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

Подождите немного. Документ загружается.

фактического полетного веса. По полученному расходу топлива и

высоте вычисляется ^прив» либо ^ прив по формулам

Рпри в =<?яТя — л / ' ^ г - \кг\яас\,

Рн V тч

прив — О-НЧН

—^ [кг/яас].

Тн

(3. 39)

Значение ун удельного веса топлива берется средним по изме

рениям до и после полета (на земле). Расход топлива (Зприв яв

ляется потребным для горизонтального полета в стандартных

^^Прмв

Рис. 3. 15. Сетка потребных для горизонтального полета и располагаемых

по характеристикам двигателей расходов топлива самолета с ТВД

(±25 кг!час— границы допуска на расход топлива)

условиях при полученном числе М и приведенном весе СпрИВ =

= Оя — ; расход топлива Смирив соответствует этому же числу М,

Рн

но отнесен не к О прив, а к фактическому весу ин и фактической

(средней) высоте полета Нр. Точка пересечения кривой, проведен

ной через полученные точки, с кривой располагаемых расходов

топлива, взятой по характеристикам двигателей (рис. 3.15), опре

деляет максимальную скорость в стандартных условиях (±АМ СТ —

влияние допуска на расход топлива).

Выполнение аналогичных измерений на 4—5 высотах позво

ляет получить сетки, определяющие изменение максимальной ско-

109

рости с высотой полета (рис. 3. 16). Ограничение мощности на ма

лых высотах не вносит принципиальных изменений в схему выпол

нения режимов и в обработку для получения максимальной ско

рости. Однако в пределах вы

сот ограничения мощности мак

симальная скорость на самоле

тах с ТВД обычно не опреде

ляется, так как она оказывает

ся выше (рис. 3. 16) мак

симальной разрешаемой инди

каторной скорости, установлен

ной для самолета из условий

прочности. Кривая, 'выражаю

щая зависимость максималь

ной скорости ( М с т ) от высоты

полета, проводится через полу

ченные ТОЧКИ М с т И Т О Ч К у Я п р а к т ,

полученную при определении

потолка самолета. Отклонение

располагаемого расхода топли

ва от регламентированного

даже в пределах допуска (см.

рис. 3. 15), существенно влияет

на величину максимальной ско

рости, в связи с чем особенно

необходимо оценить фактиче

ские располагаемые расходы

топлива. Это легко сделать на

многомоторном самолете, выполнив при 3—4 значениях скорости

горизонтальные площадки с замером расхода топлива при номи

нальной мощности проверяемого двигателя и задросселированной

мощности других двигателей.

Для определения максимальной скорости самолетов с ТВД

применим метод дифференциальных поправок. В этом случае при

АЛ Т дМ гг

наличии показателя Мт = — — для Нр и Мн, к замеренному на

горизонтальной площадке значению Мя при фактической темпе

ратуре Тн прибавляется поправка, учитывающая влияние откло

нения температуры Тн от стандартного значения Гст для рн = Рст>

соответствующего Нр.

Мст = Мя -ЬЛ*г -у А7\

При использовании метода виражей условия подобия режимов

сохраняются, если вместо 0 Прив берется его значение, умноженное

на величину перегрузки

О прив = О н 11у •

«V

Рис. 3. 16. Зависимость максималь

ной скорости полета самолета с ТВД

от высоты

110

Применение метода виражей позволяет, например, оценить влия

ние на максимальную скорость изменения веса при постоянной вы

соте полета # р, так как потребный для полета на вираже расход

топлива соответствует полетному весу в прямолинейном полете,

определяемому выражением

Виражи на самолетах с ТВД и ТРД следует выполнять с на

бором высоты в 15—20 м за виток, с тем, чтобы поддержать посто

янство приведенного веса О прИв (компенсировать влияние выгора

ния топлива) и избежать попадания в собственный вихревой след,

которое обычно создает возмущение, срывающее выполнение ре

жима.

При желании оценить влияние на максимальную скорость

отклонения оборотов необходимо выполнить режимы при постоян

ном <2прив на двух высотах и определить частную производную

дМ/дпптву использовав полученные значения М и Пл^ив:

Если возможно менять пприв настройкой автоматики, то назван

ная зависимость может быть получена на постоянной высоте после

определения значений М, соответствующих двум заданным значе

ниям приведенных оборотов ЛпрИв при постоянном заданном рас

ходе топлива (Эприв. В случае выполнения аналогичных режимов

с выдерживанием постоянного значения числа М возможно полу

чение производных

при изменении /гприв любым рассмотренным способом.

Для самолетов с двигателями, схема регулирования которых

предусматривает постоянство физических оборотов, выполнив на

двух высотах площадки при постоянном значении приведенного

веса Ощшв (разных фактических весах, либо виражи при разных

перегрузках), получаем производную, определяющую влияние из

менения температуры на максимальную скорость

Сохраняя соответственно постоянство не (2прив> а числа М (ме

няя расход топлива), получаем производную

С — Онпу.

(3.40)

дМ _М , —М2

дТ ~ Т х — Т2

^Фприв Фприв! Рприв2

(3. 41)

дТ Т\ — Т2

111

Следует обратить внимание на необходимость особо тщатель

ных и точных измерений при испытаниях, связанных с определе

нием производных

д М д М ^Рприв ^Фприв

^П1ИВ дТ ^^прив дТ

так как в этих случаях оцениваются малые влияния приращений

рассматриваемых параметров на большие величины, когда точ

ность измерений существенно снижается. Имея названные произ

водные и пользуясь приведенной выше общей схемой метода диф

ференциальных поправок [см. выражения (3.18), (3.19), (3.20)],

легко подсчитать соответствующие показатели и поправки при

отклонении каждого из рассмотренных условий от интересующего

(стандартного значения).

Применение метода разгонов на самолетах с ТВД обычно обес

печивает меньшую, чем другими методами точность, вследствие

малых продольных ускорений и необходимости учета влияния на

расход топлива запаздывания термопатрона топливного автомата

двигателя в процессе разгона [см. (3. 30)]-

Величина этого влияния А(2зап определяется выражением

(з.42)

Здесь С}—-расход топлива на установившемся режиме;

С}' — расход топлива на неустановившемся режиме;

д<?

—--— производная, определяющая изменение расхода тон-

дт лива в зависимости от температуры;

— — скорость изменения температуры;

сИ

Ху. —постоянная времени датчика температуры топливного

автомата, составляющая обычно 20 — 40 сек.

Величина %т может быть оценена сопоставлением расходов

топлива при разгоне и на установившихся значениях скорости на

постоянной высоте Я р, что позволяет измерить <3—С}'. Если из

вестна характеристика — и замерено йТ/сИ, легко определяем Хт.

Величина Хт меняется с изменением условий полета (Г, Я р, М),

определяющих быстроту теплообмена между датчиком и воз

духом. Для других условий Хт может быть получена пересчетом

<3- 43>

Совершенно аналогичные трудности учета влияния запаздыва

ния датчика температуры на расход топлива при разгоне возни

кают при определении характеристик самолетов с ТРД, имеющих

схему регулирования по приведенным оборотам и подобный дат

чик температуры.

112

3.7. ОПРЕДЕЛЕНИЕ НАИВЫГОДНЕЙШИХ СКОРОСТЕЙ

НАБОРА ВЫСОТЫ

Испытания по определению характеристик скороподъемности

и практического потолка самолета делятся на два этапа:

1) определение наивыгоднейших скоростей набора высоты

Унаив, при которых вертикальные скорости максимальны;

2) выполнение набора практического потолка с выдерживанием

наивыгоднейших скоростей Уяайв-

Наивыгоднейшие скорости набора высоты определяются мето

дом «зубцов» либо методом разгонов. Метод зубцов заключается

в выполнении установив

шихся режимов набора вы

соты (зубцов) продолжи

тельностью по 25—30' сек

для замера вертикальных

скоростей при нескольких

зндч^ниях установившейся

скорости полета и заданном

постоянном режиме работы

двигателей, на котором пред

полагается выполнять на

бор высоты (максимальный,

номинальный либо форсаж

ный). Скорости выбирают

так (рис. 3. 17), чтобы охва

тить область ожидаемой по

расчету наивыгоднейшей скорости на средней высоте выполнения

зубцов. Зубцы выполняются на трех-четырех высотах, что позво

ляет после определения наивыгоднейших скоростей построить гра

фик их изменения по высоте полета.

При обработке записей для каждого из выполненных зубцов

рассчитывают среднюю вертикальную скорость

Рис. 3.17. Скорости, при которых вы

полнялись зубцы (отмечены точками),

и график вертикальных скоростей для

самолетов с ТРД (/) и ПД (2)

где Д//^— разность высот на участке установившегося набора

высоты;

д/ —время, затраченное на набор высоты д/Ур.

Полученные значения Уу р соответствуют средней скорости, при

которой выполнялся набор высоты. Скорость выражается либо

в виде приборной скорости Кпр.испр, либо в виде числа М набора

высоты. Сочетания вертикальной скорости и скорости полета опре

деляют экспериментальные точки (см. рис. 3.17), через которые

проводится плавная кривая. Максимум вертикальной скорости

определяет наивыгоднейшую скорость набора для высоты, на ко

торой выполнялась серия зубцов. Аналогичным образом опреде

113

ляют наивыгоднейшие скорости набора высоты для других высот,

после чего строят график УПр.наив=/(#р) (рис. 3. 18), представляю

щий собой профиль наивыгоднейших скоростей набора высоты.

Обычно при этом выполняется некоторое осреднение, облегчаю

щее запоминание наивыгоднейших скоростей набора и не влияю

щее существенно на вертикальные скорости.

Метод зубцов применяется тогда, когда необходима высокая

точность определения вертикальных скоростей и наивыгоднейшей

скорости набора высоты при вер

тикальных скоростях менее 10—

15 м/сек (на высотах, вблизи

статического потолка, при опреде

лении наивыгоднейшей скорости

набора высоты в полете с выпу

щенной механизацией крыла и с

частично остановленными двига

телями).

Если вертикальные скорости

превышают указанные значения

и продолжительность полета

ограничена, применяют метод

разгонов. Он отличается от рас

смотренного метода тем, что на

заданных высотах вместо зубцов

выполняются разгоны по горизон

ту с соблюдением всех других,

определенных выше условий.

В процессе разгонов замеряют продольную перегрузку пх, изме

нение скорости по времени, высоту и контролируют работу дви

гателей. Уравнения движения позволяют по замеренным величи

нам определить наивыгоднейшую скорость набора высоты и вер

тикальную скорость. Действительно, для разгона самолета на

постоянной высоте

0 200 ^00 600 800 наив км/час

Рис. 3. 18. Профиль наивыгодней

ших скоростей набора высоты

(3. 44)

$ <Н о

где — лобовое сопротивление самолета.

Для набора высоты уравнение продольного движения имеет

вид

ау_

где 0 — угол наклона траектории полета к горизонту (угол набора

высоты); 51П 0 = Уу/У.

При сохранении постоянной скорости по траектории (с1У/сИ = 0)

после деления на О равенство (3.45) можно привести к виду

--Р — (2 — О 8Ш0,

(3. 45)

Р ~ 0

Хм

(3. 46)

114

Сравнивая выражения (3.46) и (3.44), получаем

(3. 47)

Таким образом, при разгоне самолета по горизонту или наборе

высоты продольное движение определяется уравнением, позволяю

щим перейти от пх или йУ/сИ к Уу/У. Это дает возможность по за

мерам любой из первых двух названных величин при разгоне по

горизонту определить как величину вертикальной скорости Уу,

так и наивыгоднейшую скорость, которую будет иметь самолет при

наборе высоты. Для этого, выполнив

разгон по горизонту от скорости, соот

ветствующей максимальному качеству

самолета, примерно до 0,9Утах, необ

ходимо произвести следующую элемен

тарную обработку полетных записей:

а) разделить запись самописца

скорости на отрезки через 10— 15 сек;

б) подсчитать для каждого отрезка

приращение скорости АУ{ и среднюю

скорость VI Ср (с учетом аэродинамиче

ских поправок);

в) подсчитать произведение прира

щения скорости на среднюю скорость

для каждого отрезка ДУгУгср,*

г ) выбрать значение пх при У* ср и

подсчитать произведение пхУ, равное

Уу по (3.47), где У — истинная ско

рость, соответствующая У{ ср;

д) построить график (рис. 3.19).

Максимумы произведений ДУгУгср и пхУ определяют наивы-

годнейшую скорость набора высоты. При обработке приращений

скорости нет необходимости переходить от индикаторных к истин

ным скоростям, так как

Рис. 3.-19. Схема опре

деления наивыгоднейшей

скорости набора высоты

V у = V

(XV

где

(Н

-± -У йШ

*д <и

(3. 48)

Результат без перехода к истинным скоростям отличается от

Уу постоянным множителем 1/А, что не вносит искажений в опре

деление наивыгоднейшей скорости. По выражению (3.48) можно

подсчитать вертикальную скорость Уу для любого значения ско

рости при разгоне.

Если эксперимент проведен достаточно тщательно, то наи

выгоднейшие скорости, определенные обоими методами, должны

отличаться незначительно (не более чем на 10—15 км/час).

115

Выполнение разгонов на малых и средних высотах и зубцов

на высотах, где вертикальные скорости малы, позволяет получить

профиль скоростей набора высоты (из одного или двух отрезков

Рис. 3.20. Зависимость вертикальных скоростей,

скоростей набора высоты и температуры воздуха

от высоты при полете на скороподъемность (номи

нальный и форсажный режимы работы ТРД)

прямых, см. рис. 3.18). Наивыгоднейшие скорости набора высоты

не приводятся к стандартным условиям и часто задаются значе

нием числа М, которое меньше меняется с высотой (рис. 3.20).

3.8. ОПРЕДЕЛЕНИЕ СКОРОПОДЪЕМНОСТИ

И ПРАКТИЧЕСКОГО ПОТОЛКА

Полет на определение скороподъемности и практического по

толка самолета включает взлет, разгон до наивыгоднейшей скоро

сти на малой высоте (до //=500— 1000 м), набор высоты с выдер

живанием профиля наивыгоднейших скоростей и заданного ре

жима работы двигателей. Набор высоты прекращается при умень

шении вертикальной скорости до 0,5—1,5

м/сек. При снижении

на 5—6 высотах вьщолняются режимы горизонтального полета

с постоянной скоростью — «площадки» продолжительностью по

2—3 мин для замера температур воздуха* Тн, необходимых для

подсчета поправок к полученным значениям вертикальной скоро

сти при приведении их к стандартным атмосферным условиям.

Если продолжительность полета недостаточна для измерения

116

температуры, то применяют малоинертные термометры, позволяю

щие измерять температуру в процессе набора высоты, или изме

ряют температуру при помощи другого самолета.

Для выполнения полета выбирается время, когда отсутствуют

интенсивные вертикальные (восходящие и нисходящие) потоки

воздуха/ а также значительные изменения скорости (более 5 м/сек

на 1 км высоты) и направления ветра по высоте, снижающие точ

ность определения вертикальной скорости.

В полете измеряются скорость и высота, а также регистрируются

величины, характеризующие работу двигателя (обороты, темпе

ратура газов, расход топлива).

При обработке полетных записей делают отсчеты через отрезки

времени А? в 15, 30, 60 или 90 сек в зависимости от величины вер

тикальной скорости и для каждого отрезка определяют среднюю

высоту Я р ср и среднюю расчетную вертикальную скорость Уу р: ,

<3.49>

Затем по результатам измерений строят кривую изменения

фактической температуры по высоте (см. рис. 3.20) в сочетании

с графиком ее стандартных значений, а также получаемые после

приведения кривые изменения по высоте стандартных значений

1/^ст и Мнаб. Характеристики работы двигателей (обороты, темпе

ратура газов за турбиной Г4, расход топлива и т. д.) используют

для контроля их режима и подсчета расхода топлива при наборе

высоты.

Для приведения характеристик набора высоты к стандартным

условиям средняя высота по давлению на каждом отрезке времени

принимается за стандартную (Я рСр = Я р СТ). При этом условии

к величине вертикальной скорости необходимо добавить поправку

АУУу учитывающую влияние отклонения фактической температуры

Тн от стандартного значения Гст, соответствующего средней вы

соте Нр ср. Поправка А Уу определяется изменением тяги двигате

лей, вызываемым влиянием отклонения фактической температуры

Тн от ее стандартного значения Гст, и зависит от аэродинамиче

ских особенностей самолета (нагрузки на крыло 0/8, эффектив

ного удлинения ЯЭф).

В зависимости от особенностей систем регулирования двигате

лей изменение температуры по-разному влияет на тягу, в связи

с чем несколько меняются расчетные формулы для пересчета лет

ных характеристик, а также входящие в них коэффициенты.

Однако для приведения характеристик набора высоты к стандарт

ным условиям, как правило, -применяется метод дифференциаль

ных поправок, позволяющий достаточно точно и просто выполнить

расчеты и учесть влияние возможных отклонений в весе самолета

и режиме работы двигателей от принятых за стандартные. Вели

117

чину вертикальной скорости для стандартных атмосферных усло

вий Уу ст находят по формуле

^ с » = ^ р+ Д ^ .

(3. 50)

Величину АУу определяют для каждого типа самолета, учиты

вая особенности его аэродинамики и влияние отклонения темпе

ратуры от стандартного значения на тягу силовой установки. Так,

для самолета с ТРД формула для подсчета АУу имеет вид

АУ у= —0,5 )У у р-

^,7кпО

эФ5У,- | / " •

«я.

АТ

м/сек,

(3.51)

где Уг выражено в км/час;

Т1и

1прив дР прИВ

■показатель, учитывающий влияние на тягу

Лфив дппрнв двигателя отклонения приведенных оборотов.

При постоянной высоте и скорости изменение тяги АР, вызван

ное отклонением оборотов Ап и температуры АТн от стандартных,

определяется формулой

Р п п 2 Тст

где

Д7"н — 7 ст Тн .

Знак показателя Нп обратен знаку АТн, так что при повыше

нии температуры вертикальная скорость падает и, наоборот, при

понижении — увеличивается.

Влияние на вертикальную скорость отклонения полетного веса

от принятого за стандартный для самолетов с ТРД можно учесть,

пользуясь формулой

Д1Л,= -

I/,

36,70/8 \ АО

Я Я 0 ) О

(3. 52)

С увеличением веса вертикальная скорость уменьшается и на

оборот. Полученные сочетания значений Уу ст и Нр ср определяют

кривую У у ст = ! (Нр) (см. рис. 3.20), которая проводится через

точки в виде отрезков прямых с изломом на границе стратосферы,

вызываемым изменением закона распределения стандартной тем

пературы по высоте. Практический потолок # пРакт соответствует

высоте, на которой Уу Ст = 0,5 м/сек.

Для самолетов счТВД стандартное значение вертикальной ско

рости Уу ст по замеренному значению Уу р подсчитывается по фор-

118