриальной базы, а также квалифицированной рабочей силы и техничес-
кого персонала, способных освоить новые технологии и серийное производ-
ство самолетов.
К 1916 году в России уже начитывалось 11 самолетостроительных, 5 мо-
торных и 2 пропеллерных авиационных промышленных предприятий, на ко-
торых было занято 11000 человек. За период с 1909 по 1916 гг. отечественными
авиационными заводами было построено 6270 самолетов различных типов, 315
из которых являлись оригинальными разработками*. Среди отечественных
конструкций самолетов были самые крупные в мире и совершенные по своим
летным качествам четырехмоторные самолеты «Русский витязь» (1-й полет со-
вершил 23 июля 1913 г.) и «Илья Муромец», на котором И.И.Сикорским, его
создателем, был установлен ряд мировых авиационных рекордов. Самолет
«Илья Муромец» строился серийно и успешно использовался ВВС России в ка-
честве тяжелого бомбардировщика с 1914 по 1918 гг. За четыре года, с 1914 по
1917 гг. было построено и передано ВВС России 126 серийных самолетов «Илья
Муромец».
3.	Творческим участием крупных представителей отечественной авиаци-
онной науки и первых профессионалов-летчиков во всех видах работ, связан-
ных с созданием оригинальных образцов самолетов и вертолетов и необходимой
для их испытаний экспериментальной базы, с разработкой методов оценки лет-
ных качеств этих ЛА, с изучением режима штопора самолетов, а также в подго-
товке российских авиационных кадров. Особенно значительна в этом плане роль
Н.Е.Жуковского. Под его руководством в 1902 г. сооружается одна из первых
в Европе аэродинамическая труба, а в 1904 г. в поселке Кучино создается пер-
вый в мире аэродинамический институт. В 1918 г. по его инициативе создается
при МВТУ «Летучая лаборатория» - прообраз современных летающих лабора-
торий, а в декабре 1918 года - Центральный аэрогидродинамический институт
(ЦАГИ). Особенно значительна в этом плане также и роль великих представи-
телей первого поколения отечественных авиаконструкторов и летчиков-иссле-
дователей:
-авиаконструктора МОЖАЙСКОГО Александра Федоровича(1825-
1890гг.) - создателя первого отечественного самолета, на который в 1880 году
был получен авторский патент.
-авиаконструктора СИКОРСКОГО Игоря Ивановича (1889-1972 гт.) -
пионера тяжелого самолетостроения и вертолетостроения, талантливого кон-
* Особенно значительным был вклад в разработку отечественных конструкций
И .И.Сикорского, Д.П.Григоровича, В.А.Слесарева, Ф.Ф.Терещенко, А Л Докучаева,
Л.М.Гаккеля, С.В.Гризодубова, А.С.Кудашева, А.АЛороховщикова,В.М.Ольхт>вско.-
го, А.Ю.Виллиша, Н.Р.Лобанова, Ф.И.Былинкинд.
8
структора самолетов и вертолетов, летчика-испытателя своих конструкций.
Первым в мировой практике тяжелого самолетостроения он спроектировал
сверхтяжелые самолеты «Русский витязь» и «Илья Муромец» и провел их ис-
пытания.
-	авиаконструктора ПРОКОФЬЕВА-СЕВЕРСКОГО Александра Никола-
евича (1894-1974 гг.) - талантливого конструктора самолетов, боевого лет-
чика-истребителя - героя первой мировой войны, сбившего 13 немецких
самолетов, изобретателя оптического бомбардировочного прицела, метода
заправки самолетов топливом в воздухе и универсального шасси, обеспечи-
вавшего посадку самолета, как на травянистую, так и на заснеженную ВПП.
-	военного летчика-исследователя и конструктора НЕСТЕРОВА Петра
Николаевича (1887-1914 гг.) - одного из пионеров высшего пилотажа, та-
лантливого конструктора-изобретателя. Им впервые были разработаны и
испытаны в полете дифференциальный стабилизатор и воздушные тормоза,
а также отработана методика выполнения «Мертвой петли». Демонстриро-
вал ее впервые 27 августа 1913 г. не самолете «Ньюпор IV». Погиб на фронте
при таране в воздушном бою австрийского самолета 26 августа 1914 г.
-	военного летчика-исследователя АРЦЕУЛОВА Константина Констан-
тиновича (1891-1980гг.) первым открывшим эффективный метод вывода са-
молета из штопора. В 1916 году 24 сентября он преднамеренно ввел свой
«Ньюпор» в штопор и после 3-х витков вывел его разработанным методом.
Опыт выполнения уникальных программ летных испытаний, доводки
и модификаций самолета «Илья Муромец» и ряда других отечественных
конструкций самолетов, позволил к 1916 г. ввести в действие первую обще-
российскую методику летных испытаний самолетов. К этому времени наша
страна уже располагала мошным промышленным потенциалом, опытными
конструкторскими, инженерно-техническими и летными кадрами и своими
успехами в области авиастроения одной из первых, наряду с Францией, Ан-
глией и Германией, вошла в число первых великих авиационных держав мира.
Революционные события 1917 г. и последовавшая за ними гражданская
война 1918-1922 гг. остановили процесс динамичного развития в стране авиа-
строения и авиационной науки, вывели Россию из числа великих авиацион-
ных держав мира. Братоубийственная гражданская война принесла нашей
стране тяжелые испытания и потери, разорила ее экономику, парализовала
производство и образование, оторвала работоспособное население от про-
изводительного труда, унесла большое число человеческих жизней. В эти
годы страна потеряла и многих видных своих представителей науки, конст-
рукторов, инженеров и техников, специалистов авиастроения. Страна поте-
ряла видных деятелей мировой авиационной науки Н.Е.Жуковского и А.М.
Ляпунова (умерли), а также С.П.Тимошенко и известных миру конструкто-
ров И.И.Сикорского и А.Н.Прокофьева-Северского, творческая деятель-
ность которых в эмиграции в немалой степени способствовала становлению
США в 20 годы великой авиационной державой мира. Страна потеряла так-
же талантливого авиаконструктора В.А. Слесарева, убитого в 1921 г. в Петрог-
раде.
9
Только с конца двадцатых годов, после введения Новой экономичес-
кой политики и начала реализации первых Пятилетних планов восстанов-
ления и развития народного хозяйства СССР, в первой половине тридцатых
годов страна стала постепенно выходить из глубокого кризиса, восстанав-
ливать и ускоренно развивать опытное и серийное авиастроение. Для этой
цели нередко использовался и опыт иностранных специалистов (немецких и
американских).’
К середине тридцатых годов это позволило не только восстановить и пе-
реоснастить ранее действовавшие авиазаводы, но и заново построить несколь-
ко новых авиационных предприятий и подготовить для них технические кадры,
а также развернуть программы широких научных исследований в области авиа-
ции в ЦАГИ и в ряде созданных новых НИИ. Середина тридцатых годов зна-
менует восстановление (притом на качественно более высокой, чем в двадцатые
годы ступени) отечественного авиастроения, начало динамичного его роста,
что убедительно подтверждалось рядом выполненных в те годы на новых оте-
чественных самолетах исторических рекордных перелетов, а несколько позже и
боевыми успехами нашей авиации в годы Великой отечественной войны 1941-
1945гг., а также большим числом принадлежащих СССР мировых авиацион-
ных рекордов и впечатляющими успехами страны в освоении космоса. Этими
достижениями наша ст-рана вновь подтвердила свое бесспорное право оставаться
великой авиационной державой мира, лидером а области авиастроения и кос-
монавтики.
К1991 году нашей стране принадлежало 842 мировых рекордов, в том числе
установленных:
-	на самолетах 641 (с ПД-6; с ТВД-247; с ТРД-377; на ЛА с короткими взле-
том и посадкой-11);
-	на планерах 4;
-	на вертолетах 47;
-	на парашюте 52;
-	на авиамоделях 29;
-	на ракетомоделях 27;
-	на космических кораблях 35;
-	на воздушных шарах 7.
1.2.	Особенности околоземного воздушного пространства.
Динамика освоения его авиацией.
Наиболее характерными особенностями земной атмосферы являются:
-	слоистое ее строение и выраженная нестационарность;
-	сосредоточение более 3/4 всей массы в относительно «тонком» призем-
ном слое и высокий уровень разреженности ее вне этого слоя;
’История многолетнего советско-германского сотрудничества в области авиации
и его место в развитии советского авиастроения подробно отражена в монографии Д. А,-
Соболева «Немецкий след в истории советской авиации: Об участии немецких специа-
листов в развитии авиастроения СССР». -М.: РИЦ «АВИОНТИК». 1996г.
10
-	изменение по мере удаления от поверхности Земли физических парамет-
ров воздуха, его химического состава и электрических свойств;
-	инерционность, вязкость и сжимаемость воздуха как и любого реально-
го газа.
Земная атмосфера имеет слоистое строение по высоте. По характеру изме-
нения температуры воздуха с высотой (рис. 1.1.) обычно выделяют следующие
пять характерных слоев*:
-	тропосферу (высоты ~ до 11 км в наших широтах), для которой харак-
терно понижение температуры воздуха с высотой;
-	стратосферу (~11<Н<50 км), для которой характерен рост температуры
с высотой;
-	мезосферу (50<Н<85 км), в которой вновь наблюдается понижение тем-
пературы с высотой;
-	термосферу (85<Н<800 км), которой характерен рост температуры с вы-
сотой;
-	экзосферу (Н>800 км), для которой характерна особенно высокая сте-
пень разреженности воздуха. Это внешний слой атмосферы.
Особо выделяют также область высот ~ 10<Н<50 км - озоносферу с повы-
шенной концентрацией атомарного и трехатомного кислорода (озона). Мак-
симальная концентрация озона обычно наблюдается на высотах 25...28 км.
Озоносфера выполняет важную защитную роль, так как в значительной мере
поглощает губительную для биологических форм жизни на Земле ультрафио-
летовую часть солнечного спектра.
Характерной особенностью земной атмосферы является ее нестационар-
ность, которая проявляется обычно как в виде постоянно происходящих в ней
различных по величине циклических (регулярных суточных, сезонных, годо-
вых) и случайных отклонений поясных значений физических параметров воз-
духа от своих средних значений для каждой точки околоземного пространства,
так и в виде локальных изменений направления и скорости движения относи-
тельно земной поверхности отдельных воздушных масс. При этом атмосфер-
ная турбулентность является обычным состоянием нижних слоев земной
атмосферы. Такому ее состоянию свойственно беспорядочное изменение давле-
ния и температуры воздуха, скорости и направления ветра. Эти изменения обус-
лавливаются топографической неоднородностью поверхности Земли, ее
теплофизическими свойствами, приводящему к неравномерному в простран-
стве нагреванию и охлаждению, особенностями вертикальных профилей тем-
пературы и скоростей воздушных потоков.
На очень малых высотах (-50...150 метров) наблюдаются значительные
вертикальные градиенты скорости ветра, порождающие динамическую турбу-
лентность или большие вертикальные градиенты температуры (в летние меся-
цы), вызывающие термическую турбулентность. В этих условиях обычно
наблюдаются сильные горизонтальные и вертикальные порывы ветра, суще-
ственно влияющие на взлет и посадку ЛА. Интенсивная атмосферная турбулен-
*Авиация: Энциклопедия/Гл. ред. Г.П. Свищев. - М.: Большая Российская энцик-
лопедия. 1994.-736 с. (стр. 66-67).
11
Рис. 1.1. Характер слоистого строения земной атмосферы (1; 2; 3; 4; I; 03; II)
и распределения до высот 300 км температуры (Т), давления (р),
плотности (р) воздуха:
1 -тропосфера (РМ1 км); 2- стратосфера (Н ~Ц ... 50км),
3-мезосфера (Н~50 ... 85км),4- термосфера (Н~85 ... 800км),
а-тропопауза (Н ~11... 20 км, Т = 216.65 К),
б - стратопауза (Н ~47... 51 км, Т = 270.65 К),
в-мезопауза (Н~86... 94км, Т = 186.65 К),
I - гомосфера или турбосфера (Н<100... 110км),
О3 - озоносфера (Н~10 ...50 км), II - гетеросфера (Н>100 ...ПО км)
12
тность вызывает «болтанку» ЛА, является по существу одним из основных воз-
мущающих его движение внешних факторов.
Указанные особенности околоземного пространства, естественно, дол-
жны учитываться как в ходе летной эксплуатации всех летательных
аппаратов, так и при проектировании каждого нового ЛА и летных его ис-
пытаниях.
Поскольку температура и плотность воздуха оказывают большое влияние
на аэродинамические характеристики ЛА и работу его силовой установки, ре-
зультаты летных испытаний опытного образца каждого ЛА должны
приводиться к единым для всех ЛА эталонным атмосферным ус-
ловиям, не зависящим от географических координат места проведения
испытаний, времени года и времени суток, а также от фактического состояния
погоды в момент проведения полета. Только таким образом может быть обес-
печена возможность сравнивать между собой как характеристики различных
ЛА (отечественных и зарубежных), так и результаты летных испытаний одного
и того же ЛА, полученные в разное время из многих полетов.
В настоящее время для этих целей используют модель стандартной атмос-
феры (СА) - ГОСТ 4401-81, который исходит из наиболее характерного для сред-
них широт Северного полушария закона изменения по высоте основных
физических параметров воздуха (см. рис.1.1.). При этом в качестве нулевой
высоты ГОСТ 4401-81 принимает средний уровень моря и следующие значения
физических параметров воздуха: давления рс= 101325 Па, плотности рс-1,225
кг/м3 и температуры Т.=288,15 К.
Начавшийся во второй половине XIX века процесс завоевания человеком
околоземного пространства ознаменовался первыми зримыми успехами его
освоения в первой половине XX века и все более нарастающими успехами во
второй половине этого века. Динамику освоения авиацией в XX веке околозем-
ного воздушного пространства и выхода человека в открытый космос иллюст-
рирует рис. 1.2.- Рис. 1.3 дает представление о тех явлениях^которыми при этом
столкнулись и которые были успешно решены в ходе освоения авиацией транс-
звуковых, сверхзвуковых и гйперзвуковых скоростей при полетах современных
ЛА с человеком на борту.
1.3.	Основные тенденции в развитии современной авиации.
Подлежащие в связи с этим обязательному учету факторы
В развитии современной скоростной авиации четко прослеживаются сле-
дующие тенденции:
-	неуклонный рост максимальных скоростей, высот полетов и скоростных
напоров (см. рис. 1.2.);
-	многообразие конструктивных схем;
-	широкое использование на борту автоматики;
-	расширение круга решаемых авиацией задач, условий целевого ее приме-
нения и базирования;
-	превращение ЛА в элемент большой авиационной системы - авиацион-
ного комплекса (АК).
13
K-<5(<960r.i
U,KM '
Я
Область недостаточной
ДЛЯ ДЛИТЕЛЬНОГО ПОЛЕТА
МОСОЛОВ СК- „ О®
подъемной силы е-Е-ббл
КРЫЛА I (ЮЯгЛ "ffr
.. i •>♦
В.С. ИЛЬЮШИН
Ma® zX
(«959Й
j а^ВлсннВД
I Е-50 095*- J
30
20
UJ
<
О
(4989fta
Смирнов J я.В
49»Er.\
1000
С РДКЕТИЯМИ ДВИГАТЕЛЯМИ
ВдсинВЛ
е-50^-0 оу»?,.? Комаров КМ
® E-266p967d
ГсТРДФ Мосоло» Г.К.
МЛБ! биохии&н. Е-ы> в~.®5-«	1973г--<;?V
ОЭДг.) КТтРЕЦК «9®Ой WS9r-	- - •
I 	ЛОККИНАКИ К.К- х-
2000	3000	41000 V,TT
Рис. 1.2. Динамика освоения авиацией больших скоростей и высот полета
14
Рис. 1.3. Характерные трансзвуковым, сверхзвуковым и гиперзвуковым скоростям
изменения состояния воздуха при взаимодействии его с ЛА
15

Автоматику широко используют на борту для улучшения и даже полного
обеспечения скоростному ЛА устойчивости движения и управляемости, для
повышения безопасности полетов, уменьшения величины действующих на ЛА
нагрузок и создания экипажу и пассажирам более комфортных условий поле-
та, а также для обеспечения требуемой точности отслеживания летательным
аппаратом заданной траектории, для целей навигации, управления специаль-
ными бортовыми системами, для заправки в полете топливом и других целей.
Она внедрилась на современные сверхзвуковые самолеты настолько, что не-
редко начинает определять их внешний облик.
Существенно расширился и круг решаемых авиацией задач, возрасла спе-
циализация отдельных групп ЛА по целевому их применению, а также и по
видам их базирования (аэродромная авиация, корабельная авиация, безаэрод-
ромная авиация наземного базирования, гидросамолеты, самолеты-амфибии,
самолеты укороченного взлета и посадки, 'самолеты вертикального взлета и
посадки).
Все более очевидной становится также тенденция к превращению ЛА из
автономной единицы в элемент авиационного комплекса (АК), объединяюще-
го в единое целое ряд органически разнородных подсистем. В состав современ-
ного АК с экипажем на борту входят:
-	ЛА или даже группа ЛА (носители);
-	специальные бортовые системы (в том числе ракетные и другие системы
вооружения);
-	бортовая пилотажно-навигационная система и система траекторного
управления движением ЛА (системы САУ и СТУ);
-	наземная высокоавтоматизированная система управления и информации.
В отличие от автономного ЛА, авиационный комплекс (АК) обладает бо-
лее высокой эффективностью, т.е. повышенной вероятностью успешного вы-
полнения поставленных перед ним задач.
К основным особенностям современного АК относятся:
-	иерархический характер его структуры, большое число физически раз-
нородных элементов и подсистем, находящихся друг с другом в тесном взаимо-
действии и взаимосвязи;
-выраженная специализация носителей на решение строго определенного
круга задач и в связи с этим более высокие возможности их решения, Чем на
неспециализированном ЛА;	?
-	использование совершенных информационно-измерительных систем $
(ИИС), внешнетраекторной информации (ВТИ) для информационной поддер-	*
жки экипажа, систем автоматического управления, навигации и т.д. В этих си-
стемах человеку отводится роль контролирующего звена и в меньшей мере -
управляющего;
-	большое число управляющих и регулируемых параметров (~103 и более);
-	обилие факторов, влияющих на нормальное функционирование АК (де-
терминированных, случайных, неопределенных);	<
16
-	высокая (более, чем на порядок) стоимость АК по сравнению со стоимо-
стью современного самолета, большое время его создания и сравнительно ма-
лая продолжительность последующей его эксплуатации.
Таковы общая тенденция и динамика развития современной авиации,
Поэтому при выборе облика нового скоростного ЛА, разработке технического
и рабочего проектов, плана необходимых научно-исследовательских и опыт-
но-конструкторских работ, а также при подготовке и выполнении программы
летно-конструкторских испытаний (Л КИ) опытного его образца подлежат обя-
зательному учету следующие факторы:
-	все существенные для авиации особенности околоземного воздушного
пространства;
-	состояние и объективные тенденции развития отечественной и зарубеж-
ной авиации, а также опыт создания и летной эксплуатации близких по аэроди-
намике, конструктивной схеме и целевому назначению других ЛА;
-	целевое назначение нового ЛА, расчетные для него диапазоны высот
полетов, скоростей, углов атаки и скольжения, а также перегрузок;
-	ожидаемые особенности летной эксплуатации и базирования нового ЛА;
-	все характерные особенности выбранной конструктивной схемы ЛА;
-	степень возможного влияния на аэродинамические характеристики, ус-
тойчивость и управляемость нового ЛА в расчетных для него условиях эксплу-
атации: сжимаемости воздуха, аэроупругости и значительной разреженности
атмосферы на высотах более 20-30 км;
-	вероятность значительных неблагоприятных изменений аэродинамичес-
ких характеристик ЛА, устойчивости и управляемости в расчетных для него
условиях летной эксплуатации при полетах в околозвуковом, сверхзвуковом и
гиперзвуковом диапазонах скоростей, на больших углах атаки, при скорост-
ных напорах и на высотах, близких к максимальным расчетным для этого ЛА;
-	рекомендации отечественных Руководств для конструкторов по проек-
тированию новых ЛА и методических Руководств для специалистов, проводя-
щих наземные и летные испытания опытных образцов этих ЛА, а также
содержащиеся в соответствующих нормативных документах требования к ха-
рактеристикам создаваемых ЛА и к порядку получения на них сертификата
летной годности.
Необходимо также учитывать и то, что ЛТВ самолета наиболее полно ре-
ализуются летчиком в ходе массовой эксплуатации этого ЛА лишь в тех случа-
ях, когда самолету при всех расчетных условиях его применения, штатных
вариантах конфигурации и загрузки, обеспечены:
-	требуемый уровень характеристик устойчивости и управляемости;
-	надежная защита от непреднамеренного превышения летчиком эксплуа-
тационных ограничений;
17
-	надежная работа бортовых функциональных систем и оборудования (в том
числе оборудования, облегчающего летчику контроль режимов полета, снижаю-
щего его энергозатраты и напряжение, а также и зависимость ЛА от внешних
факторов).
Следует при этом иметь в виду, что на характеристики устойчивое™ совре-
менного самолета, как правило, влияют: фактаческие условия полета, конфигу-
рация и загрузка ЛА; особенности его аэродинамической и весовой компоновки;
степень упругости конструкции этого ЛА; режим работы силовой установки; ав-
томатаческие устройства, обеспечивающие ЛА требуемый уровень этих харак-
теристик; степень фиксации летчиком рычагов управления. В свою очередь, на
характеристики управляемости самолета оказывают влияние: фактический уро-
вень характеристик устойчивое™ этого ЛА; характеристики системы управле-
ния (без включенных в ней автоматических устройств) и заложенный в
автоматический блок закон регулирования по режимам полета характеристик
управляемости этого ЛА.
1.4.	Характерные особенности аэродинамической
и весовой компоновки современных само-
летов, их летной эксплуатации и
базирования
По внешнему облику и характеру распределения внутренней загрузки скоро-
стной самолет коренным образом отличается от дозвукового (рис. 1.4).
Наиболее характерными особенностями современного скоростного самоле-
та являются:
-	большое многообразие внешних форм и аэродинамических схем;
-	новая аэродинамическая и весовая компоновка;
-	заметное изменение в течение полета его массы и моментов инерции;
-	способность маневренного самолета развивать значительные ускорения
положительного и отрицательного знака в связи с высокой его тяговооруженнос-
тью и наличием воздушных тормозных устройств;
-	новая силовая установка;
-	новая высокоавтоматизированная необратимая система управления (часто
электродистанционная) с цельноповоротным стабилизатором или передним гори-
зонтальным оперением (ПГО), нередко комбинированная и оснащенная система-
ми непосредственного управления подъемной и боковой силами (НУПС и НУБС);
-	неустойчивость ЛА на отдельных отрезках траекторного полета при отка-
завшей системе автоматического управления;
-	широкое применение цифровых систем автоматического управления и на-
вигации;
-	применение на самолетах вертикального взлета и посадки (СВВП) и воз-
душно-космических аппаратах (ВКА) дополнительного газодинамическою управ-
ления.
Новым в условиях летной эксплуатации современного самолета является:
-	существенно возросшие диапазоны его «рабочих» скоростей и высот,
чисел М полета, а также действующих на конструкцию аэродинамических сил;
18
19
I
-	сильное влияние сжимаемости воздуха на все аэродинамические харак-
теристики самолета при полетах с околозвуковой, сверхзвуковой и гиперзву-
ковой скоростью;
-	слабое демпфирование возмущенного движения самолета при полетах на
больших высотах;
-	сильное влияние упругих деформаций конструкции на аэродинамичес-
кие характеристики самолета при больших скоростных напорах;
-	преобладание неустановившихся видов движения самолета над устано-
вившимися;
-	появление эксплуатационных режимов полета с около- и сверхзвуковой
скоростью на малых высотах с отслеживанием рельефа местности и на боль-
ших высотах в сильно разреженной атмосфере*;
-	расширение видов его базирования и целевого применения;
-	наличие систем наземной поддержки экипажей ЛА.
К характерным особенностям применения и базирования отдельных ти-
пов ЛА в ходе летной их эксплуатации относятся:
-	жесткие ограничения на допустимые отклонения ВКА от своей расчет-
ной (опорной) траектории при изменении в широких пределах самих парамет-
ров траектории полета такого ЛА;
-	проход в течение каждого полета ВКА полного диапазона расчетных для
него значений чисел М, высот, скоростей и скоростных напоров, а также темпе-
ратур омывающего ЛА газа;
-	планирующий полет по крутой глиссаде на ЛА, обладающих относитель-
но низким аэродинамическим качеством, а на всех скоростных самолетах - при
авторотирующем двигателе. Необходимость в таких случаях выполнять заход
на посадку с двумя выравниваниями;
* К числу особенностей скоростного полета на очень малых высотах относятся:
- большая зависимость траектории движения ЛА от рельефа местности в связи с
чем существенно возрастают требования к точности пилотирования и к «чистоте» вы-
полнения маневра;
- относительно малые периоды свободных колебаний ЛА, близкие к 1... 1,5 секун-
дам, в связи с чем становится все более заметной отрицательная роль запаздывания в
действиях летчика при управлении ЛА и парировании внешних возмущений;
- более значительные, чем в полете на других высотах, изменения характеристик
устойчивости и управляемости ЛА в зависимости от числа М и индикаторной скорости;
- более высокая, чем при полетах на других высотах, частота и интенсивность воз-
действия на ЛА возмущений, вызываемых как повышенной турбулентностью атмосфе-
рыв приземном пространстве, так и действиями летчика в процессе точного управления
ЛА;
- ограниченная горизонтальная видимость, малое время наблюдения летчиком зем-
ных ориентиров и скоротечность самого маневра;
- ограниченные возможности использования современного бортового радиолока-
ционного оборудования в полете на очень малых высотах, обусловливаемые сокраще-
нием дальности действия бортовых и наземных РЛС на таких высотах.
Наиболее характерной особенностью полета на высотах более 15...20 км является
прогрессивно нарастающее по мере набора высоты ухудшение динамических свойств и
управляемости ЛА, точности пилотирования и «плотности хода» ЛА.
20
-	выполнение взлета и посадки на самолетах корабельной авиации с дви-
гающейся поступательно, подверженной качке и крайне ограниченной по дли-
не палубы (ВПП авианосца);
-	использование самолетов в составе того или иного АК.
1.5.	Принятая классификация зон возможных значений
параметров движения исследуемого ЛА и облас-
тей его режимов полета. Эвристическая модель
общих закономерностей и явлений в динамике и
управляемости скоростного самолета
Значение любого параметра движения ЛА (обозначим его ^), в общем слу-
чае изменяющего свою величину во времени, можно представить множеством
точек ^(t)=a(t); M(t); V.,(t); .... p(t), ny(t); nx(t); nz(t); ... в n-мерном евклидовом
пространстве 9?п и само пространство разделить при этом на ряд характерных
зон, определяющих (рис. 1.5,а):
-	зону 9V эксплуатационных значений этих параметров, когда
-	зону 9V граничных (расчетных) значений параметров, когда
-	зону 9iKp таких значений параметров, которые соответствуют опасным
формам свободного движения ЛА при |^(t)|>|^пред|.
Внешние граничные поверхности на рис. 1.5, а - Ь(^пред) определяют потен-
циальные (предельные) возможности ЛА по каждому из основных параметров
его движения ^(t), а внутренние L(^on) - возможности этого ЛА, реализуемые
при массовой его эксплуатации.
Внутренняя часть пространства замкнутого граничными поверхностя-
ми Ь(^.дап), включает в себя возможные в нормальных эксплуатационных услови-
ях применения ЛА значения параметров его движения |^(9|^<|^ |,
соответствующие как основной области режимов полета 9?(1), так и эксплуата-
ционной 9?(П). В соответствии с установленной классификацией областей режи-
мов полета первая определяется значениями скорости, высоты полета, перегрузки
и углов атаки, необходимыми для выполнения основных задач целевого назна-
чения ЛА, а вторая - допустимыми в массовой эксплуатации ЛА значениями этих
параметров.
Пространство, заключенное между внутренними и внешними граничными
поверхностями, содержит только такие значения параметров движения ЛА ^(t),
которые соответствуют предельной области режимов полета 9?(Ш). Она опреде-
ляется обычно такими значениями скорости ЛА, высоты полета, перегрузки и
угла атаки, выход за которые недопустим по условиям безопасности полета.
Вне замкнутого пространства, за внешними граничными поверхностями
L(^inpel), находится опасная зона различных критических с точки зрения дина-
мики и управляемости и даже прочности конструкции ЛА форм свободного
движения ЛА 9?кр.
Эвристическая модель ШОАС (рис. 1.5,6) общих закономерностей и явлений
в динамике и управляемости скоростных самолетов охватывает полный диапа-
21
ОБЛАСТИ РЕЖИМОВ ПОЛЁТА:
9?(1) -основная
91(11) -эксплуатационная
91(Ш) - предельная
£i(t)= a(t),M(t),V(t).-ny(t),..p(t),n2(t),... toz(t)...
[£,(1:)|<|£,доп|6 91э
ISuonlcl^Ctjl^inpeJ e 9f
IM)№WI e rf*
R — общие закономерности
P - особые явления
СР — критические явления
DS — критические состояния
движения ЛА
Рис. 1.5. Зоны возможных значений параметров движения £ ; самолета (а) в
э	г
евклидовом пространстве 'Лп, зон эксплуатационных их значений 91 , граничных 91
и критических 9? значений. Структура (Ь) эвристической модели 22?п&С
динамических свойств и управляемости скоростного самолёта;
_ о§ласть значений параметров движения самолёта в расчётных для него
условиях лётной эксплуатации.
22
зон возможных значений параметров их движения (t), соответствующих рас-
четным и нерасчетным условиям полета, т.е. зоны их эксплуатационных (ЭР),
граничных (91г) и критических значений (91кр) в n-мерном евклидовом простран-
стве 9?п. Она включает (см. рис. 1.5, б):
-	все, наиболее характерные для скоростного самолета любой конструк-
тивной схемы, не свойственные самолетам дозвуковой компоновки в расчет-
ных условиях их применения, закономерности изменения его динамических и
аэродинамических характеристик -R;
-	все, наиболее характерные для скоростного самолета любой конструк-
тивной схемы, не наблюдавшиеся в расчетных условиях полета на самолетах
дозвуковой компоновки, особенности его реакции на управляющие воздействия
летчика и на внешние возмущения, допустимые при массовой эксплуатации
этого ЛА средним по квалификации летным составом - Р (особые явления в
динамике и управляемости самолета);
-	наиболее характерные для опытных образцов скоростных самолетов и
недопустимые при массовой эксплуатации серийных образцов особенности их
реакции на управляющие воздействия летчика и на внешние возмущения в рас-
четных условиях полета - СР (критические явления в динамике и управляемос-
ти ЛА);
-	наиболее характерные для нерасчетных условий полета, свойственные
скоростным самолетом любой конструктивной схемы, опасные формы свобод-
ного их движения, развивающиеся в случае значительного превышения эксплу-
атационных ограничений по углу атаки, числу М, скоростному напору и угловой
скорости крена - DS (критические режимы самолета).
Общими для всех современных скоростных самолетов закономерностями
изменения в расчетных условиях полета их характеристик свободного и управ-
ляемого движений, а также ряда аэродинамических характеристик, являются:
-	сильная зависимость от числа М и высоты полета величины периодов
продольных и боковых колебаний ЛА в свободном движении, показателя ин-
тенсивности затухания этих колебаний за период (тмт), величины относитель-
ного заброса нормальной перегрузки при ступенчатом отклонении рычага
управления (пм6) и соотношения амплитуд скоростей крена и рыскания при бо-
ковом колебательном движении этого ЛА (рис. 1.6);
-	сильная зависимость от угла атаки характеристик статической устой-
чивости этих ЛА (рис. 1.7, а);
-	существенные изменения в околозвуковом диапазоне чисел М степени
продольной статической устойчивости по скорости (ov) и перегрузке (оп) и
*	Речь идет о физической модели, синтезированной на основе систематизации и
обобщения данных летных испытаний и летных иследований, а также опыта доводки и
летной эксплуатации нескольких поколений реактивных самолетов. Модель раскрыва-
ет органически присущие всем скоростным самолетам 70-90 гг. особенности динамики и
управляемости и устанавливает зоны существования наиболее опасных форм свободно-
го движения таких самолетов, а также недопустимые в массовой эксплуатации крити-
ческие явления, которые должны быть устранены в ходе доводки испытываемого ЛА.
23
Рис. 1.6. Изменение динамических характеристик современного самолёта
при увеличении числа М и высоты полёта.
24
повышенная степень устойчивости по перегрузке в сверхзвуковом полете
(рис. 1.7, б);
-	существенное уменьшение в сверхзвуковом полете при числах М, близ-
ких к максимально допустимому (Мдап) степени путевой статической устойчи-
вости ЛА (рис. 1.7, в);
-	существенное падение в сверхзвуковом полете эффективности всех орга-
нов управления ЛА, в особенности руля высоты, элеронов и руля направления
(рис. 1.7, г);
-	существенный рост в около- и сверхзвуковом диапазонах чисел М по-
лета шарнирных моментов всех органов управления (рис. 1.7, д).
К общим для всех современных скоростных самолетов особенностям их
реакции на управляющие действия летчика и на внешние возмущения (осо-
бым явлениям в динамике свободного и управляемого движения ЛА) относят:
-	самопроизвольное изменение углов атаки и скольжения в процессе вы-
полнения маневров, связанных с поворотом ЛА относительно продольной оси
(рис. 1.8, а; проявляется на всех высотах при любой расчетной скорости ЛА);
-	изменение характера и интенсивности реакции по крену на отклонение
элерона и руля направления в зависимости от величины и знака исходного
угла атаки (рис. 1.8,6- проявляется на всех высотах при любой расчетной ско-
рости ЛА);
-	самопроизвольное увеличение нормальной перегрузки ЛА при его тор-
можении от сверхзвуковой скорости до дозвуковой с зафиксированным поло-
жением рычагов управления (рис. 1.8, в- проявляется на всех высотах только в
околозвуковом диапазоне чисел М);
-	инверсионный характер изменения продольных перемещений ручки уп-
равления, потребных для балансировки ЛА в околозвуковом диапазоне чи-
сел М (Мкр<М< 1) при ny=const (рис. 1.8, г- проявляется на всех высотах только
в околозвуковом диапазоне чисел М);
-	слабое изменение по числу М величины располагаемой нормальной пе-
регрузки на каждой высоте полета (рис.1.8, д- проявляется на всех высотах в
сверхзвуковом диапазоне чисел М);
-	повышенные продольные расходы ручки управления при пилотирова-
нии ЛА (рис. 1.8, е - проявляется только на больших высотах);
-	повышенная колебательность ЛА при воздействии на него возмущений
и более значительные забросы перегрузки при резких отклонениях летчиком
рычагов управления ( рис. 1.8,ж - проявляется только на больших высотах);
-	повышенная реакция ЛА на относительно малые отклонения летчиком
рычагов управления (рис. 1.8, з - проявляется только на малой высоте при боль-
ших дозвуковых скоростях ЛА).
С учетом отмеченных выше общих закономерностей и явлений в дина-
мике свободного и управляемого движений всех скоростных самолетов для
каждого исторического этапа развития авиации принимается своя эталонная
25
Рис. 1.7. Изменение коэффициентов статической устойчивости современного
самолета при увеличении угла атаки (а) и числа М полета (б, в) } а также
коэффициентов эффективности стабилизатора и вертикального оперения (г-1),
руля высоты, элеронов, руля направления (г-2) и коэффициента шарнирного момента
органов управления (д)
26
Рис. 1.8. Примеры, характеризующие особенности реакции современных
скоростных самолетов на управляющие действия летчика и на внешние
возмущения в эксплуатационных условиях полета при отсутствии дефектов
компоновки ЛА и безотказной работе бортовых функциональных систем
(примеры особых явлений в динамике и управляемости скоростного самолета)
27
модель*. Она наделяется для каждого этапа развития авиации вполне опреде-
ленными физическими свойствами, полностью исключает критические явления
в динамике и управляемости таких самолетов при нормальной работе всех фун-
кциональных систем ЛА и по существу определяет «лицо» поступающих в мас-
совую эксплуатацию самолетов, устанавливает конструктору требуемый
уровень совершенствования характеристик устойчивости и управляемости каж-
дого нового ЛА в ходе доводки, исходя из имеющегося опыта летной эксплуа-
тации парка скоростных самолетов и технологических возможностей серийного
производства. Допустимые пределы изменения основных количественных ха-
рактеристик устойчивости и управляемости для каждого из классов самолета
задаются при этом соответствующими нормативными документами.
1.6.	Роль моделирования и натурного летного
эксперимента в создании современных
скоростных лсгательных аппаратов
Высокие темпы развития современной авиационной техники и многооб-
разие самих видов ЛА и их конструктивных схем, широкое применение на та-
ких ЛА сложных автоматических устройств и сложного бортового
оборудования, - все это предопределяет особую роль моделирования и натур-
ного летного эксперимента, делает жизненно необходимым постоянно совер-
шенствовать как методы проектирования и технологический процесс
производства самих ЛА, так и качество методической и метрологической под-
готовки наземных и летных экспериментов при проведении летно-конструктор-
ских испытаний (ЛКИ) опытных образцов таких ЛА.
Современный высокоскоростной ЛА (самолет и воздушнокосмический
аппарат) представляет собой сложную динамическую систему, отработка ко-
* Эталонная по характиристикам устойчивости и управляемости модель скорост-
ного самолета 80-90 гг. допускает наличие у него только рассмотренных ранее общих
закономерностей измене! 1ия динамических и аэродинамических характеристик, а также
особых явлений в динамике свободного и управляемого движений этого Л А и наделяет-
ся при этом следующими физическими свойствами:
- продольной, поперечной и путевой статистической устойчивостью, за исключе-
нием трансзвуковой области скоростей, где допускается ограниченная нормами неус-
тойчивость по скорости, а также отрицательных углов атаки, на которых допускается
ограниченная нормами поперечная неустойчивость самолета;
- динамической устойчивостью в продольном и боковом короткопериодическом
движении, степень которой задается нормами в зависимости от величины периодов сво-
бодных колебаний самолета;
- динамической устойчивостью в фугоидном движении, за исключением трансзву-
ковой области скоростей, где допускается ограничен! 1ая i юрмами неустойчивость само-
лета;?
- небольшой устойчивостью или неустойчивостью в спиральном движении, уро-
вень которых регламентируется нормами;
- прямой, соразмеренной и четкой реакцией самолета на отклонения каждого из
органов управления (при нормируемом уровне усилий на рычагах управления) без зна-
чительных запаздываний, колебаний ЛА и забросов перегрузки, величина которых рег-
ламентируется нормами.
28
торой проходит ряд последовательных этапов с момента начала проектных
работ до полного завершения программы ЛКИ опытного образца. При этом
моделирование играет важную роль на всех этапах создания новых образцов
авиационно-космической техники. Обычно оно выполняет следующие функ-
ции:
-	методическое обеспечение процесса создания и испытаний опытного ЛА;
-	планирование работ и экспериментов;
-	оперативный анализ результатов лабораторных и стендовых испытаний
функциональных систем ЛА;
-	получение дополнительных данных для выявления и устранения обнару-
женных дефектов ЛА;
-	оперативный анализ результатов проведенных экспериментов для уточ-
нения плана и условий проведения очередных работ;
-	получение статистических оценок с требуемой доверительной вероятно-
стью.
На этапе ЛКИ моделирование в сочетании с натурным летным экспери-
ментом становится важным средством интенсификации процесса испытаний и
доводки опытных образцов ЛА и повышения его информативности. Все виды
сопряженного с летными испытаниями моделирования обычно подразделяют
на четыре класса: натурное (физическое), полунатурное оперативное, матема-
тическое (имитационное) оперативное и статистическое. Натурное моделиро-
вание осуществляется в полете на моделях - имитаторах испытываемого ЛА и
на специализированных летающих лабораториях (ЛЛ) с макетами систем ис-
пытываемого ЛА, допускающими проведение параметрических исследований
в условиях, обеспечивающих приближенное или частичное подобие, с целью
отработки на них оптимального для создаваемого ЛА варианта такой системы
или облика ЛА. Полунатурное моделирование осуществляется в наземных ус-
ловиях с использованием макетных образцов опытных систем ЛА; внешние
факторы и параметры режимов полета при этом имитируется электронными
методами.
Следует однако подчеркнуть, что и до настоящего времени единственно
надежным путем получения наиболее достоверной информации о реальных
возможностях современного высокоскоростного ЛА, о его динамических свой-
ствах, управляемости и пилотажных качествах и тем более о возможностях,
как авиационного комплекса, так и воздушно-космического аппарата при
полете его в атмосфере остается натурный летный эксперимент на проходя-
щем испытания опытном ЛА. Объясняется это рядом причин, к числу кото-
рых относятся:
-	недостаточная точность определения аэродинамических коэффициентов
реального ЛА на основании продувок его модели в аэродинамических трубах и
последующих расчетов;
-	отсутствие точных данных о реальной величине тяги двигателя при ра-
боте его на ЛА в различных условиях полета;
-	невозможность точно рассчитать величину упругих деформаций нового
ЛА и учесть обусловливаемый ими эффект, вследствие незнания действитель-
29
ного распределения аэродинамической нагрузки и жестокост и элементов его
конструкции;
-	невозможность адекватно воспроизвести не земле реальные условия ра-
боты авиационного комплекса и управляемого полета в атмосфере ВКА.
Поэтому своевременная и качественная подготовка и проведение ЛКИ
современного высокоскоростного ЛА с использованием всех видов моделиро-
вания, при четкой организации работ на проходящих испытания экземплярах
этого ЛА, является одним из обязательных условий быстрого выявления и уст-
ранения как конструктивных, так и производственных дефектов ЛА и, в конеч-
ном счете, - успешного завершения его испытаний в установленные планом
календарные сроки.*
Процедура такой подготовки и проведения ЛКИ отечественных ЛА стро-
го регламентируется как соответствующими методическими Руководствами по
наземным и летным испытаниям опытных образцов ЛА, так и рядом важных
нормативных документов, в которых содержатся требования к характеристи-
кам каждого типа ЛА и определен порядок получения сертификата летной год-
ности в случае успешного завершения всех обязательных видов испытаний
опытного образца.
Основными методическими руководствами и нормативно-техническими
документами при этом являются:
1)	Типовая программа, а также общая и рабочие программы ЛКИ опыт-
ного образца ЛА.
2)	Руководства по испытаниям авиационной техники (РИАТ) и по мето-
дам проверки соответствия ЛА требованиям Норм летной годности (МОС
НЛГ).
3)	Методические указания по испытаниям опытного ЛА и летные ограни-
чения на период ЛКИ этого ЛА, разработанные специалистами ОКБ и согласо-
ванные с ФГУП «ЛИИ им. М.М.Громова».
4)	Национальные Нормы летной годности испьп ываемого типа ЛА (НЛ ГС,
НЛГВ, ВНЛГСС, ОТТ Заказчика к характеристикам ЛА).
*В общем случае на эффективность ЛКИ новых образцов авиационно-космичес-
кой техники, непосредственно влияют три рода факторов:
1) научно технические, т.е. объем и качество опережающих НИР и ОКР; наличие
необходимого научно-технического задела; сложность и новизна самого ЛА и его сис-
тем; качество разработки и изготовления ЛА; уровень наземной и летной отрабоки сис-
тем до начала ЛКИ нового ЛА;
2) качество технической подготовки испытаний ЛА, т.е. уровень методической и
метрологической подготовки испытаний; уровень подготовки испытательных баз;
3) организационные, т.е. уровень управления, особенно планирования; уровень
технико-экономического обеспечения, организации работ в процессе подготовки и про-
ведения ЛКИ нового ЛА.
От этих факторов в большой мере зависит объем программы ЛКИ опытного ЛА,
т.е. количество целевых полетов, необходимых для опрделения основных характерис-
тик испытываемого ЛА и его систем; затраты рабочего времени; количество доводоч-
ных полетов, необходимых для проведения испытаний и проверки результативности
произведенных доработок, повторения незачетных полетов.
30
5)	Техническое задание на создание опытного образца ЛА.
6)	Федеральные авиационные правила о порядке допуска к полетам экспе-
риментальных воздушных судов, утвержденные 22.12.1999г. Приказом № 416
Генерального директора Росавиакосмоса.
7)	Положение о Методическом совете экспериментальной авиации по лет-
ным испытаниям, утвержденное 28.04.2000г. Приказом № 79 Генерального ди-
ректора Росавиакосмоса.
1.7.	Основные этапы летных испытаний опытного
образца летательного аппарата и их задачи
Испытания опытного образца ЛА обычно проводят в три этапа, которые
в зависимости от ставящихся перед ними задач получили наименование:
-	летно-конструкторских испытаний (ЛКИ) или заводских испытаний (ЗИ);
-	государственных или приемочных испытаний;
-	эксплуатационных или войсковых испытаний.
Летно-конструкторские испытания (ЗИ) проводятся, головным разработ-
чиком ЛА с участием специалистов организаций-соразработчиков и отрасле-
вых НИИ. На этом этапе испытаний опытного (модифицированного) ЛА
обычно решаются следующие задачи:
-	доводка опытного образца до состояния, обеспечивающего безопасное
выполнение полетов по программе ЛКИ;
-	определение всех наиболее важных характеристик ЛА и его функциональ-
ных систем; оценка степени соответствия этих характеристик ТТЗ и НЛГ;
-	оценка особенностей поведения ЛА и работы его функциональных сис-
тем вблизи установленных ограничений, а также при имитации отказов систем
и агрегатов;
-	выработка и реализация мероприятий по доводке и дальнейшему совер-
шенствованию характеристик испытываемого ЛА;
-	предварительная оценка надежности и эксплуатационной технологично-
сти испытываемого ЛА;
-	проверка и отработка информационно измерительной системы;
-	уточнение временных рекомендаций по пилотированию и эксплуатации
испытываемого ЛА;
-	получение данных, необходимых для моделирования процессов, которые
по тем или иным причинам не могут быть непосредственно воспроизведены в
испытательном полете;
-	проверка и отработка технических средств наземного обслуживания ЛА
и штатной контрольно-проверочной аппаратуры;
-	оценка (комплексная) готовности ЛА и его систем для передачи на Го-
сударственные (приемочные) испытания.
31
На этом этапе испытаний ЛА также отрабатываются алгоритмы и про-
граммы обработки и анализа Экспериментального материала.
На этапе Государственных (приемочных) испытаний обычно решаются
следующие задачи:
-	установление степени соответствия характеристик ЛА и его систем ТТЗ,
требованиям НЛГ и другой нормативно-технической документации в объеме,
необходимом для принятия решения о выдаче сертификата типа, серийном про-
изводстве этого ЛА и начале его эксплуатации средним по квалификации лет-
ным составом:
-	оценка достаточности средств наземного обслуживания, контрольно-
поверочной аппаратуры и специального оборудования для нормальной эксп-
луатации и целевого применения этого ЛА;
-	контрольная оценка (при необходимости - доработка представленных
Разработчиком) Инструкции по эксплуатации и Руководства по летной эксп-
луатации этого ЛА.
На этапе эксплуатационных (войсковых) испытаний ЛА обычно решают-
ся следующие задачи:
-	изучение особенностей летной и наземной эксплуатации нового ЛА, его
силовой установки, бортовых и наземных систем и оборудования, оценка их
эксплуатационного совершенства и надежности, выявление условий, обеспечи-
вающих высокую эксплуатационную эффективность ЛА, высокую регулярность
и экономичность полетов; оценка физиолого-гигиенических условий жизнеде-
ятельности экипажа и пассажиров;
-	оценка пригодности и совершенства вспомогательного оборудования
технических средств;
-	уточнение регламента технического обслуживания, руководства по лет-
ной эксплуатации и технике пилотирования, эксплуатационно-технической
документации;
-	уточнение трудоемкости обслуживания нового изделия, потребные для
этого численность и квалификация инженерно-технического персонала;
-	отработка методики обучения летных экипажей и наземного инженерно-
технического персонала, обеспечивающей быстрое освоение ими нового ЛА;
-	предварительное определение технико-экономических показателей;
-	уточнение эксплуатационных норм расхода горюче-смазочных материа-
лов, специальных жидкостей и газов, запасных частей.
Испытания проводят на нескольких серийных (головной серии) экземпля-
рах ЛА, которые по своим характеристикам соответствуют данным, установ-
ленным по результатам Государственных испытаний в качестве эталонного
образца.
32
1.8.	Наиболее характерные виды специальных
испытании самолетов
К специальным видам летных испытаний опытного (модифицированно-
го) самолета обычно относят все выходящие за рамки общей программы испы-
тательные полеты, выполняемые с целью:
-	оценки ЛА после произведенных на нем конструктивных доработок для
устранения обнаруженного критического явления в динамике и управляемости
или дефекта в работе его систем или оборудования;
-	уточнения допустимого в эксплуатации (по условиям безопасности и ре-
сурса) уровня статических и динамических нагрузок на конструкцию ЛА и уров-
ня вибраций (прочностные испытания);
-	установления допустимых сроков непрерывной эксплуатации ЛА, его фун-
кциональных систем и оборудования, а также предельных сроков эксплуатации
ЛА (ресурсные испытания);
-	оценки возможности и особенностей эксплуатации ЛА с грунтовых аэродро-
мов, с заснеженных или залитых водой полос (если таковая предусматривается);
-	оценки поведения ЛА при возникновении различных внештатных ситуа-
ций, связанных с вероятными отказами отдельных бортовых систем (особые слу-
чаи полета);
-	изучения возможности и особенностей эксплуатации ЛА при очень низ-
ких или очень высоких температурах воздуха, при сильно повышенной его влаж-
ности и т.п. (климатические испытания);
-	изучения опасных форм движения, развивающихся при превышении уста-
новленных этому ЛА эксплуатационных ограничений (в случае если ЛА недо-
статочно надежно защищен от непреднамеренного их превышения летчиком);
-	оценки поведения самолета и условий его пилотарования в условиях обле-
денения крыла или оперения;
-	оценки поведения ЛА при вероятных отказах элементов силовой установ-
ки в различных условиях полета (в том числе и определение характеристик пре-
рванных и продолженных взлетов);
-	оценки устойчивости работы силовой установки и ее систем в различных
условиях полета и применения ЛА;
-	оценки условий аварийного покидания ЛА;
-	оценки характеристик ЛА после его модификации;
-	установления соответствия характеристик серийного образца испытанно-
го ЛА его опытному эталону и постоянного поддерживания их на требуемом
уровне (контрольные испытания).
Все подобные виды специальных испытаний самолетов проводятся по спе-
циальным программам. Подробный перечень вопросов, решаемых в ходе таких
испытаний, обычно регламентируется соответствующими соглашениями между
конструктором опытного изделия и заказчиком.
В ходе контрольных испытаний получают также материалы для отработки
инструкции экипажу, эксплуатационной документации и оценивают средства
наземного обслуживания ЛА.
33
Последующие контрольно-серийные испытания проводят периодически
через определенные интервалы времени (по согласованию с конструктором ЛА)
с целью:
-	текущего контроля качества серийного производства;
-	подтверждения требуемого соответствия выпускаемых промышленнос-
тью серийных ЛА и комплектующих их изделий установленному образцу (до-
говору на поставку);
-	оценки вносимых конструктором дополнительных изменений в конст-
рукцию ЛА или в комплектующие его изделия;
-	установления эталона для текущего серийного производства.
1.9.	Используемые при летных испытаниях самолетов
понятия, системы координат, обозначения и
знаки регистрируемых параметров
а)	Смысл используемых в практике летных испытаний ЛА специальных
понятий:
-	экспериментальные воздушные суда (ЭВС) - воздушные суда (ВС), исполь-
зуемые для проведения опытно-конструкторских, экспериментальных, научно-
исследовательских работ, испытаний авиационной и другой техники, а также
обеспечения летных испытаний (ЛИ). ЭВС подразделяются на опытные, моди-
фицированные, летающие лаборатории, серийные и вспомогательные;
-	опытные воздушные суда - ВС, создаваемые для проверки заданных лет-
но-технических характеристик (ЛТХ),и конструкторских решений в целях из-
готовления серийных ВС или проведения летных исследований при создании
новых образцов авиационной техники;
-	модифицированные воздушные суда - ВС, созданные на базе опытных или
ранее принятых в эксплуатацию ВС путем введения в конструкцию и (или) бор-
товые системы изменений, существенно меняющих его ЛТХ и используемые для
проведения испытаний после их модификации;
-	воздушные суда - летающие лаборатории- ВС, созданные на базе опыт-
ных или ранее принятых в эксплуатацию ВС и используемые для проведения на
них опережающих испытаний и исследований или отработки в полете силовых
установок, бортовых систем и (или) специального оборудования;
-	серийные воздушные суда -ВС, проходящие приемо-сдаточные и периоди-
ческие испытания непосредственно после их изготовления в авиационных орга-
низациях, а также государственные и (или) гражданские ВС, временно
переданные в авиационные организации для проведения специальных испыта-
ний;
-	вспомогательные воздушные суда -ВС, используемые для обеспечения лет-
ных испытаний.
б)	Используемые в практике летных испытаний ЛА системы координат,
обозначения и знаки регистрируемых параметров:
При летных испытаниях ЛА самолетного и винтокрылого типов исполь-
зуются следующие правые ортогональные системы координат:
34
-	связанная система координат - OXYZ;
-	полусвязанная система координат - OXeyeZe;
-	скоростная система координат - OXaYaZa;
-	нормальная система координат - OX Y Z ;
-	нормальная система координат -	~ 7	.
Используемые термины, определения, обозначения осей координат и бук-
венные обозначения величин, относящихся к динамике ЛА в атмосфере Земли
соответствуют действующему Государственному стандарту ГОСТ 20058-80 (Ди-
намика летательных аппаратов а атмосфере), ГОСТ 22833-77, а также Между-
народному стандарту 2764 и 2765 (рис. 1.9).
Рис. 1.9. Система координат, обозначения и правило знаков, принятых прилетной
оценке устойчивости и управляемости современного самолета:
- если самолет кренится вправо; М ы>0 - если самолет разворачивается
влево: М,, (о,>0- если самолет кабрирует: р>0 - при скольжении самолета влево;
Р^ Р. х^х^ х>0, когда летчик отклоняет рычаг
управления «от себя» и влево и перемещает вперед правую педаль;8 - угол
отклонения рычага управления в градусах; 8р >0 при лу х>0
35
2.	ПРИНЦИПЫ ОРГАНИЗАЦИИ ЛЕТНО-
КОНСТРУКТОРСКИХ
ИСПЫТАНИЙ ОПЫТНОГО ЛЕТАТЕЛЬНОГО
АППАРАТА
2.1.	Типовая структура летно-испытательиой
доводочной базы опытного предприятия авиационно-
космической промышленности Российской Федерации
Производственная структура опытного предприятия отечественной авиа-
ционно-космической промышленности состоит из трех крупных взаимосвязан-
ных блоков:
-	опытного конструкторского бюро (ОКБ),
-	опытного производства (ОП),
-	летно-испытательной доводочной базы (ЛИДБ).
ОКБ выполняет опытно-конструкторские разработки и проводит все не-
обходимые для этого экспериментальные работы и исследования. ОП изготав-
ливает опытные образцы авиационно-космической техники для их испытаний
и, при необходимости, осуществляет их доработку. ЛИДБ осуществляет, подго-
товку опытных образцов ЛА и их систем, проводит испытания, осуществляет
доработки ЛА и их систем в процессе ЛКИ, если они не связаны с существенны-
ми изменениями конструкции испытываемого ЛА.
ЛИДБ является самостоятельным подразделением опытного предприятия,
подчиненным непосредственно заместителю руководителя этого предприятия
по летным испытаниям опытных образцов авиационно-космической техники.
Типовая структура этого производственного блока включает:
1)	Основные Производственные подразделения ЛИДБ:
а)	Отделение летных испытаний, в состав которого входят отделы веду-
щих инженеров, испытаний ЛА, его систем и оборудования, систем бортовых
измерений, систем автоматизированной обработки экспериментального мате-
риала;
б)	Комплекс летного обеспечения, включающий отделы летных служб,
обеспечения испытательных полетов и специального аэродромного автотранс-
порта;
в)	Комплекс инженерно-авиационного обеспечения, в состав которого вхо-
дят отделы эксплуатации ЛА, его бортового оборудования, радиоэлектронных
систем, систем вооружения ЛА, высотно-спасательного оборудования, элект-
ронной автоматики и систем бортовых измерений, а также эксплуатационно-
технический отдел;
г)	Служба объективного контроля качества испытательных полетов;
д)	Методический совет ЛИДБ;
е)	Отдел научно-технической информации.
36
I
2)	Комплекс инженерно-технического обеспечения, объединяющий в ЛИДБ
инженерно-технические службы. Он включает отделы охраны труда и техники
безопасности, главного механика и энергетика, технический отдел, БРИЗ, про-
изводственные цеха и ремонтно-строительный цех, а также метеорологическую
лабораторию.
3)	Отделы планово-производственного, административно-хозяйственного,
режима и материально-технического обеспечения работ (планово-производ-
ственный отдел, отдел труда и зарплаты, отдел материально-технического снаб-
жения, административно-хозяйственный отдел).
Такая организационная структура ЛИДБ, ее укомплектованность соот-
ветствующими летными и инженерно-техническими кадрами (летными экипа-
жами испытателей, специалистами-испытателями различного профиля,
инженерно-техническим обслуживающим персоналом) и уровень ее оснащен-
ности современными техническими средствами, наличие в ее составе наземной
испытательной и производственной баз, - обеспечивает возможность на прак-
тике реализовать все стратегические цели летных испытаний новых образцов
современной авиационно-космической техники.
2.2.	Состав и задачи комплексной бригады
испытателей опытного летательного аппарата
Одной из хорошо оправдавших себя форм организационной структуры,
непосредственно проводящей летные испытания опытного (модифицирован-
ного, экспериментального) изделия, является комплексная испытательная бри-
гада, представляющая собой объединение рабочих групп специалистов по
тематическим направлениям испытаний ЛА и по отдельным функциональным
системам ЛА и его бортовому оборудованию.
Специалисты бригады участвуют в разработке программ испытаний это-
го ЛА, организуют и проводят наземные и летные эксперименты, обработку их
результатов, анализ всего экспериментального материала, на основании кото-
рого формируют в дальнейшем выводы и оценки. Специалисты испытательной
бригады осуществляют непосредственное методическое руководство придан-
ными им группами инженерно-технического персонала, участвуют в подготов-
ке, проведении и обработке результатов наземных и летных экспериментов. Под
их руководством проводятся лабораторные, стендовые, ресурсные, полигонные
и летные испытания опытного (модифицированного, экспериментального) из-
делия.
При проведении ЛКИ (заводских испытаний) основной состав бригады
комплектуется из специалистов опытного предприятия. При проведении Госу-
дарственных (приемочных) испытаний основной состав бригады комплектует-
ся из числа специалистов НИИ заказчика, а при эксплуатационных (войсковых)
испытаниях - из специалистов НИИ и специалистов эксплуатирующего под-
разделения заказчика.
Основной задачей испытательных бригад на всех этапах летных испыта-
ний авиационно-космической техники является проведение их в объеме, дос-
37
таточном для оценки соответствия характеристик ЛА, его функциональных
систем и оборудования действующим НЛГ, ТТЗ и другим нормативно-тех-
ническим документам.
Управление рабочими группами специалистов осуществляют их руко-
водители и руководитель бригады в целом, а общее руководство испытани-
ями возлагается на Генерального (Главного) конструктора или его
заместителя - на этапе ЛКИ (заводских испытаний) и на руководителя ис-
пытательной организации заказчика ( или ведомства заказчика) - на этапе
Государственных испытаний и Эксплуатационных испытаний. В отдельных
случаях общее руководство может осуществлять Государственная Комиссия
или Руководитель программы.
2.3.	Состав и задачи отраслевого Методического
совета экспериментальной авиации по летным испытаниям
и Методических советов опытных предприятий
Методический совет экспериментальной авиации по летным испыта-
ниям является коллегиальным рекомендующим органом руководства Рос-
сийского авиационно-космического агентства (Росавиакосмоса). Он
образован на базе Федерального государственного унитарного предприя-
тия «Летно-исследовательский институт им.М.М.Громова» - отраслевого
НИИ, который осуществляет научно-методическое обеспечение работ в об-
ласти экспериментальной авиации. Положительное заключение Методичес-
кого совета является основанием для начала летных испытаний воздушных
судов (ВС).
Методический совет состоит из президиума и двух секций: секции лета-
тельных аппаратов самолетного типа и секции винтокрылых летательных
аппаратов. Его работу возглавляет председатель - начальник ФГУП «ЛИИ
нм. М.М.Громова», персонально отвечающий перед руководством Росави-
акосмоса за деятельность Совета.
Состав Совета комплектуется из числа высококвалифицированных ру-
ководящих и ведущих специалистов отраслевых НИИ (ЛИИ, ЦАГИ, ЦИАМ),
Росавиакосмоса и авиационной промышленности Российской Федерации.
В своей деятельности Методический совет руководствуется действую-
щими нормативными документами по летно-испытательной работе, в том
числе Федеральными авиационными правилами о порядке допуска к поле-
там экспериментальных воздушных судов и Положением о его статусе, вве-
денными в действие приказами Генерального директора Росавиакосмоса,
соответственно, от 22 декабря 1999 г. (№ 416) и 28 апреля 2000 г. (№ 79).
Совет производит оценку методической готовности экспериментальных
ВС (ЛА) и их экипажей к летным испытаниям и летным исследованиям, в
целях обеспечения безопасности и повышения качества летно-испытатель-
ной работы. Его основные задачи:
-	определение необходимости рассмотрения предъявленного организа-
цией-разработчиком ВС (ЛА) на Методическом совете;	I
38
-	оценка готовности экспериментальных ВС (ЛА) и экипажей к перво-
му испытательному полету;
-	комплексное заключение о допуске ВС (ЛА) к последующим испытатель-
ным полетам по программе летно-конструкторских испытаний после выполне-
ния на нем первого испытательного полета;
-	определение особо сложных и опасных этапов испытаний и оценка го-
товности ВС (ЛА) к этим этапам;
-	обобщение опыта работы летно-испытательных подразделений авиаци-
онных организаций-разработчиков ВС(ЛА) и организация взаимного обмена
этим опытом;
-	оказание методической помощи и координация деятельности Методи-
ческих советов летно-испытательных подразделений авиационных организа-
ций-разработчиков и поставщиков ВС (ЛА);
-	оценка, по заявкам авиационных организаций, программ и методик де-
монстрационных полетов на опытных, модифицированных и серийных ВС (ЛА)
с целью выдачи рекомендаций по обеспечению безопасности полетов, в том
числе на режимах, не предусмотренных Руководством (Инструкцией) по лат-
ной их эксплуатации;
-	оценка достаточности осуществленных авиационной организацией-раз-
работчиком ВС (ЛА) мероприятий для обеспечения безопасности испытатель-
ных полетов по программе летно-конструкторских испытаний;
-	оценка общей программы летно-конструкторских испытаний предъяв-
ленного образца с учетом заключений отраслевых НИИ о готовности к выпол-
нению первого испытательного полета;
-	оценка достаточности представленной Методическому совету техничес-
кой документации.
Методические советы испытательных подразделений опытных предприя-
тий (ЛИДБ) комплектуются из числа наиболее опытных специалистов ЛИДБ
предприятий, их летного и инженерно-технического персонала. Они решают
следующие задачи:
-	установление готовности опытного (модифицированного, эксперимен-
тального) ЛА, летного экипажа, наземных служб к проведению на нем испыта-
тельных полетов по программе ЛКИ;
-	обсуждение и одобрение планов проведения первого вылета на каждом
из подготавливаемых к испытаниям экземплярах ЛА, а также наиболее важ-
ных этапов программы ЛКИ и испытательных полетов после произведенных
на ЛА конструктивных доработок;
-	периодическое обсуждение рекомендаций и мероприятий по повышению
безопасности летно-испытательной работы на ЛИДБ и результатов расследо-
вания имевших место происшествий и предпосылок;
-	периодическая оценка качества профессиональной деятельности летно-
го состава ЛИДБ для последующего присвоения более высокого класса;
-	обсуждение программы ЛКИ и специальных видов испытаний опытных,
модифицированных и экспериментальных ЛА опытного предприятия.
39
3,	ТЕХНОЛОГИЯ НАЗЕМНОЙ ПОДГОТОВКИ
ЛЕТНОЖОНСТРУКТОРСКИХ ИСПЫТАНИЙ САМОЛЕТА
И ПРОВЕДЕНИЯ ПЕРВЫХ
ИСПЫТАТТЕЛЬНЫХ ПОЛЕТОВ
3.1.	Подготовка самолета и экипажа
к летно-конструкторским испытаниям
- По своему характеру и задачам наземные испытания опытного (модифи-
цированного, экспериментального) самолета подразделяются на лабораторные,
стендовые, ресурсные и полигонные. Предшествующие его первому вылету виды
наземных работ являются завершающим, наиболее ответственным этапом под-
готовки этого ЛА, его функциональных систем, штатного оборудования и экс-
периментального оборудования.
Обязательными видами наземных работ при подготовке самолета к пер-
вому вылету являются:
1.	Контрольная проверка работоспособности, надежности и соответствия
заложенным в проект (ТУ) данным характеристик:
-	силовой установки ЛА ( по величине статической тяги и расходу топли-
ва) и топливомеров; -
-	систем ручного и автоматического управления, улучшения устойчивос-
ти и управляемости (СУУ) ЛА (ее динамических характеристик, характеристик
загрузки и триммирующих устройств, величины трения, кинематических ха-
рактеристик, законов регулирования характеристик СУУ, СДУ, САУ и систем
НУПС и НУБС, потребных значений передаточных чисел, а для СВВП и распо-
лагаемых моментов управляющих устройств газодинамического типа);
-	системы управления траекторным движением самолета;
-	системы генерации и распределения электроэнергии;
-	систем жизнеобеспечения (жизнедеятельности экипажа и пассажиров в
течение всего полета) и кондиционирования воздуха;
-	систем защиты самолета от обледенения (ПОС) и пожара;
-	штатной системы отображения информации (СОИ), сбора полетной ин-
формации (для диагностики и прогнозирования технического состояния сис-
тем ЛА);
-	информационно-измерительной системы (ИИС), установленной на вре-
мя ЛКИ самолета;
-	системы единого времени;
-	систем защиты самолета от атмосферного электричества, а высокоско-
ростных ЛА и от аэродинамического нагрева;
-	системы, обеспечивающей электромагнитную совместимость электро- и
радиооборудования самолета;
-	систем радиоэлектронного противодействия, воздушной разведки, лазер-
но-телевизионного переднего обзора, обнаружения магнитных объектов (при
наличии на борту ЛА таких систем).
40
Кроме того обязательна контрольная проверка штатного пилотажно-на-
вигационного оборудования(ПНО), высотного оборудования и защитного сна-
ряжения, системы сигнализации, средств спасения летного экипажа, средств
заправки топливом в воздухе (при наличии такой системы).
2.	Проверка бортовых функциональных систем на отказобезопасность (в
том числе СДУ,СУУ,САУ и совмещенного управления, систем НУПС и НУБС,
блоков безопасности, взлетно-посадочных устройств, систем управления меха-
низацией крыла и воздушными тормозами, при их наличии).
3.	Контрольная калибровка штатного бортового оборудования, специаль-
ных бортовых систем и оборудования ЛА.
4.	Калибровка информационно-измерительной аппаратуры и некоторых
других видов экспериментального оборудования самолета (указателей, сигна-
лизаторов и др.).
5.	Уточнение массовых характеристик подготавливаемого к испытаниям
самолета (фактических взлетной и посадочной масс, положения ЦМ при раз-
личных вариантах загрузки ЛА и при различных запасах топлива в баках, ве-
личины осевых моментов инерции ЛА).
6.	Контрольная проверка пневмосистемы ПВД на герметичность и опре-
деление поправок на запаздывание передачи давлений по воздухопроводу от
ПВД к указателям и регистраторам величины скорости, высоты, числа М при
быстрых изменениях давления.
7.	Проверки на пожаробезопасность силовой установки, бортовых сис-
тем и оборудования самолета (с проведением огневых испытаний системы по-
жаротушения).
8.	Контрольная эргономическая оценка летчиком и членами экипажа сво-
их рабочих мест в подготавливаемом к ЛКИ самолете, в частности оценка удоб-
ства размещения в кабине указателей (обеспечивающих летчику прямой
контроль за точностью выдерживания им указанных условий проведения лет-
ных экспериментов).
9.	Практическое освоение летным экипажем своих рабочих мест, приобре-
тение им необходимых навыков управления самолетом, двигателями и борто-
выми системами путем выполнения в требуемом объеме тренировочных рулежек,
пробежек и подлетов с комплексной оценкой при этом управляемости и устой-
чивости движения этого ЛА*.
*Этим видам работ обязательно предшествуют:
- изучение экипажем технической документации с целью детального ознакомле-
ния с ожидаемыми особенностями нового изделия и с установленными на время его
испытаний летными и эксплуатационными ограничениями;
- детальная проработка экипажем общей и рабочих программ ЛКИ нового изде-
лия, а также подготовленного ОКБ опытного предприятия Руководства по летной эксп-
луатации этого Л А и указаний по действиям летчика и экипажа в особых случаях полета;
- отработка на соответствующем пилотажном стенде (тренажере) приемов пило-
тирования этого ЛА на всех расчетных для него этапах полета (от взлета и до посадки
включительно);
- предварительное ознакомление на пилотажном стенде с ожидаемыми особенно-
стями динамики и управляемости нового изделия, со спецификой его крайних расчет-
ных режимов полета, отработка летчиком рекомендуемых действий в особых случаях
полета.
41
Кроме того для ЛА (ВС) новых конструктивных схем и целевого примене-
ния (например, таких как Ту-144 и ВКА «Буран») обычно предусматривается
предварительная отработка в полете летным экипажем приемов управления
такими ЛА (на всех расчетных для них этапах полета) на специально создавае-
мых с этой целью летных аналогах этого ЛА (например на Миг-21 И - аналоге
Ту-144; на БТС - аналоге ВКА «Буран»), либо на соответствующих летающих
лабораториях (например на Ту-154 - имитаторе ВКА «Буран»).
По результатам полигонных испытаний обычно уточняются следующие
условия проведения первого испытательного полета:
-	взлетная масса, центровка и конфигурация самолета;
-	режим работы силовой установки и потребный запас топлива;
-	скорости, при которых следует производить подъем переднего (хвосто-
вого) колеса и отрыв самолета от ВПП, а также его приземление;
-	положения механизмов триммирования командных рычагов управления;
-	положения самолета относительно ВПП в момент его отрыва и в момент
посадки;
-	летные ограничения (пределы допустимых для первых испытательных
полетов изменений углов атаки и скольжения, нормальной и поперечной пере-
грузок, скорости крена и угла крена, числа М полета, скоростного напора или
индикаторной скорости), а также погодные условия.
К этому времени должно быть завершено оформление всей необходимой
технической документации и заключений отраслевых НИИ, а также составле-
ны таблицы подлежащих сертификации характеристик самолета, его функцио-
нальных систем и оборудования.
3.2. Первый вылет самолета, анализ его результатов
и задачи очередных испытательных полетов
Первый вылет опытного (модифицированного, экспериментального) са-
молета производится после успешного завершения всех предусмотренных про-
граммой наземной подготовки ЛКИ видов работ в случае удовлетворительной
оценки их результатов летчиком-испытателем, специалистами испытательной
бригады и Методическим советом экспериментальной авиации по летным ис-
пытаниям воздушных судов (при ФГУП «ЛИИ им. М.М. Громова»),
Перед летным экипажем и специалистами, участвующими в испытаниях
ЛА, в этом случае ставятся две задачи:
1)	оценить степень готовности нового самолета к выполнению на нем по-
летов по программе летно-конструкторских (заводских) испытаний;
2)	получить первое представление о реальных летных и пилотажных каче-
ствах этого самолета и работе бортовых систем.
Для выполнения первого вылета необходима хорошая погода без сильно-
го и порывистого ветра. Горизонтальная видимость должна быть не менее 8
км. Сила ветра и его боковая составляющая ( по отношению к ВПП) не должны
превышать значений, при которых производились подлеты этого самолета (для
42
СВВП - режим висения). Полет над облаками может быть разрешен только при
облачности менее 4...5 баллов. Сплошная облачность (10 баллов) допустима
лишь в тех случаях, когда погода устойчива и максимальная высота полета по
заданию меньше нижней кромки облаков на 1000 м.
На время проведения первого вылета нового изделия аэродром закрыва-
ется для всех других ЛА. ВПП должна быть тщательно очищена и свободна от
всех ЛА, транспорта, людей и животных.
Первый вылет опытного (модифицированного, экспериментального) са-
молета производят в сопровождении самолета-киносъемщика, с которого од-
новременно с киносъемкой осуществляется и визуальное наблюдение за ходом
испытательного полета.
Учитывая специфические условия проведения первого полета на новом ЛА,
число членов экипажа обычно ограничивают штатным минимумом. Объем
полетного задания сокращают до возможного минимума и существенно огра-
ничивают значения параметров (максимальных и минимальных для этого по-
лета скоростей, чисел М, высот, углов атаки и скольжения, перегрузок, угла
крена).
В первом полете конфигурацию ЛА, как правило, существенно не изменя-
ют, шасси убирают не всегда. Взлетная масса самолета задается возможно мень-
шей, чтобы максимально уменьшить скорость отрыва и сократить длину
разбега, а также улучшить условия пилотирования. Топливо в баки заливают в
количестве, необходимом только для полета в течение запланированного вре-
мени и безопасного возвращения на свой аэродром (т.е., оно заливается час-
тично, лишь с некоторым гарантийным запасом по отношению минимальному,
потребному для выполнения первого вылета). Планируемое время пребывания
в воздухе самолетов I и II классов, как правило, не должно превышать 50 ми-
нут, а самолетов III класса - двух часов.
Положение ЦМ и характеристики бортовых систем задают при вылете
таким образом, чтобы обеспечивалась требуемая простота управления самоле-
том при его движении, как по аэродрому, так и в воздухе.
Контрольно-измерительная аппаратура включается на все время полета
испытываемого ЛА, от взлета и до посадки включительно. Кроме того, взлет и
посадку самолета регистрируют с помощью наземной системы внешнеграек-
торных измерений (ВТИ).
Первый вылет производят при работе силовой установки на расчетном
взлетном или максимальном режиме. В процессе разбега подъем переднего (хво-
стового) колеса обычно рекомендуют производить непосредственно перед от-
рывом самолета от ВПП. При этом летчику задают скорость отрыва несколько
больше расчетной для принятой взлетной массы самолета.
Самолет при первом вылете отрывается от ВПП на угле атаки, меньшем
расчетного на 1°-2°. Это облегчает летчику управление в первые секунды после
отрыва от ВПП, уменьшает потребное для балансировки отклонение рулей и
тем самым обеспечивает несколько больший запас в отклонении рулей как для
парирования внешних возмущений, так и для исправления возможных ошибок
пилотирования. Кроме того, при этом летчику обеспечивается возможность
43
переводить самолет в набор высоты практически без предварительного разго-
на его вблизи земли, а также исключается необходимость «играть» продоль-
ным углом, что может оказаться опасным, например, в случае, если у самолета
обнаружится склонность к раскачке или иные дефекты его динамики.
В первом полете летчик-испытатель оценивает:
-	устойчивость и управляемость самолета, простоту- выполнения на нем
разворотов, небольших скольжений, взлета и посадки;
-	работу силовой установки;
-	работу систем и оборудования, необходимых для выполнения этого по-
лета.
Проверку работоспособности силовой установки и штатных бортовых
систем (в том числе системы механизации крыла и воздушных тормозов) и со-
ответствующих бортовых индикаторов в кабине летчика производят только
раздельно и обычно на высоте не ниже 2-3 км в зависимости от класса ЛА. До
набора этой высоты пилотирование осуществляется плавными отклонениями
рычагов управления во избежание непреднамеренной раскачки самолета по
тангажу или крену.
Если это предусмотрено полетным заданием, то после набора заданной
высоты летчик-испытатель последовательно оценивает влияние на продольную
и боковую балансировку ЛА и условия пилотирования как выпуска механиза-
ции крыла (предкрылков, закрылков, интерцепторов и др.), так и изменения
режима работы силовой установки, оценивает также устойчивость и управляе-
мость самолета, простоту выполнения на нем разворотов с креном до 30°.
В полете на безопасной высоте летчик оценивает также условия выполне-
ния посадки и уточняет скорость захода на посадку по фактической скорости
отрыва ЛА (которая может заметно отличаться от расчетного значения) и ре-
жим триммирования усилий на рычагах управления самолета.
Планирование самолета на посадку выполняется по пологой глиссаде на
повышенной (на 30-40 км/ч) скорости.
Посадку производят на несколько повышенной (на 10-20 км/ч) скорости
на уменьшенных посадочных углах атаки, что улучшает управляемость и по-
вышает запас отклонений рулей.
Проверку аварийных бортовых систем самолета в первом полете не про-
изводят, поэтому преднамеренное выключение любой из основных систем са-
молета запрещено. Однако при появлении первых признаков ненормальной
работы основных систем летчик обязан немедленно перейти на соответствую-
щую аварийную систему. В этом случае выполнение задания прекращают и
производят посадку самолета.
•После посадки самолета производится разбор итогов проведенного поле-
та. Летчик-испытатель информирует при этом специалистов комплексной ис-
пытательной бригады о последовательности выполнения им задания и объеме
проведенных экспериментов, дает общую характеристику самолету, качественно
оценивает его устойчивость и управляемость на всех этапах полета от взлета до
посадки включительно, дает оценку работы силовой установки и штатных бор-
товых систем, подробно рассказывает о всех замеченных в полете неприятных
44
и необычных явлениях или особенностях динамики и управляемости самолета,
оценивает простоту выполнения взлета и посадки. В конце сообщения им дол-
жен быть четко сформулирован вывод о возможности (или невозможности)
продолжения полетов по программе ЛКИ этого самолета. Члены летного эки-
пажа и экипаж самолета-киносъемщика должны активно участвовать в обсуж-
дении итогов первого вылета нового ЛА.
После окончания разбора летный экипаж составляет письменный отчет, в
котором должны быть отражены все указанные выше вопросы.
Все произведенные в первом полете записи измерительной аппаратуры,
данные послеполетного разбора, наблюдений с самолета-киносъемщика и пись-
менные отчеты летчика-испытателя и членов экипажа испытываемого самоле-
та тщательно анализируются. По результатам анализа всех этих материалов (а
при необходимости и дополнительного моделирования) уточняют основные
задачи и содержание очередных испытательных полетов, примерный объем и
характер доводочных работ и возможность выполнения целевых полетов в стро-
гом соответствии с программой летно-конструкторских (заводских) испытаний
этого самолета.
В случае обнаружения серьезного дефекта определяется объем и содержа-
ние дополнительных полетов (доводочных полетов, которые проводят по спе-
циально разработанной для этих целей программе) и производится
соответствующая корректировка рабочего плана ЛКИ этого самолета.
45
4.	МЕТОДЫ ВЫЯВЛЕНИЯ ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИХ
ВОЗМОЖНОСТЕЙ САМОЛЕТА,
ИЗУЧЕНИЯ ОСОБЕННОСТЕЙ
ЕГО ДИНАМИКИ И УСТАНОВЛЕНИЯ
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ
ОГРАНИЧЕНИЙ ДЛЯ СЕРИЙНОГО ОБРАЗЦА
4.1.	Общая стратегия летной оценки самолета и
выявления его летно-технических возможностей
Обобщение многолетнего отечественного опыта ЛКИ нескольких поко-
лений около- и сверхзвуковых самолетов различных конструктивных схем и
назначения открыло путь для целенаправленного повышения эффективности и
качества испытаний, доводки и сертификации самолетов 90-х гг., совершенство-
вания процесса летной оценки их динамики и управляемости, выявления их лет-
но-технических возможностей (рис. 4.1.).
Анализ экспериментального материала позволил при этом установить:
-	возможность формирования единого принципа подхода к оценке летных
качеств испытываемого ЛА;
-	возможность унифицировать условия и методы проведения летных экс-
периментов для всех основных групп самолетов;
-	возможность четко регламентировать потребный объем доказательной
информации при испытаниях каждого нового самолета.
Важным методологическим итогом обобщения этого опыта явилась вы-
работанная на такой основе стратегия ЛКИ опытного (модифицированного,
экспериментального) самолета. .Она устанавливает: что и как следует опреде-
лять при испытаниях и сертификации нового самолета, на чем следует при
этом сконцентрировать внимание, чего добиваться, чем руководствоваться при
установлении ЛА эксплуатационных ограничений, в каких случаях требовать
изучения в полете того или иного критического режима этого самолета.
Общая стратегия предусматривает:
1)	обязательный упреждающий анализ априорных данных о характерис-
тиках испытываемого ЛА: материалов продувок в аэродинамических трубах
его моделей (т.е. аэродинамических характеристик), результатов ранее прове-
денных расчетов и целевых исследований на моделях в свободном полете и на
летающих лабораториях;
2)	выделение из всего множества точек (t) в основной 9? (I), эксплуатаци-
онный 91 (II) и предельной 9? (III) областях режимов полета, наиболее небла-
гоприятных по характеристикам устойчивости и управляемости испытываемого
ЛА и особое внимание к ним (обычно это крайние расчетные условия полета по
углу атаки, числу М, скоростному напору и угловой скорости крена, область
околонулевых углов атаки, трансзвуковые скорости и взлетно-посадочные ре-
жимы);
46
47
3)	планирование летного эксперимента с целью «привязки» испытательных
режимов к реальному профилю полета, оценки необходимого их числа для обеспе-
чения требуемой точности конечного результата, формирования при этом «опти-
мальных» управляющих сигналов и установления последовательности проведения
экспериментов,испытательных полетов и задаваемых летчику операций в каждом
из таких полетов;
4)	установление минимального потребного объема доказательной информа-
ции для передачи ЛА в массовую эксплуатацию, надежно подтверж-
дающего:
а)	отсутствие в его динамике и управляемости критических явлений при всех
расчетных условиях полета и нормальном состоянии бортовых функциональных
систем, а также сохранение требуемого минимального уровня характеристик ус-
тойчивости и управляемости при возможных внештатных ситуациях;
б)	соответствие характеристик ЛА техническому проекту, а его нормируемых
характеристик - принятому эталону;
в)	достаточность принятых ограничений для безопасной его эксплуатации.
- 5) Установление таких эксплуатационных ограничений, которые обеспечи-
вали бы в дальнейшем требуемый уровень безопасности полетов без чрезмерного
ограничения ЛТВ нового ЛА;
6) Установление критерия, по которому должен решаться вопрос об обяза-
тельном проведении испытательных полетов в критической для ЛА зоне значений
его параметров движения таких как, <х,М, V. и wx.
Таким образом, в соответствии с разработанной стратегией летной оценки
самолета и выявления его ЛТВ, главным содержанием целевых полетов по про-
грамме ЛКИ, является:
-	установление степени соответствия характеристик нового ЛА, его функцио-
нальных систем и штатного оборудования действующим нормам и техническому
проекту;
-	выявление особенностей его динамики свободного и управляемого движе-
ния с оценкой степени их влияния на пилотирование;
-	выявление критических явлений (СР) и их устранение;
-	выявление и изучение факторов, создающих предпосылки для непреднаме-
ренного превышения в полете максимально допустимых в эксплуатации и предель-
ных по безопасности полета значений параметров движения ЛА (^доп и ^прсл);
-	установление предельно допустимых по безопасности полета значений
L (а , М , V. о ) с оценкой условий непродолжительного пребывания
ЛА в предельной области режимов полета и на внешней ее границе;
-	установление эксплуатационных ограничений для серийных образцов ис-
пытываемого ЛА с подтверждением достаточности принятых гарантийных запа-
сов	прсд- ^доп при нормальном состоянии ЛА и в особых случаях полета (ОСП),
а также правильности настройки имеющейся бортовой искусственной сигнализа-
ции;
-	уточнение инструкции летчику по пилотированию ЛА и действиям в ОСП и
разработка рекомендаций, снижающих вероятность непреднамеренного превыше-
ния эксплуатационных ограничений;
48
-	получение данных для уточнения математической модели движения ЛА
и функционирования его бортовых систем.
Главным содержанием сертификационных полетов является контрольная
проверка соответствия характеристик этого ЛА действующим нормам и техни-
ческому проекту, а также достаточности его защиты в крайних эксплуатацион-
ных условиях полета.
4.2.	Принцип установления эксплуатационных
ограничений для серийных экземпляров опытного
(модифицированного) самолета
Эксплуатационные ограничения для серийных образцов опытного (мо-
дифицированного) самолета устанавливаются по результатам его испытаний
в предельной области режимов полета. Главной целью и задачей испытаний
является такая окончательная корректировка границ этой области, которая
надежно обеспечит требуемый уровень защиты поступающих в массовую эк-
сплуатацию серийных образцов от непреднамеренного опасного превышения
устанавливаемых им эксплуатационных Границ, как при нормальном состоя-
нии самолета, так и при возможных отказах отдельных функциональных сис-
тем или штатного оборудования.	,
Обычно внешнюю границу эксплуатационной области режимов полета
L^^) определяют какразность между установленными в ходе ЛКИ предельно
допустимыми по безопасности значениями ^.пред(ап1)вд,Мп , V. ) и требуемы-
ми для обеспечения соответствующего уровня защиты jS величинами мини-
мальных гарантийных запасов: Д^(Да, ДМ,ДУ,Д(вх, т.е.М^^Ь^^-Д^).
В ходе взаимной стыковки и комплексного, анализа полетных записей
производится оценка и окончательная корректировка значений ^Шред(апрел,
Мпрсд, V , “мред) для всех шта™ых вариантов конфигурации и загрузки са-
молета. При проведении этой работы строго руководствуются следующими
принципами:
-	в любых расчетйых случаях применения ЛА должны отсутствовать кри-
тические явления в динамике свободного и управляемого движения, надежно
функционировать все бортовые системы й штатное оборудование;
-	уровень характеристик устойчивости и управляемости при этом не дол-
жен опускаться ниже второго при нормальном состоянии ЛА и ниже третьего
- при возможных отказах функциональных систем ЛА;
-	должны быть обеспечены для всех расчетных условий применения ЛА
(в том числе и крайних эксплуатационных) при штатных вариантах его кон-
фигурации и загрузки требуемые гарантийные запасы по углу атаки, числу
М, индикаторной скорости и другим параметрам, определяющим допусти-
мые границы целевого применения этого ЛА;
-	выход ЛА на внешнюю границу предельной области режимов полета не
должен приводить к немедленному возникновению опасной ситуации и тем
более к развитию того или иного критического режима;
49
-	должны существовать хорошо заметные летчику признаки приближения
ЛА к внешней границе эксплуатационной области режимов полета, перехода в
предельную область, приближения к ее внешней границе и достижения «кри-
тичным» параметром своего предельно допустимого по безопасности значения;
-	используемый для установления ЛА эксплуатационных ограничений эк-
спериментальный материал должен соответствовать наиболее неблагоприят-
ному сочетанию эксплуатационных факторов (в отношении массы, центровки,
моментов инерции и конфигурации ЛА, высот полета, чисел М и скоростных
напоров).
При установлении самолету минимальной величины гарантийного запа-
са по углу атаки, числу М, индикаторной скорости и скорости крена должны
учитываться:
-	особенности его целевого применения;
-	особенности его динамики и управляемости в предельной области режи-
мов полета;
-	фактический уровень характеристик его устойчивости и управляемости
при наиболее неблагоприятном сочетании эксплуатационных факторов;
-	фактическая степень его защищенности от опасного превышения эксп-
луатационных ограничений (^доп);
-	ожидаемый характер его критических режимов.
В случае положительных итогов анализа материалов ЛКИ и моделирова-
ния характеристик критического режима, в качестве минимальных гарантий-
ных запасов для наиболее неблагоприятного сочетания эксплуатационных
факторов (допустимых центровок, утлов атаки, чисел М, индикаторных скоро-
стей) могут быть приняты следующие величины ; Да~3°...4°; Др~2°...3°;
ДМ~0,10...0,15, если при этом при М поперечная перегрузка от развиваю-
щегося скольжения не превышает nz~±0,l; ДУ.~5О...6О км/ч, если при ¥.дап в
полете без крена отклонение рычага управления от своего нейтрального поло-
жения не превышает 20% полного его хода и реализуемая величина скорости
крена не ниже минимальной нормируемой ее величины; Доз^—0,15c3won, если в
процессе вращения самолета со скоростью крена <охдоп его углы атаки и сколь-
жения, нормальная и поперечная перегрузки не выходят за пределы 80% их мак-
симальных эксплуатационных величин.
50
5. КРИТИЧЕСКИЕ РЕЖИМЫ
СКОРОСТНОГО САМОЛЕТА,
УСЛОВИЯ И МЕТОДЫ ИХ ИЗУЧЕНИЯ В ПОЛЕТЕ
5.1.	Критические режимы современных
скоростных самолетов
Критическими режимами современных скоростных самолетов обычно на-
зывают такие опасные для экипажа и конструкции формы их движения (проис-
ходящего в условиях полной или частичной потери ими управляемости), которые
развиваются при некотором превышении максимально допустимых в эксплуа-
тации углов атаки (адап, положительных или отрицательных), числа Маха (М 1оп),
индикаторной скорости (Удоп), а на маневренном (класс 1а, 16) и ограниченно
маневренном (класс П) самолете и скорости крена (юх доп). Такими опасными
формами движения современного высокоскоростного самолета являются сва-
ливание, штопор, аэроинерционное самовращение, сверхзвуковой срыв и затя-
гивание в крутую спираль (неуправляемое движение крена).
Сваливание (рис.5.1а) обычно происходит при превышении более чем на
3°...4° максимально допустимого угла атаки (адоп - положительного или отри-
цательного). Угол атаки, на котором развивается сваливание обозначают ас.
Штопор (рис. 5.16) нормальный (а>а >0) и перевернутый (а<ас<0), раз-
вивается после сваливания самолета, если при этом возникают раскручиваю-
щие его значительные моменты тангажа, рыскания и крена и происходит
быстрое увеличения угла атаки (а>0).
Аэроинерционное самовращение (рис.5.1 в) может развиться при превы-
шении более чем на 10% максимально допустимой величины угловой скорости
крена (ю дя,).
Сверхзвуковой срыв (рис.5.1г) обычно происходит при превышении более
чем на 10% максимально допустимой величины числа Маха (Мдоп).
Затягивание в крутую спираль - неуправляемое движение крена (рис.5.1д)
обычно развивается при превышении более чем на бОкм/ч максимально допус-
тимой величины индикаторной скорости ЛА (У1доп).
Общим для этих критических режимов самолета является:
1)	в любом из них коренным образом изменяется характер реакции само-
лета на отклонения рычагов управления и развивается сложное пространствен-
ное движение, нередко с большими угловыми скоростями и перегрузками. При
этом ЛА практически полностью выходит из-под контроля нетренированного
летчика;
2)	сам характер движения самолета в таком режиме зависит от частных
особенностей аэродинамической и весовой компоновки ЛА, а также от усло-
вий полета (высоты, скорости, числа М) и положения рычагов управления в
момент его возникновения;
3)	для вывода из любого критического режима, как правило, требуются
51
специальные приемы пилотирования самолета и нередко значительные откло-
нения органов управления.
Важным признаком, по которому критические режимы могут быть ран-
жированы по степени их опасности, является уровень возникающих перегрузок
и угловых скоростей, а также время, в течение которого они развиваются. По-
этому в качестве наиболее важных интегральных характеристик каждого из
критических режимов обычно принимают:
-	время, в течение которого он развивается;
-	характер изменения в режиме угловых скоростей и перегрузок самолета,
а также их максимальные значения;
-	характерные для начальной фазы критического режима признаки, по
которым его легче всего распознавать летчику;
-	потерю высоты в процессе неуправляемого свободного движения само-
лета и вывода его рекомендованным методом из критического режима в гори-
зонтальный полет;
-	запаздывание выхода самолета из этого режима (в секундах) после за-
вершения летчиком последней операции (необходимой для этого).
5.2.	Требования к уровню защиты серийных самолетов
от опасных для экипажа и конструкции форм
их движения
Защита серийных самолетов от опасных форм движения должна быть на-
столько надежной и эффективной, чтобы режим сваливания можно было бы
квалифицировать как событие умеренно вероятное, режимы штопора и затяги-
вания в крутую спираль - только как события маловероятные, а режимы аэро-
инерционного самовращения и сверхзвукового срыва как события крайне
маловероятные.
При количественной оценке вероятности возникновения в процессе лет-
ной эксплуатации самолета этих опасных форм движения (отнесенный к одно-
му полету или одному часу полета) обычно принимают следующие ее знадения:
от I04 до 10'5 для режима сваливания; от 10‘5 до Ю'7 для режимов штопора и
затягивания в крутую спираль; от КУ7 до 10‘9 для режимов аэроинерционного
самовращения и сверхзвукового срыва.
В настоящее время такой уровень защиты достигается совокупностью сле-
дующих средств:
-	обеспечением каждому самолету требуемого уровня характеристик ус-
тойчивости и управляемости (даже при самых неблагоприятных расчетных ус-
ловиях полета их уровень должен быть не ниже третьего);
-	обеспечением каждому самолету соответствующего запаса между макси-
мально допустимыми и предельными по безопасности полета значениями угла
атаки, числа М, индикаторной скорости и скорости крена;
-	установкой для летчика на борту ЛА специальной сигнализации (свето-
вой, звуковой, тактильной);
-	при необходимости, оснащением ЛА дополнительно автоматическим
устройством (автоматом безопасности);
52
Рис. 5.1. Примеры произведенных в полете записей параметров самолета и
действий летчика: а) при сваливании; б) в режиме нормального и перевернутого
штопора; в) в режиме аэроинерционного самовращения; г) при сверхзвуковом
срыве; д) при реверсе поперечного управления (начальная фаза режима
затягивания самолета в крутую спираль) и зоны свойственных этим
критическим режимам современных скоростных самолетов значений углов
атаки (а, б), скоростей крена (в), чисел М (г) и индикаторных скоростей (д)
53
- соответствующим отбором летного состава и высокой профессиональ-
ной его подготовкой.
5.3.	Принятая классификация форм движения
современных скоростных самолтов
в критических режимах
При летно-конструкторских испытаниях нового самолета изучению под-
лежат только те критические режимы, от которых по той или иной причине он
не может быть надежно защищен. В таких случаях самолет обязательно осна-
щается специальными системами (ракетного или парашютного типа) принуди-
тельного вывода его из исследуемого критического режима (на случай, если
рекомендованный летчику метод вывода окажется неэффективным).
Обычно все самолеты проходят испытания на сваливание, а маневренные
(класс 1а, 16) и ограниченно маневренные (класс И), кроме того, подвергаются
испытаниям на штопор. От других, еще более опасных для конструкции ЛА и
экипажа, критических режимов все современные самолеты, как правило, быва-
ют защищены основательнее.
Многообразие форм движения современных самолетов в критическом ре-
жиме (в особенности в режимах сваливания, штопора, аэроинерционного са-
мовращения) привело к необходимости классифицировать наиболее
характерные их виды и разработать для каждого из видов наиболее простой
для летчика и достаточно эффективный метод вывода самолета из этого режи-
ма (типовой метод вывода).
В летно-испытательной практике приняты следующая классификация наи-
более часто встречающихся форм движения современных самолетов в крити-
ческом режиме и рекомендуемые методы вывода:
1)	Режимы сваливания (|а|>|а J) классифицируются по четырем харак-
терным признакам движения ЛА (сваливание на нос; глубокое; колебательное;
с пространственным апериодическим движением). Для вывода разработаны два
типовых метода.*
2)	Режимы штопора (|а|>|а |; пусред~1 или пусрсд~-1; п сред=0) классифициру-
ются по шести характерным признакам движения ЛА (штопор нормальный
а>ас>0 и перевернутый а«х<0; очень крутой, крутой и плоский; правого и
левого вращения; равномерный и колебательный; установившийся и неустано-
вившийся; устойчивый и неустойчивый). Для выводе из нормального штопора
разработаны пять типовых методов; из перевернутого - три метода.
3)	Режимы аэроинерционного самовращения (|wj>|wxnpJ; |ny,nj»0) отно-
сят к числу наиболее опасных для конструкции ЛА и экипажа форм движения
самолета, Классифицируют по двум характерным признакам: по знаку пормаль-
*Обычно первый метод обеспечивает вывод ЛА из менее устойчивого критическо-
го режима, второй и последующие - из все более и более устойчивых видов движения
ЛА в этом режиме.
54
ной перегрузки и уровню возникающих при этом поперечной и нормальной
перегрузок (|n ,J> 1). Для вывода самолета из этого режима разработаны два
типовых метода.
4)	Режим сверхзвукового срыва (М>Мпред, |nj »0) также относят к числу
наиболее- опасных для конструкции ЛА и экипажа форм движения самолета.
Для вывода ЛА из этого режима рекомендован один типовой метод.
5)	Режим неуправляемого движения крена (затягивания в крутую спираль
при V.^VjpeB; Vy~-150...-300 м/с) опасен особенно значительными вертикальны-
ми скоростями снижения ЛА. Для вывода самолета из этого режима рекомен-
дован один типовой метод вывода.
5.4.	Методология летныъх исследований
критических режимов современных самолетов
Методология летных исследований критических режимов современных
самолетов предусматривает поэтапное решение следующих вопросов:
1)	установление условий, невыполнение которых обязывает рзработчика
ЛА проводить такие исследования;
2)	ранжирование степени опасности каждого из этих критических режи-
мов и разработку для них единой шкалы показателей;
3)	классификацию по характерным для критического режима признакам
форм движения ЛА и разработку типовых методов вывода (для каждой из воз-
можных форм его движения);
4)	предварительную подготовку летных исследований и тщательный ана-
лиз всех материалов для более уверенного прогнозирования вероятных особен-
ностей изучаемого критического режима и выявления факторов, способных
спровоцировать развитие наиболее опасной формы движения самолета и за-
метно повлиять на характер его движения;
5)	разработку программы летных исследований критического режима (и
соответствующих приложений к ней) с учетом необходимости последователь-
ного перехода от менее сложных и опасных экспериментов к более сложным и
более опасным и с обязательным учетом всех прогнозируемых особенностей
испытываемого самолета;
6)	установление жесткого регламента подготовки и проведения испыта-
тельных полетов и приемлемых для подобных исследований погодных усло-
вий;
7)	выявление и изучение не только особенностей исследуемого критичес-
кого режима, но и характерных признаков близкого его начала.
5.5.	Наземная подготовка самолета и его
экипажа к летным исследованиям
критического режима
Подобные исследования связаны с повышенным риском и требуют специ-
альной подготовки необходимого методического, метрологического и про-
55
граммного обеспечения летных экспериментов, а также самого самолета и летно-
го экипажа. Обязательным элементом подготовки таких исследований является
проведение соответствующих расчетов, моделирований и опережающих иссле-
дований на динамически подобных свободно летающих моделях (СЛМ) самоле-
та, разработка необходимой технической документации и программы летных
исследований, алгоритмов и программ автоматизированной обработки ма тери-
алов летных экспериментов и получения необходимой информации в реальном
масштабе времени. Очень важно также предусмотреть использование системы
управления летным экспериментом.
При уточнении методики проведения летных исследований, определении
состава экспериментального оборудования, порядка проведения экспериментов
и расчете потребного числа испытательных полетов необходимо предусматри-
вать надежный объективный контроль:
-	максимальной продолжительности воздействия на ЛА в критическом ре-
жиме околонулевых и отрицательных перегрузок (которая не должна превосхо-
дить установленных конструктором максимально допустимых величин для
топливной и масляной систем силовой установки испытываемого
самолета);
-	работы двигателя в нерасчетных для него условиях полета;
-	работы основных систем ЛА и в особенности его системы управления на
больших углах атаки и в критическом режиме (когда возможны значительные
искажения сигналов ПВД, датчиков углов атаки и скольжения и перегрузок);
-	давления в бустерных гидросистемах ЛА после выключения двигателя и
при выводе самолета из критического режима (для оценки достаточности произ-
водительности основных гидронасосов от оборотов авторотации и аварийной
насосной станции).
Особое внимание должно быть уделено выявлению особенностей работы в
нерасчетных условиях полета электропроводных активных систем управления
(СДУ), автоматических систем улучшения устойчивости (СУУ) и систем непос-
редственного управления аэродинамическими (подъемными и боковыми) сила-
ми (НУПС, НУБС), когда возможны значительные искажения сигналов ПВД,
датчиков углов атаки, скольжения и перегрузок. Если самолет имеет штатную
систему предупредительной сигнализации (звуковую, световую, тактильную), то
в ходе летного эксперимента ее включают для оценки эффективности работы и
более точной настройки.
Обязательным элементом подготовки самого самолета является:
-	установка специального оборудования, обеспечивающего летчику прямой
контроль в ходе летного эксперимента за изменением наиболее важных парамет-
ров движения ЛА в исследуемом критическом режиме и при выводе из него реко-
мендованным методом, а, при необходимости, - использование средств как
принудительного вывода ЛА из этого режима, так и аварийного спасения эки-
пажа;
-	установка на самолет оборудования и дополнительных источников пита-
ния, обеспечивающих работоспособность всех его жизненно важных систем в
случае выключения двигателя;
56
-	установка на самолет дополнительных источников питания, обеспе-
чивающих автономную работоспособность информационно-измерительной си-
стемы.
Подготовка летного экипажа (численность которого должна быть мини-
мальной) включает не только работу на пилотажном стенде, но и выполнение
тренировочных полетов на наиболее близком по типу и ожидаемым характери-
стикам критического режима серийном самолете для отработки (или восста-
новления) навыков пилотирования, контроля и визуальной ориентировки, для
приобретения практических навыков ввода самолета в исследуемый режим и
имитации вывода его из этого режима, запуска в воздухе двигателя, отработки
операций, необходимых для аварийного покидания самолета.
5.6.	Условия проведенеия летных исследований
критических режимов современных самолетов
Важными условиями проведения таких испытательных полетов
являются:
-	наличие на борту ЛА всего необходимого для подобных исследований
экспериментального оборудования( указателей контролируемых летчиком па-
раметров; дополнительных источников энергопитания жизненно важных бор-
товых систем ЛА; надежно функционирующей ИИС; средств принудительного
вывода ЛА из критического режима, если рекомендованный метод вывода ока-
жется неэффективным; системы аварийного спасения экипажа, если она не вхо-
дит в состав штатного оборудования этого ЛА);
-	значения моментов инерции, массы, положения центра масс (центровка),
конфигурация испытываемого ЛА, характеристики его системы управления и
режим работы силовой установки в ходе летных экспериментов должны быть
максимально приближены к расчетным;
-	все испытательные полеты, как правило, выполняются при отсутствии
значительных атмосферных возмущений, облачности не более 4...5 баллов, яс-
ной видимости земного горизонта и при наличии запаса высоты над верхней
кромкой облаков достаточного для вывода ЛА из исследуемого критического
режима в горизонтальный полет без захода в облака;
-	первые эксперименты всегда проводятся при возможно меньших скорос-
тных напорах и на больших высотах. Эксперименты, завершающие программу
летных исследований выполняются при таких штатных конфигурациях и заг-
рузке ЛА и на таких высотах, при которых характеристики изучаемого крити-
ческого режима по данным математического и физического моделирования
должны оказаться наиболее неблагоприятными;
-	первые такие полеты по программе летных исследований, как правило,
проводятся в сопровождении серийного самолета, с которого осуществляют ви-
зуальное наблюдение и киносъемку;
-	летным исследованиям режимов аэроинерционного самовращения и
сверхзвукового срыва всегда предшествуют детальные исследования режимов
нормального и перевернутого штопора;
57
-	при выполнении всех испытательных полетов в нерасчетных для ЛА ус-
ловиях бортовая система объективного контроля должна обеспечивать летчи-
ку-испытателю надежный контроль:
а)	времени непрерывного воздействия на ЛА в критическом режиме око-
лонулевых и отрицательных перегрузок (оно не должно быть больше макси-
мально допустимой величины для топливной и масляной систем ЛА);
б)	работоспособности силовой установки, а также систем ручного управ-
ления и автоматического улучшения устойчивости и управляемости (СУУ, СДУ)
испытываемого самолета;
в)	давлений в бустерных гидросистемах ЛА.
58
6. АВИАЦИОННАЯ ТРАНСПОРТНАЯ СИСТЕМА,
БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ И ЛЕТНАЯ ГОДНОСТЬ
ГРАЖДАНСКИХ ВОЗДУШНЫХ СУДОВ
Возросшая роль гражданской авиации в мировой транспортной системе,
создание новых пассажирских самолетов с широкими диапазонами летных
характеристик, пассажировместимости и условий эксплуатации повышают важ-
ность достижения высокого уровня безопасности полета.
В обеспечении безопасности полета, как и в выполнении воздушных пере-
возок, участвует сложная авиационно-транспортная система (А ТС), включаю-
щая воздушное судно (ВС), экипаж, наземные службы подготовки
(эксплуатации) самолета и управления воздушным движением (УВД).
В гражданской авиации под безопасностью полета понимают свойство
АТС, заключающееся в ее способности осуществлять воздушные перевозки без
угрозы для жизни и здоровья людей.
На рис. 6.1 представлена общая схема формирования безопасности поле-
та. В ней показано, что в каждом из звеньев АТС наряду с нормальным функ-
Рис. 6.1. Схема формирования безопасности полета А ТС:
нормальное функционирование;
«зебра» - функционирование с отказами или ошибками
59
ционированием возможно проявление отказов и ошибок. При этом учитывает-
ся, что в полете не исключены отказы функциональных систем самолета, эки-
паж при пилотировании самолета наряду с выполнением указаний Руководства
по летной эксплуатации (РЛЭ) при каких-то обстоятельствах допускает ошиб-
ки (неправильные действия) и, наконец, в деятельности наземных служб под-
готовки к полету и УВД наряду с нормальными действиями также встречаются
ошибки. Таким образом, безопасность полета обеспечивается совокупностью
характеристик самолета, экипажа, наземных служб эксплуатации и УВД.
Безопасность полета (БП), обеспечиваемая ВС как звеном АТС, оценива-
ется его летной годностью, уровень которой устанавливается Нормами летной
годности (НЛГ).
Под летной годностью самолета понимают способность самолета осуще-
ствлять безопасный полет во всем диапазоне установленных для него ожидае-
мых условий эксплуатации (ОУЭ) при установленных методах эксплуатации и
при условии, что остальные компоненты АТС функционируют нормально.
Безопасность полета зависит от трех главных факторов: ВС, человека и
окружающей среды. Каждый из них подвержен влиянию многочисленных слу-
чайных факторов и их сочетаний, таких как отказы техники, ошибки летного
экипажа, наземных служб, опасные атмосферные возмущения (сильная турбу-
лентность, обледенение, молнии и др.).
Безопасность как свойство АТС имеет вероятностный характер, а пробле-
ма определения уровня безопасности и его повышения представляет собой слож-
ную многофакторную задачу.
Модель оценки вероятности возникновения в полетах катастрофической
ситуации (КС) может быть представлена в следующем ввде:
Лкс = )Р(КС / П+ ЖП K„nj)P (КС|/ПэкМ) +
+WU)/’(KC/no.c.eJ)>	(6')
ИЛИ
Рекс = ZPkc + ZPkc + ХРкс ,	(6.2)
ОТК	ЭКИП	О.С.С. ’	х 7
где /’же - вероятность возникновения в полете катастрофических ситуаций;
> 4SKlraj, П - события, заключающиеся в возникновении на j-том
этапе полета предпосылок, связанных с недостатками самолета (например, отказами
функциональных систем), ошибками экипажа, опасными состояниями внешней среды
соответстЬеппо; £>(П ). С(П .), £>(П	) - вероятности этих событий; /’(КС / П ..)
 'ЧКС/П /’(КС/h )С cj) - условные вероятности возникновения катастрофической
ситуации при реализации соответствующих предпосылок.
Из (6.1) следует, что показатель уровня БП Рекс оценивается суммой
вероятностей катастрофических ситуаций, причинами которых являются не-
достатки самолета, ошибки экипажа и опасные состояния среды (атмосферы).
60
Рис. 6.2. Сочетание факторов, одновременно приведших к летным происшествиям:
к - число факторов; nt - доля летных происшествий, зависящих
от данных факторов, в общем числе ЛП
Зарубежные и отечественные данные по эксплуатации воздушных судов
свидетельствуют о том, что за крайне редким исключением катастрофы не бы-
вают следствием воздействия одного из перечисленных факторов. Обычно они
происходят в результате сочетания нескольких факторов, каждый из которых
самостоятельно не вызывает КС. При этом, как правило, один из факторов яв-
ляется основным, а действия других имеют усугубляющий с точки зрения безо-
пасности характер.	/
Анализ статистики показывает, что наиболее вероятной причиной летно-
го происшествия (ЛП) является сочетание двух-трех факторов (рис.6.2). Среди
них часто встречаются такие, как ошибки экипажа, недостатки самолета, со-
стояние среды.
На практике в оценке вероятностных показателей БП гражданских ВС
широкое распространение получили два направления:
1. Оценка вероятностных показателей БП как характеристики эксплуата-
ции, т.е. оценка фактического уровня БП эксплуатируемых ВС;
2. Оценка вероятностных показателей летной годности ВС (составляющей
БП) на этапе их сертификации, т.е. прогнозирование уровня летной годности
внедряемого в эксплуатацию ВС.
Первое направление связано с анализом статистики авиационных проис-
шествий за рассматриваемый период эксплуатации ВС данного типа или клас-
са (магистральных, местных воздушных линий и др.).
Статистическая оценка БП может быть произведена на основании следу-
ющей формулы:
Р\с = п/Т,	(6.3)
где п - число катастрофических событий; Т-общий налет в часах за рассмат-
риваемый период эксплуатации.
61
Следует иметь в виду, что распределение вероятности нарушений БП по
этапам полета существенно неодинаково и зависит не только от продолжитель-
ности полета, но и от других факторов. В связи с этим используется также ста-
тистическая оценка вероятности катастрофы, отнесенная к одному полету:
Ркс = п/1У,	(6.4)
где п - число катастрофических событий; Л’ - общее число полетов за рассматри-
ваемый период эксплуатации.
Сопоставляя формулы (6.4) и (6.3), можно убедиться в том, что Р*кс = Р*с
за исключением случая, когда продолжительность одного полета равна 1 ч.
Поэтому, если указанный в формуле (6.3) фактический налет в часах условно
перевести в равную ему сумму типовых одночасовых полетов , получим
формулу для количественной оценки вероятности катастрофы в виде безраз-
мерной величины
Р KC=n/N	(6.5)
При этом Р Р*кс, что позволяет сохранить неизменными существую-
щие в настоящее время оценки уровня БП и установленные в НЛГ вероятнос-
тные показатели летной годности. Применение оценки (6.5) исключает также
необходимость использования допущения об однородности времени.
При более детальном анализе статистических данных эксплуатации ВС
представляется возможность выделить приведенные в равенстве (6.2) составля-
ющие, т.е. долю факторов, повлиявших на потерю БП.
Второе направление связано со статистико-вероятностными исследовани-
ями характеристик ВС и его функциональных систем, направленными на под-
тверждение соответствия установленным в НЛГ вероятностным показателям
особых ситуаций при отказах функциональных систем.
В этом случае, учитывая приведенное выше определение летной год-
ности ВС, в котором принято, что экипаж и наземные службы функционируют
в соответствии с действующими инструкциями, т.е.
Р„ =0 и Ркг =0,	(6.6)
КСо.с.с	КСэкып ’	'	7
а также, что при оценке летной годности ВС принимается, что эки-
паж и наземные службы функционируют нормально (в соответствии с действу-
ющими инструкциями), выражение (6.1) можно записать в виде:
/>л=Ще(Пч)Р(к/П.),	(6.7)
где Рк -суммарная вероятность возникновения в полете особой ситуации (ОС)
к -й степени опасности; к -индекс особой ситуации (СС - сложная ситуация). АС -
аварийная ситуация), КС -катастрофическая ситуация ); % - индекс функционального
62
отказа; j -индекс этапа полета; -событие, заключающееся в возникновении % -го
отказа на j -м этапе полета; Q( ) -вероятность возникновения события П ; Р(к /
П^) - условная вероятность возникновения ОС k-й степени опасности.
Для сопоставления результатов исследований, проводимых на основе вы-
ражения (6.7) с установленными в НЛГ показателями вероятности ОС, опреде-
ляется приведенная к одному часу полета вероятность особой ситуации;
Р‘к = Р/^	(6.8)
где t - средняя продолжительность типового полета.
Вполне естественно, что и создатели авиационной техники и эксплуатан-
ты используют все возможности для обеспечения безопасности полета, опреде-
ляемой каждой составляющей АТС.
Одним из важнейших путей достижения необходимого уровня БП являет-
ся разработка таких требований к каждому из звеньев АТС, реализация кото-
рых на практике позволила бы гарантировать заданный уровень БП.
Требования к самолету как звену АТС, относящиеся к безопасности полета,
изложены в Нормах летной годности.
НЛГ являются государственными требованиями по безопасности полета,
относящимися к ВС. Выполнение требований НЛГ обязательно как при созда-
нии ВС (опытного и серийного), так и в процессе его эксплуатации (включая и
ремонт). Весь процесс создания ВС должен быть ориентирован на соблюдение
НЛГ. Оценка всей технической документации ВС и все виды испытаний (лабо-
раторные, стендовые и летные) направлены прежде всего на подтверждение его
соответствия требованиям НЛГ.
В свою очередь, эксплуатация ВС должна осуществляться таким образом,
чтобы не нарушалась его летная годность. Вполне естественно, что летный эки-
паж для допуска к полетам и на протяжении всей летной работы на ВС данного
типа должен отвечать как общим требованиям, предъявляемым к летному со-
ставу гражданской авиации, так и требованиям, предъявляемым к летному эки-
пажу ВС конкретного типа.	/
Летный состав должен знать в совершенстве Наставление по производ-
ству полетов гражданской авиации (НПП ГА), Руководство по летной эксплу-
атации ВС, характеристики и материальную часть ВС, быть тренированным в
пилотировании ВС во всем диапазоне ожидаемых условий эксплуатации, осо-
бенно в сложных метеоусловиях и особых случаях полета, в правильном и чет-
ком взаимодействии между членами экипажа. Подобный подход имеет
отношение и к наземным службам эксплуатации ВС и УВД с учетом того, что
для наземных средств имеются свои нормы годности и эксплуатации.
Таким образом, для обеспечения высокого уровня безопасности полета
необходимо, чтобы ВС соответствовало требованиям НЛГ, а экипаж и назем-
ные службы функционировали в соответствии с действующими в гражданской
авиации руководящими документами и нормативами.
63
7.	ОБЩАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА
СЕРТИФИКАЦИОННОГО БАЗИСА НА
«ТИП ВОЗДУШНОГО СУДНА»
В соответствии с установленными Межгосударственным Авиаци-
онным Комитетом “Процедурами сертификации авиационной техники"
(Авиационные правила, часть21, том 1, “Правила сертификации типа авиаци-
онной техники” ) под сертификационным базисом понимается комплекс тре-
бований к летной годности и охране окружающей среды, распространенных на
данный образец авиационной техники.
Иными словами сертификационный базис включает:
-	требования действующих НЛГ, относящиеся к данному типу ВС;
-	требования к характеристикам шума на местности;
-	требования к эмиссии двигателей;
-	дополнительные требования, отражающие особенности ВС
( несодержащиеся в НЛГ ).
Поскольку основой сертификационного базиса являются Нормы лет-
ной годности, рассмотрим краткую историю их развития и структуру.
7	.1. Краткий обзор истории развития международных,
отечественных и зарубежных требований
к летной годности воздушного судна
Требования к воздушному судну и к его летной годности по существу по-
явились с возникновением авиации. С развитием авиапромышленности в Рос-
сии (СССР), США, Великобритании, Германии и Франции разрабатывались,
апробировались и развивались требования к характеристикам и системам ВС.
Так в СССР существовал целый комплекс нормативной документации различ-
ного характера и статуса, в той или иной мере регламентирующей процесс со-
здания воздушного судна ( Техническое задание, Нормы прочности, ГОСТ-ы,
ОСТ-ы, Руководства, Методики и т.п.). Подобная ситуация была и за рубежом
до начала 20-х годов, когда в США, а затем и в Великобритании была введена
государственная система сертификации гражданской авиации. Минимальные
государственные требования к летной годности ВС были установлены в Нор-
мах летной годности: в США в федеральных авиационных правилах (FAR ),
а в Великобритании- в НЛГ гражданской авиации (BCAR).
Следует отметить, что к началу 70-х годов Великобритания прекратила
совершенствование (BCAR), т.к. начала участвовать в разработке единых за-
падно-европейских НЛГ - Joint Airworthiness Requirements (JAR), первое изда-
ние которых появилось в 1974 г. Различные части и разделы этих норм
распространялись на различные классы ВС и их компоненты.
В конце 1944 года на Чикагской конференции была учреждена Междуна-
родная организация гражданской авиации (ИКАО), которая стала заниматься
вопросами сотрудничества государств в области международной деятельности
гражданской авиации и разработкой международных стандартов и рекоменда-
64
ций в этой области. Летная годность ВС регламентируется двумя основными
документами ИКАО: Приложением 8 к Чикагской конвенции (впервые опуб-
ликованы в 1949г.) и Техническим руководством по летной годности (ТРЛГ).
Приложение 8 включает в себя стандарты летной годности общего характера и
является обязательным базисом для всех стран - членов ИКАО при разработке
национальных НЛГ. ТРЛГ содержит более подробные рекомендации по разра-
ботке национальных НЛГ. Вплоть до настоящего времени эти два документа
совершенствовались и дополнялись.
В 1965году в нашей стране началась разработка первых отечествен-
ных НЛГ.
В 1967г. были утверждены первые НЛГ гражданских самолетов СССР, а в
1971г. - НЛГ вертолетов, которые, в основном, соответствовали требованиям
ИКАО и учитывали требования FAR и BCAR. Изучение зарубежного опыта
сертификации ВС показало, что внедрение НЛГ в практику авиастроения и эк-
сплуатации ВС возможно лишь при наличии государственной системы серти-
фикации, включающей систему разработки и постоянного совершенствования
НЛГ и МОС (методов определения соответствия), а также определение ответ-
ственных государственных полномочных органов и процедур обеспечения сер-
тификации гражданских воздушных судов на всех этапах их создания.
В 1971г. была создана Межведомственная комиссия по НЛГ, а в 1973г.
Постановлением СМ СССР был образован Государственный авиационный ре-
гистр. Координацию и методическое руководство деятельностью по разработ-
ке и совершенствованию НЛГ с 1971 года осуществлял Летно-исследовательский
институт им. М.М.Громова. В 1990году руководство работами по НЛГ граж-
данских ВС было возложено на Госавиарегистр.
В 1974г. было разработано и введено в действие второе издание НЛГ граж-
данских самолетов СССР (НЛГС-2), которое по уровню требований соответ-
ствовало FARn BCAR. В 1975г. на базе НЛГС-2 разработаны временные нормы
летной годности сверхзвуковых пассажирских самолетов.
В 1984г. было разработано 3-е издание НЛГС (НЛГС-3), вобравшее в
себя отечественный опыт сертификации самолетов нового поколения (Ил-86,
Лк-42идр.)_
Сравнительный анализ НЛГС-3, FAR и JAR показал, что устанавливае-
мые ими уровни безопасности практически эквивалентны. По отдельным тре-
бованиям имеются отличия между указанными НЛГ, содержащими менее или
более жесткие требования к некоторым характеристикам. Однако, наиболее
существенным является отличие НЛГС - 3 от FAR и JAR по структуре
расположения требований и их нумерации, что затрудняло понимание НЛГС
за рубежом при выходе отечес твенных самолетов на внешний рынок экспорта.
С 1990 года была начата работа по гармонизации отечественных и западных
требований с учетом обеспечения конкурентоспособности российских ВС.
В 1993г. были разработаны и введены в действие первые отечественные
Авиационные правила - “ Нормы летной годности гражданских легких само-
летов ”(АП-23). На протяжении последних лет разработаны многие другие ча-
сти Авиационных правил, среди которых: “Нормы летной годности самолетов
транспортной категории ” (АП-25), “Процедуры сертификации авиационной
65
техники” (АП-21), “ Нормы летной годности двигателей воздушных судов” (АП-
33), “ Нормы летной годности воздушных винтов” (АП-35), “ Представители
авиационного регистра ” (АП-183), “Сертификация воздушных судов по шуму
на местности ”(АП-36) и т.д. В 1997году введено в действие 2-е издание “Норм
летной годности гражданских легких самолетов” (АП-23).
Таким образом, в настоящее время в мировой практике сертификации в
наибольшей степени применяются федеральные авиационные правила США
(FAR), Единые требования к летной годности стран Западной Европы (JAR) и
Авиационные правила Межгосударственного авиационного комитета, являю-
щиеся и правилами России (АП).
7	.2. Сертификационные и квалификационные требования к ВС
и его составляющим
Рассмотрим сертификационные и квалификационные требования к воз-
душному судну и его компонентам на примере Норм летной годности самоле-
тов транспортной категории (АП-25). В соответствии с “Процедурами
сертификации авиационной техники” (АП-21) сертификационные требования
предъявляются к ВС в целом и компонентам I и II класса.
К компонентам I класса относятся авиационный маршевый двигатель
(АМД), воздушный винт (ВВ), которые проходят сертификацию с выдачей Авиа-
регистром МАК Сертификатов типа.
К компонентам II класса относятся фюзеляж, крьшо, поверхности управ-
ления, секции механизации крыла, шасси, механическая система управления и
другие части конструкции планера ВС, АМД, ВВ, и ВД, работоспособность
которых непосредственно влияет на их летную годность. Компоненты II класса
проходят сертификацию в составе ВС в соответствии с процедурами, установ-
ленными в АП-21 для сертификации ВС в целом.
Квалификационные требования предъявляются к компонентам катего-
рии А III класса. К компонентам 111 класса относятся комплектующие изде-
лия (КИ), включающие любые установленные на ВС, АМД, ВВ и ВД
механизмы, приборы, оборудование (включая соединительное), стандартные
детали и другие комплектующие (готовые) изделия, используемые для осуще-
ствления полета ВС. Компоненты III класса подлежат одобрению в соответ-
ствии с процедурами, установленными в АП-21, и по степени влияния их
работоспособности на летную годность образца в целом подразделяются на
две категории:
-	КИ категории А - изделия, нарушение работоспособности которых ока-
зывает существенное влияние на летную годность образца;
-	КИ категории Б - изделия, не относящиеся к категории А, включая стан-
дартные детали.
По результатам одобрения на тип КИ категории А оформляется Свиде-
тельство о годности изделия или Одобрительное письмо Авиарегистра, а на
тип КИ категории Б -Одобрение на установку изделия.
Требования части 25 Авиационных правил (АП-25) содержатся в восьми
разделах:
раздел А - “Общие положения”;
66
раздел A-О - “Общие требования летной годности самолета при отказах
функциональных систем”;
раздел В - “Полет", включающий требования к взлетно-посадочным ха-
рактеристикам, характеристикам полета по маршруту, управляемости и манев-
ренности, балансировке, устойчивости, сваливанию, управляемости самолетом
на земле и воде и др.;
раздел С - “Прочность”;
раздел D - “Проектирование и конструкция”, включающий требования
к поверхностям управления, системе управления, шасси, корпусу и поплав-
кам гидросамолета, размещению членов экипажа, пассажиров и груза, ава-
рийному оборудованию, вентиляции и отоплению, герметичности, пожарной
защите и др.;
раздел Е- “Силовая установка”, включающий требования к топливной
системе, масляной системе, охлаждению, системе подвода воздуха, выхлопной
системе, органам управления и агрегатам силовой установки, пожарной защи-
те силовой установки;
раздел F - “Оборудование”, включающий требования к установке прибо-
ров, электрическим системам и оборудованию, светотехническому оборудова-
нию, спасательному оборудованию, кислородному оборудованию и др.;
раздел G - “Эксплуатационные ограничения и информация”.
Также АП-25 содержит ряд Приложений по различным тематическим на-
правлениям Норм.
Таким образом, АП-25, как основа сертификационного базиса самолета
транспортной категории, регламентируют сертификационные требования к ВС
в целом и его компонентам, сертифицируемым в составе данного воздушного
судна.
Предъявляемые к комплектующим изделиям категории А квалификаци-
онные требования содержатся в квалификацирнном базисе. Основой квалифи-
кационного базиса КИ категории А являются действующие Авиационные
правила (НЛГ), с поправками на дату подачи заявки в АР МАК на проведение
квалификации, Приложения к АП и Квалификационные требования. Также
квалификационный базис может включать специальные технические условия,
которые содержат, в том числе, отдельные требования технического задания на
разработку этого изделия, государственных и отраслевых стандартов.
Таким образом, каждое КИ категории А до установки на самолет прохо-
дит квалификационные испытания и получает одобрение на основании выда-
чи Свидетельства о годности типа КИ или Одобрительного письма.
67
8.	ОСНОВНЫЕ ПРИНЦИПЫ СЕРТИФИКАЦИИ
ВОЗДУШНОГО СУДНА
8.1.	Отечественная процедура сертификации типа ВС
В 1994г. были разработаны и введены в действие новые “Процедуры сер-
тификации авиационной техники” ( Авиационные правила, часть 21,Правила
сертификации типа авиационной техники).
Правила устанавливают обязательный для выполнения предприятия-
ми, организациями и другими юридическими и физическими лицами поря-
док сертификации и контроля за соответствием гражданских воздушных
судов и их компонентов действующим Авиационным правилам. АП-21 учи-
тывают накопленный опыт сертификации авиационной техники, стандар-
ты и рекомендации ИКАО и международную практику в области летной
годности воздушных судов. Ответственность за деятельность в области
летной годности и процедур сертификации ВС, их компонентов, производ-
ства авиатехники, годности международных и категорированных аэродро-
мов и их оборудования к эксплуатации, охраны окружающей среды от
воздействия авиации с выдачей соответствующих сертификатов, свиде-
тельств и эквивалентных им документов возложена на Авиационный ре-
гистр, который является компетентным органом Межгосударственного
авиационного комитета.
Соответствие ВС и его компонентов требованиям сертификационного
базиса устанавливается на основании результатов сертификационных ра-
бот: расчетов, моделирования, анализа опыта эксплуатации образца или его
прототипов и сертификационных (лабораторных, стендовых, наземных и лет-
ных) испытаний ВС.
Сертификационные работы проводятся в соответствии с действующи-
ми методами определения соответствия или методами, разработанными орга-
низациями и предприятиями, проводящими сертификационные работы.
Указанные методы подлежат одобрению Авиарегистром и включаются в
программы сертификационных работ, которые проводятся под руководством
и контролем Авиарегистра. Сертификация типа создаваемого гражданско-
го ВС включает в себя следующие основные этапы:
-	подачу заявки в Авиарегистр на получение Сертификата типа;
-	разработку Сертификационного базиса образца и утверждение его
Авиарегистром;
-	проведение этапа макета образца вместе с его компонентами;
-	сертификационные заводские испытания образца (СЗИ);
-	сертификационные контрольные испытания образца (СКИ);
-	анализ результатов сертификации, принятие решения и выдачу Авиа-
регисгром Сертификата типа на образец.
Авиарегистр своим решением может (в некоторых случаях) корректи-
ровать этапы и процедуры сертификации, сохраняя основные положения
68
АП-21, объемы проверок и испытаний этих образцов, необходимые для ус-
тановления их соответствия требованиям к летной годности.
В целях экспертной оценки выполнения процедур сертификации, резуль-
татов работ на этапах разработки сертификационного базиса образца, квали-
фикационных требований к КИ, этапах макета и сертификационных работ, а
также для оценки доказательной и эксплуатационной документации Авиаре-
гистр формирует рабочие группы, макетные комиссии, группы экспертов, бри-
гады и т.п.
В состав таких органов включаются специалисты Авиарегистра, Серти-
фикационных центров (АСЦ Гос НИИ ГА, ЛИИ-ЦС и др.), НИИ, испыта-
тельных и других организаций по представлению руководителей этих
организаций.
8.2.	Технология сертификационных работ
на различных этапах создания воздушного судна
В соответствии с Правилами разработчик (владелец сертификата
Разработчика ) подает в Авиарегистр заявку на получение Сертификата типа
по форме, установленной Авиарегистром.
Обязательным приложением к Заявке являются:
-	спецификация ВС, включающая в себя краткое техническое описание,
принципиальные схемы систем, основные характеристики, а также ожидаемые
условия эксплуатации (ОУЭ) и ограничения, в рамках которых предполагается
сертифицировать воздушное судно;
-	план-проспект сертификационного базиса ВС;
-	общий вид ВС в трех проекциях.
Срок действия заявки ограничен, так например, для ВС транспортной ка-
тегории он составляет 5 лет.	1
При подготовке план-проспекта сертификационного базиса Заявитель
должен учитывать, что на ВС распространяются требования действующих НЛ Г
(АП) с поправками, вступившими в силу на дату подачи в Авиарегистр заявки
на получение Сертификата типа.
Весьма важную роль в сертификации ВС играет этап “ Макета ВС”, так
как он позволяет достаточно полно оценить соответствие целому ряду важных
требований НЛГ, связанных с компоновкой воздушного судна.
Макетной комиссией, состав которой утверждается Авиарегистром, рас-
сматриваются все материалы, представленные Разработчиком (перечень этих
материалов рекомендован АП-21).
При этом оцениваются:
-	полнота учета требований к летной годности;
-	степень реализации требований сертификационного базиса (СБ) в кон-
струкции и характеристиках проектируемого ВС;
-	проект Таблицы соответствия ВС требованиям СБ в части достаточнос-
ти предлагаемых видов проверок и испытаний;
-	перечень КИ, подлежащих квалификации;
69
-	планы сертификационных испытаний ВС и его систем.
В Материалы макетной комиссии включаются также все выявленные в ходе
работы недостатки, связанные с летной годностью ВС и его компонентов.
Сертификационные заводские испытания ВС проводятся Заявителем. Це-
лью СЗИ является:
-	доведение конструкции ВС, его характеристик и эксплуатационной до-
кументации до соответствия требованиям СБ;
-	установление типовой конструкции особо ответственных функциональ-
ных систем ВС;
-	определение условий предъявления ВС на СКИ.
В процессе СЗИ Заявитель представляет на рассмотрение Авиарегистру и
Сертификационным центрам (СЦ) результаты испытаний по мере их готовно-
сти.
По окончании СЗИ Заявитель оформляет Предъявление ВС Авиарегистру
на СКИ. При этом прилагаются следующие материалы:
-	акт СЗИ и другие доказательные документы, устанавливающие соответ-
ствие ВС требованиям СБ;
-	заключение СЦ в части прочности конструкции;
-	таблица соответствия ВС;
-	оценка СЦ по выполнению программы СЗИ и предложения по составу и
объему проверок ВС на этапе СКИ;
-	эксплуатационная документация;
-	уведомление заявителя о том, что комплект рабочей конструкторской
документации ВС, прошедшего СЗИ, откорректирован по результатам СЗИ и
отражает типовую конструкцию ВС.
Сертификационные контрольные испытания (СКИ) являются этапом
Авиарегистра, проводятся под его руководством определяемым им Сертифи-
кационным центром и обеспечиваются Заявителем.
По результатам комплекса сертификационных работ, предусмотренных
для сертификации ВС, Сертификационные центры оформляют комплексное
Заключение о соответствии типа ВС требованиям СБ, которое подлежит одоб-
рению Авиарегистром.
После одобрения Авиарсгистром Акта СКИ и Акта эксплуатационных
испытаний (если они проводятся) Заявитель направляет в Авиарегистр Пред-
ставление на получение Сертификата типа ВС. Авиарегистр принимает реше-
ние о выдаче Сертификата типа после завершения Эксплуатационных
испытаний (если они необходимы) или по результатам СКИ.
В целях сокращения сроков сертификации зачастую Авиарегистр органи-
зует проведение сертификационных испытаний в один этап на основе участия
СЦ и экспертов Авиарегистра на этапе СЗИ.
8.3.	Летные сертификационные испытания ВС
Уровень сертификации самолета в значительной мере определяется пра-
вильным сочетанием различных методов исследований, играющих важную роль
70
в получении с достаточной полнотой объективной информации, необходимой
для установления соответствия требованиям НЛГ. К этим методам относятся
моделирование, стендовые, лабораторные, наземные и летные испытания, а
также их сочетание.
В отечественной практике методы исследований характеристик самолета
и его функциональных систем с помощью наземных установок наиболее разви-
ты в аэродинамике - испытания моделей в аэродинамических трубах; прочнос-
ти - испытания отдельных элементов конструкции и самолета в целом на стендах;
определении характеристик двигателей - стендовые испытания отдельных эле-
ментов и двигателя в целом; системах пожаротушения —испытания на натур-
ных стендах; определении характеристик бортового оборудования -
лабораторные испытания приборов и агрегатов, стендовые испытания пило-
тажно - навигационных комплексов и электросистем.
Наряду с этим известны очень важные для сертификации методы матема-
тического моделирования как характеристик отдельных систем и комплексов,
так и полета самолета в целом с учетом возмущений из-за отказов систем, опас-
ных внешних воздействий, особенностей пилотирования и ожидаемых условий
эксплуатации. Все шире внедряются методы натурных испытаний систем само-
лета и комплексов оборудования при их совместной работе с отработкой и оцен-
кой связей между ними.
Значительно возросла при сертификации роль пилотажных стендов типа
тренажеров.
Широкое развитие и внедрение отмеченных методов сертификации на ран-
них стадиях в процессе летных испытаний позволяют значительно повысил,
эффективность сертификации. Внедрение всех видов моделирования (матема-
тического, полунатурного и натурного) до начала летных испытаний позволя-
ет выполнить значительный объем сертификационных оценок до первого вылета
и обеспечивает качественное проведение летных испытаний в минимальные
сроки.
Однако заключительным и наиболее ответственным этапом сертифика-
ции самолета являются летные испытания. В отечественной практике методам
летных испытаний традиционно отводилась особенно важная роль. При про-
ведении сертификации их роль еще более возрастает, так как необходимо мак-
симально повысить уровень оценки вновь создаваемых самолетов.
Методы летных сертификационных испытаний постоянно совершенству-
ются и развиваются с применением автоматизированного анализа и управле-
ния летным экспериментом.
Существующие методы летных сертификационых испытаний обладают ря-
дом специфических особенностей, гарантирующих высокие объективность и ка-
чество определения летной годности летательного аппарата:
1.	В летных испытаниях обеспечиваются сочетание реальных характерис-
тик ВС, его взаимодействие с реальными внешними условиями и внутренней
средой, участие летчика в контуре управления и в выработке комплекса
оценок ВС.
71
2.	Проведение летных испытаний сочетается со стендовыми испытаниями
и математическим моделированием. Такой комплекс сертификационных иссле-
дований особенно распространен в оценке летной годности при отказах функ-
циональных систем, сложных штурвальных и автоматических систем
управления, пилотажно-навигационных комплексов, электронных систем уп-
равления двигателем, исследованиях взлетно-посадочных и крейсерских режи-
мов полета, динамики полета самолета и ряде других задач.
3.	В летных испытаниях отрабатываются методы пилотирования (вклю-
чая управление всеми функциональными системами), входящие в РЛЭ для ли-
нейных летчиков, во всем диапазоне условий эксплуатации на нормальных и
критических режимах полета. Моделируются особые случаи полета, с которы-
ми возможна встреча в эксплуатации, путем имитации внезапности отказов,
разбросов в широком диапазоне параметров управления по скорости, времени
управления и др. При этом проводится предварительная оценка характеристик
самолета.
На этапе летных испытаний в сочетании с оценкой соответствия требова-
ниям НЛГ окончательно определяются летные и взлетно-посадочные характе-
ристики, характеристики устойчивости и управляемости, включая динамику
полета на больших углах атаки вплоть до сваливания, на максимальных по
прочности скоростях и перегрузках, определяется нагружение агрегатов и кон-
струкции самолета, проводятся испытания на флаттер и дру1 ие летно-прочнос-
тные испытания. Требования НЛГ предусматривают летные испытания для
оценок работоспособности и характеристик систем управления и жизнеобеспе-
чения, противообледенительной системы, целого ряда важных характеристик
двигателя в самолетной компоновке ( газодинамической устойчивости, запус-
ка, приемистости, защиты от попадания посторонних предметов, эффективно-
сти реверса тяги и др.), топливной и противопожарной систем, характеристик и
работоспособности бортового оборудования, эргономических качеств кабины
экипажа.
Одной из центральных задач в летных испытаниях оборудования являет-
ся отработка и сертификация систем инструментальной посадки, сертифика-
ция самолета по категориям посадочных минимумов.
Внедрение НЛГ и сертификация выдвинули в принципиально новой по-
становке задачу комплексного исследования в полете особых ситуаций, выз-
ванных отказами функциональных систем ( двигателя, оборудования, системы
управления и др.).
В летных испытаниях дается оценка характеристик самолета, его двигате-
лей и оборудования во всем диапазоне ОУЭ, в том числе в сложных метеоусло-
виях, при обледенении и др.
В идеале сертификационные летные испытания должны проводиться на
самолете, который полностью соот ветствует типовой конструкции, предназна-
ченной для регулярной эксплуатации и заявленной на сертификацию. Однако
на практике самолеты, поступающие на летные испытания, отличаются по от-
дельным компонентам от типа самолета. Например, по составу оборудования,
состоянию двигателя, компоновке или составу систем. Чаще всего последние
72
(серийные) экземпляры из поступающих на летные испытания соответствуют
типовой конструкции. В связи с этим сертификационные летные испытания
планируются и распределяются между экземплярами самолета по тематике та-
ким образом, чтобы максимально использовать возможности каждого
экземпляра.
Сертификационные летные испытания состоят из комплекса испытаний
самолета и его систем, силовой установки и пилотажно-навигационного обо-
рудования в нормальной эксплуатационной области полета и комплекса спе-
циальных испытаний, относящихся к критическим или расчетным условиям и
режимам.
73
9 . МЕТОДЫ И СРЕДСТВА ОПРЕДЕЛЕНИЯ
СООТВЕТСТВИЯ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК ВС
ТРЕБОВАНИЯМ СЕРТИФИКАЦИОННОГО БАЗИСА
9.1 Оценка соответствия характеристик полета по маршруту
Полет по маршруту - этап полета от момента окончания взлета до начала
захода на посадку. Он включает в себя набор высоты крейсерского полета, крей-
серский полет, снижение и ожидание.
При сертификации гражданского самолета транспортной категории с са-
мых ранних этапов его создания должно быть обеспечено соответствие харак-
теристик полета по маршруту установленным для них НЛГС-3 или АП-25
требованиям. Окончательная оценка соответствия производится по результа-
там летных испытаний. Требования НЛГС-3 и АП-25 к характеристикам по-
лета по маршруту регламентируют эксплуатационные скорости, высоты полета
и градиенты набора высоты гражданского самолета как при нормально рабо-
тающих двигателях, так и в случаях с одним и двумя отказавшими двигателя-
ми. Одним из важнейших с точки зрения обеспечения безопасности требований
НЛГ является обязательность назначения скоростей полета по маршруту в пре-
делах области эксплуатационных режимов полета:
1.3V < V < Р	(9.1)
si марш	max.	v z
Обычно для подт верждет ,ия соответствия этому требованию в заявленном
диапазоне условий эксплуатации представляются зависимости V*=f(H).
Для случаев полета с одним или двумя отказавшими критическими двигателя-
ми назначение скоростей полета по маршруту должно выполняться с учетом
требований АП-25 к траектории. Эти требования могут наложить дополнитель-
ные ограничения на скорость полета. Так, в случае полета с одним и двумя
отказавшими двигателями рекомендуемая скорость должна обеспечивать со-
хранение положительного значения чистого градиента набора высоты на реко-
мендованной РЛЭ высоте горизонтального полета. При этом в соответствии с
определением АП-25 под чистым градиентом набора высоты для траектории
полета по маршруту с одним неработающим двигателем понимается полный
градиент (т.е. продемонстрированный в летных испытаниях и приведенный к
номинальной регулировке двигателей по тяге (мощности) с учетом прогрева
двигателей, установленного в РЛЭ), уменьшенный на 1.1; 1.4; 1.6% для самоле-
тов с двумя, тремя и четырьмя двигателями соответственно. Еще одно ограни-
чение на скорость полета по маршруту может быть установлено необходимостью
обеспечения запасов по углу атаки, защищающих самолет от воздействия вер-
тикальных восходящих порывов ветра. Так, в соответствии с нормами разность
между допустимым углом атаки а.1оп и углом атаки в горизонтальном прямоли-
нейном полете агп, характеризующая запас по углу атаки до (X , нс должна
быть меньше приращения угла атаки от мгновенного входа в восходящий нор-
74
мируемый по скорости порыв ветра, которое определяется отношением эффек-
тивной индикаторной скорости W. этого порыва к индикаторной скорости
Г. полета:
7
а -а <57.3 WIV
ДОП Г.П	I I
(9.2)
Очевидно, что обеспечение этого неравенства при регламентированной
величине НИ достигается за счет увеличения скорости полета.
В соответствии с НЛГС-3 эксплуатационные высоты крейсерского полета
гражданского самолета должны устанавливаться такими, чтобы на них мог быть
обеспечен полный градиент набора высоты на менее 1%. Это требование на-
правлено на обеспечение возможности кратковременного занятия самолетом
соседнего верхнего эшелона полета, т.е. маневрирования по высоте при воз-
никновении такой необходимости и поступлении указаний от служб УВД. В
связи с этим для обеспечения указанного полного градиента нормы допускают
использование максимального разрешенного режима работы всех двигателей
(для набора высоты на рекомендованной скорости).
9.2 Оценка соо тветствия потребного на полет запаса топлива
9.2.	L Требования Норм летной годности к ПЗТ
В НЛГС-3 и АП-25 нашли отражение результаты анализа отечественного
и зарубежного опыта по нормированию составляющих потребного запаса топ-
лива, а также результаты исследований расхода топлива отечественных граж-
данских самолетов различных типов.
Так, в соответствии с АП-25 потребный на полет запас топлива (ПЗТ) вклю-
чает в себя основной (ОЗТ) и резервный (РЗТ) запасы топлива:
тпзт тоэт + трзт
т₽ЭТ =mK3T +тАИЗ
(9-3)
(9-4)
Потребный запас топлива обеспечивает выполнение полета от аэропорта
вылета (АВ) до аэропорта назначения (АН), а также от АН до запасного аэро-
дрома (ЗА). Типовой расчетный профиль полета гражданского самолета
приведен на рис. 9.1.
Основной запас топлива (031} - топливо, расходуемое при запуске и про-
греве двигателей (тт здп ); рулении (тт рул ); взлете (т.гкз;1); полете по маршру-
ту, включающем в себя набор высоты, крейсерский полет и снижение (тт
mT KP mT CH ) заходе на посадку и посадке ( ттзппос ):
mO3T тТ.ЗАП тт,ГУЛ ^тТ.ВЗЛ тт.н в ’*’тт.КР ттсн + тт.З.П.ПОС. (9-5)
ОЗТ определяется при прогнозируемых условиях (температуре наружного
воздуха и скорости ветра по трассе ) и для условий выдерживания расчетных
75
Крейсерский полёт
Рис. 9.1. Типовой расчетный профиль полета гражданского самолета: НзшГ Нжа -
высоты первого и второго эшелонов; И„т, - оптимальная высота полета;
ВПР - высота принятия решения
режимов и профиля полета без каких-либо отклонений. Таким образом, основ-
ной запас топлива был бы достаточен для выполнения основной целевой зада-
чи - полета до аэропорта назначения и посадки в нем, если бы расчетные условия
выдерживались бы идеально. Практически же в эксплуатации фактические ус-
ловия всегда отличаются от принятых расчетных в силу наличия различных
вполне определенных или случайных факторов. Поэтому потребный запас топ-
лива включает в себя еще две составляющие: компенсационный и резервный
запасы топлива.
Компенсационный запас топлива - топливо, необходимое для компенсации
погрешностей, связанных с точностью самолетовождения и топливоизмеритель-
ных систем, разбросом индивидуальных характеристик эксплуатируемых са-
молетов и двигателей, возможными отклонениями метеорологических условий
от прогнозируемых, а также дополнительное топливо, необходимое для ком-
пенсации методических погрешностей расчета ПЗТ.
Основные факторы, определяющие массу КЗТ ткзт:
при наборе высоты - отклонения фактической температуры наружного
воздуха от прогнозируемой фактической скорости полета от рекомендуе-
мой 5V, а также погрешность определения взлетной массы 5тю, и индивиду-
альные отличия часовых расходов топлива экземпляров самолетов данного типа
от характеристик, приведенных в РЛЭ, SQ;
при крейсерском полете - отклонения фактического числа М и высоты
полета от рекомендуемых значений 8М,8Н, отклонение фактического значе-
ния продольной составляющей скорости ветра от прогнозируемого 51V, увели-
чение дальности полета из-за боковых отклонений от линии заданного пути
8L., погрешность определения полетной массы самолета 5m, отличия факти-
ческих километровых расходов топлива от данных РЛЭ 8q, задержки в сме-
нах эшелонов 8т ;
76
при снижении - погрешность выбора точки начала снижения 5тлга и за-
держки на снижении 5т.
Кроме того, КЗТ зависит от погрешности заправки самолета топливом
8тгазоп , методической погрешности расчета 8тжт и дальности полета L.
'/аким образом, формула для определения КЗТ может быть записана в сле-
дующем виде:
M=f(&c ,8т ,8V,8Q,8M,8H,8L, 8q,8W, 8т .8т,
5т. 5т , 8тТ , 8МКЛ)	(9.6)
у н.сн. Тзапрг МЕР '	v '
В практике эксплуатации гражданских самолетов могут возникнуть слу-
чаи невозможности выполнения посадки в аэропорте назначения в силу раз-
личных обстоятельств, таких как плохие метеоусловия, занятость ВПП и т.д.
Для обеспечения безопасного завершения полета в таких условиях потребный
запас топлива включает в себя аэронавигационный запас топлива ( АНЗ).
Аэронавигационный запас топлива - топливо, необходимое для ухода на
второй круг и полета на запасной аэродром с расчетной точки полета по марш-
руту, т.е. с высоты принятия решения при заходе на посадку на аэродром на-
значения, в прогнозируемых метеоусловиях на рекомендованной РЛЭ высоте
со скоростью, соответствующей минимальному километровому расходу топ-
лива; полета на режиме ожидания над запасным аэродромом; захода на посад-
ку до ВПР.
Под высотой принятия решения понимается относительная высота, отсчи-
тываемая от уровня торца ВПП, на которой должен быть начат маневр ухода
на второй круг в случаях, если до ее достижения не был установлен визуальный
контакт с ориентиром, необходимый для выполнения посадки, или если на этой
высоте положение самолета относительно заданной траектории полета не обес-
печивает безопасность посадки.
При сертификации гражданского самолета в части ПЗТ оценивается дос-
таточность содержания РЛЭ для расчета основного, компенсационного и ре-
зервного запасов топлива. Исходными данными для определения массы ОЗТ
являются результаты летных испытаний по определению характеристик расхо-
да топлива, а на ранних этапах создания самолета - расчетные данные. Эти
характеристики определяются известными методами для всех этапов полета
самолета по маршруту.
Расчетные зависимости резервного запаса топлива от удаленности запас-
ных аэродромов L3a, продолжительности ожидания 1 и посадочной массы
самолета ттс базируются на характеристиках расхода топлива, аналогичных
используемым при определении ОЗТ.
В соответствии с требованиями АП-25 масса компенсационного запаса
топлива (КЗТ) должна быть не менее-3% от массы ОЗТ.
Эта минимальная масса КЗТ установлена на основании опыта эксплуата-
ции самолетов гражданской авиации и может быть использована в такой де-
терминированной форме при отсутствии достоверных данных по обоснованию
77
количественных характеристик составляющих КЗТ. В более строгой постанов-
ке эти составляющие зависят от случайных факторов и сами являются случай-
ными величинами. Исходными данными для определения КЗТ являются
результаты летных испытаний и статистика эксплуатации гражданских само-
летов.
Следует отметить, что в процессе сертификации каждый опытный само-
лет проходит проверку с точки зрения его безопасной эксплуатации при отка-
зах его функциональных систем. При этом расчетно-экспериментальным путем
подтверждается, что потребный запас топлива при возникновении таких отка-
зов, приводящих к ухудшению характеристик расхода топлива или вынужден-
ному изменению маршрута, полностью обеспечивает возможность полета и
посадки как на аэродроме вылета, так и на аэродроме назначения или на бли-
жайшем запасном аэродроме. Наиболее типичны в данном случае примеры,
связанные с отказом двух двигателей ( для самолетов, имеющих более двух дви-
гателей), а также с разгерметизацией кабины, которые ведут к увеличению рас-
хода топлива вследствие вынужденного перехода на более низкие эшелоны
полета.
На различных этапах сертификации самолета используются расчетные и
экспериментальные методы определения характеристик расхода топлива, на ос-
новании которых строятся аналитические модели составляющих ПЗТ. Модель
компенсационного запаса топлива формируется с использованием данных экс-
плуатации по влиянию на расход топлива определяющих случайных факторов.
На основании моделей рассчитывается масса ПЗТ в ожидаемых условиях эксп-
луатации. Полученные результаты используются для включения в РЛЭ и со-
вершенствования НЛГ.
9.3.	Пути повышения эффективности
сертификационных испытаний воздушных судов
Стремление к возможному ускорению процесса создания и сертификации
нового самолета выдвигает задачу существенного ускорения летных испыта-
ний. В решении проблемы сокращения сроков летных испытаний важнейшую
роль играют два главных фактора - максимальная отработка самолета и его
систем, двигателей и оборудования, включая и проведение сертификации гото-
вых изделий по принципу “до установки на самолет” до начала летных испыта-
ний, и интенсификация летных испытаний.
9.3.1.	Готовность самолета к испытаниям
Как известно, процесс сертификации в отечественной практике, как и за-
рубежной, осуществляется с начала проектирования ВС. Однако, за рубежом к
первому вылету воздушного судна завершается сертификационная оценка при-
мерно на 60% пунктов НЛГ (это требования, не предусматривающие проведе-
ние летных испытаний).
78
В нашей практике на стадиях проектирования и постройки самолета ве-
дется в основном предварительная оценка летной годности. Зачетные работы
по сертификации начинаются преимущественно после начала летных испыта-
ний. Объясняется это различными степенями разработки и отработки на стен-
дах двигателей, оборудования и самолетных систем на ранних этапах создания
самолета. В значительной мере различные степени отработки элементов само-
лета к началу испытаний объясняются принятым в отечественной практике од-
новременным “стартом” разработки двигателей и оборудования. В то же время
известно, что длительности разработки и создания двигателя, современного
электронного оборудования заметно больше (примерно в два раза), чем дли-
тельности проектирования и постройки планера самолета.
Представляет интерес зарубежная практика создания авиационной тех-
ники. Как известно, зарубежные фирмы разрабатывают новые двигатели и
оборудование чаще всего независимо от конкретного самолета и, по-видимо-
му, исходя из общих перспектив развития авиации и имеющихся научно-тех-
нических достижений в данных областях. Поэтому самолетная фирма
разрабатывает проект нового самолета, ориентируясь на двигатели и обору-
дование, готовые или находящиеся в завершающей стадии создания. Такая
организация работ способствует проведению сертификации двигателей и обо-
рудования независимо от самолета, а по времени, как правило до первого
вылета самолета.
Кроме того, следует иметь в виду большие объемы работ, проводимых
зарубежными самолетными фирмами до начала летных испытаний на стендах,
тренажерах, летающих лабораториях, а также работ, относящихся к отработ-
ке самолетных систем, компоновки кабины пилотов, динамики полета, мето-
дов пилотирования и др.
Важное место в повышений эффективности испытаний принадлежит лета-
ющим лабораториям. В отечественной практике летающие лаборатории полу-
чили широкое применение при создании новых пассажирских самолетов. С
появлением турбореактивных двигателей каждый опытный двигатель прохо-
дит комплекс летных испытаний на летающих лабораториях. Внедрение систе-
мы сертификации внесло некоторые принципиальные изменения в назначение
и область применения летающих лабораторий. Так, двигатели для ЯК-42 и
АН-74 (Д-36) и ИЛ-86 (НК-86) проходили летные испытания на летающих
лабораториях ТУ-16ЛЛ как с целью их отработки, так и для получения под-
тверждения соответствия требованиям НЛГ.
Двигатели самолетов ТУ-204 и ИЛ-96 (ПС-90), а также ИЛ-114 (ТВ-7-117)
проходили летные испытания на новом поколении унифицированных летаю-
щих лабораторий ИЛ-76ЛЛ. На летающих лабораториях выполняются
отработка и сертификационные оценки новых комплексов пилотажно-навига-
ционного оборудования. В этом плане характерными были испытания пило-
тажно-навигационных комплексов на летающих лабораториях для самолетов
ИЛ-6.2, ИД-86 и ЯКГ42, На летающей лаборатории ТУ-154ЛЛ отрабатывалась
электродистанционная система управления с мини-штурвалом самолета ТУ-204.
Однако следует отметить, что отработка двигателей, оборудования и самолет-
79
ных систем на стендах и легающих лабораториях начинается незадолго до пер-
вого вылета самолета, а их сертификация продолжается практически до конца
его летных испытаний.
При таком позднем включении стендов и летающих лабораторий в отра-
ботку и сертификацию двигателей, оборудования и самолетных систем суще-
ственно снижается эффективность их применения с точки зрения обеспечения
готовности самолета к летным испытаниям и выполнения предусмотренного
НЛГ объема сертификационных оценок до первого вылета.
Оценка зарубежного и отечественного опыта по отработке и сертифика-
ции двигателей, оборудования, самолетных агрегатов и систем свидетельству-
ет о том, что чрезвычайно важным путем сокращения продолжительности и
объемов летных испытаний является совершенствование отечественной проце-
дуры создания гражданской авиатехники. Подразумевается введение разных
“стартов” для разработки двигателей, оборудования (опережающий “старт”) и
самолета, а также существенное повышение роли стендов, тренажеров и летаю-
щих лабораторий в отработке и сертификации двигателей, комплексов обору-
дования, самолетных систем и агрегатов.
9.3.2.	Интенсификация летных испытаний
Интенсификация летных испытаний возможна двумя путями: разработ-
кой и применением программ испытаний, позволяющих максимально комплек-
сировать полеты различных тематических направлений, что способствует
наиболее эффек тивному использованию полез ного времени и сокращению числа
полетов, и применением методов летных испытаний, основанных на комплек-
сной автоматизации обработки и анализа информации, с управлением летным
экспериментом и применением математического и полунатурного моделирова-
ний для сопровождения летных испытаний.
При подготовке и проведении летных испытаний серьезное внимание уде-
ляется комплексации полетных заданий различных направленностей. Положи-
тельную роль в этом играет готовность испытуемого самолета и
соответствующего набора функциональных систем к комплексированию оп-
ределенных видов испытаний.
Поскольку в летных сертификационных испытаниях участвуют несколь-
ко самолетов, возможность комплексирования полетных заданий зависит так-
же от готовности каждого экземпляра к зачетным полетам, темпа их поступления
и распределения тематики испытаний между отдельными экземплярами само-
летов.
Большое значение также имеют четкость организации и выдерживание
графика поступления опытных экземпляров самолета на летные испытания, а
также распределение по ним объемов испытаний. Вопросы автоматизации об-
работки и анализа полетной информации в испытаниях современных граждан-
ских самолетов играют чрезвычайно важную роль. Прежде всего это связано с
объемом информации, подлежащей осмысливанию и оценке. Как известно, для
сертификационных испытаний магистрального самолета число измеряемых в
80
полете параметров достигает 2000 ...4000. А если учесть объемы летных испы-
таний (1500...2000ч) и ограниченные сроки их проведенения , то совершенно
очевидно, что без автоматизации процессов обработки и анализа информации
решить такую задачу невозможно. Следует иметь в виду и то, что определен-
ные виды испытаний без автоматизированного анализа невозможно выполнить
(исследования нагружения конструкции самолета и агрегатов, статистические
исследования ВПХ и ЛХ, моделей пилотирования и др.).
Чрезвычайный шггерес при испытаниях пассажирского (транспортного)
самолета представляет система управления летным экспериментом (СУЛЭ),
основанная на автоматизированной обработке в реальном масштабе времени
бортовой информации, поступающей по телеметрическому каналу.
В отечественной практике такая система достаточно эффективно приме-
нялась при испытаниях на критических режимах самолетов Ту-134 и
Ту-154М. В значительной степени СУЛЭ использовалась в летных испытани-
ях самолетов Ту-204 и Ил-96.
Имеющийся опыт показывает, что применение этой системы позволяет, с
одной стороны, в процессе летного эксперимента (полета) передавать на борт
дополнительную информацию о качестве выполняемых режимов, небезопас-
ных отклонениях от заданных параметров и отказах. Это дает возможность
испытательному экипажу принять решение о необходимых экстренных действи-
ях, возможности безопасного продолжения задания, а при благоприятных ус-
ловиях и о сокращении подходных (промежуточных) режимов, а также о
повторении некачественно выполненного режима. С другой стороны, СУЛЭ
позволяет довести обработку полетной информации до ее получения в масшта-
бе реального времени полета, что используется, например, при разборе выпол-
ненного полета или ускоренной послеполетной обработке.
Не останавливаясь подробно на проблеме комплексной автоматизации
обработки полетной информации, перечислим лишь основные направления ее
решения и реализации.
1. Отработка бортовой системы сбора и передачи информации, дающей
возможность проведения автоматизированной обработки данных как после
полета, так и в масштабе реального времени. Это реализуется трансляцией ин-
формации по телеметрическому каналу, а в отдельных случаях обработкой ин-
формации на борту самолета (ограниченная обработка).
2.Обеспечение интерпретации информации в необходимом виде ( табли-
цы, графики и др.), в том числе и в масштабе реального времени полета.
З.Автоматизация обработки результатов измерений внешнетраекторных
параметров как после, так и в процессе полета. Совмещение внешнетраектор-
ных данных с данными бортовых измерений.
4.У правление летным экспериментом на основе автоматизированного ана-
лиза (в масштабе реального времени) полетной информации, получаемой с борта
самолета по телеметрическому каналу, и внешнетраекторных измерений.
Обеспечение высокой готовности самолета к летным испытаниям
и интенсификация процесса летных испытаний пассажирского самолета
позволяют сократить продолжительность таких испытаний до 1... 1,5 лет вме-
сто 3...4 лет, имеющих место в отечественной практике.
81
Литература
Основная:
1	. Летные испытания самолетов: Учебник для студентов высших техничес-
ких учебных заведений /К.К.Васильченко, В.А.Леонов, И.М.Пашковский,
Б.К.Поплавский. -М.: Машиностроение. 1996. -720с.: ил.
2	. Сертификационные испытания самолетов/ М.И.Мазурский, Г.Ш.Мее-
рович, А.Н.Степаненко. -М.: Машиностроение. 1993. -160с.: ил. - (Справ, б-ка
авиац. инж.-испытателя)
Дополнительная:
-	Авиация: Энциклопедия /Гл.ред. Г.П.Свищев. -М.: Большая Российская
энциклопедия. 1994. -736с.: ил.
-	Авиационные правила. Часть 21. Процедуры сертификации авиационной
техники. М.: МАК, 1994. 40с.
-	Авиационные правила. Часть 25. Нормы летной годности самолетов
транспортной категории. М.: МАК, 1994.322 с.
-	Единые нормы летной годности гражданских транспортных самолетов
стран-членов СЭВ. М.: Междуведомственная комиссия по нормам летной год-
ности гражданских самолетов и вертолетов СССР, 1985. 470с.
-	Задачи и структура летных испытаний самолетов и вертолетов /А.Д.Ми-
ронов, А.А.Лапин, Г.Ш.Меерович, Ю.И.Зайцев. Подред. А.Д.Миронова. -М.:
Машиностроение. 1982. -144с.: ил.
-	Летная годность воздушных судов. Приложение 8 к Конвенции о Меж-
дународной гражданской авиации. 8-е изд. ИКАО, 1988.56с.
-	Нормы летной годности гражданских самолетов СССР, 3-е изд. М.: Меж-
дуведомственная комиссия по нормам летной годности гражданских самоле-
тов и вертолетов СССР, 1984. 464с.
-	Техническое руководство по летной годности. 2-е изд. ИКАО, 1987.366с.
-	British Civil Airworthiness Requirement, Section D Aeroplanes, ISSUE 14.
1981. 192p.
-	Federal Aviation Regulations, Part 25 Airwothiness Standards: Transport
category airplaines. FAA, 1991. 177p.
-	Joint Airworthiness Requirements, JAR-25, CAA, 1976, 386p.
82