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

Подождите немного. Документ загружается.

бранных значений ,/?н (Яр), О и пу = 1, получаем зависимости

М = /(ГпрИв), совершенно аналогичные полученным по методу обо

ротов (рис. 3.8), в том случае, если возможно использование пос

леднего.

Метод разгонов

Метод разгонов основан на измерении в неустановившемся го

ризонтальном полете действующей на самолет в направлении его

движения продольной перегрузки (пх), либо ускорения (ЛУ/сН),

получаемого графическим дифференцированием по времени записи

самописца скорости.

Переход от перегрузок в связанных осях, регистрируемых в по

лете самописцем, к перегрузкам в скоростных осях производится

при помощи приближенной формулы

пх ~ п х1— ~ п уи (3.21)

где пх1 и пух — измеренные в полете значения проекций перегруз^

ки на продольную и вертикальную оси самолета-

а —угол атаки в град.

Метод разгонов не требует подобия режимов работы силовой

установки при изменении условий измерений. Этот метод универ

сальнее, чем метод сеток, менее трудоемок, но и менее точен из-за

относительно больших погрешностей в измерениях продольного

ускорения. Приведение к стандартным условиям выполняется при

помощи дифференциальной поправки,, учитывающей влияние на

тягу двигателя отклонения температуры от стандартной при неиз

менных значениях М и Я р, принимаемых за стандартные.

Разгоны выполняются при условии Я = с о п 51 о т скорости, соот

ветствующей максимальному качеству самолета, до максимальной

скорости при ГЯ< Г СТ. На последнем этапе при ТН> Тст разгон вы

полняется со снижением, с тем чтобы получить график зависимости

пх = 1(1Л) в более широком диапазоне скоростей (по числу М), до

статочном для приведения. На рис. 3. 11,6 показан характер изме

нения величины продольной перегрузки пх для дозвукового 1 и

сверхзвукового самолетов (2 и 3). Кривая 3 соответствует средним

высотам, а 2 — высотам вблизи потолка сверхзвукового самолета,

когда при разгоне в горизонтальном полете возможен выход его на

границу потолка (см. рис. 3. 3, кривая 2, высота, отмеченная пунк

тирной линией).

На участке разгона со снижением значения продольной пере

грузки пх отрицательны, так как дальнейшее увеличение скорости

обеспечивается не избыточной тягой двигателя, а направленной

вперед проекцией силы веса самолета. В фактических условиях

горизонтального полета значение пх = 0 на режиме разгона соот

ветствует максимальной скорости. При переходе к стандартным

условиям в случае сохранения значений М и Нр изменяется тяга

двигателя на величину

д Р = РСТ- Р Н, (3.22)

соответствующую АТ = Тст— Тн, что вызывает изменение продоль

ного ускорения.

Если принять рн = Рст и М я = М ст (т. е. при пересчете продоль

ной перегрузки учитывать только изменение тяги при переходе от

фактических к стандартным условиям), то поправку к пх можно

определить по формуле

ЛР (3.23)

А ПхТ ПХС1 *Рх н~

Переходя к приведенным значениям тяги, получаем

Р*

Ро

ст ^п ри в и \

или

Д Р-

( ^ в)д г *

Х^прив/

(3. 24)

Ро \ил прив

Подставляя выражение (3.24) в уравнение (3.23), получаем

ДЯл. = л 1л- д г . (3.25)

О Ро УдГ прив/ '

Сместив начало отсчета пх вверх или вниз на величину АпхТ

(рис. 3. 12) в зависимости от знака отклонения температуры А Г,

получим в точке пересече

ния с кривой пх=}(М)

значение максимальной

скорости в стандартных

условиях М ст . Производ

ную изменения тяги дви

гателя по температуре

(^-РпривЛ^^прив в выраже

нии (3.25), являющуюся

функцией числа М и при

веденной температуры,

берут по результатам

стендовых испытаний дви

гателей с учетом допол

нительных потерь тяги.

Обычно потери тяги, опре

деляемые особенностями аэродинамики входных и выходных кана

лов двигателя, на дозвуковом самолете составляют 2—6%. Поэто

му для учета потери тяги при переходе от стендовой к самолетной

компоновке двигателя производная дРптв/дТи1тв, полученная по ре

Р и с. 3.12. Схема получения М ст по зависи

мости пх = }( М)

100

зультатам стендовых испытаний двигателя, должна быть умножена

на коэффициент |=0,94~0,98. На сверхзвуковом самолете потери

могут быть значительно больше.

Если при изменении оборотов обеспечивается подобие режи

мов работы двигателя, то величина дРщ>ив/дТщ>ив может быть опре

делена экспериментально, при помощи метода оборотов. Если у

ТРД выдерживаются постоянные Яприв, то при разгоне необходим

учет запаздывания автоматики (см. стр. 112).

Выбор высот выполнения разгонов и методы обработки мате

риалов после получения Мст ничем не отличаются от рассмотрен

ных выше (см. стр. 94). Методом разгонов обычно определяют мак

симальную скорость сверхзвуковых самолетов.

Выше были рассмотрены принципиальные основы метода диф

ференциальных поправок. При определении максимальной скоро

сти метод дифференциальных поправок позволяет, получив на пло

щадках в фактических условиях (Яр, Тн, Сн) на ряде высот зна

чения Мя , привести их к стандартным или заданным условиям

путем внесения в результат измерений соответствующей поправки

Мг, Мр, М0 —показатели, определяющие относительное измене-

Подобным образом учитываются отклонения температуры, дав

ления и веса от значений, принятых за стандартные.

При проведении летных испытаний для уменьшения погрешно

стей обычно так выбирают стандартную высоту и полетный вес,

чтобы поправка была минимальной. Например, если принять, что

Рн = рст и Сн =Сст!> то при приведении величина поправки опреде

ляется только отклонением температуры от стандартного ее зна

чения

(дифференциал йТн заменяется конечной разностью АТН =

Метод дифференциальных поправок

Мст = Мя + дМ,

где

АТ„

д М = М гМ —2 + М „ М -^

т н Р н

ние максимального числа М в зависимости от от

носительного изменения температуры, давления и

полетного веса;

СТ

Т н ) .

101

Если Тн = ТСт и 0 н = 0 Ст, то поправка равна

дМ = МвМ - ^ ,

Рн

где кРн— Рст — Рн (Рст соответствует Тн по таблице стандарт

ной атмосферы).

Применение метода дифференциальных поправок требует зна

ния показателей, которые могут быть получены как эксперимен

тальным путем, так и расчетом. Однако расчет не всегда обеспечи

вает необходимую точность. Поэтому метод дифференциальных по

правок применяется главным образом при испытаниях серийных

самолетов, для которых сетки изменения показателей по числу М

и высоте определяются в процессе проведения испытаний опытных

и первых серийных машин.

Метод дифференциальных поправок принципиально позволяет

выполнять приведение максимальной скорости самолетов к задан

ным условиям при любом типе двигателей. Необходимым условием

является знание производных дР/дТ и дР/дНр в нужном диапазоне

изменения температуры, высоты и числа М.

3.6. ПОДОБИЕ РЕЖИМОВ РАБОТЫ

ТУРБОВИНТОВОГО ДВИГАТЕЛЯ И ОПРЕДЕЛЕНИЕ

МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ ПОЛЕТА САМОЛЕТОВ

С ТВД

Определение максимальной скорости и других летных характе

ристик на самолетах с ТВД и ТРД в части подготовки к испытаниям,

выбора высот, выполнения испытательных режимов и первичной

обработки записей имеет много общего. При испытаниях самолетов

с ТВД для пересчета характеристик к стандартным или заданным

условиям (по температуре, высоте, полетному весу, оборотам

двигателей) возможно использование с некоторыми изменениями

методов, используемых для самолетов с ТРД.

Отличия определяются особенностями турбовинтового двига

теля, создающего тягу на этом самолете с помощью воздушного

винта. Эффективность ТВД по созданию тяги оценивается мощ

ностью, которая в общем случае является функцией расхода топ

лива скорости полета V, оборотов двигателя п, атмосферного

давления рн, температуры воздуха ТНу чисел Ке турбины, ком

прессора и выхлопного сопла Кет.к.с:

N = /{(}, V , р„, Тн , л, Кет к с). (3.26)

Для удобства пересчетов при рассмотрении режимов работы

ТВД и приведении летных характеристик самолета с ТВД к задан

ным или стандартным условиям, так же как и для ТРД вводятся

понятия приведенных оборотов пПрив, приведенного расхода топ

102

лива С?Прив, приведенной эквивалентной мощности Л^Прив и приве

денной мощности, создаваемой тягой реактивного сопла Л^рприв,

а скорость полета заменяется числом М.

ния б, близкое к постоянному в диапазоне высот используемых

самолетами с ТВД, в выражении для (?прив обычно опускается),

Значение эквивалентной приведенной мощности складывается

из потребляемой винтом Л^ВПрив и создаваемой тягой реактивного

сопла Мрприв*

Значения чисел Кет.к.с турбины, компрессора и сопла одно

значно связаны с числом Ке полета, которым они обычно и заме

няются.

В соответствии с (3,26) и рассмотренными выражениями вели

чина эквивалентной приведенной мощности в общем случае яв

ляется функцией следующих величин:

В силу несовершенства винта как движителя не вся эквива

лентная мощность преобразуется в полезную

Коэффициент полезного действия винта г\в является функцией

коэффициента скорости (относительной поступи) Ху коэффициента

мощности р и концевого числа М лопасти винта Мг:

Здесь:

(так же как и для ТРД значение коэффициента полноты сгора-

е прив прив»

М,

пприв,

Ке).

(3.27)

N = ц N

1 прив !в .

(3.28)

ЧВ= / ( Х , Р, М г).

103

В соответствии с теорией воздушного винта* значения этих

величин определяются выражениями

60 а0М

71СП) I ^прив^

757УВ ____„ / 60 \з Т0 * в прив ^

\1 ) Т0 п1?т ;

где пс — обороты винта в-секунду;

/ лс60\

/ — передаточное отношение редуктора винта -V- );

и — окружная скорость конца лопасти винта;

-О —диаметр винта.

Подставив значения переменных в выражение для т^в, имеем

ЧВ= / ( М , л прив) Л^вприв)

или, учитывая (3.27),

/ ( С п р и в , ^ п р и в » К б ) .

Возвращаясь к (3.28), получаем выражение, определяющее

полезную мощность с учетом коэффициента полезного действия

винта через удобные для измерения в полете переменные:

- ^ п р и в прив ^ ( Ф п р и в ’ ^ п р и в ’ К б ) .

Для современных ТВД, обороты которых лежат в области мак

симума к. п. д., изменение оборотов и числа Кб в возможных пре

делах при приведении обычно практически не сказывается на по

лезной мощности. Вследствие этого при приведении можно считать,

что приведенная полезная мощность является функцией только

числа М и приведенного расхода топлива

^ Прив~<Р(У„р„е, М). (3.29)

Изменение приведенной мощности ТВД, в интересующих пре

делах при приведении летных характеристик к заданным усло

виям, практически линейно связано с изменением расхода топлива,

т, е. производная дЛ^Прив/д<2прив практически постоянна для задан

ного значения числа М полета. Эта особенность ТВД позволяет

в широких пределах применять метод дифференциальных попра

вок для учета влияния изменения мощности на летные характе

ристики.

* См., например, И. В. Остославский, И. В. Стражева. Динамика

полета. Оборонгиз, 1963 г., стр. 127.

104

Максимальный расход топлива ТВД обычно определяется

мощностью, допустимой по прочности редуктора на малых высо

тах и температурой газов перед турбиной на больших высотах.

Второе условие может ограничивать расход топлива и на малых

высотах при высоких температурах воздуха Тн. Расход топлива

ТВД на высотах ограничения мощности по температуре газов пе

ред турбиной (рис. 3. 13), при обычно применяемом регулировании

по внешним параметрам (V, р, Г), удобно определять выражением

типа

<2=]\р\кс, (3.30)

где Д — постоянный коэффициент, определяемый особенно

стями типа двигателя;

р\— полное давление на входе в двигатель;

А = / (Г * ) — величина, определяемая температурой воздуха на

входе в двигатель;

С— коэффициент, величина которого определяется углом

поворота рычага настройки топливного автомата авг

контролируемым в полете по положению стрелки

указателя УПРТ (ав по УПРТ).

На высотах ограничения мощности по прочности двигателя рас

ход топлива определяется выражением типа

< М Д '+ В /> о + В '/> :-Д (2 )С . (3.31)

Здесь Д', В, В'— постоянные для данного типа двигателя вели

чины;

р 1— полное давление воздуха на входе в двига

тель;

• АС}=А'(Т* — Г4) — «срезка» топлива — уменьшение расхода топ

лива, определяемое допустимой температурой

газов перед и за турбиной (Г4).

В результате сочетания разных законов регулирования высота

ограничения мощности меняется (рис. 3.13), увеличиваясь при

температуре ниже стандартной и уменьшаясь при температуре

выше стандартной. Срезка топлива Ар существенно уменьшает

мощность ТВД при высоких температурах воздуха у земли

(рис. 3. 14). Например, для ТВД, имеющего мощность 2700 л. с

в стандартных атмосферных условиях срезка топлива уменьшает

мощность на 35—50 л. с. на каждый градус повышения темпера

туры сверх допустимой для работы без срезки. Таким образом,

расход топлива <2 и мощность ТВД меняются в соответствии с при

веденными закономерностями при изменении полного давления /?*,

температуры Т\н на входе в двигатель и положения рычага на

дстройки топливного автомата ав.

105

Рис. 3. 13. Схема изменения мощно

сти ТВД по высоте полета в стан

дартных, зимних и летних условиях:

1 —■ стандартные условия; 2 — температура

выше стандартной; 5—температура ниже

стандартной

Рис. 3.14. Схема ограничения мощности ТВД

по температуре воздуха у земли

Определение максимальной скорости

самолета с ТВД

Для определения условий подобия режимов полета самолета

с ТВД воспользуемся уравнениями движения в приведенном виде

(3.12), выведенными при рассмотрении подобия режимов полета

самолета с ТРД

ГЛ X р Ц I I) | /Л ^У ПРЙВ

^ п р и в ^ у РъСхЬ М + < 3 п р и в м '>

Так как эффективность турбовинтового двигателя оценивается

не тйгой, а мощностью, то в первом уравнении перейдем от приве

денной потребной тяги РПрйв к приведенной полезной потребной

мощности Л^прив. Для этого необходимо все члены уравнения умно

жить на скорость полета в стандартных условиях у земли (при

0 ^ 7 6 0 мм рт. ст. и температуре +15°С), выраженную через число

М(1/=Ма0), так как Л^Прив = ^прив1/ = -РпривМа0. После подстановки

в первое уравнение и сокращения, с учетом что М У х§/?Го = Ма0,

получаем уравнения движения в виде

^^прив су ^ ^ п р и в ^ ^ Прив’

(3. 32)

Здесь Л^прив — суммарная приведенная полезная мощность двига

телей, потребная для выдерживания установившегося режима по

лета при заданных значениях М, О прив и Уу прив*

В пределах изменений параметров движения при приведении

сх обычно практически не зависит от числа Ке, т. е. сх можно счи

тать функцией только су и М:

сх= / ( с у,

М). (3 .3 3 )

Рассматривая уравнения (3.32), имеем

-^прив / ( М , О прив, V у ПрИВ), | ^2 2^^

Су ( М , ^ Прив> ^ У прив)* 1

Потребная для полета мощность обеспечивается двигателями,

что позволяет в соответствии с (3.29) записать

ЛГ„р„в = ЛГприв.дв = /(Рп ри в, М). (3 .3 5 )

В четыре уравнения (3.33), (3.34) и (3.35) входят семь пере

менных величин ./VI, С?прив» Ууприв» ^прив> -Л/^прив» сх, суу что позволяет,

107

приняв за -параметры три из них, определить остальные. Наиболее

удобно при испытаниях принять за параметры (критерии подо

бия)— Ощшв, Уу прив и С?прив. В этом случае, при принятых выше

предположениях о пренебрежении влиянием пирив и Ке на мощ

ность двигателей и сопротивление, для режимов полета на постоян

ной скорости, включая и режимы набора высоты *, число М опре

деляется выражением

Для режимов горизонтального полета ( 1 / 2 /П р и в = 0) число М

определяется как функция только

Выведенная зависимость -позволяет определить максимальную

скорость методом сеток, т. е. построением сеток (рис. 3.15), по

требных для горизонтального полета расходов топлива

и располагаемых расходов топлива по характеристикам двигате

лей в стандартных условиях при заданном для определения макси

мальной скорости режиме их работы

Значение Мст определяется (рис. 3. 15) в точках пересечения

кривых <2прив.потр и <?прив.расп для соответствующего приведенного

веса Оприв, либо кривых <3Прив.потр и <?пРив.Расп для фактического

полета веса 6 Н на высоте Н р, принятой за стандартную.

Потребные для горизонтального полета расходы топлива опре

деляются путем выполнения на заданной высоте 5—6 площадок —

режимов установившегося горизонтального полета при выбранных

значениях скорости полета (М), либо положениях рычага топлив

ного автомата, задаваемых по указателю летчика (ав по УПРТ).

На каждой площадке замеряется скорость, высота, температура

воздуха, фактический расход топлива С}н, контролируются пара

метры работы двигателя и остаток топлива — для определения

* Возможность исключения пприв из параметров подобия для набора вы

соты вблизи земли (в частности при выпущенной механизации) или в случае

значительной разницы условий полета при приведении должна определяться

после рассмотрения особенностей законов регулирования двигателей испытывае

мого самолета.

М = /( О прив, (}прт).

(3. 36)

(3. 37)

(3.38)

108