Котик М.Г., Павлов А.В., Пашковский И.М. Летные испытания самолетов
Подождите немного. Документ загружается.
муле, учитывающей те же особенности, что и для самолетов с ТРД.
При принятых условиях, приведения (Нр Ср = # р ст; Он = 0 ст)
Т ст
Кт
Здесь
1 — Кт
1 —Кг
прив ^Рприв
К г
-^прив.ст ^п ри» Н ^Рприв д Т
р .
(Тст- Т и )
(3. 53)
N,
прив.ст
ТУ
прив.ст
— коэффициент, учитывающий изменение мощности силовой уста
новки, при отклонении температуры от стандартной;
м 3 =
ъРрар
прив
- коэффициент, учитывающий влияние параметров самолета
> сх0, су, на потребную для горизонтального полета мощ
ность. Для упрощения расчетов целесообразно построить рабочие
Рис. 3.21. Коэффициенты /Ст, и АУуС для подсчета поправок
к вертикальной скорости самолета с ТВД
графики (рис. 3.21), по которым и определяются значения Кт и Р
при приведении.
Значение Кт подсчитывается по характеристикам двигателей и
может быть уточнено при летных испытаниях путем выполнения
«зубцов» при нескольких режимах работы двигателей (значениях
ап по УПРТ) на постоянной скорости полета ( М наи в ) .
119
дл^прив ^^^/прив^прив
В этом случае определяется производная
---------
=
--------
-
-----
-
—
^Рприв ^Рприв
по замеренным значениям вертикальной скорости, расхода топ
лива, полетного веса и высоты после пересчета их в приведенные.
Значения Кт различны для высот ограничения мощности по тем
пературе газов и прочности редуктора (рис. 3.21) в соответствии
^Фприв г
с разными законами регулирования расхода топлива 1-см-
(3.30) и (3.31)]. Практически используют две зависимости
Хг = /(ЛГ): одну для высот регулирования расхода топлива по
температуре газов, другую по ограничению мощности. В диапазоне
переходных высот регулирования топлива (рис. 3.22) к вычислен
ному значению Ууст из-за ограничения мощности (расхода топли
ва) приходится добавлять (учитывая знак) поправку ДУуф. Вели
чина последней определяется по формуле
дУи
А 1 / ” У ПРИВ А
А УЯ ЛГ) Д^прив?
^Чгприв
д У и
поин ;
У прив а к */прив
причем величина
-----------
= ------------ подсчитывается по результа-
^(?прив ^Рприв
там измерений вертикальной скорости и расхода топлива, вы
полненных при уточнении значения К т.
Поправка к вертикальной скорости на отличие полетного
веса от заданного для самолета с ТВД подсчитывается по фор
муле, учитывающей изменение потребной для горизонтального
полета мощности при измененном весе:
ЬУу прив 2аг) 1
^^прив 0о*Л>5 МлАэф 21 ,ЗО05 МяХЭф
72
^прив
±Уу=/(М., лОпрИВ).
Для быстрого внесения этой поправки полезно пользоваться
построенным заранее расчетным графиком (см. рис. 3.21), опре
деляющим величину АУуо как функцию числа М и отклонения
веса Д^прив*
Колебания скорости в процессе набора высоты относительно
ее заданного значения (на самолете с любым двигателем) вызы
вают разброс экспериментальных точек вследствие перехода кине
тической энергии в потенциальную и наоборот. Пользуясь форму
лой (3.48), это влияние можно учесть, внеся в значение Уур до
полнительную поправку
А у — X -
у~~ е Л( е и '
учитывающую приращение вертикальной скорости, вызванное из
менением истинной скорости полета ДV (м/сек) за отрезок вре-
120
мени А? (при увеличении скорости поправка прибавляется, при
уменьшении — вычитается).
Пренебрежение влиянием изменения скорости вблизи потолка
ведет к большим погрешностям в его определении, особенно на
скоростных самолетах.
Для построения барограммы набора (рис. 3.23) разделяют
высоту от земли до практического потолка на интервалы АН че-
Р и с. 3. 22. Схема подсчета Д V*, в пе
реходном диапазоне высот регулиро
вания мощности и характер измене
ния по высоте вертикальной скорости
самолета с ТВД
Рис. 3.23. Барограммы набора вы
соты: стандартная (/) и фактиче
ская (2)
вают время, затрачиваемое на набор высоты каждого интервала,
по формуле
VУ ст.ср
Последовательным суммированием отрезков времени Д^, затра
ченного на набор высоты всех интервалов, лежащих ниже данной
высоты, находят время набора высот
ст “ + Д*3 + * • * 4~ ^п
до практического потолка. По полученным точкам строят баро
грамму набора (см. рис. 3.23), которая позволяет определить
время набора потолка и промежуточных высот, представляющее
интерес при сравнении характеристик скороподъемности само
летов.
Следует отличать фактическое время набора высоты от опре
деленного по барограмме, так как перед началом набора высоты
выполняется взлет и разгон до наивыгоднейшей скорости набора.
121
Сверхзвуковые самолеты разгоняются до наивыгоднейшей ско
рости после взлета и на высотах 10—13 км при переходе к сверх
звуковому режиму набора высоты. Для таких самолетов время
разгона, которое составляет до половины общего времени набора
высоты, всегда учитывают при построении барограммы набора.
Высота потолка #практ заметно зависит от полетного веса. Если
считать, что на высоте потолка приведенный вес постоянен, то дав
ление на потолке Ряпракт меняется пропорционально изменению
веса:
РН практ2 __ @2
РН практ1
На высотах более 11 ООО м высота потолка самолета изменяется
на 63 м на каждый процент изменения полетного веса.
3.9. ОПРЕДЕЛЕНИЕ ДАЛЬНОСТИ
И ПРОДОЛЖИТЕЛЬНОСТИ ПОЛЕТА САМОЛЕТОВ
С ТРД И ТВД
Дальность и продолжительность полета относятся к наиболее
важным характеристикам самолета.
Целью испытаний по определению этих характеристик является
подбор наивыгоднейших режимов полета самолета и работы его
силовой установки, обеспечивающих максимальную дальность и
продолжительность, а также построение сеток километровых и
часовых расходов топлива, позволяющих рассчитать дальность
и продолжительность полета для любых условий эксплуатации
самолета.
Дальность и продолжительность полета зависят от большого
количества факторов, таких как взлетный вес и запас топлива,
скорость (число М) и высота полета, наличие или отсутствие внеш
них подвесок, влияющих на аэродинамическое качество самолета,
экономичность двигателей и правильность их регулировки, приня
тый при эксплуатации минимальный гарантийный остаток топлива.
В процессе испытаний по определению характеристик дально
сти и продолжительности по этапам полета измеряют расход топ
лива, время полета, скорость, высоту, величины, определяющие
режим работы силовых установок.
Полученные результаты измерений для режимов набора вы
соты, полета по маршруту и планирования приводятся к стандарт
ным условиям и виду, позволяющему использовать их в дальней
шем для подсчета дальности и продолжительности полета при
эксплуатации самолетов.
Определение расхода топлива и дальности
при наборе высоты и планировании
Расход топлива и пройденное расстояние при наборе высоты
определяются обработкой измерений, выполненных на режимах
122
скороподъемности. При этом используется та же разбивка режима
набора на отрезки по времени. На каждом отрезке времени на
бора высоты при помощи расходомера определяется израсходован
ное количество топлива в литрах , которое затем переводится
в килограммы Л№я по известному из наземных измерений (перед
полетом) удельному весу топлива -у:
подсчитываются приведенные обороты. Затем по графику С2Прив =
= /Чяприв) (см. рис. 3.4) определяются значения приведенного
часового расхода топлива (Зприв и (Зприв.ном соответственно для
фактических приведенных оборотов пптв и номинальных пном
в стандартных условиях, принимая питв = пном при р0 и Г0.
Израсходованное количество топлива на отрезке набора высоты
приводится к стандартным условиям по формуле
Для самолета с ТВД непосредственно подсчитывается С2Прив по
результатам замера расхода топлива на отрезке, среднему давле
нию рн Ср, температуре Тнср и времени отрезка МН'-
Далее приведение израсходованного количества топлива к стан
дартным условиям выполняется также по формуле (3.54) с ис
пользованием (Эприв.ном, соответствующего заданному режиму ра
боты двигателей при наборе высоты в стандартных условиях.
На каждом отрезке набора высоты определяется средняя ско
рость У ст.ср по формуле
где Дет берется по рн ср,
после чего находят расстояние, которое самолет прошел при
наборе высоты отрезка
А \ ^ Я = Д
\Х /н У к г .
Для самолета с ТРД по формуле
(3. 54)
V
^пр.ср а + ЛУСЖ
V ^ст
(3. 55)
123
Израсходованное количество топлива и пройденное расстояние
суммируются по отрезкам точно так же, как время набора высоты
при обработке скороподъемно
сти, в результате чего получа
ют график (рис. 3. 24) расхода
топлива и пройденного пути
при наборе высоты.
Обработка результатов из
мерений при планировании ве
дется таким же способом, как
для режима набора высоты.
График расхода топлива и
пройденного пути при планиро
вании аналогичен приведенно
му на рис. 3. 24. В расчет даль
ности включают планирование
до высоты 1000 м, с которой
самолет входит в зону аэро
дрома для посадки. Расход
топлива на планировании ча
сто не приводят к стандартным условиям ввиду его незначительно
сти в общем весовом балансе топлива.
Определение характеристик дальности
и продолжительности горизонтального полета
Для получения исчерпывающих сведений о дальности и про
должительности горизонтального полета при любых возможных
в эксплуатации условиях обычно применяется метод сеток, осно
ванный на теории подобия режимов полета.
Подобие режимов полета самолетов с ТРД и ТВД опреде
ляется критериями подобия: Оприв, М и Г прИв или С?прив. Для само
летов с ТРД величину Гприв можно заменить величиной питв.
При испытаниях самолета важно определить расходы топлива
по высотам, что позволяет рассчитать дальность и продолжитель
ность при любом профиле полета, а такж е отыскать наивыгодней
шее сочетание М, ОпрИв и Гприв или (Зприв, соответствующее режиму
максимальной дальности. Для этого необходимо на 4—5 высотах,
строго говоря, при 4—5 значениях приведенного веса СпрИв выпол-
нить кратковременные режимы полета на постоянной скорости —
горизонтальные площадки (продолжительностью по 2—5 мин
в зависимости от типа самолета). На каждой высоте площадки
выполняют при 5—6 значениях скорости (от скорости, соответствую
щей максимальному качеству, до максимальной либо до скорости
ограничения).
На каждой площадке измеряют скорость, высоту, температуру
воздуха, расход топлива, остаток топлива, температуру газов за
турбиной Г4, обороты двигателя, положение рычага топливного
г /
" V
у /
^ ШИС1
У
* *
/ 7
/ /
Г /
/ у
У
6/
п
/
/
/ /
0 2*6 щ
т
О 100 200 300 1н кн
Р и с. 3. 24. Расход топлива и дальность
при наборе высоты (планировании)
в стандартных атмосферных условиях
124
автомата по указателю УПРТ (на самолете с несколькими двига
телями замеряются соответствующие параметры работы каждого
двигателя). При выполнении режимов необходимо сохранять гори
зонтальность полета и поддерживать постоянство скорости. К аж
дую последующую площадку целесообразно выполнять на не
сколько большей высоте (на 30—70 м )у чтобы компенсировать
выгорание топлива и поддерживать постоянство приведенного веса
СПрив для заданной средней высоты полета.
Приведение характеристик к стандартным атмосферным усло
виям производится при Нр = Нрст и Мя = Мст, т. е. при приведении
вкосятся поправки, учитывающие отличия фактической темпера
туры Гя от стандартного значения Гст, соответствующего высоте
Нр -по давлению.
По записям приборов прежде всего определяется фактический
часовой расход топлива С}н с учетом тарировочных поправок, а на,
самолете с несколькими двигателями — суммарный расход топ
лива (в л ) .
Чаеёвой расход топлива в стандартных условиях определяется
по формуле
При этом удельный вес топлива ун принимается средним по ре
зультатам измерений до и после полета. Полетный вес Он опреде
ляется обработкой замеров остатка топлива, который суммируется
с весом снаряженного самолета без топлива. Далее подсчиты
ваются стандартные приведенные обороты и приведенный вес са
молета, значение числа М полета (по записям скорости и высоты)
и стандартная скорость Уст. Затем определяется относительный
километровый расход топлива для стандартных условий дСт:
После подсчета всех названных величин по произведенным
в полетах замерам, строятся сетки характеристик (см. рис. 3.25—
3.28), позволяющие рассчитать расход топлива и обороты двига
телей для любых условий полета и найти наивыгоднейшие режимы
полета на дальность и лродолжительность.
Наивыгоднейшие скорости полета на дальность при разных
п • ° н Ро
прив на высоте, соответствующей давлению рн = -12— , находят
^прив
по значениям числа М, при которых относительный расход топлива
д минимален (рис. 3.25).
Наивыгоднейший режим дальности определяют по рис. 3.26
как точку такого сочетания числа М полета и 0 ПрИв, при котором
относительный километровый расход топлива д минимален. Режим
максимальной продолжительности полета определяется точкой
(3. 56)
125
Р и с. 3.25. Сетка относитель
ных километровых расходов
топлива по числу М полета и
приведенному весу
Р и с. 3.26. Сетка стандартных отно
сительных километровых расходов
топлива по приведенному весу и чи
слу М полета
Р и с. 3. 27. Сетка приведенных ча
совых расходов топлива и схема
определения наивыгоднейшего при
веденного веса и числа М для
максимальной продолжительности
полета
Р и с. 3.28. Сетка приведен
ных оборотов двигателей по
приведенному весу и числу
М полета самолета с ТРД
126
(рис. 3.27), в которой стандартный часовой расход топлива (2СТ
минимален, причем сетка характеристик позволяет получить значе
ния М и Оприв, соответствующие этому режиму.
Так как наивыгоднейшему режиму максимальной дальности
соответствует определенное значение приведенного веса ОпрИв, то
по мере выгорания горючего высоту необходимо увеличивать, под
держивая это значение постоянным за счет уменьшения атмосфер
ного давления (увеличения высоты'
полета).
Сетка приведенных оборотов для
прямолинейного горизонтального
полета самолета с ТРД (рис. 3. 28)
позволяет подсчитать фактические
обороты, необходимые для полета
при любых возможных сочетаниях
М и 0 Прйв или, что то же самое, М
и высоты полета при любых возмож
ных ^прлетных весах.
Километровые и часовые расхо
ды топлива начинают значительно
возрастать при достижении опреде
ленного значения числа М, определяющего границу экономичных
режимов полета. У сверхзвуковых самолетов относительные кило
метровые расходы (рис. 3.29) также существенно возрастают при
переходе к сверхзвуковым скоростям, поэтому реж|им максимальной
дальности таких самолетов, как правило, лежит на большой дозву
ковой скорости.
На сверхзвуковых самолетах часто нет возможности выпол
нять площадки для замеров расхода топлива, в связи с чем такие
измерения производят на неустановившихся режимах полета. Р ас
ход топлива на запуск, пробу двигателей и рулежку №3, взлет №Взл
и посадку №пос определяют замерами и выбирают средний по ряду
полетов. Минимальный гарантийный остаток топлива определяется
тактико-техническими требованиями к самолету. Невырабатывае-
мый остаток топлива №0ст замеряется на земле, а на многодвига
тельном самолете и в полете — по группам баков.
Р и с . 3. 29. Характер зависимо
сти относительного километро
вого расхода топлива от числа
М полета сверхзвукового само
лета
Контрольный полет на дальность
Контрольный полет на дальность выполняется для проверки
точности полученных сеток километровых и часовых расходов
топлива. Предварительно расчет дальности ведется по полученным
при испытаниях сеткам характеристик.
Количество топлива, расходуемое на крейсерском режиме
в полете на дальность №г.п, определяется заправкой топлива
№лолн, расходом топлива на пробу двигателей и рулежку №3, рас
ходом топлива на взлет №Взл, набор высоты №Наб, планирование
127
Гил и посадку ^дос, а такж е минимальным гарантийным остатком
1^г и весом невырабатываемого остатка топлива №ост, т. е.
\х/г
=ур : - г Л — —\^ _ц / _\*7
г.п полн з взл ^ нао ^ пл ггос г ост*
При этом расход топлива на разгон обычно включается в \ ^ Наб-
Начальная высота крейсерского участка полета, определяемая
величиной Оприв.наив и полетного веса (взлетного веса минус рас
ход топлива на земле и при наборе высоты), подсчитывается после
довательными приближениями в соответствии с выражением
п — п Ро
прив— и Н >
Рн
решаемым относительно давления на начальной высоте крейсер
ского полета рн , откуда
Рн = ? 2 т - - (3.58)
^прив.наив
В выражение (3.58) подставляются значение 0 ПрИв.наив и являю
щееся вероятным значение уточняемое затем по графику
№наб = 1(НР). Высота для значений веса в полете по маршруту
рассчитывается из условия сохранения наивыгоднейшего приве
денного веса по формуле (3.58).
Дальность на крейсерском участке полета подсчитывается либо
по километровому расходу, определяемому для среднего веса на
режиме, либо весь располагаемый для горизонтального полета
запас топлива разбивается На 3—4 части и подсчитывают даль
ность полета по отрезкам, определяя для каждого отрезка средний
полетный вес, высоту полета по Сприв.наив и километровый расход
<7 = ?н аив °ср Ю1КМ,
а затем проходимое расстояние находят по формуле
где ДЧР— количество расходуемого топлива на каждом отрезке
полета.
По данным, определяемым для каждого отрезка, получают
техническую дальность полета
^техн==:^ Я + + А ^ 2 + • • • + Д ^ / 2 + Д ^ п л »
где АЬ\У АЬп — дальность на каждом отрезке крейсерского этапа
полета,
и время полета
^ т е х н ~ ^ Я + ^ 1 + ^ 2 + • * • + Д*я + А* пл»
где Д 1г получают делением пройденного пути АЬг на скорость по
лета: &и=А Ьг/у.
По графику ^прив — К СПрив) подсчитываются обороты, которые
должен выдерживать летчик в полете на дальность (рис. 3.28).
128