Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов

Подождите немного. Документ загружается.

Здесь потребная для полета тяга РПрив должна быть равна тяге

двигателей, зависимость которой от условий полета была показана

выше, см. (3. 7).

Если считать, что коэффициент лобового сопротивления сх не

зависит от числа Ке, что достаточно близко к истине в пределах

критерии подобия С прИв, М, Гприв, что наиболее удобно при прове

дении летных испытаний самолета, то все остальные можно одно

значно определить следующими зависимостями:

Графически взаимосвязь величин, определяемых выражениями

(3.15), можно представить сетками обобщенных характеристик.

Представленная на рис. 3. 7 сетка кривых Уу прив — / ( Сприв» Тприв>

М) определяет связь величин на режимах горизонтального полета

и набора высоты. Точки при У1/Прив = 0 определяют Гприв для режи

мов горизонтального полета; точки на максимумах кривых

Уз/прив = /(М) определяют наивыгоднейшие скорости набора вы

соты (М н аи в ) для соответствующих значений Г прИв, О прив, рн.

Подобная сетка (или часть ее), полученная обработкой изме

ренных в полете значений Уу, скорости полета (числа М), темпе

ратуры и оборотов двигателей на режимах установившихся набо

ров высоты или разгонов, позволяет привести полученные харак

теристики к стандартным (или иным заданным) атмосферным

условиям и заданному полетному весу.

^прив=/(М , лприв) или Рприв = /,(М , Гприв). (3. 13)

у прив

возможных изменений пара

метров движения при приве

дении, то он определяется

только величинами су и чис

ла М полета:

Рис. 3.7. Сетка обобщенных харак

теристик установившихся режимов

полета (точками отмечены режимы

горизонтального полета)

В четыре уравнения

(3.12), (3.13) и (3.14) вхо

дят семь величин: М, сУл сХу

^п р и в, ^прив, ^прив и Уу прив*

Следовательно, четыре вели

чины, причем любые, могут

быть представлены функцией

трех других.

Если выбрать в качестве

независимых переменных

(3.15)

Для самолетов, имеющих двигатели с форсажными камерами

и переменной геометрией воздухозаборника и выхлопного сопла,

подобие режимов полета может обеспечиваться в ограниченном

диапазоне скоростей и высот, определяемом особенностями схемы

регулирования двигателей. Для такого двигателя возможность

использования принципа подобия режимов при приведении летных

характеристик должна определяться с учетом названных и дру

гих возможных особенностей (срезка топлива по Г и т. п.), влияю

щих на тягу и расход топлива в разных условиях полета по М,

Рн и ТНу в связи с чем возникает необходимость наличия других

методов приведения.

Менее трудоемким и более универсальным является приведение

летных данных к стандартным условиям по методу дифферен

циальных поправок. Сущность метода заключается в том, что на

ходят поправки к измеренному в полете значению летной харак

теристики, учитывающие отличие условий испытаний от стандарт

ных. При этом одна из фактических величин (температура или

давление) принимается за стандартную. Характеристика (условно

обозначим Хф) приводится к стандартным (заданным) ЛсТ усло

виям полета по формуле

где АХ — поправка, рассчитываемая при помощи дифференциаль

ных соотношений, устанавливающих связь летной ха

рактеристики с изменением того или иного условия

полета (температуры, давления, полетного веса, оборо

тов двигателей или расхода топлива), не принятого

в качестве стандартного.

Величина поправки АХу? к летной характеристике, учитываю

щей отклонение того или иного параметра от его значения в стан

дартных условиях, определяется по формуле

где X — летная характеристика;

— соответствующий параметр, влияющий на летную ха

рактеристику самолета (температура, давление, полет

ный вес);

А\^ — отклонение величины этого параметра от стандартного

значения;

Хж — соответствующий безразмерный показатель:

* ст- * ф+ Д * ,

(3.16)

(3. 17)

д Х

(3. 18)

Величина показателя Хуу определяет на сколько процентов из

меняется летная характеристика при изменении соответствующего

параметра на 1%. Например, для оценки влияния на максималь

ную скорость (М щ а х ) отклонения температуры, полетного веса и

оборотов турбореактивного двигателя от принятых за стандартные

применяются соответствующие показатели Мт, Мс и Мп, опреде

ляемые выражениями

\л Т дМ О д М п д М /0 1ГкЧ

Мт=

-----------

;М 0 = -----------------------------------------; Мп=

----

. (3.19)

1 М д Т и М дО М д п 9

Отклонения условий и показатели определяют поправку, равную

сумме отдельных поправок, каждая из которых учитывает влияние

только одного «своего» фактора. Расчет проводится по формуле

Д М = М Г — Д Г + М о — Д О + М л — Д«. (3 . 2 0 )

Т О п

Таким образом поправка АХ для приведения к стандартным

условиям соответствующей летной характеристики самолета опре

деляется путем алгебраического суммирования отдельных попра

вок АХуу, каждая из которых учитывает отклонение от стандарт

ных условий только одного параметра:

кХ = ААГ1^1 . . .

Как видно, ценным качеством метода дифференциальных по

правок является независимость отдельных поправок друг от друга

(без учета влияния связанных величин, например р и Т).

Величины показателей могут быть определены расчетом, что,

однако, не всегда удается, либо определены в полете эксперимен

тально для каждого типа самолета (с помощью сеток характери

стик или другим методом). Последнее, конечно, потребует прове

дения дополнительных специальных полетов. В целом метод диф

ференциальных поправок более универсален и менее трудоемок,

чем метод сеток характеристик. Он применяется как при пересчете

характеристик максимальной скорости, так и при определении ха

рактеристик скороподъемности и потолка. Такой метод особенно

целесообразно применять при оценке характеристик серийных

самолетов, для которых обычно имеются сетки показателей.

При определении стандартных значений максимальной скоро

сти иногда пользуются и так называемым методом эквивалентной

высоты. Соблюдение подобия режимов по М, С прИв, 7прив при из

менении атмосферного давления и температуры воздуха позволяет

подобрать такую эквивалентную высоту Я ст, на которой

т. Т„)= Р {рн% Т н).

Это дает возможность летную характеристику (например, мак

симальную скорость), полученную в полете на фактической высоте

Нр, отнести к другой высоте Яст, которой она соответствует при

переходе от фактических к стандартным условиям полета. Так, для

самолетов с турбореактивными двигателями, входные и выходные

каналы которых не регулируются, подобие сохраняется, если за

эквивалентную высоту принять такую, на которой выполняется

условие Тст = Тн. Поэтому полученное при рн и Тн значение мак

симальной скорости может быть отнесено к другой высоте, назы

ваемой эквивалентной, на которой ТСт = Тн, без какого-либо пере

счета.

Метод эквивалентной высоты менее трудоемок, чем метод сеток

характеристик. Однако он неприменим для условий стратосферы

и в тех случаях, когда эквивалентная высота при пересчете оказы

вается менее нуля и более 11 км.

3.4. ПОДГОТОВКА К ОПРЕДЕЛЕНИЮ

ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК САМОЛЕТА

Подготовка самолета к испытаниям по определению основных

летных характеристик включает:

— оборудование испытательной аппаратурой;

— взвешивание и центровку после оборудования;

тарировку топливомеров и расходомеров;

проверку регулировки двигателей по основным параметрам,

определяющим тягу и экономичность как в наземных, так и в лет

ных условиях;

— тарировку приемников измерителей скорости и высоты.

Испытательная аппаратура ^должна включать:

— приборы контроля скорости, высоты полета и температуры

воздуха;

— приборы контроля режима работы двигателей по тяге, мощ

ности и экономичности — обороты, расход основного и форсажного

топлива, температура газов за турбиной, положение створок реак

тивного сопла, положение подвижного конуса воздухозаборника,

для турбовинтовых двигателей — положение задающего рычага

топливного автомата (УПРТ) и давление в измерителе крутящего

момента (ИКМ). Испытательная аппаратура тарируется перед

постановкой на самолет и проходит контрольную тарировку после

проведения испытаний.

Полетный вес Он при испытаниях определяется как сумма

веса пустого самолета, полезной нагрузки, экипажа, остатка топ

лива и масла в момент выполнения режима. При этом наиболь

шие погрешности возникают из-за неточного определения остатка

топлива.

Следует учитывать, что как расходомеры так и топливомеры

контролируют объемы топлива. Для пересчета объемного расхода

или остатка топлива в весовой пользуются средним удельным ве

сом топлива по результатам измерений до и после полета. Вес

определяется обычно по показаниям расходомеров; при большой

продолжительности полета сверяются показания расходомеров и

топливомеров, исправленные по их тарировочным графикам.

Для точного знания расхода топлива в полетах на дальность

производится контрольный слив остатка топлива после полета

с увязкой весов залитого, израсходованного топлива и остатка.

3.5. ОПРЕДЕЛЕНИЕ МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ

ПОЛЕТА САМОЛЕТОВ С ТРД

Для определения максимальной скорости (Мст, ^ ст) полета

самолетов с ТРД необходимо ее измерить в фактических атмо

сферных условиях при заданных полетном весе и режиме работы

силовой установки и привести фактические значения максималь

ной скорости (Мтах, Ушах) к стандартным условиям. Обычно по

добные измерения производят на 4—5 высотах. Высоты выбирают

с учетом установленного для самолета ограничения по скорост

ному напору (выше Я огр, см. рис. 3.3).

Для приведения к стандартным условиям максимальной ско

рости самолетов с ТРД пользуются одним из следующих методов:

— методом оборотов;

— методом виражей;

— методом разгонов;

— методом дифференциальных поправок;

— методом эквивалентной высоты.

Каждый из них имеет свои преимущества, недостатки и воз

можности применения. Весьма важным в выборе того или иного

метода приведения является применимость к самолету условий по

добия режимов, что определяется законами регулирования харак

теристик силовой установки по скорости, температуре и давлению.

Нарушение условий подобия вносит трудности в приведение мак

симальной скорости к стандартным условиям из-за сложности

определения влияния изменения температуры или давления на

тягу двигателей.

При применении любого метода приведения весьма высокие

требования предъявляются к качеству выполнения летчиком гори

зонтальных площадок и определению угла снижения при разгонах

со снижением (погрешность в 1° при измерении угла может из

менить величину максимальной скорости на 15—20 км/час).

Обработка полетных записей позволяет построить сетки кри

вых, по которым находят максимальную скорость для любых усло

вий полета, или пользуясь условиями подобия, по одной выпол

ненной площадке, определить эквивалентную высоту, на которой

максимальная скорость в стандартных условиях соответствует из

меренной скорости* в фактических условиях, либо, наконец, поль

зуясь дифференциальными зависимостями, внести поправки, учи

тывающие изменение максимальной скорости при переходе от фак

тических условий к стандартным (заданным) условиям полета.

Максимальная скорость обычно определяется при среднем по

летном весе самолета. На тяжелых самолетах иногда определяют

Vтаx при двух значениях полетного веса.

Метод оборотов

Метод оборотов основан на рассмотренном выше методе сеток

характеристик, использующем принципы подобия режимов полета

по М, Оприв и Гприв. Однозначная связь между тягой Р, оборотами

двигателя п и температурой Т при р = сопз1 позволяет отнести зна

чения чисел М, полученные при летных испытаниях самолета (на

каждом режиме), к вполне определенным величинам приведенной

температуры 7прив. Для этого необходимо выполнить горизонталь

ные площадки при установившихся скоростях, различных оборотах

двигателя (4-—5 значениях, включая и номинальное) и постоянном

приведенном весе самолета Спри в. Пользуясь зависимостью

Ти\мв = Тн > для каждого режима полученные значения чи

сел М можно связать с вполне определенными величинами приве-

Граница ащтосреры

210 220 230 2Ь0 250 260 270 Т

Рис. 3. 8. Сетка характеристик режи

мов горизонтального полета

? т т \ а х / ? т а х

ЧТ

мст

Р и с. 3. 9. Изменение чис

ла М и скорости полета

по высоте в стандартных

условиях

денной температуры Г прив. Далее строится график М = / ( Г прив)

д л я ‘постоянного значения приведенного веса (см. рис. 3.8, кри

вая У), по которому для стандартной температуры, взятой из таб

лицы МСА (ВСА), по фактической высоте полета Я р, принятой за

стандартную, определяется значение максимальной скорости

в стандартных условиях Уст(Мст) для фактического полетного

веса.

Выполнив серии подобных площадок на нескольких высотах,

можно построить полную сетку характеристик (рис. 3.8), по кото

рой и определяются в дальнейшем значения Мст, Уст- График

Мст=1(Нр) (рис. 3,9) строится по полученным значениям Мст-

Переход от Мст к значению максимальной скорости в стандартных

условиях Уст, выраженной в км/час, выполняется по формуле

У „ -72,2М „ У 7\Т.

Полученные значения УСт также наносят на соответствующий

график (см. рис. 3.9).

Пересчет максимальной скорости на другой полетный вес осу

ществляют исходя из условия сохранения постоянства приведен

ного веса:

Г'

___

Г>

^ПрИВ ^«рИв.СТ*

Это равносильно тому, что при изменении полетного веса зависи

мость М = / ( 7 прив) как бы относится к другой высоте полета:

= 0.

Р о

Р с т

т. е.

Рст~ Р Н '

Рис. 3. 10. Изменение характери

стики Мт по скорости и высоте

полета у самолета с ТРД

Далее по этому значению рст определяют Гст и по графику

М = /(7 ПРи в ) , получаемому интерполяцией для нового значения

стандартной высоты, соответ

ствующей /?ст, и новому значению

Тст, находят Мст, соответствую

щее измененному весу. Макси

мальная скорость уменьшается

с повышением температуры и уве

личением полетного веса.

Аналогично, отклонение оборо

тов от номинальных пяом при вы

полнении режимов можно заме

нить соответствующим измене

нием температуры с Тн на ГНприв,

по которой подсчитывается затем

приведенная температура [фор

мула (3.3)].

Для построения сеток М =

= /(7прив) в летних условиях

( Т н > Т ст) необходимо выполнять режимы при оборотах, превы

шающих номинальные, так как только в этом случае Тн прпв ока

жется ниже Гст. Превышение номинальных оборотов разрешается

не на всех типах двигателей, что накладывает определенные огра

ничения на применение метода оборотов.

По приведенным на рис. 3.8 кривым М = / ( Г прив) легко подсчи

тать также и показатели М г для ряда значений Г ПрИВ. Расчет про

водится по формуле (3.19). Входящие в нее значения Т и М бе

рутся в соответствующих точках на рис. 3. 8, для которых опреде

ляются производные дМ/дТ^АМ/АТ.

По полученным значениям Мт строят графики (рис. 3.10), ко

торые в дальнейшем используются при пересчете максимальной

скорости по методу дифференциальных поправок. Показатель Мт

является функцией числа М и высоты полета, что требует построе

ния сетки МГ = /(М, Я р), позволяющей получать значения Мт для

любых возможных условий приведения.

Метод виражей

Метод виражей является разновидностью метода сеток харак

теристик. Этот метод основан на подобии режимов полета по чис

лу М, приведенному весу Оприв и температуре ГпрИв. Он позволяет

при постоянных значениях температуры Тн и давления рн суще

ственно изменять величину приведенного веса на заданной высоте

путем выполнения виражей при заданном режиме работы двига

телей с выдерживанием постоянной скорости и перегрузки, вели

чина которой определяется условием

Оарш= О п в -р- .

Это позволяет в частности отнести полученную при заданном

режиме работы двигателей скорость на фактической высоте по

лета Нр к большему полетному весу Ог~С пу.

Вводя понятие приведенной перегрузки пу ЛГ)ИВ — пу—

-----

— ,

Ост Рн

значение которой связано с приведенным весом Оприв соотноше

ниями 0 прт = пуприв0 ст = пу0- ^ - , можно рассматривать подобие

Р н

режимов полета с использованием этой величины вместо Сприв.

В частности, принимая 1/уприв в первой формуле (3. 15) равным

нулю (полет на постоянной высоте), можно определить зависи

мость величин пу пРив = /(М, ГпРив), графическая взаимосвязь кото

рых (рис. 3. 11, а) получила наименование сетки приведенных пере

грузок.

Подобная сетка определяет для выбранных сочетаний числа М

и Ущшв(Тн) характеристики установившихся предельных виражей:

и позволяет найти значение максимальной скорости Мст (при

пь— 1 и 0 = 0 СТ), задавшись значением Гн = Г Ст, /?ст,по Гст и под

считав для этого случая ^ прИв.ст = — (рис. 3. И ,а).

Рс Т ,

Сетки приведенных перегрузок получают обработкой результа

тов измерений, произведенных при выполнении се$ий установив-!

шихся виражей с 5—6 значениями перегрузки на каждой из трех

четырех высот при заданных постоянных оборотах двигателей

(номинальных, максимальных). По результатам йзмерений Тн,

Уь з, пу, С, Я р, п и принятому стандартному весу Ост подсчиты

вают М, Пу пРив> Гприв и строят сетку.

В отличие от метода оборотов метод_виражей не требует со

блюдения постоянства параметра я/ ]/ Т и допускает наличие до

полнительных параметров регулирования ТРД, что определяется

постоянством режима работы двигателей при выполнении виражей.

Однако подобно методу оборотов в летних условиях необходима

экстраполяция кривых для определения Мст-

Выполнив горизонтальные сечения сеток приведенных перегру

зок (рис. 3.11, а) при подсчитанных значениях Пу пРив. ст ДЛЯ ВЫ-

4 598

Яулрив

Рис. 3.11. Характер изменения перегрузок

по числу М горизонтального полета:

а—сетка приведенных перегрузок, полученная ме

тодом виражей; б—характер изменения продоль

ной перегрузки при разгоне по горизонту;

(/—для дозвукового самолета; 2 и 3—для сверх

звукового самолета соответственно на больших и

средних высотах)