МОСКОВСКИЙ
авиационный ИНСТИТУТ
ЛЕТНЫЕ
ИСПЫТАНИЯ
САМОЛЕТОВ
МОСКВА
19 9 2
Министерство науки, высшей школы и технической политики
Российской Федерации
КОМИТЕТ ПО ВППЙ ШКОЛЕ
МОСКОВСКИ ОРДЕНА ЛЕНИНА И ОРДЕНА ОКТЯБРЬСКОЙ РЕВОЛЩИИ
АВИАЦИОННОЙ ИНСТИТУТ имени СЕРГО ОРДХОНИКЦДЗЕ
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ САМОЛЕТОВ
Методические указания
к курсовому проектированию
Под редакцией И.М. Пашковского
Утверждено
на заседании редсовета
26 июня 1991 г.
Москва
Издательство МАИ
1992
*188(075)
Л 523
УДК: 629.735.33.018.7(071.1)
Авторы-составители: В.Ф. Захарченко, И.М. Пашковский, Б.К. Поплав-
ский, В.Н. Четвергов
Летные испытания самолетов: Методические указания к курсовому про-
ектированию / Авт.-сост.: В.Ф. Захарченко, И.М. Пашковский,
Б.К. Поплавский, В.Н. Четвергов; Под ред. И.М. Пашковского.- М.:
Изд-во МАИ, 1992. - 64 с.: ил.
Рассмотрены наиболее характерные дефекты динамики и управляе-
мости современного самолета с указанием возможных путей их устра-
нения, встречающиеся в ходе испытаний опытного самолета. Приведен
необходимый справочный материал.
Предназначены для студентов, выполняющих курсовой проект по
дисциплине "Летные испытания самолетов".
Рецензенты: Ю.Т. Клепов, В.И. Ахромеев
С) Московский авиационный институт, 1992
I. ОБЩИЕ ТРЕБОВАНИЯ К КУРСОВОМУ ПРОЕКТИРОВАНИЕ
I.I. ЦЕЛИ КУРСОВОГО ПРОЕКТИРОВАНИЯ
Целью курсового проектирования является закрепление и углубле-
ние знаний, полученных студентами при изучении дисциплины "Летные
испытания самолетов", и развитие у них практических навыков в подго-
товке и проведении летно-испытательной и летно-исследовательской
работы, включающей элементы:
методической подготовки летных испытаний самолета (с обоснова-
нием потребного для решения поставленных задач состава специального
оборудования, необходимого числа полетов, целесообразности исполь-
зования средств управления летным экспериментом, а также принятой
процедуры обработки полетных записей);
устранения одного из дефектов динамики и управляемости испыты-
ваемого самолета или улучшения одной из летных характеристик его;
формирования рабочей программы целевых испытаний (исследова-
ний) и доводочных полетов на этом самолете;
расчета заданных показателей динамики и управляемости самолета
по приведенным в приложении материалам летного эксперимента с оцен-
кой соответствия их действующим нормам.
Под целевыми испытаниями понимаются испы-
тания, в которых определяются летные характеристики и характеристик.'
ки динамики и, управляемости опытного самолета.
Под доводочными испытаниями понимаются
испытания, проводимые для оценки эффективности доработок по устра-
нению дефекта динамики и управляемости.
В процессе курсового проектирования предусматривается решение
студентом следующих двух задач:
I. Разработка мероприятий по устранению указанного в задании
дефекта самолета с помощью простых конструктивных средств или спе-
циальных автоматических устройств с расчетом показателей динамики
и управляемости.
2. Разработка и обоснование программы доводочных полетов и це-
левых летных испытаний опытного самолета (или программы летных ис-
3
следований на самолете - летающей лаборатории), обеспечивающей эко-
номную количественную оценку тех или иных (указанных в задании) лет-
ите характеристик испытываемого самолета.
1.2. ВАРИАНТЫ ЗАДАНИЙ
А. Подопытный самолет	
1а. Самолет-МиГ-21.	12а. Самолет Ту-134.
2а. Самолет F-I4.	13а. Самолет в -58.
За. Самолет F-I5.	14а. Самолет й -70.
4а. Самолет Р -16.	15а. Самолет g -I. .
5а. Самолет Р -18.	16а. Су-17М4, Су-22М.
6а. Самолет Р-1127	17а. Су-24.
7а. ВКС "Шатл".	18а. МиГ-23М.
8а. СПС Ту-144.	19а. Су-25.
9а. Аэробус Ил-86.	20а. Су-27.
10а. Самолет Ил-62. Па. Самолет Ту-134	21а. МиГ-29.
Примечание телем могут быть заданы	. Кроме указанных выше самолетов преподава- и другие типы.
Б.Перваязадача
16. Устранение обратной реакции самолета по крену на отклоне-
ние педали.
26. Устранение чрезмерной прямой реакции самолета по крену на
отклонение педали.
36. Устранение тенденции к непроизвольному кренению самолета
(непроизвольное' крененив). :
4а. Устранение тенденции к непроизвольному кабрированию само-
летапри /И = const vi - const (непроизвольное кабрирование).
56.	Устранение тенденции к непроизвольному пикированию при
М = const и Л/ - const (непроизвольное пикирование).
66.	Устранение тенденции к продольной раскачке самолета летчи-
ком при точном пилотировании самолета (продольная раскачка).
76.	Устранение тенденции к волновому подхвату самолета в около-
звуковом диапазоне чисел' М (волновов подхват ).
86.	Устранение тенденции к волновому рысканию самолета в около-
звуковом диапазоне чисел М (волновое рыскание).
96.	Устранение чрезмерной колебательности и Плохого затухания
возмущенного движения самолета.
4
106. Устранение тенденции к непроизвольному скольжению (непро-
извольное скольжение).
Пб. Устранение неустойчивости самолета по скорости в околозву-
ковом диапазоне чисел М.
126. Улучшение точности выдерживания угла визирования и траек-
тории при ручном пилотировании самолета в заданных условиях его
применения.
136. Увеличение эффективности поперечного управления при задан-
ных режимах полета.
146. Увеличение степени продольной статической устойчивости
самолета после заданного смещения назад положения его центра масс.
156. Увеличение степени путевой статической устойчивости само-
лета до заданной величины.
В. Вторая задача
1в. Определение высотно-скоростных характеристик самолета.
2в. Определение километровых и часовых расходов-топлива.
Зв. Определение взлетно-посадочных характеристик самолета.
4в. Определение характеристик маневренности самолета.
5в. Определение характеристик продольной устойчивости и управ-
ляемости самолета (с учетом нормируемых показателей, приведенных в
дополнительных материалах, которые имеются на кафедре).
6в. Определение характеристик боковой устойчивости и управляе-
мости самолета (см. дополнительные материалы).
7в. Оценка динамики и управляемости ВКС при входе в плотные
слои атмосферы.
8в. Оценка динамики и управляемости ВКС на высотах ниже 10 км.
9в. Установление допустимых по безопасности полета границ:
по углам атаки и скольжения;
по числу М полета;
по скоростному напору;
по скорости крена (для самолетов 1-го и 2-го классов).
Юв. Оценка динамики и управляемости маневренного самолета в
предельной области режимов полета:	'
по углам атаки и скольжения;
по .числу М полета;
по скоростному напору;
по скорости крена.
Пв. Летные исследования режимов сваливания самолета.
5
12в. Летные исследования режимов штопора самолета.
13в. Летные исследования режимов неуправляемого движения кре-
на (затягивания самолета в крутую спираль).
14в. Летные исследования опасных форд аэроинерционного взаимо-
действия продольного и бокового движений самолета.
15в. Летные исследования динамики и управляемости самолета при
околонулевой степени путевой статической устойчивости и режима
сверхзвукового срыва.
Примечание. Преподавателем могут быть заданы и другие
вады целевых летных испытаний (исследований) самолета.
1.3. СОДЕРЖАНИЕ ОТЧЕТА
Отчет по курсовому проектированию должен включать следующие
обязательные разделы:
А. По первой задаче
I.	Постановка задачи.
2.	Объект испытаний (краткая характеристика).
3.	Обоснование метода устранения заданного критического явле-
ния в динамике и управляемости (или обоснование улучшения заданной
летной характеристики самолета).
4.	Проект рабочей программы доводочных испытаний самолета.
Б. По второй задаче
I.	Постановка задачи.
2.	Объект испытаний.
3.	Краткий перечень показателей или характеристик, определяе-
мых в процессе летных испытаний.
4.	Проект рабочей программы целевых испытаний самолета.
В. Выводы о проделанной работе.
Г. Перечень использованной литературы.
В разделе "Постановка задачи" формулируются поставленные перед
студентом задачи и приводится краткое обоснование необходимости их
решения.
В разделе "Объект испытаний (исследований)" приводятся краткие
сведения об испытываемом самолете с обязательным указанием его тех-
нических возможностей, а также характерных особенностей его аэроди-
намической и весовой компоновки. Раздел должен включать масштабную
схему самолета в трех проекциях.
б
В разделе "Обоснование метода устранения заданного критическо-
го явления в динамике и управляемости самолета (обоснование метода
улучшения заданной летной характеристики самолета) освещаются основ-
ные виды работ (результаты поискового анализа, оценочных расчетов
и моделирования), проведенных студентом в ходе решения поставленной
перед ним задачи.
Если поставлена задача устранить дефект динамики и управляе-
мости самолета, то в отчете приводится краткое описание особеннос-
тей реакции ЛА на внешние возмущения и управляющие воздействия лет-
чика, обусловливаемые указанным в задании критическим явлением. Да-
ется оценка влияния его на пилотирование и безопасность полета.
Если в задании поставлена задача улучшить ту или иную ЛХ само-
лета, то в отчете приводится краткое указание на цель этого меро-
приятия.
Далее в обоих случаях анализируются и уточняются возможные пу-
ти решения поставленной задачи, освещаются основные результаты про-
веденных с этой целью работ и обосновывается перечень рекомендуемых
мероприятий. Такими мероприятиями могут быть соответствующие неболь-
шие доработки аэродинамической формы ЛА, его органов управления и
отдельных бортовых систем, либо установка на самолет для этой цели
специальных устройств, позволяющих наиболее просто устранить выяв-
ленный дефект ЛА. Желательно, наряду с основными результатами про-
веденных расчетов, приводить в отчете для сравнения (в тех случаях,
когда это возможно) и данные моделирования соответствующих режимов
полета до и после устранения заданного дефекта самолета.
Разрабатываемая студентом рабочая программа доводочных и целе-
вых летных испытаний самолета должна включать следующие разделы:
I.	Название.
2.	Основание для проведения испытаний.
3.	Цель испытаний.
4.	Объект испытаний.
5.	Методика проведения доводочных полетов и целевых летных ис-
пытаний (исследований).
6.	Объем и характер летного эксперимента.
7.	Состав экспериментального оборудования.
8.	Объем и характер наземных работ.
9.	Летные ограничения и меры безопасности.
10.	Материальные затраты.
7
В первом разделе приводится название программы, из которого
должно быть ясно, о каких испытаниях идет речь.
Во втором разделе рабочей программы приводится ссылка на доку-
мент, обязывающий проводить данное исследование. Такими документа-
ми обычно являются: совместное решение Заказчика и Разработчика,
указание руководителя темы, план-график работ и т.п. (вид докумен-
та определяет преподаватель).
В третьем разделе рабочей программы четко формулируется цель,
которая должна быть решена в ходе летных испытаний (исследований),
данного самолета и которую не следует путать с задачами.
В четвертом разделе программы указывается название испытывае-
мого самолета и приводятся краткие сведения о его технических воз-
можностях, конструктивных особенностях и осуществленных на нем до-
работках планера или функциональных бортовых систем.
В пятом разделе рабочей программы приводятся краткие сведения
о принятой методике проведения доводочных и целевых испытательных
полетов. В тех случаях, когда для решения поставленных задач приме-
няются новые методы проведения наземных и летных экспериментов,
в разделе дается краткое их описание. В случае использования обще-
принятых методов - дается ссылка на соответствующее методическое
Руководство.
В шестом разделе рабочей программы фиксируются для каждого ис-
пытательного полета характер задаваемых экспериментов и условия их
проведения. Для каждого такого эксперимента указываются высота, ско-
рость и число М полета (когда зто необходимо углы атаки и скольже-
ния и значения нормальной и поперечной перегрузок самолета), режим
работы силовой установки, конфигурация и центровка самолета. Указы-
вается также потребное лля решения поставленных задач число испыта-
тельных полетов и затрачиваемое на них время.
В седьмом разделе программы указывается состав устанавливаемо-
го на самолет экспериментального оборудования и приводятся данные
о составе и типе его бортовой информационно-измерительной системы.
В восьмом разделе рабочей программы указываются основные свя-
занные с обеспечением испытательных полетов виды наземных работ как
на этапе устранения заданного дефекта самолета, так и на этапе целе-
вых летных испытаний этого самолета.
В девятом разделе программы приводятся летные ограничения,
установленные для самолета при выполнении на нем данной работы. Ука-
зываются максимально допустимые величины индикаторной (или прибор-
8
ной) скорости и числа М полета, углов атаки, перегрузок. Указывают-
ся также допустимые погодные условия: минимальная горизонтальная
видимость, минимальная высота нижней кромки облаков и максимальная
высота верхней кромки облаков, плотность облачности на рабочих вы-
сотах, уровень турбулентности атмосферы, возможность обледенения
самолета, максимальная величина бокового ветра при взлете и посадке
самолета, состояний НТП. Указываются также действия летчика при не-
обычном поведении самолета.
В десятом разделе приводятся результаты приближенной оценки
общих материальных затрат на проведение испытаний. Оценочный расчет
производится методом, излагаемым в курсе "Экономика промышленности"
или на основе среднестатистических затрат на I ч испытательного по-
лета:
самолеты классов I и П и легкие самолеты класса Ш - от 500 до
2000 р./ч;
самолеты класса Ша и Шб - от 2000 до 5000 р./ч.
2.	ДЕФЕКТЫ ДИНАМИКИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТОВ,
ВСТРЕЧА1ДИЗСМ В ЛЕГНО-ИСПНТАТЕЛЬНОЙ ПРАКТИКЕ.
ПУТИ ИХ УСТРАНЕНИЯ
2.1.	КРИТИЧЕСКИЕ ЯВЛЕНИЯ В ДИНАМИКЕ И УПРАВЛЯЕМОСТИ
НЕКОТОРЫХ статных САМОЛЕТОВ
2.I.I.	Обратная реакция самолета по крену
на отклонение педали
Наблюдается у самолетов, поперечная статическая устойчивость
которых падает ниже требуемого минимального уровня, что может быть
обусловлено как дефектами компоновки, так и отказом бортового авто-
мата поперечной устойчивости.
Реакцию самолета по крену на отклонение педали оценивают по
знаку и величине производной
da>x
4-51fiku H----_	>
(2.1)
Гпе k = —
Д	57 3
9
Прямой реакции самолета по крену на отклонение педали соответствует
положительный знак этой производной (самолет кренится в сторону вы-
двигаемой вперед педали). Обратной реакции самолета соответствует
отрицательный знак производной . Потере самолетом реакции по
dd-. „
крену на отклонение педали отвечает условие —*=О
Сд def 3
Поскольку в приведенной формуле	'^ > 7>ъ я < @>
знак - определяется входящей в нее суммой:	/• fn.£ 
Поэтому появление у самолета обратной реакции по крену на отклоне-
ние педали возможно
ческой устойчивости (-т-'
личины коэффициента
не только в случае потери им поперечной стати-
> О ), но и в случае малой абсолютной ве-
л	dd^
г по сравнению с членом т* -
На этапе летно-конструкторских испытаний наиболее простым сред-
ством устранения подобного дефекта самолета представляется использо-
вание автоматов поперечнрй статической устойчивости с программным
включением их в работу в требуемом диапазоне углов атаки и чисел М.
Закон работы такого автомата может быть двух видов: ^=/^/5 }
или д8э = К^-п-х . При этом прирост степени поперечной стати-
ческой устойчивости рассчитывается по формуле:
vjm дт* =-rrfi Кл,
*лпи я	*лпу я Z 3
Угп
рпр f3 - ^3 .	I/3 _
где	Кпг
Уг.П
Коэффициенты Kf, и К3П^ подбираются в зависимости от режима
полета, т.е. К = /'(<*, М ) ,Кi = f ( сС , М или . При этом еле-
А
дует иметь в веду, что для получения Д+п.‘ <Q должны обеспе-
, э
чиваться условия Kf,><3 , Кп < О
10
Единицы используемых величин
7 1
град
I '
град
V-i\-’7fSl’ 1>]-/г/’ай ;	;[*'*]-Араг ; М -
j -4-~р 5 Кр >	5 ^х ’	- безразмерные величины.
2.1.2.	Чрезмерная прямая реакция самолета
по крену на отклонение педали
Наблюдается у'самолетов, обладающих чрезмерно большой степенью
поперечной статической устойчивости {согласно (2.1)):
fi	ди ddu	~
4- 1TL1' -—д. <<
*	31 dfi
В подобных случаях отмечается несоразмеренно сильная прямая
реакция самолета по крену на небольшие отклонения летчиком руля на-
правления и чрезмерная чувствительность его к боковым порывам ветра.
В принципе, чрезмерная прямая реакция самолета по крену на от-
клонение педали возможна и при отсутствий у него повышенной степени
поперечной статической устойчивости в случае неблагоприятного соче-
тания двух факторов: излишне большой величины передаточного коэффи-
, и относительно малой величины производных	и
X?
(см. (2.D). В таком случае, однако, у самолета не
циента k
d-fix „ .
dft
будет проявляться чрезмерная чувствительность к внешним боковым воз-
мущениям.
Если рассматриваемый дефект наблюдается лишь в ограниченном
диапазоне углов атаки и чисел М и при этом отсутствует тенденция
к непроизвольному кренению, то на самолетах с необратимой системой
управления проще всего он устраняется с помощью специального авто-
мата, понижающего на этих углах атаки их поперечную статическую
устойчивость. Закон работы такого автомата может быть, двух видов:
= Kpfi , или А% =	, где K3fi = <О и К3п* =
d3
= -j-i- > О . При этом уменьшение степени поперечной устойчивости
ы.н
II
самолета рассчитывается по формуле:
=гтъ^Кл>0 VSM Л'ПгА =>О.
*ми * р ’ *лпц * СУг п	*
Соответствующие коэффициенты подбираются в зависимости от ре-
жима полета, т.е. = /(оСМ) ,	= /( оС , М или £ ).
2.1.3.	Непроизвольное кренение самолета
Проявляется в форме быстро нарастающего (по мере увеличения
скорости, числа М или угла атаки) стремления самолета самопроизволь-
но войти в крен. От летчика в этом случае требуется для сохранения
исходного движения самолета без крена все более наращивать Отклоне-
ние вбок ручки (штурвала) управления £х3 =	V„fi) при tf=J5=O.
Причиной непроизвольного кренения самолета является сущест-
венное уменьшение эффективности поперечного управления (т3) ,
£
обычно в результате падения эффективности элеронов (т £ ) . По-
следнее может быть обусловлено тремя факторами:
возникающим на углах атаки, близких к оС&„ , и быстро про-
грессирующим при дальнейшем их увеличении срывом потока на крыле;
возрастающим при больших скоростных напорах (большой индика-
торной скорости) неблагоприятным эффектом аэроупругости;
сильно возрастающим при около- и сверхзвуковых скоростях не-
благоприятным влиянием сжимаемости воздуха.
Поводом для появления у самолетов тенденции к непроизвольному
кренению служит практически всегда имеющая место аэродинамическая
их асимметрия, в данном случае наличие = тхо £ ° ПРИ О и
0 . Поперечная аэродинамическая асимметрия (	£ 0) вносит
известную определенность в характер развития этого критического яв-
Ла
ления ( Sl^n. Х3 = тха ♦ так как т я и АХ3 « -
Сама величина начальной несбалансированности самолета относительно
продольной оси оказывает при этом существенное влияние только на
момент начала непроизвольного кренения, сдвигая его начало в сторо-
ну больших или меныпих значений скорости, числа М и угла атаки.
12
Радикальной мерой борьбы с обнаруженной у самолета тенденцией
к непроизвольному кренению является сохранение на требуемом уровне
эффективности его поперечного управления ( vcdMt ), вплоть до
максимально допустимых в эксплуатации значений числа М, индикатор-
ной скорости и угла атаки. Это может быть достигнуто как трудно
осуществимыми на этапе летных испытаний самолета конструктивно-аэро-
динамическими средствами (например, применением концевых элеронов,
дифференциального стабилизатора, флаперонов, дифференциально откло-
няемых носков крыла или интерцепторов на правой и левой консолях,
применением различных устройств,, затягивающих на расчетных углах
атаки отрыв потока в зоне элеронов и др.), так и с помощью менее ра-
дикальных средств, однако, способных несколько ослабить падение эф-
фективности поперечного управления в крайних (по , .числу М и
углам атаки) для ЛА условиях полета.
К таким наиболее просто реализуемым при испытаниях нового са-
молета устройствам можно отнести.
I. Автомат перекрестной связи (АПС), позволяющий использовать
для дополнительного увеличения располагаемого момента крена
руль направления самолета. Такой автомат
может действовать, например, по закону:
ЯАПС
2V 1 Г тк
I т,®* L -У
х у
КАПСЛ^ ’
где КлПС - передаточное число автомата,	=
л _	2V	/
а при m„vu - по закону: иод. а__________?____%=-К
я	’ хЛпс I	АПС
к' -dA->0.
^*чс dx3
<о
Цпс ’
ЛХ3 , где
Единицы входящих в формулу величин:	~ ; С ИЗ = /—;[/] =
^АПС^	i см ;	- безразмерная величина.
2. Генераторы вихрей, устанавливаемые в определенных точках
на крыле для улучшения условий работы элеронов на больших углах
атаки.
13
2.1,. 4. Непроизвольное кабрирование самолета
при М-const г const
Может наблюдаться в условиях дозвукового полета на больших экс-
плуатационных углах атаки. Проявляется в форме самопроизвольного
увеличения самолетом угла атаки (кабрирования) при неизменном поло-
жении его органов управления и практически постоянной величине чис-
ла М полета. Обусловливается вполне определенными дефектами компо-
новки самолета: дестабилизирующим моментом от сильно вынесенной впе-
ред носовой части фюзеляжа или больших корневых наплывов крыла; не-
удачным размещением за крылом по Высоте стабилизатора; использовани-
ем плоского и относительно толстого крыла с положительным углом
стреловидности; недостаточной жесткостью отдельных элементов кон-
струкции самолета и, в частности, проводки управления элеронами,
когда причиной непроизвольного кабрирования может стать "всплывание"
правого и левого элеронов на крыле с положительным углом стреловид-
ности.
Непроизвольное кабрирование является внешним признаком потери
,	с т^х
самолетом устойчивости по перегрузке	> О )	. При
этом на балансировочной кривой Kg ,Pg*f(Cy }	при const
всегда появляется характерная "ложка".
Для устранения этого дефекта самолета могут быть использованы
как конструктивно-аэродинамические средства (аэродинамические греб-
ни, турбулизаторы, "зуб" или "пропил" на передней кромке крыла, гео-
метрическая и аэродинамическая крутка крыла, сдув или отсос погра-
ничного слоя, механизация передней кромки крыла и др.), так и спе-
циальные автоматы, искусственно обеспечивающие самолету устойчивость
движения в криминальной области углов атаки (автоматы с простым и
изодромным законом регулирования).
Для простейшего автомата устойчивости по перегрузке могут ис-
пользоваться следующие законы регулирования:
л .. t .	dSe
Л Пу 'Пу-!
t где кл=-^
гоС-с<-с(г п
14
Ka^n)t , где
< к'ааг .
При этом могут быть использованы фильтры типа или
В этом случае закон управления приобретает вид:
д	к Пу	f ^й) Р
ж----— Л nv t- К —=—-—-ai
При применении простого автомата прирост статической устойчивости
по перегрузке соответственно составит!
# ^пу дб =
'~с7	*
зг.п
£
Дбп = т
nAM *
где	Кьу>0 ',к'>а ; к*а*>о, cc>.f ajfy-
Единицы используемых величин:'[5] = 1м2 5 Со?*] = /	; [ггг] =°
-1кг. ;(А] =/“
=/ град с ; Су ;	- безразмерные величин^.
Задача сводится к определению величины передаточных чисел авто-
мата и закона их регулирования по углу атаки, скорости тангажа, чис-
лу М и высоте полета:
Кп =/(<*, М,Н) или	=
X
15
2.1.5.	Непроизвольное пикирование самолета
при М=-const , Xf= const
Может наблюдаться в условиях дозвукового полета на малых и от-
рицательных углах атаки. Проявляется в форме самопроизвольного
уменьшения самолетом угла атаки (входа в пикитирование) при неиз-
менном положении его органов управления и практически постоянном
числе М полета.
Появление этого дефекта может быть обусловлено как отдельными
недостатками компоновки самолета (в частности, дестабилизирующим
моментом от сильно вытянутой вперед носовой части фюзеляжа или боль-
ших корневых наплывов крыла, недостаточной жесткостью конструкции
самолета и проводки управления элеронами), а также попыткой эксплуа-
тировать самолет в конфигурации нерасчетной для околонулевых и от-
рицательных углов атаки.
Непроизвольное пикирование является характерным для малых и
отрицательных углов атаки признаком наступившей потери самолетом
устойчивости по перегрузке. В этом случае на балансировочной кривой
Xg • Pf -f(Cy) при М = const появляется "обратная ложка".
Следовательно,для устранения этого дефекта необходимо восста-
новить устойчивость по перегрузке в криминальной для самолета облас-
ти углов атаки. При летных испытаниях опытного самолета задача наи-
более просто решается средствами, рассмотренными в разд. 2.1.4.
2.1.6.	Продольная раскачка самолета летчиком
при точном пилотировании
Непреднамеренное продольное колебательное движение самолета,
внезапно возникающее в процессе выдерживания летчиком требуемого
угла визирования или опорной высоты. Сопровождается значительными
по амплитуде изменениями нормальной перегрузки с частотой, близкой
к частоте свободного короткопериодического движения самолета. Со-
храняется до момента прекращения вмешательства летчика в управление
самолетом (т.е. до размыкания системы самолет - летчик).
С подобным критическим явлением в динамике и управляемости са-
молета можно столкнуться в дозвуковом скоростном полете.
Склонность к раскачке обнаруживается при неблагоприятном соче-
тании следующих динамических и статических характеристик самолета:
16
малой величине периода короткопериодического движения (близ-
кой к I с) и малой величине коэффициента относительно демпфирова-
ния ( j z 0,15);
недопустимо малых потребных для изменения исходной величины
нормальной перегрузки перемещениях рычага управления	J
/г dP	&
и прикладываемых к нему усилий (Рп= -=-£ 
a fty > *
неудовлетворительных характеристик самой системы управления
(велики:	, трение в системе и запаздывание ne-
'e»	dPg
редачи сигнала	—-Og	; мал градиент /у = изменения
усилия по ходу рычага управления).
К наиболее простым, но не всегда достаточно эффективным меро-
приятиям в борьбе с продольной раскачкой самолета летчиком можно
отнести:
изменение характеристик системы управления в направлении мак-
симально возможного увеличения'градиента усилий по ходу рычага
управления и уменьшения передаточного числа системы ( ku g ) на не-
благоприятных режимах полета;
снижение трения в системе управления для улучшения центрируе-
мости рычага управления.
Более эффективным средством устранения продольной раскачки,
требующим, однако, более серьезной доработки системы управления са-
молета, является использование автоматических устройств, обеспечи-
вающих :
а)	сохранение в требуемых границах величины показателей стати-
ческой управляемости самолета
п	Сугп „ РП- ~	Р
Х = driy % 57,5	~	~ 57,3 ku:g-
с помощью соответствующего изменения величины передаточного числа
ku.g системы и градиента загрузки
pxg = dPg
dxg
рычага управления
в зависимости от индикаторной скорости, числа М и высоты полета,
а также, при необходимости, и повышения степени его продольной
устойчивости по перегрузке;
17
б)	увеличение степени демпфирования продольного возмущенного
движения самолета с доведением величины коэффициента относительного
демпфирования до ? 0,4;
в)	максимальное снижение трения в системе управления и времени
запаздывания передачи сигнала от рычага управления к рулевой поверх-
ности.
Щдиницы встречающихся в разделе величин:	—/см ;	—
=^-.1Рл‘2	-
-1см Пу Сугп ; <зп - безразмерные величины.
2.1.7.	Волновой подхват самолета
Может наблюдаться в ограниченном диапазоне околозвуковых чи-
сел М при переводе самолета со сверхзвуковой скорости на дозвуковую
с зафиксированным положением рычагов управления. Проявляется в фор-
ме самопроизвольного нарастания нормальной перегрузки, столь быст-
рого или значительного по абсолютной величине, что это признается
недопустимым для рассчитанного на массовую эксплуатацию самолета.
Уровень недопустимых изменений нормальной перегрузки при вол-
новом подхвате определяет эмпирический критерий:
УКОНЦ ~ Пуисх )	.
’
КОНЦ ь иск
где	- наибольшая перегрузка в момент волнового подхвата
самолета;	- исходная перегрузка в сверхзвуковом полете
в момент начала торможения самолета; - tuc* - период време-
ни, в течение которого происходит нарастание перегрузки при волно-
вом подхвате.
В общем случае на интенсивность "волнового подхвата" самолета
оказывают влияние:
величина абсолютного изменения положения аэродинамического фо-
куса ( ДХГ ) самолета и темп его перемещения по числу М в около-
звуковом диапазоне скоростей (
\ dM)
степень статической устойчивости по перегрузке в дозвуковом
полете;
18
величина абсолютного изменения эффективности продольного
управления ( AГп*£ ) и резкости ее падения по числу М (-777	);
, dM .
темп торможения самолета ( -тг );
высота полета.
Радикальной мерой защиты самолета от волнового подхвата явля-
ется изначальная более совершенная его аэродинамическая компоновка
на этапе проектирования. Опыт показывает, что реальный самолет из-
лечить от волнового подхвата малыми конструктивными доработками его
аэродинамики невозможно. Поэтому на этапе летных испытаний такого
самолета для устранения подобного дефекта представляется более це-
лесообразным использование включаемых в продольный канал управления
специальных автоматических устройств. К их числу можно отнести:
а)	автоматическое устройство, поддерживающее неизменной исход-
ную величину нормальной перегрузки в процессе перехода самолета со
сверхзвуковых скоростей на дозвуковую с зафиксированным положением
рычага управления ( Xg - const) и совмещающее в себе функции ав-
томата устойчивости по скорости и автомата регулирования характе-
ристик системы управления (АРУ). При этом автомат устойчивости по
скорости может работать, например, по одному из двух законов:
,.1
где
(М,	или a8{=K^(VH)a V ,
dSg	d^e n	„
= ~dM И v ~ ~dV * “ этом прирост степени устой-
чивости по скорости составит:
\dtn~ 1	. _ M	гг$Kf
сУг.п	^У-.п
гр/г О и < О при
АРУ должен обеспечивать при этом регулирование величин коэффи-
циента и градиента Р*** в зависимости от величины числа М и
высоты полета так, чтобы обеспечивались Р^х const',
б)	более простое программное автоматическое устройство, осу-
ществляющее при неизменном положении рычага управления дозирован-
ное отклонение стабилизатора в околозвуковом диапазоне чисел М по
заданному закону в зависимости от высоты и числа М полета с целью
максимально ослабить интенсивность волнового подхвата.
19
Единицы измерения встречающихся в разделе величин: СЛ^] =
,-ра.дW —1 град ; [1/J =/™; [та#] =
=/_L, ; г£ =f±. ; [рЛ/] = / — ; 1РпЛ = 1даН\ 1X^1 = /см ;
'ТраЗ ’	см '	см
[Я>] = /см ',M',CV	' Х- ~ безразмерные величины.
*	У Г-П	Г
2.1.8.	Волновое рыскание самолета
Это самопроизвольное отклонение самолета от заданного курса,
наблюдающееся в узком диапазоне околозвуковых скоростей в процессе
его разгона или торможения и сопровождающееся быстрым нарастанием
поперечной перегрузки. Возможны при этом также и боковые колебания
самолета.
Обычно возникает вследствие несимметричной картины развития
в хвостовой части фюзеляжа по правой и левой его сторонам волново-
го кризиса, что может обусловливаться небольшим скольжением или де-
фектами самой конструкции. Различия в условиях формирования скач-
ков давления за местными зонами сверхзвукового течения по правой и
левой сторонам фюзеляжа порождают появление небольшой поперечной
силы, которая и создает возмущающий момент рыскания (так как обыч-
но приложена на значительном плече относительно ЦМ самолета). По-
этому на этапе проектирования и изготовления нового самолета необ-
ходима тщательная отработка геометрии его хвоста.
На этапе летных испытаний самолета эффективным средством борь-
бы с волновым рысканием является искусственная фиксация скачков
давления с правой и левой сторон фюзеляжа в одном сечении с помощью
устанавливаемых поперек потока двух небольших пластин (интерцепто-
ров). Размеры таких пластин легко подбираются в 2 - 3 испытательных
полетах.
2.1.9.	Чрезмерная колебательность самолета
и плохое затухание его возмущенного движения
Может наблюдаться на больших высотах в случае отказа бортовых
демпферов колебаний либо недостаточной их эффективности.
На этапе летно-конструкторских испытаний самолета подобный де-
фект обычно устраняется применением более мощных автоматов демпфи-
рования. При использовании автоматических устройств часто реализу-
ют следующие законы управления:
20
?/=
&8Н=К*. a>v
н a-у у
„I d8g ,.э	d8,
где Кш£ ’ Ких~ dti>x
4 4=
g Ф p
или	’
или лён= К*_
UVT^P.1 У’
 Кн = dSH .
’	dco-y
При этом прирост степени демпфирования обеспечивается в случае,
если
Лт^=57,3	,
л^=57,з^ ^KH^Ot
= 57,3 т-К^ <G,
К'	Щ л
т.е. при условии соответственно КЭи > О ,	> О и
Я	и>у
Единицы встречающихся -в разделе величин:
!>*,	’ ^х,ь)у , ^3=/
К* >й-
ик
^^градДК^,к'	Ты
1	>	' (Х)у^ 1	1 ыу 1	У
безразмерные величины.
2.I.I0.	Непроизвольное скольжение самолета
Проявляется в форме прогрессивно нарастающего у самолета угла
скольжения по мере увеличения его скорости, числа М или угла атаки.
Летчик вынужден в этом случае быстрыми дозированными отклонениями
руля направления и элеронов парировать рост поперечной перегрузки
и стремление самолета войти в крен.
Причиной непроизвольного скольжения самолета является сущест-
венное уменьшение (но не потеря!) его путевой статической устойчи-
вости. Последнее имеет место как при больших сверхзвуковых скорос-
21
тях и больших скоростных напорах, так и при больших углах атаки
вследствие особенно неблагоприятного влияния на работу вертикально-
го оперения сжимаемости воздуха, аэроупругости конструкции и омыва-
ющего крыло воздушного потока.
Требуемый уровень путевой статической устойчивости может быть
обеспечен самолету как радикальной конструктивной доработкой его
вертикального оперения (увеличением площади, установкой подфюзеляж-
ных гребней), так и с помощью автоматических устройств (автомата
путевой устойчивости), искусственно повышающих путевую устойчивость
самолета на режимах, где она недостаточна. Подобные автоматы путе-
вой статической устойчивости могут работать по одному из следующих
законов?*:
или 4^’^^
Kpfi * кн С0у или а8н=К^ п* < К* Cdy ,
У	J
где
d8H
nz dti^ ’	dcdу
,//_ d8H
dp ’
При этом увеличение степени путевой статической устойчивости состав-
ляет:
trrS =-пъ“Кл<0
Улиц У р >
! ТГ Кп^
Ут
А Ъ
ЛтУ^ т У
Г к" - — к м 1
Am
d -
LVrn
ft	рЛ')
Уапц- my '
Ci
T J
где  Ф°.<га ’
Единицы входящих в формулы величин:	= irpad) ;	=
=/гра-д ; 1Кнау\ = /граЭ-с; L^]—/; [w^]=
к
/
Тр+<
22
В этом случае также могут быть использованы фильтры типа
или --^Ё.— (см. разд. 2.1.4).
Tpf 1
-1-^ : LVJ =/^ ; CZJ =Л/ ; [£] —/дан; [?] = Z 7^; [5] ’«=
rpCLO	С	r	M
1 Нг ; К;^zz ; n ; С-уГЦ ; C* - безразмерные величины.
2.2.	НЕКОТОРЫЕ ДЕФЕКТЫ УСТОЙЧИВОСТИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ,
УХУДЛАЩИЕ ПИЛОТАЖНЫЕ КАЧЕСТВА
ИЛИЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ САМОЛЕТОВ
2.2.1.	Неустойчивость самолета по скорости
в околозвуковом диапазоне чисел М полета
Развитие волнового кризиса кардинально трансформирует характер
распределения аэродинамической нагрузки по хорде и размаху крыла и
самолету в целом, вызывая существенные изменения по числу М всех
его аэродинамических характеристик, в том числе и устойчивости по
скорости
dm
- Сч м
d^ Су _М_ м
dC^ *'2СУгпт<--
Изменения продольного момента самолета и его устойчивости по
скорости в этом случае весьма своеобразны. Вначале при увеличении
числа М нарастает пикирующий момент (лт, <0 ; т*< б7 ), в ре-
»	X
зультате чего в околозвуковом диапазоне чисел М самолет теряет
устойчивость по скорости ( Gy>O ). При дальнейшем росте числа М,
происходящие изменения в характере распределения аэродинамической
нагрузки обычно приводят к восстановлению у самолета устойчивости
по скорости, вследствие значительного смещения назад его аэродина-
мического фокуса. Об этом свидетельствует появление в процессе
дальнейшего разгона самолета его кабрирующего момента.
На современных скоростных самолетах местная неустойчивость по
скорости в околозвуковом диапазоне чисел М обычно не оказывает
серьезного влияния на безопасность полета. Однако она создает для
летчика известные затруднения при необходимости осуществлять точ-
ное пилотирование своего самолета. Поэтому неустойчивость по ско-
рости недопустима для тех самолетов, на которых предусматривается
выполнение точных целевых маневров с ввдерживанием постоянной ско-
рости в околозвуковом диапазоне чисел М (этот диапазон чисел М Для
них не является "проходным").
Простых конструктивно-аэродинамических средств, способных вос-
становить реальному самолету устойчивость по скорости в околозвуко-
врм диапазоне чисел М не существует.
В настоящее время более перспективным представляется использо-
вание для этой цели автоматического устройства, работающего по.сле-
дующему закону:
rfg=^iM=K( &М.
° а.п\ Л1
Требования к такому автомату можно задать следующими условиями:
<э„ -
/И	п,
т^Км<0,
У СП
I $ I I  м,
\тгКм 1 ? I
при	>
, полагая, что самолет должен
обладать продольной
статической устойчивостью (< О)
I *
Передаточное число К этого автомата должно соответствующим
образом регулироваться в зависимости от значения М и высоты полета.
Единицы измерения встречающихся в разделе величин:	град-
[^1 —1 град ;	, тС9 \ Су ; М - без-
размерные величины.
2.2.2.	Недостаточная точность выдерживания угла тангажа
и опорной траектории при ручном пилотировании самолета
Низкая точность ввдерживания угла тангажа и опорной траектории
весьма отрицательно влияет на эффективность целевого применения са-
молета. Установлено, что точность пилотирования находится в опреде-
ленной зависимости от степени относительного демпфирования (	=
= Л/£) и величины периода 7 свободных колебаний самолета. Только
при определенном сочетании величины относительного демпфирования и
периода продольного короткопериодического движения обеспечивается
высокая точность управления самолетом. При > 0,5 увеличение
сопровождается постепенным заметным снижением точности выдерживания
заданного угла визирования. При 6 0,15 существует область особен-
но неблагоприятных величин периода, при которых даже возможна про-
дольная раскачка самолета летчиком.
Следовательно, для реализации требуемой точности управления
самолетом должно обеспечиваться определенное соотношение величин
24
и Т . На этапе летных испытаний нового самолета наиболее просто
такая задача может быть решена с помощью автоматических устройств
(автоматов продольной статической устойчивости, автоматов демпфиро-
вания), рассмотренных в разд. 2.1.4.
;	Необходимые для расчетов формулы:
{	П= т	b-.LtГ*	> /=- /
V k ’	~ гг\сз	>
7- Ж 2Г „з Jx . Л1 2trv .	2/п.
Единицы входящих в формулы величин: Ui] =!'£ ; [^]=/^ ;
ЕП=/^ ; ЕМ =4 ;EJJ =/к!-н‘; L^] ==/кг ;[/>„] - / Я ;
1^1	=/?/; ЕН =/^;	I	5	;
Г* - безразмерные величины.
2.2.3.	Недостаточная эффективность
поперечного управления самолета
Задача решается методом, изложенным в разд. 2.1.3. Ее цель -
довести до требуемого уровня для крайних эксплуатационных условий
полета (по числу М, индикаторной скорости или углу атаки - условия
устанавливает преподаватель) величину располагаемой скорости крена
ri	лх г 2V
Т~ та* эпъах ’
х
где к ~ 57,3Ки.з	э-пглх~	Сз )
Единицы измерения входящих в формулы величин:
Edz,]=/^;E^]=/c3/? М=/у,	’
2п х - безразмерная величина.
25
2.2.4.	Недостаточная устойчивость самолета
по перегрузке после смещения назад его центра масс
Задача решается методами, изложенными в разд. 2.1.4, для само-
лета со смещенным назад (на заданную преподавателем величину )
положением центра масс. Ее цель - довести продольную статическую
устойчивость этого самолета
П₽и *т = Хт. исх +
до требуемого уровня (условия устанавливает преподаватель).
Единицы входящих в формулу параметров:
бп ;	;	- безразмерные величины.
2.2.5.	Недостаточная путевая статическая устойчивость
самолета при числах М, близких к
Задача решается методами, изложенными в разд. 2.1.10. Ее цель -
довести до требуемого уровня степень путевой статической устойчивос-
ти самолета ж-	^~СОСв заданном преподава-
телем диапазоне чисел М полета, больших иццикаторных скоростей или
углов атаки .
Единицы входящих в формулу величин: Ewz^J ~^д. J,
=fc; [£>//7л или /-§ • [51=/^[/] =!м.
J	и	г	П J	)
2.2.6.	Недостаточная степень динамической устойчивости
самолета по углу скольжения
Задача решается'методами, изложенными в разд. 2.I.I и 2.1.10.
Ее цель - довести до требуемого уровня (G& )^э - 0, 00/
у
= гпЛ cos d. +	~ site oC
РУ	* Jл
в заданном преподавателем диапазоне чисел М, больших индикаторных
скоростей или углов атаки и высот полета.
26
Единицы используемых при расчете данных:
2.3.	ЭЛЕМЕНТЫ ОБЩЕЙ СТРАТЕГИИ ЛЕТНОЙ ОЦЕНКИ
•ДИНАМИКИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ САМОЛЕТОВ
Общая стратегия летной оценки динамических свойств и управляе-
. мости самолета устанавливает что и как следует определять при испы-
таниях и сертификации нового самолета, на чем следует при этом со-
средоточить внимание, чего добиваться, чем руководствоваться при
установлении ЛА эксплуатационных ограничений для серии и в каких
случаях требовать изучения критических режимов этого самолета. Она
предусматривает:
I.	Упреждающий анализ априорных данных о характеристиках испы-
тываемого самолета: материалов продувок в аэродинамических трубах
(банка его аэродинамических характеристик), результатов ранее про-
веденных расчетов и целевых исследований на моделях в свободном .по-
лете и на летающих лабораториях.
2.	Выделение из всего множества точек основной, эксплуата-
ционной и предельной областей режимов полета, потенциально наиболее
неблагоприятных по характеристикам устойчивости и управляемости и
особое внимание к ним.
3.	Планирование летного эксперимента с целью привязки испыта-
тельных режимов к реальному профилю полета, оценки необходимого их
числа для обеспечения требуемой точности конечного результата, фор-
мирования при этом оптимальных управляющих сигналов и установления
последовательности проведения испытательных полетов и задаваемых
летчику .операций в каждом из полетов.
4.	Установление минимального потребного объема доказательной
информации для передачи самолета в массовую.эксплуатацию, надежно
подтверждающей:
а)	отсутствие в его динамике и управляемости критических явле-
f ний при всех расчетных условиях эксплуатации и нормальном состоянии
функциональных бортовых систем, а также сохранение требуемого мини-
мального уровня характеристик устойчивости и управляемости при воз-
можных внештатных ситуациях;
б)	соответствие всех нормируемых характеристик его устойчивос-
ти и управляемости принятому эталону;
27
в)	достаточность принятых ограничений для безопасной его экс-
плуатации.
5.	Установление таких эксплуатационных ограничений, которые
обеспечивали бы в дальнейшем требуемый уровень безопасности полетов
без чрезмерного ограничения летно-технических возможностей нового
самолета.
6.	Установление критерия, по которому должен решаться вопрос
об обязательности проведения испытательных полетов в критической
для ЛА области изменения параметров его движения.
2.4.	ПРИНЦИПЫ УСТАНОВЛЕНИЯ САМОЛЕТУ
ЭКСПЛУАТАЦИОННЫХ ОГРАНИЧЕНИЙ
При "установлении самолету эксплуатационных ограничений необхо-
димо руководствоваться следующими положениями:
I.	У испытываемого самолета в расчетных условиях его примене-
ния при нормальной работе бортовых функциональных систем должны от-
сутствовать критические явления в динамике и управляемости.
2.	В любых расчетных условиях его применения уровень характе-
ристик устойчивости и управляемости не должен опускаться ниже 2-го
при нормальном состоянии самолета и ниже 3-го при возможных отка-
зах бортовых функциональных систем.
3.	Для всех расчетных условий применения самолета (в том числе
и крайних эксплуатационных) должны быть обеспечены соответствующие
гарантийные запасы А%- = ^inpe3 - %ia п по кажДомУ из критичных
параметров , определяющих внешнюю границу предельной области
режимов полета	.
4.	Выход самолета на внешнюю границу предельной области режи-
мов полета не должен приводить к немедленному развитию того или
иного критического режима или к возникновению другой опасной ситуа-
ции.
5.	Должны существовать хорошо заметные летчику признаки при-
ближения самолета к L(%iдоп ) .перехода ее,приближения к
и выхода на нее, а также хорошо заметные признаки ее перехода.
6.	Необходимый для установления эксплуатационных ограничений
экспериментальный материал должен быть получен при наиболее небла-
гоприятных допустимых в эксплуатации сочетаниях массы самолета,
центровок, моментов инерции, штатных вариантов его конфигурации,
а также высот полета, числа М и приборных скоростей.
28
При установлении самолету минимального д£, (по оС , /И ,
и ) должны учитываться как особенности устойчивости и управляе-
мости самолета в предельной области режимов полета и фактический
уровень этих характеристик при наиболее неблагоприятном сочетании
эксплуатационных факторов, а также степень защищенности при этом
ЛА от опасного превышения эксплуатационных ограничений, так и ха-
рактер ожидаемых критических режимов этого самолета.
В случае положительных итогов анализа материалов летных испы-
таний в качестве минимальных запасов д^- могут быть приняты сле-
дующие их величины: до< = 3...40; л М = 0,10...0,15; д = 50...
...60 км/ч; =0,15 ^?о/7 .
Внешняя граница эксплуатационной области режимов полета по
углу атаки, числу М, индикаторной скорости и скорости крена опре-
деляется как L( % if™ )“ t (^inpe3 ~	• Процедура установле-
ния самолету эксплуатационных ограничений по углу атаки (а), чис-
лу М (б), индикаторной скорости (в) и скорости крена (г), пред-
ставлена на рис. 2.1.
Типовые операции выполняются для получения характеристик дина-
мической устойчивости и управляемости самолета и подразумевают:
освобождение элеронов и руля направления в установившемся раз-
вороте при М = const иа время 25 - 30 с;
перекладывание самолета элеронами из крена в крен;
поддержание М = const при изменении конфигурации самолета;
выполнение взлетов и посадок;
имитации внештатных ситуаций.
Среднее время регистрации контрольных маневров и типовых опе-
раций:
свободного короткопериодического движения........8 - 15 с
свободного фугоидного движения.....................2	- 4 мин.
свободных боковых колебаний...................... 20	- 40 с
спирального движения..............................  30	с
реакции на ступенчатые отклонения руля:
по тангажу.................................. 10	- 15 с
по крену ................................... 10	-20 с
по курсу.................................... 10	- 15 с
виража-спирали................................... 20	- 25 с
перекладывания по тангажу при <f = 0 ............ 20	- 25 с
установившихся режимов полета:
29
J
Мдоп - Мпред “
ДМ» 0,10-0,15,если [п,! <0,1
ПРИ Мдоп’Хт.задн,1Ч’Л’Но'доп
^доп =^пред " д^
50-60 км/ч, если |ц|40,2
и 1°х распН^* mini 00
при \
оп на *Ч*«* •’fy'foax*
Н*доп
« К ДОП1 = 1% । ’
4Qc |лих1» 0,15 Iwx доп1, если
при доп и *т.аадн	1®(дол1 •
IM < |т,’<0'8 к..J »«к
Рис. 2.1. Процедура установления самолету эксплуатационных
ограничений
30
при выполнении "зубцов" или скольжений (каждый
зубец при М = canst) ...................... по 5	- 10	с
при определении расходов топлива.............. 20	- 25	с
при определении максимальной скорости......... 60	-100	с
при определении температуры воздуха........... 90	-120	с
разгона:
при определении характеристик устойчивости
и управляемости и характеристик маневренности
ти ........................................до	100-150 с
при определении ЛТХ самолета................. 40 - 60 с
торможения ........................................ 100-200	с
при изменении в полете конфигурации самолета ..... до 40 с.
2.5.	УПРАЖНЕНИЕ ЛЕТНЫМ ЭКСПЕРИМЕНТОМ
Формы и задачи управляемого эксперимента. Существенного эффек-
та в ходе летных испытаний опытного самолета можно добиться, соче-
тая следующие формы управления летным экспериментом:
текущий контроль чистоты выдерживания летчиком заданных ему
условий проведения эксперимента (в первую очередь жесткий конт-
роль качества выполнения указанных в полетном листе типовых манев-
ров и операций), на основании которого ведущий инженер и летчик-
испытатель убеждаются в зачетности проведенного опыта или необхо-
димости его повторения;
оперативную корректировку качества пилотирования в ходе само-
го эксперимента, заключающуюся в быстрой передаче летчику-испыта-
телю соответствующих команд (и отсутствующей у него инфррмации)
с целью обратить внимание на недостаточно строгое соблюдение усло-
вий выполнения полетного задания и предотвратить необходимость его
повторения;
текущий контроль выполнения условий безопасности полета и
быструю передачу летчику-испытателю соответствующих команд с целью
предотвратить возникновение критической ситуации или непреднаме-
ренное превышение летных ограничений;
оперативный количественный анализ поступающей экспресс-инфор-
мации для оценки качества и зачетности проведенного эксперимента,
уточнения программы очередного опыта и принятия обоснованного ре-
шения о возможности дальнейшего увеличения параметра, оказывающего
определяющее влияние на исследуемые процессы, явления или характе-
ристики ЛА.
31
Указанные формы управления летным экспериментом приемлемы для
любых эксплуатационных условий полета, а также при исследованиях
различных критических режимов самолета. В предельной области режи-
мов полета более жестко задают*ишь условия проведения эксперимен-
та (допустимые изменения определяющего параметра в ряде последова-
тельных опытов, высота полета, на которой проводится эксперимент,
центровка ЛА, режим работы силовой установки и т.п.) и более жест-
ко регламентируют как допустимое отклонение контролируемого пара-
метра (характеристики) от заданного значения, так и характер допус-
тимых отклонений органов управления. За внешней границей предель-
ной области режимов полета жесткие требования, кроме того, предъ-
являют к соблюдению определенной последовательности и к темпу от-
клонения рулей, в заданном направлении и на заданную величину.
Распределение внимания оператора. Рекомендуемое распределение
по времени рассмотренных в разделе форм управления летным экспери-
ментом при выполнении контрольных маневров и типовых операций
в основной Э6 (I) и эксплуатационной Л (П) областях режимов по-
лета и подлежащие при этом контролю характеристики самолета и пара-
метры его движения указаны в приложении (табл. П.1 - П.4). Летные
испытания самолетов в основной и эксплуатационной областях режимов
полета охватывают определение характеристик продольного движения
самолета (см. табл. П.1), бокового движения самолета (см. табл.П.2)
а также совместного продольного и бокового движений самолета (см.
табл. П.З).
Дополнительные параметры, подлежащие особенно тщательному кон-
тролю при проведении экспериментов в предельной 3? (Ш) области
режимов полета, указаны в табл. П.4.
Подлежащие особенно тщательному контролю параметры движения
самолета и действия летчика за внешней границей предельной области
режимов полета, приведены в табл. 2.1.
32
Таблица 2.1
НЕОБХОДИМАЯ ЭКСПРЕСС-ИНФОРМАЦИЯ	У У	и \ £ •! Ч” л $• «  -• 5 .*> к 3 >	V и >s	•*~х >$ >!> - 5,' 3 <3
ПАРАМЕТРЫ, ХАРАКТЕРИЗУЮЩИЕ ДЕЙСТВИЯ ЛЕТЧИКА И КОНФИГУ- РАЦИЮ САМОЛЕТА ' ’	оЛ cS <	3 чЛ CL* ' II Ji е >г	Xg , з >	1	' *	С?2 Q? —S * к1
! 1 		 ОСНОВНЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА	- •>s V ' <3	иу ,ик,	<>	<	Ну М, tty t 'ttg }	t wy^z,
ОБЛАСТИ ПОЛЕТНЫХ ПАРАМЕТРОВ	при М>Мпред	при > ^13. пред	при loC 1 > |«'/7pff(?l	при
33
3. СПРАВОЧНЫЕ МАТЕРИАЛЫ
3.1.	СИСТЕМА ЕДИНИЦ ИЗМЕРЕНИЯ
единицы измерения всех размерных величин с I января 1963 г.
задаются в соответствии с Международным Стандартом (Международная
система единиц - СИ - ГОСТ 9867-61), где приняты в качестве едини-
цы:
длины - метр (м),
массы - килограмм (кг),
времени - секунда (с),
силы - Ньютон (Н, при летных испытаниях - даН),
температуры - кельвин (К),
угла - радиан (рад),
площади - квадратный метр (м^),
скорости - метр’в секунду (м/с),
угловой скорости - радиан в секунду (рад/с),
ускорения - метр на секунду в квадрате (м/с''),
углового ускорения - радиан на секунду в квадрате (рад/с^),
давления - Ньютон на квадратный метр = Паскаль (Па).
3.2.	ХАРАКТЕРНЫЕ ОСОБЕННОСТИ АЭРОДИНАМИКИ,
ДИНАМИКИ И УПРАВЛЯЕМОСТИ СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ
В настоящем разделе помещены только некоторые особенности
(рис. 3.1 - 3.6). Остальные сведения изложены в раздаточном мате-
риале к настоящим Методическим указаниям, имеющемся на кафедре 106
МАИ.
При расчете показателей устойчивости и управляемости исполь-
зовались аэродинамические коэффициенты (табл. 3.1).
34
- f>
—” zO
3d
\ n 3in
j с о ;
*»•
npw Mz<
dm*
Эм
9m*
ам
|ум М*М
п .	Э(эу
зм ’ ам
при ПНЧ
при М z j
l^zO приС,рооп70
ом
ЙСлРОсп Q ПрИ Csрасп^О
ам
зависимости аэродинами-
Рис. 3.1. Типичные функциональные
ческих характеристик самолетов от угла атаки
и числа М полета
35
при MH
4н?>п*^>о

<Ьи*'
dM
>0
Рис. 3.2. Типичные функциональные зависимости
коэффициентов эффективности рулей и шарнирных
моментов рулей от числа М
Рис. 3.3. Типичные функциональные зависимости некоторых
динамических характеристик продольного и бокового движений
от числа М для различных высот полета
36
Рис. 3.4. Балансировочные диаграммы в продольном
движении самолетов
37
38
Таблица 3.1
Аэродинамический коэффициент	Значение коэффициента	
	при М < 0,8	при М « 2,0
	-0,02 4 -0,15	-0,08 4 -0,25
id* ы £	-0,3 4 -5,0	-0,2 4 -1,5
//град	-0,012 4 -0,018	-0,007 4 -0,008
1/град	-0,005 4 -0,008	-0,001 4 -0,002
тп. Л'О	0,002	-0,005
Ci Цград	0,1	0,03
тПу, //град	-0,002 4 -0,003	-0,0005 4 -0,001
птру У	-0,22	-0,17
Шу	-0,045	-0,035
т^/ {/град	-0,001	-0,0003
^-у, / /град	0,0005	0
//град	-0,0007 f -0,002	-0,0003 4 -0,0012
frL %	-0,25	-0,15
т^У •ъ	0,07	0,04
mi/f/rpad	-0,0025	-0,00025
'frfi/, Цград	-0,000120	-0,00005
Cz, //град	-0,05	-0,015
CSZH, //граЗ	-0,0010	-0,0003
39
3.3.	БОРТОВАЯ ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ
СИСТЕМА САМОЛЕТА
Для регистрации параметров применяются измерительные системы,
состоящие из набора назличных первичных преобразователей информа-
ции (датчиков), согласующих устройств, устройств коммутации и
управления информационно-измерительной системой. В зависимости от
типа самолета (маневренный, ограниченно маневренный, неманевренный,
легкий, тяжелый и т.п.) и вида проводимых испытаний используется
аппаратура, имеющая различные метрологические характеристики, раз-
личные диапазоны измерения, различные точностные характеристики.
Состав датчиков может меняться от одного самолета к другому, от
одного ввда эксперимента к другому.
В настоящее время измеряемые при летных испытаниях самолетов
параметры, как правило, регистрируются магнитными накопителями,
осциллографами и радиотелеметрическими системами. Последний вид
измерений позволяет наиболее эффективно осуществлять управление
летным экспериментом и получать необходимую информацию в ходе са-
мого эксперимента (в реальном времени).
При определении летно-технических характеристик, а также ха-
рактеристик устойчивости, управляемости и маневренности современно-
го самолета, при изучении критических режимов- такого самолета ре-
гистрируется от 30 до 60 параметров, определяющих как условия про-
ведения экспериментов, характер движения ЛА и воздействий летчика
на рычаги управления и различные средства механизации, так и режим
работы силовой установки и расход топлива, конфигурацию самолета,
шарнирные моменты органов управления, положения триммирующих уст-
ройств, усилия на рычагах управления, а также работу связанных
с системой управления элементов автоматики.
Типовой перечень измеряемых и обрабатываемых в ходе таких ис-
пытаний параметров представлен в табл. 3.2.
К основным параметрам, используемым при количественной оценке
устойчивости и управляемости относятся:
скорость и высота полета (/ , Н );
скорости тангажа, крена и рыскания ( й)х , Сду , <МХ);
нормальная и поперечная перегрузки (	);
углы атаки и скольжения (об , /3 );
угол крена (^ );
углы отклонения органов управления (у , 8g , 8^ , 8Н
линейные перемещения рычагов управления ( Xg , Хэ ,
40
Таблица 3.2
+i
s
8
4-1
s
ей
3
£
ё

К
X
§
ф
4
m
ей
Й
£
§
ф
S
св
I
X
ей
&Ф
О
ей X
X Л
4
Ф о
X ГС
40
X Л
ей ей
« X
X
о
Ф
4
CD
x
X
Ф
X
Si
ф
ё
ф
X
о
§
41
ft
Продолжение табл. 3.2
Величина			Ориентировочный диапазон измерений	Цена деления
Обозначение	Наименование	Единица		
	Скорость тангажа	...%	115 и +100	I; 2; 5; 20
	Местный угол атаки	О	-10 i 45	0,5; I; 2
Р	Угол скольжения	О	± 20	0,5; I; 2; 5
Г	Угол крена	О	±90	I; 5; 10; 25
V	Угол тангажа	О • • •	+ 90	I; 5; 10
Рн	Статическое давление	мм.рт.ст.	5 т 805	10 - 100
ЛР	Перепад давления	мм рт.ст.	-40 : 120	10
У пр > Vy*	Приборная скорость	км/ч	200 т 1600	5-50
Нр	Барометрическая высота	м	-250 30000	10; 100; 1000
Т н	Температура воздуха	к	200 7 350	I; 10; 100
	Ход рычага управления двигателя	а • • •	0 7 120	20
	Число оборотов двигателя	об/с	5 7 105	I; 10; 50
Qr	Суммарный объемный расход топ- лива	л	2000 $ 12000	100; 200
	Угол отклонения закрылков	О	0 7 50	5; 10
	Угол отклонения щитков	О « • •	0 4 50	5; 10
^и.к	Угол отклонения носков крыла	О • V *	0 7 20	I; 2; 5
Продолжение табл. 3.2
Величина			Ориентировочный диапазон измерений	Цена
Обозначение	Наименование	Единица		деления
	Угол стреловидности крыла	0 • • в	15 7 80	5-20
	Отклонение интерцепторов	см 0 • • •	0 т 15 0	90	2 20
Р$	Давление в полости бустера	Па	500 т 2500	200; 500
	Типовой перечень	расчетных параметров		
G-	Вес самолета	даН	(6 - 35).Ю4	100; 1000; 5000
	Положение ЦМ	ШХ	10 •? 45	I; 2; 5
Рн	Барометрическое давление	Па	0 f Ю	I
	Скоростной напор	Па	0 7 200000	5000 f 1000
	Индикаторная скорость	км/ч	150 i 1600	20; 50
	Истинная скорость	км/ч	150	3600	20; 50
/И	Число М полета	-	0 7 3,5	0,05 i 0,1
н	Высота полета	м	-2000 7 50000	200; 500; 1000
	Угол атаки	О • • •	-10 7 45	0,5; I; 2
9	Скорость изменения угла атаки	...7с	+ 12	0,5; I
• Л	Скорость изменения угла сколь- жения	...7с	±6	0,5
Окончание табл. 3.2
Цена деления	О Ю О	ю о о		0,006 i 0,01 1000 i 10000
		О	0,05	
JS				
1 ж				§
				о
СП О X		ш	О	о
о tn ф P'S Р К сз Ф		см	сч	о ьч
Й S		•!•	<>| V	*1*
X х п	ю			
Ф trs		ю	ю	О
X	+1		о	►м О
ср о	до	9	о	+1 °
				
ИЦ				см
к	см			S
X	о	1	1	1
£	I/			кг
				т!
				Г*
				с
		я	а	|>
		ГЗ		2
		х		D
		о	э	S
		JS JS		э
		О 1	э	1
ф		X	с	э
X		л	3	с
£		5	□	р
св	ф	га	в	S
СЙ СП X о	ин	В.	1	г р
X X	ф	о	э	й	S
£ Ф	а	X	с	3	5.
X 2	О			
fc: х	X	н	н	н а
«и 05	о,	X	с	С	Ф
га х		ф	D	D	X
		X	S	S	X
	ф	р	р	Д-
	о	X	S	Й	Е-*
	СП о	® 5	Э* ’	& Е ^Ф
	g	ф о	фЕ о	3R D >> О
		trf Jr! СП Jt! Р		
ф £				
чеь				
зна	3		г	
О				
8				
44
усилия на рычагах управления ( Pg , Р3 , Рн = Рпра/ ~ Рлев ) •
Контрольными параметрами при этих испытаниях являются:
продольная (тангенциальная) перегрузка ( 'Пя );
ход рычага управления двигателями (	);
давление основного и форсажного топлива ( рО1_н , рфОрС )»
расход топлива ( &гоп );
положения устройств механизации самолета (	; Рант 5
^нубс ’	’ ^реЭкр 5 Хкр 5 шасси; носового кока и т.п.);
ход раздвижных тяг и других устройств, связывающих элементы
автоматики с органами управления.
При имитациях внештатных ситуаций к основным регистрируемым
параметрам также относят:
давление в бустерных гидросистемах (f)g-CT )»
ход раздвижных тяг и положение триммирующих устройств (,
» 2^ ,?"//);
давление в воздухозаборнике и за компрессором ( Д , Д );
ход рычага управления двигателями ( ^руд );
давление основного и форсажного топлива (рССИ , рерорс );
шарнирные моменты органов управления (
К основным параметрам, используемым при количественной оценке
летно-технических характеристик (ЛТХ) и характеристик маневреннос-
ти самолета, относятся:
скорость и высота полета (V , Н );
продольная, поперечная и нормальная перегрузки -Пу,
углы атаки и скольжения ( оС , уб );
частота вращения ротора двигателя (	);
положение РУД ( ^руд );
давление основного и форсажного топлива (росн ,р^дрд );
расход топлива { &топ );
температура в характерных точках газодинамического тракта дви-
гателя;
положения входных и выходных устройств силовой установки;
температура воздуха на высоте полета ( Тн );
положения устройств механизации крыла;
положение воздушных тормозов (	).
Контрольными параметрами при этих испытаниях являются:
линейные перемещения рычагов управления (Xg , хэ ,хн );
усилия на рычагах управления ( Pg , Рэ , Рн );
скорости крена, рыскания и тангажа ( сох ,	);
45
угол крена (;
положения триммирующих устройств ТЭ} ) ',
шарнирные моменты органов управления (_rtbug, 1пш Э) т-ы.н )
Основные паспортные характеристики используемой при летных ис-
пытаниях современшк самолетов измерительной аппаратуры (ИА) приве-
дены в табл. 3.3, в которой указаны характеристики информационных
преобразователей (ИП) и рекомендуемые для регистрируемого в полете
параметра масштабы при построении итоговых графических зависимос-
тей при обработке экспериментального материала.
Основные параметры комплекса магнитной регистрации результа-
тов измерений "ГАММА 1101" приведены в табл. 3.4. Время записи от
II ч 40 мин. до 45 мин. Погрешность преобразования 0,5%, частотный
диапазон параметров 0-5 Гц.
Комплекс магнитной регистрации обеспечивает сбор, преобразова-
ние , регистрацию, результатов измерений параллельным двоичным кодом
на магнитную ленту и подготовку к передаче по телеметрическому ка-
налу связи.
Система состоит из средств первичного приема и преобразования
данных, средств сбора данных, средств регистрации, средств переда-
чи по каналам связи комплекса и средств питания.
Большинство сигналов преобразуется в 10-разрядный параллель-
ный двоичный код. Для передав информации по телеметрическим кана-
лам связи применяется 12-разрядный последовательный код. Имеется
23 программы выбора частот опроса параметров. Программы опроса от-
личаются количеством тактовых синхросигналов (ТСС), числом опраши-
ваемых параметров, последовательностью их выработки, длиной кадра
комплекса. Кадр записи состоит из подканалов, объединяющих сигналы
с многоканальных преобразователей информации (МПИ). Кадр может со-
держать от одного до восьми подканалов. Каждый подкадр может по-
вторяться в кадре I, 2, 4, 8, 16, 32 раза. Длина кадра определяет-
ся числом канальных импульсов, которое может меняться от 64 до 4096.
Для повышения точности измерений и исключения систематических
погрешностей и промахов, к устанавливаемой на самолетах к измери-
тельной аппаратуре предъявляются следующие требования:
обязательное соответствие рабочих диапазонов ИП предельным ве-
личинам измеряемых в полете параметров (по сравнению с регистрируе-
мой величиной параметра допускается превышение рабочих диапазонов
ИП не более чем на 20%);
правильное размещение ИП относительно ЦМ самолета (	, fly ,
), оси вращения рулей cf , 8g , 8Э , 8Н и в строгом соответст-
46
Таблица 3,3
47

Окончание табл. 3.3
Регистрируемый параметр	Тип информа- ционного пре- образователя (датчика)	Диапазон измерений	Основная погреш- ность, %	Рекомендуемое место установки на ЛА
Углы отклонения рулей, положение устройств ме- ханизации, ,,,°	МУ-616	±30	1,5	Ближе к рулям
Линейные перемещения рычагов управления,мм	МУ-619	0 - 120	1,5	Ближе к рычагам управления
		0 - 300	1,5	
Усилия на рычагах управ- ления , даН	МН-64 (датчик усилий)	= 40	1,5	На рычагах управленш
		Рэ = 25		
	(дана- ' мометричес- кая педаль)	Р„ = 0...I20	I	
Перемещение рычага управления двигателем,...0	МУ-617	0 - 300	1,5	Ближе к рычагу
Температура воздуха,К	П-69	Ти = 220...650 п	0,5-1,5	-
Частота вращения ротора двигателя, с~1	ДГЭ, ДГ	2500 - 6500	3	—
Суммарный расход топлива^, л/ч	ДО	30 - 20000	2-4	-
w S сл о с к а м д J	С лз	8 8 s g $0 S	слоооЙслоаэслм й£ВК&й!£8Я8	64 Т28		кадра	Длина
со < < < <			ОЭОЭОэоэоэслсли^^СлХЛЭнн		Количество мпи		
ЛЭ ГО ЛЭ ЛЭ нн СО ЛЭ нн о О	НН CD	>2 -Ch СЛ 2		\Э нн	*	IS Эз о Г	1 Номер
>	1	1	1	1	>	1	1	1	1	1	1 1	1	1	1	1	1	1	1 I НН					РАСПРЕДЕЛЕНИЕ МПИ ПО ЧАСТОТАМ СПРОСА		
1 lilt	НН	н НН НН НН	1	1 НН НН НН НН НН | НН НН ЛЭ 1				
1 GO нн СО лэ	1	1 ьн НН НН	MWI м м 1 н д н N	1			
СО НН О» | Ы	лэ	СО 1 НН нн	Л w W 1 м	м | м |	1			
I нн |	ЛЭ		*-н со 1 НН	1 лэ ЛЭ	НН | ЛЭ 1	1	1	1			
1 ЛЭ 1	1	|	1	лэ лэ	нн	1	1	1	1 N 1	1 t 1	1	1	1			
	1	> t 1	1 I 1	1 А» I f |	|	|	|	|	|	|	।	।	,							
ИНФОРМАТИВНОСТЬ (количество десятираз- рядных информационных слов в секунду)									
	16384	8192 i			6 £		2048		1024	
частота опроса канала	частота ТСС МПИ	частота опроса канала	• частота ТСС МПИ	частота опроса канала	частота ТСС МПИ	частота опроса канала	частота ТСС МПИ -				частота опроса канала	частота ТСС МПИ
ЛЭ 8	16384	§	8192	а»	4096	со ЛЭ	2048	ей	1024
гН ЛЭ 00	00 S ЛЭ	Оэ	4096	со ЛЭ	2048	СП	1024	со	сл ЛЭ
СП	4096	СО ЛЭ	2048	нн СП	1024	со	СП нн ЛЭ		ЛЭ 8
GO ЛЭ	2048	сЙ	1024	СО	сл нн ЛЭ		а	ЛЭ	§
к	1024	00	сл ЛЭ			ЛЭ		нн	ОЭ
со	сл ЛЭ		ЛЭ 8	ЛЭ	§	НН	Оэ	О сл	СО ЛЭ
	ЛЭ 8	ЛЭ	§	нн	СЪ	л!	СО ЛЭ	0,25	нн СП
>-э
№
о,
а
S
Е
р>
W
вии с осями самолета пх , Пу,	t cjy> cd* , <<z /3,
Я> *н ?f >Рц '>
собственные частоты ИП и регистраторов должны превосходить
частоты свободных колебаний самолета не менее чем в пять раз, т.е.
должны быть не ниже 7 - 10 Гц;
выбор места установки антенн телеметрических бортовых систем
должен произврдиться таким образом, чтобы диаграмма направленности
антенн была близка к окружности и при всех предусмотренных эволю-
циях самолета обеспечивалась прямая видимость между антенной при-
емной станции и одной из бортовых антенн РТС;
должны быть обеспечены регулярный контроль до и после полета
за работой ИА и своевременное проведение всех тарировок аппаратуры.
ЛИТЕРАТУРА
Основная
I.	Берестов Л.М. .Зайцев Ю.И., Пашков-,
с к и й И.М. Планирование и организации летных испытаний: Учебное
пособие. - М.: Изд-во МАИ, 1990. - 32 с.
2.	Пашковский И.М..Леонов В.А..Поплав-
ский Б.К. Летные испытания самолетов и обработка результатов
испытаний: Учебное пособие. - М.: Машиностроение, 1985. - 416 с.
Дополнительная
3.	Аэромеханика самолета: Динамика полета / А.Ф. Бочкарев,
В.В. Андреевский, В.М. Белоногов, В.И. Климов, В.М. Турапин; Под
ред. А.Ф. Бочкарева и В.В. Андреевского. - М.: Машиностроение,
1985. - 360 с.
4.	Берестов Л.М. .Горин В.В. .Мирошни-
ченко Л.Я. Моделирование при опережающих летных испытаниях
опытных самолетов: Учебное пособие. - М.: МАИ, 1986. - 42 с.
5.	Государственные стандарты Союза ССР: ГОСТ 20058-80. Аппа-
раты летательные. Механика полета в атмосфере; ГОСТ 4401-81. Атмо-
сфера стандартная; ГОСТ 22833-71. Характеристики самолета геомет-
рические.
6.	Гуськов Ю.П. .Загайнов Г.И. Управление поле-
том самолетов. - М.: Машиностроение, I960. - 213 с.
7.	Гуськов Ю.П., П а л е н о в Ю.А., Сурин В.П.
Проектирование самолета с учетом возможностей автоматической систе-
мы управления: Статически неустойчивый самолет: Учебное пособие.
М., МАИ, 1984. - 38 с.
8.	Единицы физических величин. Стандарт СЭВ 1052-73.
9.	Задачи и структура летных испытаний самолетов и вертолетов/
А.Д. Миронов, А.А. Лапин, Г.Ш. Меерович, Ю.И. Зайцев. - М.: Машино-
строение, 1982. - 144 с.
51
10.	К л. у м о в А.С. Продольная устойчивость и управляемость
маневренного самолета. - М.: Машиностроение, 1988. - 196 с.
II.	Моделирование в полете и исследование характеристик сва-
ливания и штопора самолета: Учебное пособие / Л.М. Берестов,
И.М. Пашковский, Л.Я. Мирошниченко, Б.К. Поплавский; Под ред.
Л.М. Берестова. М., МАИ, 1985. - 70 с.
12.	Москаленко В.Я. .Обрубов А.Г., П р е д-
теченский А.Н. Авиационные пилотажные стенды и тренажеры:
Учебное пособие. М., МАИ, 1983. - 63 с.
13.	Нормы летной годности гражданских самолетов СССР. М.:
Изд-во ЦАГИ, 1984. - 464 с.
14.	Пашковский И.М. Аэроупругий эффект всплывания
и просадки элеронов / Современные задачи динамики полета и управле-
ния самолетами. М., МАИ, 1980. С. 58-62,
15.	Пашковский И.М. Влияние момента силы волнового
сопротивления на устойчивость движения и управляемость самолета //
Современные задачи динамики полета и управления самолетов: Тем.сб.
науч.тр. МАИ / М., МАИ, 1979. С. 84-88.
16.	Пашковский И.М. Динамика и управляемость само-
лета. - М.: Машиностроение, 1987. - 248 с.
17.	Пашковский И.М. Устойчивость и управляемость са-
молета. - М.: Машиностроение, 1975. - 328 с.
ПРИЛОЖЕНИЕ
ПРОДОЛЬНОЕ
ВЦЦ КОНТРОЛЬНОГО МАНЕВРА ИЛИ ТИПОВОЙ ОПЕРАЦИИ	ИССЛЕДУЕМАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА	УСЛОВИЯ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА
РЕЗКОЕ КРАТКОВРЕМЕННОЕ ОТКЛОНЕ- НИЕ РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ (ИМПУЛЬС) при const, nz=O 	/\ 	 t. c t, tp	устойчивость самолета в про- дольном короткопериодическом ДВИЖЕНИИ	Mzconst, H”Const rifOt ftconst, dpyj=const -, Xg= const в ин- тервале l~ t2 лх3^лх=О (teCtf>t2J)
СТУПЕНЧАТОЕ ОТКЛОНЕНИЕ РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ (ДАЧА) при М-const t тг^-О 1г	управляемость самолета и его устойчивость в продольном ДВИЖЕНИИ при М= const	M-const , nz*Ot SK-const, .const.Xf-const	в ин- тервалах , ,	. г, ie-ig u	лхыаО 1 <K1 t I^Awl ,
ГАРМОНИЧЕСКИЕ КОЛЕБАНИЯ РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ при М* const , 'g= const	УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА И ЕГО УСТОЙЧИВОСТЬ В ПРОДОЛЬНОМ ДВИЖЕНИИ при ЛЛ= const	M-const ,H*const , n^O, Цяг-const, If-const ЛХ,=АХ„’О в интервале A.-i, ; SK^ const, ^Py£canst
ВИРАЖ-СПИРАЛЬ при Л] = const и п« = 0 (самолеты I и П классов) Xg^fd) 1.	г	ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙ- ЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМО- ЛЕТА ПО ПЕРЕГРУЗКЕ	M=cunstt tiz~O ; to l«y|c \п’Угм1я\ , ^>УЛт1х
ПЛАВНОЕ ПЕРЕКЛАДЫВАНИЕ САМОЛЕТА^ ПО ТАНГАЖУ при У =(7, Afaco fist, ь	г. ПРОДОЛЬНАЯ. статическая устой- чивость и управляемость само- лета ПО ПЕРЕГРУЗКЕ	M^const, itfO, teLtf'tzl, -lHi	‘ I**» * ' l”yl < 'ЛУтлл1 • ^PSAmax
ПРЕДЕЛЬНО БЫСТРОЕ ИЗМЕНЕНИЕ В РЯДЕ ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНЫХ ОПЕ- РАЦИЙ: конфигурации, массы и центровки ЛА, а также режима работы силовой установки с сохранением Ancons t t Пу~1	УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА И ‘ ХАРАКТЕР ПЕРЕХОДНЫХ ПРО- ЦЕССОВ	= const ,n-y^ const навеем интервале времени с момента начала операции ( t0 ) и до момента ее за- вершения (t2)
ПЕРЕЮВДЦВАНИЕ РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ МЕДЛЕННОЕ при я а'/ nz=O	3 1	t,s ^rfd)	УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА В ФУГО- ИДНОМ ДВИЖЕНИИ	Пу*/ , const t Kg^conot	в ин- тервале tf^-t2 , ^3°A9th-G(te[.tot^
РАЗГОН И ТОРМОЖЕНИЕ САМОЛЕТА При	. пъ=О Хг‘№'> ~	-tr	ПРОДОЛЬНАЯ СТАТИЧЕСКАЯ УСТОЙ- ЧИВОСТЬ И УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМО- ЛЕТА ПО СКОРОСТИ	Пу’1,	, ^‘O, И-const' S - const 3~consi РУЛ	’ K
ТОРМОИШЕ ПОСЛЕ ОТКЛОНЕНИЯ воздагах тормозов при ixf) (самолеты I и П классов) ЛК 1 	Л/ >/ ts	4	КОНТРОЛЬНАЯ ПРОВЕРКА САМОЛЕТА НА -ВОЛНОВОЙ ПОДХВАТ"	Oig= const, и л ^conslt^15...i^, O.sa-, ny^i
взлет и посадка самолета Г*	ПРОДОЛЬНАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УП- РАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА НА взлЕПЮ-лосадрчнмх режимах	В СООТВЕТСТВИИ С РЛЭ
таблица П.1
ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
РЕКОМЕНДУЕМОЕ распределение по времени ФОРМ ОПЕРАТИВНОГО управления лепным ЭКСПЕРИМЕНТОМ			ГЛАВНЫЕ КОНТРОЛИРУЕМЫЕ ПАРАМЕТРЫ ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА	ЭКСПРЕСС-ИНФОРМАЦИЯ, НЕОБХОДИМАЯ ДЛЯ УТОЧНЕНИЯ ПРОГРАММЫ ОЧЕРЕД- НОГО ОПЫТА
КОНТРОЛЬ	КОРРЕКТИРОВКА	ЩЕНКА И ВЫРАБОТКА РЕШЕНИЯ 	_	хс.пуу,	fat М—-о t y~^0	^СуГП-^/У) т. «„г-Л*)
	t,—t» a,5c			
	tyt,*a,5c	(0.51- f,O)(tt-ir)	xti пу1сс, Uffat М—О; f—O ЛПУ.*тр nymax'nyitr	5fty3.	, /ГА) Апу уст tv-^1
	lyt.'Zc	(o,ti-/,o)it	M—~O, T(—(T{)Ia3	
i,—t2	t^2c-~tt-2c	(<7.?+/O)(t2-tr)	<C. n.y ta>Xi M- f(t) M—Ot ЪцУ0 tt - tf » fSc	P{,xt, V-f(Cy) пРи М» CQfl&t,	О,	const
tyit	tftc—tfic		Л 1y M—O\ n2—~O it- t,* <5c	r>PU M-cmst.nc О, const
iy^I	iyit	(o,6*f.a)tt	м—~a Лу—а	лаг/^Л/И) 1P.= 7	- Э	при J I f.MH f.ucx r ^g=	•> 4xt~ Xf. koh~	t^cx
	iy*ls‘2c	O.5(t,-tis)	»t v„r,H~fat r—°	Tr-f(M) пгаг или Тг=1-/(1')
i'r-<	t^2c — tt ег—t',-2c	< - C* fc	Пу , H-f(t) Пу—-1. f—O	p( Xg.^-fyt tpu Пу- t' Zf* zcns t
(t )*—*			у.еуоЦ,	Xt.n9, Г- . <	 “ < Угпак	1 / ? К » < 's 1 e
С,—i2		^1г—гг		P, •	; pf.x/ torp (noc ' f ’ » 55
БОКОВОЕ ДВИЖЕНИЕ
ВИД КОНТРОЛЬНОГО МАНЕВРА ИЛИ ТИТОВОЙ ОПЕРАЦИИ	«СЛЕДУЕМАЯ ХАРАКТЕРИСТИКА	УСЛОВИЯ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА
РЕЗКОЕ КРАТКОВРЕМЕННОЕ ОПСЛО- НЕНИЕ ПЕДАЛИ (ЖПУЛЬС) при И-const Д t. 1‘. i,	tl	УСТОЙЧИВОСТЬ САМОЛЕТА В БОКО- ВОМ КОРОТКОПЕИЮДИЧ0СКОМ дви- жении	М-const' H=CCnst, HyXl X-const » интервале ; ixt-ox}-o
СТУПЕНЧАТОЕ ОТКЛОНЕНИЕ ПЕДАЛИ (ДАЧА) при M-consi . Пу—t _yt,	\ e, <	ti	УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА И ЕГО УСТОЙЧИВОСТЬ В БОКОВОМ КОЛЕ- БАТЕЛЬНОМ ДВЖЕНИИ при/ttonsi!	frconst,	const, ff^const , XH=const в ин- тервалах t- t'o a t—tt, t, & »ad.
СТУПЕНЧАТОЕ ОТКЛОНЕНИЕ РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО КРЕНУ (ДАЧА) при М- const, пу~ t	УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА И ЕГО УСТОЙЧИВОСТЬ В БОКОВОМ ДВИ- ЖЕНИИ при 41= const	M-cansi ' fiyvl' Sp^const K const,	* const в ин- тервалах t0~t' u = 0 ,	* ^9 sad
ГАРМОНИЧЕСКИЕ КОЛЕБАНИЯ ПЕДАЛИ при M-const	const ,	УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА И ЕГО УСТОЙЧИВОСТЬ В БОКОВОМ ДВИ- ЖЕНИИ при M-consi	M=con.st, nvxt' Astconst, Tf =const, ЛХа-ЛХ/=О в интервале , &K~ const
ГАРМОНИЧЕСКИЕ КОЛЕБАНИЯ РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО КРЕНУ при А\-const	УПРАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА И ЕГО УСТОЙЧИВОСТЬ В БОКОВОМ ДВИ- ЖЕНИИ при M=cotisi	At- const, П3х! t 3nf con si, 8K- const, Axj- constTfconst, SSCH-AXf-0 в интервале 4-ef
* ПЛАВНОЕ ИЗМЕНЕНИЕ УГЛА СКОЛЬ- КЕНИЯ САМОЛЕТА при const ftyxi	ПОПЕРЕЧНАЯ И ПУТЕВАЯ СТАТИ- ЧЕСКАЯ УСТОЙЧИВОСТЬ И УП- РАВЛЯЕМОСТЬ САМОЛЕТА	M-consi,	const, /-const, s	, co3—0
РАЗГ® (	) И ТОРМОЖЕНИЕ ) САМОЛЕТА при /-(7, •Пу- / с сх„= const $ 0	КОНТРОЛЬНАЯ ПРОВЕРКА САМО- ЛЕТА НА ОБРАТНУЮ РЕАКЦИЮ ПО КРЕНУ НА ОТКЛОНЕНИЕ ПЕ- ДАЛИ	nyx1', хн-(хЛа)-const, H-const, const, f-0
ОСВОБСВДЕНИЕ РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО КРЕНУ (*, ) и ПЕДАЛЕЙ	) В УСТАНОВИВШЕМСЯ РАЗВОРОТЕ при м-const, п„-О	УСТОЙЧИВОСТЬ СПИРАЛЬНОГО ДВЖЕНИЯ	Триммирование усилий цо ввода в разворот ( М - const в интервале const	при T<jcks УлаЗ)
ПЕРЕКЛАДЫВАНИЕ САМОЛЕТА ИЗ КРЕНА В КРЕН (+30°) при М-сспЫ НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕГА (самолеты класса III)	ПОПЕРЕЧНАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ НА ВЗЛЕТНО-ПОСАДОЧНЫХ ЭТАПАХ ПОЛЕГА	В СООТВЕГСТЕИИ С РЛЭ Л/«= const
ВЗЛЕТ И ПОСАДКА ПРИ НАЛИЧИИ БОКОВОГО ВЕТРА	БОКОВАЯ УПРАВЛЯЕМОСТЬ И УС- ТОЙЧИВОСТЬ ПРИ ВЗЛЕТЕ И ПО- САДКЕ С БОКОВЫМ ВЕТРОМ	В СООТВЕТСТВИИ С РЛЭ
56
Таблица П.2
САМОЛЕТА
РЕКОМЕНДУЕМОЕ РМЯРВДЕЯИШЕ ПО ВРЕМЕНИ ФОРМ ОПЕРАТИВНОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕММ ЭКСПИЖЕНТОМ			ГЛАВНЫЕ КОНТРОЛИРУЯ*®. .. ПАРАМЕТРЫ ДВЖИИЯ САМОЛЕТА	аашясс-ииор|иция, ниобходжая для уточнили против очеред- ного ОПЯТА
(КОНТРОЛЬ	корректировка	ОЦЕНКА И ВЫРАБОТКА ряития		г/. »-/(»>)
t,	i.—t,f0,5c		a3t /и—-о	
А ~^г	t,—t^a,5c		М—-0	ах3“-/(му, Р“ЯЧ(^
	' a,^c		а’я,/’,Я1~/(£) м—-о	’ Т^М}
t.-t.			Аян, те“ Tf—^(Tf)sa3	Ллх-^-т^-ЛГ/)
	t<r~i,*2c	(O,ei {.а^1	Ах,, ТГД1);А—О ТГ —	^ece 3 -jr	f (Tf)
	t^Zc-t^lc	(0,4$	7,fi=f^y, ^^0 it- i,9f5c	Р,.’1и.я„ях,е,.в1,-/(Р^Т') , ff -, tf-sw
t.—i,	t^Zc— l‘t——i.'-Zc		хн “	)заЗ	Гэ.я>, xx‘^A<)
ic—*^2		(o,s$i,O)tt	A—^q,	Q иск
	2c	(Oei	7- fW, , ия	^r^iP>
		(a.6T/O)tt	7,p."v,r	
57
СОВМЕСТНОЕ ПРОДОЛЬНОЕ
ВЦД КОНТРОЛЬНОГО МАНЕВРА или Титовой операции	ИССЛЕДУЕМАЯ ХАРАКТЕЯКТИКА	УСЛОВИЯ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА
РЕЗКОЕ КРАТКОВРЕМЕННОЕ OTKMHffiHE РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ (Ж- ПУЛЬС) при М-const t. Аь	t,	ВЗАИМОСВЯЗЬ ПРОДОЛЬНОГО и БОКОВОГО ДВЖИОЯ В СВО- БОДОЙ ПРЯМОЛИНЕЙНОМ ПО- ЛЕГЕ при M^const	И= const3 ^руГ соп^ > f -0,	const в интервале ЛЯ3 = Лхн-0
СТУПЕНЧАТОЕ ОТКЛОНИВ® РЫЧАГА УП- РАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ (ДАЧА) при AUconst 	A xg-fai X t, 4	»	ВЗАЖОСВЯЗЬ ПРОДОЛЬНОГО и БОКОВОГО двжаяй ПРИ уп- равлении САМОЛЁТОМ ПО ТАН- ГАЖУ	ли const л 8^-const tBy const, У -0, Xf^const в интервале 1яу1 ^тП\  1яг1<1лл»и»1
СТУПЕНЧАТОЕ ОТККНЖИЕ РЫЧАГА УП- РАВЛЕНИЯ ПО КРЕНУ (ДАЧА) при М-const 	A	X. 4 <	‘	ВЗАИМОСВЯЗЬ ПРОДОЛЬНОГО и БОНОВОГО ДВЖЕНИЙ ПРИ УП- РАВЛЕИЖ САМОЛЕТОМ ПО КРЕНУ	Af=consti 3f!/,-consi ,8K-consit в интервалах 1в~1'с и t- tt \
КОНБЕНИРОВАННЫЕ СТУПЕНЧАТЫЕ И ПЛАВНЫЕ ОТКЖННПН ПЕДАЖ И РУЧ№ УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ И ПО КРЕНУ при M-censt <в различной после- довательности)	ВЗАИМОСВЯЗЬ ПРОДОЛЬНОГО и ЕЖОВОГО ДВЖЕНИЙ ПРИ ВЫ-  ПОЖЕНИ ПРОСГРАНСТВЕННИ МАНЕВРОВ	M-const, дщ const, 8К- -atnst, пут-	 лх^х3^3_ i3t^^o.}aS • =
ПЛАВНЫЕ ИЗМИЙНИ УГЛА СКОЛЬЖЕНИЯ САМОЛЕТА при М=const,	1 В ПРОЦЕССЕ ДВЖЕНИЯ ЕГО ЦЕНТРА МАСС ПО ПРЯЮЛИЕЖОЙ ТРАЕКТОРИИ	ВЛИЖИЕ СКОЛЬЖЕНИЯ НА ПРО- ДОЛЬНА МОМЕНТ САМОЛЕТА при М-const	At•const -f ft* *1, lyl ‘ 1Л-У1 ’ COy—-o
разгон (—-) и торможение (—	) САМОЛЕТА при Яу= 1, уч?	ЮКЯКХВК& ПРОДОЛЬНОГО И БОКОВОГО Д ВЖЕЯЙ ПРИ ИЗ- МЕНЕНА СКОРОСТИ САМОЛЕТА	Г~0', ft'0 8)-nyx( sx3=sx„-0
Таблица П.З
И БОТОВОЕ ДВИЖЕНИЕ САМОЛЕТА
РЕКОМЕНДУЕМОЕ РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ПО ВРЕМЕНИ ФОРМ ОПЕРАТИВНОГО УПРАВЛЕНИЯ ЛЕТНЫМ			ГЛАВШЕ КОНТРОЛИРУЭИЕ ПАРАМЕТРЫ ДВЖЕНИЯ САМОЛЕТА	ЭКСПР8Х-ИНФОШАЦИЯ, НЕОБХОДИМАЯ ДЛЯ УТОЧНЕНИЯ ПРОГРАММЫ ОЧЕРЕД- НОГО ОПЫТА
	ЭКСПЕРИМЕНТОМ			
КОНТРОЛЬ	КОРРЕКТИРОВКА	ОЦЕНКА И ВЫРАБОТКА РЕШЕНИЯ		
t,—t,		(05-i-l 0)^-1^	,-sa , 'ъ а 1 » »	
	t—t fOSc °	1	'	(в,5+/.о	Пу, nx , &ti	Uy , * Л-/6О; m—o	/(М) =
			й)х»^v>	• ^"У1	» M -^-0	ПУ,	,СТ) л fly t	3/Z
t°—i2		(ае~1О)1г	nf,u1, ul 	«;А,пгп}>их,^^г.у,
	tflC-’-tfic	(oyi-foytt-t,)	.	«-—О lt- t2 t tSc	pt. р,.рх,я^ л>-я-.
		4 4- t,<fc		Pt. Р, . Рн .*t.
59
вид КОЙТРОЛЫЮГО МАНЕВРА ИЛИ	ОБЛАСТЬ	> АЛ > АЛ доп		ОБЛАСТЬ V.,^
ТИТОВОЙ ОПЕРАЦИИ	Дополнительно кон- тролируемые пара- метры	Необходимая До- полнительная информация	Дополнительно кон- тролируемое пара- метры
РЕЗКОЕ КРАТКОВРЕМЕННОЕ ОТКЛОНЕ- НИЕ (ИМПУЛЬС) при M^const -	РЫЧАГА УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ; -	гвдиш t 4 4	4	-М,пк.Т. -м.Г, пх.	-n* _ -Пг,	vi,.nx. T,Ts~№)
РАЗДЕЛЬНЫЕ СТУПЕНЧАТЫЕ ОТКЖНЕ- ТИЯ (ДАЧИ) РЫЧАГОВ УПРАВЛЕНИЯ ПО ТАНГАЖУ, КРЕНУ И КУРСУ щж М- const Д,	\ 4 4	Г, -М.П^Пу, -MtnKrnit	-п^Пц-ЛЫх); C^y-mox, СИхтая’/(Л,'>	Vi3, пг.
ПЛАВНОЕ ПЕРЕКЛАДЫВАНИЕ САМОЛЕТА ПО ТАНГАЖУ пре M=constt Т‘О	Md- Jt' nK-f(.it		
РАЗГОН И ТОРМОЖЕНИЕ САМОЛЕТА при; . -т-о; п.-t, -АХг* СХ„-0, nt"1	я ntlf,coKi comfit>	я, яJ(»}	
ПЛАВНОЕ ИЗМЕНЕНИЕ УГЛА СКОЛЬ- ЖЕНИЯ САМОЛЕТА при Akcanst , п*= I В ПРОЦЕССЕ ДВИКЕНИЯ ЕГО ЦМ ПО ПРЯЮЛШЕЙЮЙ траектория	X/	P{, *{- f(fl )	UX,UV. Xf,
РАЗГОН И ТОРМСИЕНИЕ САМОЛЕТА при ^-01 tiyl о лconst и х„ $0	xi-f(L)	лг=/Г*<) X3,XH	
60
Таблица П.4
Kfr* Утоп	ОБЛАСТЬ	>1«1> |^*,1	<жмсгь|<у,^,|>	<^xl
Необходимая до- полнительная информация	Дополнительно кон- тролируешь пара- метры	Необходимая до- полнительная информация	Дополнительно кон- тролируешь пара- метры	Необходимая до- полнительная даформация
	-d, fl, ия, Uy-/(i) -d, ^-/(t)	fl, /(d) d, UK./(fl)		
-пх,п!г/«4.У, max ^я-инг/Мд	-d,p, 7, ut-/W -*.u>t-/(.V	fl^/Cd), pr/(d> fid=/(Ux), ^mox-ZCd), fl,d=/(x„)t max •	a>^/(i) 9 i	j uf . nx~/(i> , x>,xx,xl.T,nZ. Xx.Xx.Xf.T.nx, Hy-Sit)	ЬЛ,- /(i) n/XJ4xi£ О Пк-/(Пу} А.^Пх.ПзГКМх) з\,31у-{(их)
P^-fCVi,}	d,fl,ux,Uy-Ki)	Я/, хз .Xx~/(d)		
х, .х>- f(Vi,) r/lMrfofo				
	*,р,и>я , ^y, Xf/(() '	/‘t.Xt-fifl)		
nr^t^	^^г.Г.^з.^н, xt-/(i)	^X^Xf-Kd)		
61
ОГЛАВЛЕНИЕ
I.	Общие требования к курсовому проектированию ......... 3
I.I.	Цели курсового проектирования ................ 3
1.2.	Варианты заданий.......-...................... 4
1.3.	Содержание отчета ............................ 6
2.	Дефекты динамики и управляемости самолетов, встречаю-
щиеся в летно-испытательной практике. Пути их устранения ..... 9
2.1.	Критические явления в динамике и управляемости
некоторых опытных самолетов........................  9
2.2.	Некоторые дефекты устойчивости и управляемости,
ухудшающие пилотажные качества или летно-техни-
ческие характеристики самолетов ................... 23
2.3.	Элементы общей стратегии летной оценки динамики
и управляемости самолетов ......................... 27
2.4.	Принципы установления самолету эксплуатационных
ограничений...................................	28
2.5.	Управление летным экспериментом........31
3.	Справочные материалы ............................... 34
3.1.	Система единиц измерений............ .........	34
3.2.	Характерные особенности аэродинамики, динамики
и управляемости современных самолетов ............. 34
3.3.	Бортовая информационно-измерительная система
самолета........................................... 40
Литература........................................       51
Приложение.............................................. 53
Тем. план 1992, поз. 184
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ САМОЛЕТОВ
Захарченко Валерий Федорович
Пашковский Игорь Михайлович
Поплавский Борис Кириллович
Четвергов Виктор Николаевич
Редактор И.Ю. Ситникова
Техн, редактор Е.А. Смирнова______________________
Подписано в печать 12.02.92.
Бум. офсетная. Формат 60x84 I/I6. Печать офсетная
Усл. печ. л. 3,72 . Уч.-изд. л.3,75 . Тираж 500
Зак. ~ ^£/367. Цена35 к.__________________________
Типография издательства МАИ
I2587I,Москва, Волоколамское шоссе, 4