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

Подождите немного. Документ загружается.

Запишем формулы (2.38) в следующем виде:

й м ,

где с учетом формулы (2.31)

Ь р

В/?а.0 Ь

р а

__ _

ЬРа.оЯпр 4 пр

Р РНо РП РН о РН

км = ' ; : г - при м < 1 ;

м>’-

ЪНям

5уй>0, Ьрл<0, ЬНл>0

<0. Ь р ^ о , 6Нас О

Р и с. 2.5. Номограмма для определения аэродинами

ческих поправок б Ка И 6#а

(2. 39)

(2.40)

Коэффициент км легко определяется из графика, показанного

на рис. 2. 6. При малых значениях 6М можно принять М = М Пр.испр,

при больших значениях 6М следует воспользоваться методом после

довательного приближения.

О 12 3 4-м

Рис. 2.6. График для определения коэффициента км

Во многих случаях бра.о = 0 и, следовательно,

Ьр Ьра

(2.41)

В этом случае для определения аэродинамической поправки

обычно используют номограмму, приведенную на рис. 2. 7. Необхо-

Ьр

имр.П. Ю 9876 543 21 0 ' 0,01 0,02 0,03 О^ЬМ '

Рис. 2. 7. Номограмма для определения поправки 6М

днмо иметь в виду, что согласно формулам (2.39) и (2.41) знак

поправки 6М противоположен знаку б/?а. Истинное значение чис

ла М равно

М = М

Пр.ИСПр

-Ь&М.

(2.42)

2.2. ИЗМЕРЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА В ПОЛЕТЕ

Измерение в полете температуры наружного воздуха произво

дится с помощью приемника температуры заторможенного потока.

Необходимость изготовления специального приемника вызвана сле

дующими обстоятельствами.

В полете приемник будет обтекаться потоком воздуха и вслед

ствие адиабатического разогрева его, термочувствительный элемент

будет иметь температуру выше температуры наружного воздуха.

Очевидно, если торможение потока упорядочить, подобно тому, как

это производится в динамической камере ПВД, то и температура

заторможенного потока будет подчиняться определенным законо

мерностям. Возьмем уравнение теплосодержания (2.11)

Т' + - ^ = Т и + 7 ^ -

В критической точке, где Ух = 0, имеем температуру полностью

заторможенного потока

г ' = 7' " “ = г " + - ^ = 7’" + 5 5 Ж ’ <2 4 3 >

где Тн — фактическая температура воздуха;

V — истинная скорость самолета в км/шс.

Для уменьшения запаздывания в .приемнике в камере полного

торможения потока (рис. 2. 10) приходится создавать некоторую

вентиляцию воздуха, вследствие чего скорость ]/\ не равна нулю.

Тогда температура термочувствительного элемента будет равна

— Т

-I- в

пр.испр ^ 26 0 00 *

где р — коэффициент приемника.

Однако коэффициент р зависит от числа М, поэтому удобнее

пользоваться коэффициентом качества Ы, который практически не

зависит от числа М:

Т,

(2.44)

Н о

где Тн о — температура полного торможения потока.

Во время измерения температуры при неустановившейся ско

рости полета самолета, например, при разгоне или торможении

температуру полного торможения следует определять по формуле

ат

^пр.испр~^~ Т . .

Тн (2‘ 45)

где Хг — коэффициент запаздывания приемника;

ат

--------

изменение температуры по времени.

АХ

Коэффициент запаздывания приемника Кт и коэффициент каче

ства N опеделяются при продувках термометра в аэродинамической

трубе и контролируются при проведении летных испытаний. При

мерная зависимость Хт=}(Нр) для приемника температуры полного

торможения, показана на рис. 2. 8.

Из формулы (2.43) следует, что

Тно 1 | АУ*.

ТН с р-§Т Н

“X/__|

Учитывая, что а2=%§РТ и Л /? = с _

-------

, получим

4 ^ '- = 1 1 +0.2М 2,

1 н *■

откуда

Т н о= Т н (\+ 0 ,2 Щ . (2.46)

Подставляя значение ТНо, полученное из формулы (2.44),

в формулу (2.46), будем иметь

7-пг.испр

н N (1 + 0,2М 2) '

По формуле (2.47) определяется температура наружного воз

духа Тн для любого значения числа М.

Значение Гпр.Испр определяется только для ориборов, имеющих

шкалу по формуле

Т'пр.испр — ГпР + д7\ (2.48)

где 7"пр —показания прибора, снятые с помощью стрелки со ш ка

лы прибора;

ДГ — инструментальная поправка, определяемая путем тари

ровки прибора в лаборатории.

Следует иметь в виду, что для точного определения температуры

наружного воздуха Тн необходимо учитывать аэродинамические

поправки (в том числе и для числа М ).

Для определения Тн можно использовать номограмму, построен

ную по формуле (2.47) для данного типа приемника (рис. 2 .9).

На рис. 2.10 показан приемник температуры полного торможе

ния, применяемый ори летных испытаниях самолета. Приемник

состоит из камеры полного торможения У, имеющей вентиляцион

ные отверстия 2 и теплочувствительный элемент 3, выполненный

из проволоки; корпуса 4 с основанием для крепления штепсельного

разъема 5.

Приемник устанавливается непосредственно на фюзеляж или

крыло самолета, в местах, где нет затенения потока другими вы

ступающими частями самолета. Для уменьшения погрешности заме

ра температуры между основанием приемника и местом крепления

Рис. 2.8. Зависимость коэф

фициента запаздывания %т от

высоты полета при М=сопз1

Ти

Рис. 2.9. Номограмма для определения фак

тической температуры по показаниям термо

метра

Рис. 2. 10. Приемник температуры с камерой

торможения потока:

/ —динамическая камера; 2—отверстия для вентиляции

камеры; 3—термочувствительный элемент; 4^корпус;

5—штепсельный разъем

следует прокладывать теплоизоляционую прокладку. Коэффици

ент качества N для такого типа приемника при У > 0 примерно

равен 0,999.

Основной недостаток данного приемника заключается в его м а

лой надежности, так как даж е небольшие по своим размерам твер

дые частицы, попадающие при взлете или посадке в камеру пол

ного торможения, могут оборвать проволоку теплочувствительного

элемента.

Такого недостатка не имеет прием

ник, показанный на рис. 2. 11, однако

для него характерна большая инерт

ность и он может применяться только

на тяжелых самолетах. Работа этого

приемника сводится к следующему.

Профиль сопла выполнен так, что при

достижении определенного минималь

ного перепада давления воздушного

потока между входом и выходом при

емника, в наиболее узкой части сопла,

устанавливается постоянная скорость течения воздуха. С увеличе

нием скорости полета самолета, а следовательно, и скоростного

напора, скорость течения воздуха в критическом сечении сопла не

меняется. В месте постоянной скорости течения воздуха намотана

никелевая проволока термоприемника диаметром 0,05 мм. Для

предохранения от повреждения, проволока закрыта защитным по

крытием. Коэффициент качества приемника при М >0,3 примерно

равен 0,978.

При изменении Тно изменяется и сопротивление проволоки,

которое обычно измеряется с помощью мостовой схемы и реги

стратора.

2.3. ОШИБКИ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ И ВЫСОТЫ,

ВЫЗЫВАЕМЫЕ ЗАПАЗДЫВАНИЕМ*

В тех случаях, когда давление рНо и рн не изменяются, передача

этих давлений к чувствительным элементам приборов производится

без искажений. Однако при изменении давлений рн о ^ Рн с неко

торой скоростью в передачах их к чувствительным элементам при

боров происходит существенное запаздывание.

Д ля качественной оценки параметров, влияющих на запаздыва

ние, рассмотрим задачу с перетеканием воздуха из атмосферы

с давлением /?Нар в сосуд объемом № через трубопровод диаметром

и и длиной I (рис. 2. 12).

* Излагаемые методы учета запаздывания были разработаны О. Н. Хари-

ной и Б. В. Смирновым.

----------

Рис. 2.11. Принципиальная

схема приемника температуры

с неполным торможением по

тока

Согласно закону сохранения массы имеем

ег + е ш /т=(е+ с? е) иг,

где $ — плотность;

т —время;

и — скорость перетекания воздуха по трубопроводу,

откуда

и ( 1 г .

(2. 49)

^нар^нар

Рис. 2. 12. Схема перетекания воз

духа в камеру прибора

Запишем уравнение состояния газа

р = 9 8 % Т .

Возьмем логарифмические дифференциалы от обеих частей

Лр_

й Т

% _1_

•

При медленном перетекании воздуха температура Т Н~ Т % тогд

— = 0 и

Т Р я

Подставляя полученное значение в формулу (2.49), получим

й р

пЛ2

~р~' ’ш '

Согласно закону Пуазейля

ийх.

(2.50)

-'нар

64 )х1и

а*

где \х — коэффициент динамической вязкости,

откуда

и--

(

Рнар

—

Р) &

64р./

Подставляя и в уравнение (2.50) и преобразовывая, получим

Рн ар Р ”1"

25 6 (4 1 ^

(1 р

и№р Лх

или

(2.51)

где

? 256\> .т

Л(1*р

Как видно из формулы (2.51), коэффициент запаздывания Л

прямо пропорционален объему ХР и длине трубопровода I и обратно

пропорционален диаметру трубопровода в четвертой степени й*,

следовательно, чем дальше находится прибор от ЛВД, чем больше

подключено приборов в пневматическую систему и чем меньше

диаметр трубопровода, тем больше запаздывание.

Коэффициент запаздывания % зависит также и от ц, р и йр/йх.

Если положить, что у земли будем иметь К3, ц3, р3 и Т 3, а на вы

соте Кн, Ц н , Рн и Тн , то согласно формуле (2.51) отношение коэф

фициентов запаздывания будет равно

Как следует из кинетической теории газов, для тропосферы,

стратосферы и мезосферы можно считать, что динамический коэф

фициент вязкости зависит только от температуры. Эта зависимость

выражается следующей формулой:

Следовательно, формулу (2.52) можно записать в следующем

виде:

При летных испытаниях коэффициент запаздывания %3 опреде

ляется экспериментальным путем для статической и динамической

системы ПВД при соответствующих значениях р3, Т 3 и различных

значениях йр[йт, а также других параметров системы (числа при

боров, диаметров трубопроводов и т. п.). Значение коэффициента

запаздывания для высоты Н при полученном значении йр/ёх,

определяется по формуле (2. 53), а величина фактического давле

ния

рв&р — по формуле (2.51).

Следует иметь в виду, что у приборов, включенных в одну пнев

матическую систему, но имеющих разные объемы Ц7, коэффициенты

/ ш

,з Т3 + 110,4

(2. 53)

запаздывания % будут различны. Прибор, находящийся ближе

к ПВД или имеющий больший диаметр трубопровода и входного

штуцера, при остальных равных условиях будет иметь коэффициент

запаздывания меньший, чем у других приборов. Большие искаже

ния при измерениях вносят тройники, особенно имеющие изгиб

под углом в 90°, применяемые для разветвления пневматической

проводки к нескольким приборам. Тройники следует делать так,

чтобы они резко не изменяли направление скорости потока в тру

бопроводе. При больших значениях коэффициента запаздывания К,

вследствие отклонения от

зависимостей, принятых в

формулах (2.51) и (2.53),

погрешность определения

фактического давления рнар

получается достаточно боль

шой. Поэтому для уменьше

ния % приборы разбивают

на группы и подключают

к различным ПВД или, если

наибольший коэффициент

запаздывания получается в

статической системе, то к

различным статическим си

стемам.

При определении коэф

фициента запаздывания

пневматической системы

ПВД на самолете закрывают заборные отверстия приемника и со

здают в статической системе вакуум, а при проверке динамической

системы — давление. Затем, включив приборы самописцы, откры

вают отверстия приемника. Прибор запишет изменение давления

по времени в виде кривой, показанной на рис. 2.13. Заметим, что

в данном случае /?Нар есть величина постоянная, а Х = Х3, Запишем

формулу (2.51)

р . „ = р + к ^ -

Это линейное уравнение с постоянными коэффициентами имеет

общее решение р = риэф+се Хз.

В начальный момент при т = 0 будем иметь /? = /?Нар и с = /?нач—

—Рнар. Следовательно,

Р /^нар “I” (Рнач Рнар) ^

ИЛИ

Р Рн ар (Рнач Рпар) & 3 *

Рис. 2.13. Запись прибора при опреде

лении запаздывания в пневматической

системе

т куда

Т ^ Рнач /^нар

Р /*нар

Для произвольных моментов времени -Г} и тг, при которых дав

ления соответственно равны р\ и р2, а х=%2—Ть получим

>-з= Т2~ Т! ■ (2.54)

Р 1 /^нар

1п--------------Р

Р2 Рнар

2.4. ИЗМЕРЕНИЕ ПАРАМЕТРОВ ТРАЕКТОРИИ

ДВИЖЕНИЯ САМОЛЕТА В ПРОСТРАНСТВЕ

Для измерения траектории и путевой скорости при летных испы

таниях самолетов и аэронавигационных систем * применяются три

основных метода: радиолокационный, кинотеодолитный и фазовый.

Эти методы получили широкое распространение и практически

вытеснили все другие методы. Основная аппаратура, используемая

для измерений, устанавливается на земле.

Радиолокационный метод

Радиолокационный метод основан на посылке зондирующих

радиоимпульсов малой длительности в окружающее пространство

с определенной частотой повторения и на приеме отраженных от

самолета или ретранслированных ответов. Дальность от радиолока

тора до самолета определяется по интервалу времени тр между

моментом посылки зондирующего радиоимпульса и моментом

приема отраженного от самолета радиоимпульса.

Полагая скорость распространения радиоволн с постоянной

и учитывая, что радиоволна проходит путь от локатора до самолета

и обратно, легко получить формулу для определения дальности до

самолета

При приближенных расчетах скорость распространения радио

волн можно принять равной округленному значению скорости света

с = 300 000 км/сек. Среднее значение скорости распространения

радиоволн в различных условиях, полученное из опытов, примерно

равно 299 740 км/сек. Частота посылки зондирующих радиоимпуль

сов определяется предельной дальностью Апах, на которую рассчи

тана радиолокационная станция. При постоянной частоте посылки

необходимо, чтобы отраженный сигнал пришел к станции до мо

мента посылки следующего зондирующего импульса.