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

Подождите немного. Документ загружается.

о*

О<йООЧО5СЛ^СОЮ»-*О0ООЧС5СП^С*)Ю^

оооооооооооооооооооо

О О СО 0 0 N1 о з с д со

СОО34^*-*ЧОО0СД

^С00 5 0 )СО О )СО С О С О С О С О Ю Ю Ю Ю Ю Ю Ю 1 0 (0

осооочоза^^сою^осооочспи^сою^

оооооооооооооооооооо

ч^^оз^озояслсл^^^оосоысоюююю

о с п * — ■ Ч С й О О З С О О Ч ^ ' - ООСлЮОООСлСО»—

ЮЮСОСДООЮОО^Ю^О!—‘СОСЛЮ^ОЧСП^

о ооослслослоослооооозоз^сою ю

(ЛСЛСДСПСЛСЛСЛСЛСДСЛСЛ^^^^^^^^^

ОЮООЧ^От^МЮ^ОЮООЧОСЯ^СОЮ^

оооооооооооооооооооо

ООЧЧО5а1СЛ^^О5ООМ(О^м О О 00 00;00

^Ч^СЛЮСОЧ^ФОСЛОСЛОСЛООЗ^ЧСО

*ооослсососоозсососооэ^^слазсо4ь>сооэсо

СЛ О О Сл СД О О О СЛ

км/час

Ясж

мм вод. ст,

км/час

Ясж

мм вод. с т

км/час

со 4 ч ^ ч ^ ч ч ^ ч ^ о з о з с ^ о з о з с п о з о о з

ОООО^ОЗСД^ООЮ^ОЮООЧОЗСЛ^СОЮЬ-1

ОО ОООООООООООООООООО

\мм вод. ст,

со с о

со

го

ю ю

, .

фь

со

ос

Оз

Сл

со ю

»—*

СО

со

к;

СП

О)

СС

ГС

со Сл

К-*

со

сл

со

ю со

оз

03 со

СО

со

Сл

ю ю ю ю

ю ю

1—

_ _

М-

_л

СЛ

со

СО

00 оз

оз

Сл сл

4^4^

Сд

Сл

О) о 4^

ю 4

оз

сл

у »

со

Сл

со

Сл

со

СО

СО СО

СО СО СО СО

СО

000000000000000000

СО

Сл

со ю

СО

03 Сл

со

о о

о о о о о о о о о о о

о о

сл

СП

Сл

Сл Сл

Сл

4^ 4^4^4^4^4^

со с о со

со с о

СЛ ю

СО

сл

со ю

СО

оо

СЛ

СО

оз

СЛ

со ю ю ю

ю ю

СО

СЛ

Сл 03

СО

1 1

со 4 со

»—1

1—*

ф-

со СО

со со со

со

со с о

со

со со

со

го

СО

00 оз

СЛ

со

ю 4 0

СО

оо

оз

СЛ

СО

ю со

оз

оо

со

СО

к-*

СО

О!

1 0

►-

То

_х

. . , ,

, ■

н -

, ■

, ,

, .

»—■* 1—» •—* 1—1 *—» »—*

1—1

о о о о о о

сл

со

1—1

СО

оз

Сл

со

о о о о

о о

о о о

оз оз

Сл Сл Сл СЛ

сл

сл Сл Сл Сл

ьи

4^ 4^ 4^ 4^

со

СО

00 оз

Сл

со

СЛ

со

Сл

К) ю

со

СО 4

СЛ

! °

СО

4 4 4

■о

со

То

"со

СЛ

со

Сл

V О!

со

оз

Ог

оз

1—‘

_ !

, ■, . , .

1—*

, ,

н -

. | .

СЛ

со

оэ

со

ю ю

го

ю ю

оз

ю о

оз ю

СО

оо

Сл

4^ со

о о о о

о о

о о со

СО

со

00 00

4 4 4

оз

оо

Сл

4^ 00

Сл

4^-

>—4

СО

4 Сл

Сл

ОО

со

1—1

СО

ю ■о со

СО

Сл

оо

Ъз

СЛ

1 0

СО

к>

оз

, ■ , ■

»—1

, ,

, ■

, .

■

1 .

, ■

00 00 00 00

оз

03 03

Сл

Сл Сл

Сл

оз

4^ ю

го

00 03

ю о 00

оз

о о

о о о

о о

о о о

1—‘

_1 ►— _к _ ! , . _

, ■

СО

оз

Сл

4^ со

СО

со

ю ьо

СО

4^ 4^ о

СЛ

оз

со

СЛ

со о оз

сл

СО

4^» 00 со

со

СО

Сл

ю о

со

КЭ

со 00

СО

То о Ья

■о

о о

СО

со

сл

км/час

сж

мм вод

ст

сж

мм р т. ст

км/час

сж

мм вод. стп

сж

мм рт. с т

км/час

сж

мм рт. с т

км/час

с ж

мм рт. ст,

км/час

с ж

мм рт. ст.

*чэ

Таблица для тарировки указателя скорости и спидографа

атмосферного давления. Эта величина поправки на сжимаемость

равна

Ы с Ж= У , - У „ . (2 .2 2 )

Связь между индикаторной скоростью и земной индикаторной

скоростью легко получить из указанных выше соображений. Дей

ствительно, если полет происходил при М ^ 1 с индикаторной ско

ростью Vг при атмосферном давлении

рн

, то ^Сж определится из

формулы (2.15), а полученное по указателю скорости исправленное

значение приборной скорости при наличии идеального ПВД, будет

равно Vг з. Поскольку разбивка шкалы указателя скорости произ

водилась согласно формуле (2. 20), то приравнивая значения <7СЖ,

полученные по формулам (2.15) и (2.20), будем иметь

Р н

откуда

_Л ( 1 +

V 2 *Р И ) \

% — 1 60^ I

*Ро / ^

у , = л / 2%р” 1 / Ь + - ? - [ ( 1 н - ?Ч г

1 V ( * - 1)ео Г I рн 1Л 2

X—1

*Ро / -1>

(2. 23)

Аналогичное равенство может быть получено и для М ^ 1 .

В этом случае необходимо приравнять <7Сщ, полученные по форму

лам (2.18) и (2. 21):

% + 1 ео^

Г (^ + 1)2со^ Iх- 1 1

„ [ 4хв0У * - 2 * ( х - 1 ) />я ]

° I

(х + 1)8 еоК?э

—1

— 1 г . (2.24)

Внесение поправок 6УСт обычно производится по заранее со

ставленным номограммам. По оси абсцисс откладываются значе

ния земной индикаторной скорости V* з, а по оси ординат — по

правки бУсж. Параметром сетки кривых служит барометрическая

высота (рис. 2.3). Как видно из номограммы, величина поправки

ЬУсж при

Н > 0 (рн <Ро)

всегда отрицательна. На номограмме нане

сены такж е и кривые М=?=сопз{. Ниже будет показано, что число М

есть такж е функция У{ 3 и барометрической высоты Нр.

Определение числа М полета

Число М полета можно определять следующими способами:

а) по истинной скорости полета самолета относительно воздуха

и температуре воздуха на высоте полета;

б) по индикаторной или земной индикаторной скорости полета

самолета и атмосферному статическому давлению на высоте по

лета;

в) по отношению полного и статического давлений.

5Усж км/час

400 600 800 Ю00 1200 1400 1600 1800 2000 2200 2Ш У (г км/час

Земная индикаторная скорость

Рис. 2. 3. Номограмма для определения поправок на сжимаемость

Если какими-либо методами измерены истинная скорость по

лета относительно воздуха V и температура воздуха на высоте

полета Тн , то число М просто определяется по формулам (2.9)

и (2. 10):

М = — = ------^— ^ = У л / (2.25)

а 7 2 , 2

V %РН

где V в км/час.

Подставляя значение скорости V согласно формуле (2. 6),

получим

М =

р.

| / . (2 .2 6 )

Если VI выражено в км/час, а рн в мм рт. ст., то

М =

------

—7= —. (2.26')

4 4 ,4 У Р н

Если индикаторную скорость выразить через земную индика

торную скорость Угз для М < 1, пользуясь формулой (2.23), и для

Рис. 2. 4. Номограмма для определения числа М

М^ 1 — равенством (2.24), из формулы (2.26) получим достаточно

сложную зависимость числа М от Уг*3 и Рн-

М = / 0 Л з , Рн)- (2-27)

Так как зависимость (2.27) имеет достаточно сложный вид, то

на практике для определения числа М пользуются номограммой.

По оси абсцисс откладываются значения земной индикаторной ско

рости Угз, а по оси ординат— числа М (рис. 2.4). Параметром

сетки кривой служит барометрическая высота. Значения V* 3 и Я р,

снятые с данной номограммы при М = сопз1, нанесены на номо

грамму рис. 2.3 для определения 6УСж-

Для определения зависимости числа М от отношения полного

и статического давления при М ^ 1 преобразуем формулу (2.14),

имея в виду, что рн о = /?н + 1<7сж, тогда получим

^ = (1 + ^ МГ-

Согласно формуле (2.16) отношение полного и статического дав

ления при М ^ 1 равно

Р2о

2о __ Рно х + ^ д^2 Г (* + I)2 М2

Рн Рн 2 [ 4хМ2— 2(%— 1) .

Подставляя и=1,4, получим

- ^ - = (\ + 0 ,2 М .У '5 при М<1,

"я

х—1

РНо _ 166.92М7

при М>-1.

(2. 28)

Рн (7М2— I)2’5

Как видно из формул (2.28), число М является функцией отно

шения полного давления к статическому и не зависит от темпера

туры воздуха.

Приборы для определения числа М

и истинной скорости полета

Для определения числа М непосредственно на борту самолета

применяются указатели числа М. Д ля объяснения принципа работы

простейшего указателя числа М приведем формулы (2.28) к виду

1 _|_ Лсж_ = (!_!_ 0(2М2)3’5 при М < 1

рн

1 | Ясук. 166,92М7 АД ^ 1

\Л-Л™-==

------

----

---

при М > 1.

г Рн (7М2 — 1) * у

Как уже указывалось выше, величина скоростного напора ^Сж

может быть измерена с помощью манометрической коробки, а атмо

сферное давление рн — с помощью анероидной коробки. Следова

тельно, механизм прибора должен осуществить деление хода мано

метрической коробки на ход анероидной коробки. Принципиальная

схема указателя числа М показана на рис. 2.1.

Для тарировки указателя числа М в лабораторных условиях

вначале из динамической и статической камер откачивается воз

дух до давления, соответствующего данной высоте, а затем в дина

мической камере увеличивается давление. Отсчет показаний конт

рольных приборов и указателя числа М обычно производится на

целых делениях указателя при ступенчатом увеличении (прямой

ход) и уменьшении (обратный ход) давления в динамической ка

мере. Соответствующее число М определяется по формуле (2.28)

или по табл. 2. 2.

Таблица 2.2

Таблица для тарировки указателя числа М

рНо

Рн

Р Но

Р н

^ N

1о

1.10

2,1318 2,50

8,5332

0,10 1,0070 1,15

2,2650

2,60

9,1735

0,25

1,0444

1,20

2,4075

2,70

9,8522

0,30

1,0644

1,25 2,5569

2,80

10,5820

0,35

1,0884

1,30

2,7130

2,90

11,2975

0,40

1,1166

1,35

2,8770

3,00

12,0773

0,45

1,1491

1,40 3,0480

ЗЛО

12,8729

0,50

1,1862 1,45

3,2284

3,20

13,674

0,55

1,2288

1,50

3,4130

3,30

' 14.558

0,60

1,2755

1,60

3,8052

3,40

15.377

0,70

1,3870

1,70 4,2247

3,50

16,247

0,75 1,4524

1,80 4,6707

3,60

17,283

0,80

1,5244

1,90 5,1440

3,70

18,1028

0,85 1,6038

2,00

5,6401

3,80

18.911

0,90

1,6928

2,10

6,1652 3,90

20,1326

0,95

1,7874

2,20

6,7204

4,00

21,0305

1,00

1,8928

2,30

7,2940

1,05

2,0079

2,40

7,8989

Зная число М, по формуле (2.25) легко получить значение

истинной скорости полета самолета относительно воздуха. Однако

в этом случае в прибор необходимо дополнительно вводить значе

ние температуры воздуха Тн , что значительно усложняет конструк

цию прибора. Для упрощения конструкции прибора можно восполь

зоваться предположением, что температура Тн и давление воз

духа рн изменяются с высотой по стандартной атмосфере и, следо

вательно, функционально связаны между собой. Тогда для учета

изменения температуры Тн с высотой достаточно измерять давле

ние рн> Такой способ учета температуры дает достаточно точные

результаты только в том случае, когда давление и температура

изменяются с высотой в соответствии со стандартной атмосферой.

При отклонении от принятого закона в показаниях прибора по

явятся систематические ошибки, хотя и меньшие, чем если бы в при

боре вовсе не учитывалось изменение температуры. Такое прибли

женное значение истинной скорости полета самолета можно полу

чить по тонкой стрелке комбинированного указателя скорости.

Принципиальная схема прибора не отличается от схемы указа

теля числа М, показанной на рис. 2. 1. Упрощенные приборы по

добного типа обычно называют указателями истинной воздушной

скорости с неполной температурной компенсацией.

Лабораторная тарировка прибора производится так же, как

и тарировка указателя числа М. Д ля получения величины истин

ной скорости необходимо число М, полученное по контрольным

приборам и таблице 2. 2, умножить на скорость звука а в км/час,

взятую по СА для высоты, на которой производилась тарировка

прибора.

Аэродинамические поправки ПВД

Рассмотренный выше идеальный приемник воздушного давле

ния в практике измерений на самолете как правило реализовать

не удается. Это объясняется в основном двумя причинами: несо

вершенством аэродинамических форм самого приемника воздуш

ного давления и влиянием отдельных частей самолета на поток

воздуха, окружающий приемник. Правильно сконструированный

приемник воздушного давления измеряет полное давление без

искажений в диапазоне углов атаки или скольжения, равных

±12-И 5°. Поправка к статическому давлению зависит от углов

атаки, скольжения и числа М. Величина поправки вследствие влия

ния отдельных частей самолета на поток воздуха, окружающий

приемник, в основном определяется местом установки приемника

на самолете и режимом полета. Эти поправки в практике летных

испытаний получили наименование аэродинамических.

ПВД на самолете устанавливается в самых различных местах,

но чаще всего перед фюзеляжем или крылом самолета. В некото

рых случаях статическое давление берут с боковых поверхностей

фюзеляжа, а приемник полного давления устанавливают на фюзе

ляже. Место расположения отверстий на фюзеляже определяется

по данным продувок модели самолета в аэродинамической трубе

или по данным, полученным в полете непосредственно на самолете.

При полете с дозвуковой скоростью (М < 1) перед фюзеляжем,

крылом и другими частями самолета образуется зона повышенного

давления. Эта зона повышенного давления настолько велика, что

вынести на штанге ПВД за ее пределы практически не удается.

Поэтому в статическую камеру ПВД подается местное статическое

давление, большее по величине, чем атмосферное статическое дав

ление воздуха. Полное давление рн о остается неизменным, так как

в динамической камере ПВД поток полностью заторможен, а по

грешности приемника в указанном диапазоне углов атаки или

скольжения равны нулю. Следовательно, можно считать, что пол

ное давление воспринимается приемником без искажений * и оши

бки получаются только вследствие неправильной регистрации ста

тического давления. Следует также иметь в виду, что вследствие

обтеканйя самолета воздушным потоком, вблизи самолета линии

тока воздуха несколько искривляются и местные углы атаки прием

ника в 1,5—2 раза больше углов атаки самолета.

Аэродинамические поправки в зоне перехода через скорость

звука носят совершенно своеобразный характер. Если приемник

воздушного давления расположен впереди самолета, то при увели

чении скорости и переходе головной волны, возникающей впереди

фюзеляжа, за статические отверстия ПВД, местное давление будет

возрастать, а затем падать. Естественно, что такое изменение мест

ного давления приводит к своеобразному изменению аэродинами

ческих поправок. Полное давление в этом случае будет восприни

маться без искажений.

При сверхзвуковой скорости полета величина аэродинамиче

ских поправок, как правило, меньше чем при дозвуковой. С увели

чением скорости величина поправки обычно монотонно убывает.

Следует отметить, что величина аэродинамической поправки на

сверхзвуковых скоростях в основном определяется характеристи

кой приемника воздушного давления. Однако это не избавляет от

необходимости проводить тарировку П В Д в полете на больших

числах М, так как неизвестны углы, при которых будет работать

на самолете приемник воздушного давления. Например, невозможно

точно учесть угол поворота конца штанги крепления ПВД под

воздействием аэродинамических сил.

При установке приемника воздушного давления на крыле само

лета и при полете на М > 1 на его работу оказывает влияние голов

ной скачок уплотнения, возникающий впереди фюзеляжа самолета.

Этот скачок уплотнения может оказать влияние не только на изме

рение статического давления, но и на измерение полного давления.

Величины поправок в основном определяются числом М полета и

местом расположения ПВД относительно фюзеляжа и крыла.

Обозначим попра&ку, равную разности полного давления рн о

и давления в динамической камере ПВД рн о.пр, через 6/?а.о, а по

правку, равную разности между атмосферным статическим давле

нием рн и давлением в статической камере ПВД рн пр, через 6/?а,

тогда можно записать

^Ра.о Рн о Рн о.пр» |

^Ра— Р н ~ Рн пр* I

Из формул (2. 1) и (2. 12) или (2. 18) и (2.29) следует, что

?сж “ <7пР = “ ЬРл = (2* 30)

* Это допущение становится неверным при больших, чем названные, углах

атаки — когда и динамическое давление воспринимается с искажениями.

Знак поправки б/?а.о всегда положителен. Величины поправок

б/?а.0 и 6/?а в основном определяются величиной скоростного напора,

поэтому на практике часто используют относительные поправки,

равные

« л . о = — ; — ; 8 ? с « = — • (2-31)

#пр ^пр <7пр

Величины поправок 6/?а.о и 6ра определяются путем тарировки

ПВД на самолете в полете. Методы тарировки ПВД будут изло

жены ниже.

Как уже указывалось выше, значению разности давлений, опре

деляемой по формуле (2. 1), соответствует скорость УПр.испр, а ф ак

тической величине скоростного напора <7Сж соответствует индика

торная земная скорость Следовательно, величина суммарной

аэродинамической поправки по скорости будет равна

ЪУ аЪ = з — ^пр.испр- (2.32)

Связь между поправками б^Сж и бУав легко получить из уравнения

(2. 20), имея в виду, что У=Уг=Угз, так как при # = 0 61/Сж =0.

9сж = Ро [(1 + 0,13334.10-<Ч/?з)3’5 - 1 ] .

С учетом формулы (2.32)

9т,Р = Ро {[1 +0,13334- 10_6(1//3 — 81/а1|)2]3’5 —1}.

Подставляя полученное значение в формулу (2.30), получим

*9сж=Ро {(1 + 0,13334-Ю -6К?з)3’5 —

— [ 1 + 0,13334 • 10- 6 (У, , - 81/а21)2]3,5). (2.33)

Аналогично из уравнения (2. 21) найдем значение б^Сщ для

сверхзвуковых скоростей

_________________

( У ц - ' У ч ) 7 1

Ясж ’ Ро I (V*з— 214 277)2,5 [( ^ з — Ь У аЪ)2— 214 277]2’5 ) *

(2. 34)

Значение бУав легко получить и из табл. 2.1 или графика, по

строенного по этой таблице. Зная ^Сж, находим по таблице значе

ние Уг з, а по значению <7пр величину УПр.испр- Затем по формуле

(2.32) определяем бУ^а.

При полете на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях с прием-

ником воздушного давления, вынесенным впереди самолета, почти

для всего диапазона углов атаки самолета, поправка на полное

давление б/?а.о равна нулю. В этом случае б^Сж = —б/?а. Это обстоя

тельство дает возможность упростить методику внесения аэроди

намических поправок в показания указателя скорости и высотоме

ра. Тогда формула (2.32) пр-имет вид

^ а - ^ з - ^ пр.испр, ^ (2.35)

----

где 81/а —аэродинамическая поправка по скорости при

“ 8Л -

Величину поправки к барометрической высоте ЬНа можно

получить из уравнения статики атмосферы

*р_= р н

ан ят ’

откуда, переходя к конечным величинам, будем иметь

ЬНа= — ^ Ь Рл. (2.36)

Истинное значение барометрической высоты

Н р= Н „ т + ЪНй. (2 .37

Как видно из формул (2.36) и {2.35), аэродинамические (по

правки бУа, 6# а определяются величиной поправки 6/?а, что дает

возможность определять одну из этих поправок, а другую вычис

лять. На практике связь между поправками 6Уа, 6# а и 6/?а выра

жают в виде номограммы, показанной на рис. 2.5. Вследствие не

линейности связи 6/?а и бУа, значение бУа будет зависеть от знака

6/>а, поэтому на номограмме для каждого значения Упр даны две

кривые: пунктирной линией— для положительного значения бра,

при этом поправка 6Уа будет отрицательна, и оплошной линией —

для отрицательного значения 6р&, при этом поправка 6Уа будет по

ложительна. Нелинейность связи между б/?а и б # а хотя и сущест

вует, однако при данных масштабах построения графика обе кри

вые сливаются в одну. Необходимо такж е иметь в виду, что при

положительном значении поправки бра, поправка 6# а согласно

формуле (2. 36) отрицательна.

Указатель числа М, как видно из формул (2.28), такж е имеет,

кроме инструментальной, аэродинамическую поправку, зависящую

от 6/?а.о и б/?а. Возьмем логарифмические дифференциалы обеих

частей уравнения (2.28), и, принимая б/?но = б/?а.0, 6/?н = 6/?а,

получим

Ьра \

1 + 0 .2М2