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

Подождите немного. Документ загружается.

Барометрический метод тарировки ПВД

При барометрическом методе тарировки необходимо прежде

всего знать истинное атмосферное давление рн и давление в стати

ческой системе приемника

рн

пр- Тогда по формуле (2.29) можно

будет определить поправку 6/?а- г Рн "

Истинное атмосферное давление рн можно определять двумя

способами: непосредственным измерением атмосферного давления

рн

с помощью эталонного

самолета, аэродинамиче

ские поправки которого

известны, и путем опреде

ления статического давле

ния

рн

по формулам

(2.28) или табл. 2.2, зная

полное давление

рн

о и чи

сло М полета. Во втором

случае полное давление

рн о

может измеряться не

посредственно на тарируе

мом самолете с помощью

специального точного при

бора самописца и выне

сенного впереди самолета

ПВД.

Если скорость самоле

та была рассчитана по

формуле (2.65) и температура наружного воздуха на высоте по

лета была определена с помощью шара-зонда, то число М может

быть определено по формуле (2.25). Д1 - * тт/ТГ;

Независимо от способа определения атмосферного давления

рн

аэродинамическая поправка 6/?а определяется по формуле (2.29).

^Рц — Рн ~~ Рнпр'

Зная поправку б^Сж, определяемую методом тарировки ПВД

по скорости, легко получить поправку

6ра.о

по формуле

*Л.о = 8?сж + *Л- (2.66)

Для скоростных самолетов строят тарировочные графики за

висимостей отношений ЬрйП= —^2- и Ь р = ^ ~ от числа Мпп.

_ <7п Р <7п р ПР

Примерная зависимость В/?а= /( М 1гр) для ПВД, вынесенного впе

реди самолета, дана на рис. 2.18. Значение Мпр определяется по

^Япр^~ ^ПР

отношению

------

-------

и табл. 2. 2.

Р Н

пр

Следует отметить, что характер изменения поправки бра в за

висимости от числа Мпр, показанный на рис. 2. 18, зависит не только

от числа М, но и от положения ПВД относительно фюзеляжа.

кн/час

Р и с . 2.17. Тарировочный график 51/а —

= }(У пр.испр) и бЯа =/(1/Пр.испр; Яр)

При тарировке ПВД на самолете особое вклмание следует

уделять определению в полете поправок на больших углах атаки,

а также при взлете и посадке. Это особенно важно для основных,

вспомогательных и аварийных систем, для которых ПВД, из сооб

ражений надежности, часто устанавливают непосредственно на

фюзеляже. В некоторых случаях величины аэродинамических по

правок для этих систем могут оказаться неприемлемыми.

Из сказанного выше следует, что в большинстве случаев полезно

применять одновременно оба метода тарировки ПВД. Полученные

данные могут быть использованы и для контроля работы приемника

температуры заторможенного потока. Действительно, если известна

температура наружного воздуха

Тн на высоте полета, истинная ско

рость самолета относительно воздуха V и температура заторможен

ного потока, измеренная на самолете ГПр.испр, то коэффициент каче

ства приемника легко определяется по формуле

д г

___

^ л р .и с п р

V 2 ’

Г я + 26 ООО

где V в км/час.

Коэффициент запаздывания %т следует определять на режимах

разгона и торможения, набора высоты и планирования.

Другие методы тарировки ПВД

Указанные выше методы тарировки ПВД достаточно сложны и

требуют наличия специальной наземной измерительной базы.

Однако в практике испытаний и эксплуатации самолетов иногда

возникает необходимость в определении аэродинамических попра

вок более простыми и дешевыми методами. К таким методам сле

дует отнести тарировку ПВД на мерной базе и тарировку ПВД

в полете строем.

Тарировка ПВД на мерной базе, часто именуемая километра

жем, производится в горизонтальном полете на различных скоро

стях на высоте 50—150 м относительно земли. Последнее условие

сильно ограничивает возможности применения данного метода.

Для его осуществления необходимо иметь мерную базу с удоб

ными подходами и линейными ориентирами. В случае отсутствия

естественных ориентиров (река, железная дорога, шоссе и т. п.)

вдоль базы устанавливаются хорошо заметные столбы. На точно

вымеренном расстоянии, строго перпендикулярно к базе, попарно

Прямой заход

Отборы

О братн ый заход

> <

Р и с . 2. 19. Схема заводов при тарировке на мерной базе

устанавливаются створы одинаковых размеров. Самолет летит

вдоль базы на заданной скорости и наблюдатели засекают время

его прохождения между створами. Для уменьшения влияния ско

рости ветра база проходится на каждой заданной скорости по при

бору дважды: один раз в одном направлении (прямой заход) и дру

гой раз в обратном (обратный заход) (рис. 2. 19). Способы засечки

могут применяться самые разнообразные. Простейший способ за*-

сечки, часто называемый методом петель, заключается в засечке

первым наблюдателем времени пролета самолетом большой

петли

(Л, В, С, Д Е)х\ и вторым наблюдателем — малой петли (В,

С, 1))т2. В этом случае средняя путевая скорость самолета на базе

будет равна

^путЫср = Т ^ Г ’ (2‘67)

Х1~%2

где Ь — длина базы.

На многоместных самолетах при хорошей тренировке наблю

дателя можно производить засечку времени т пролета длины базы

Ь непосредственно с самолета. В этом случае включение секундо

мера производится наблюдателем при совпадении первых двух

створ, а выключение — при совпадении вторых двух створ. Путе

вые скорости самолета определяются раздельно для прямого и

обратного заходов по формуле

^пут— - (2.68)

Средняя путевая скорость самолета на базе будет равна

Т / _ _ ^ПУТ1 + ^ПУТ2 / 0

пут 1,2

------------------

• (2.69)

Если наблюдатели, находящиеся у створ, связаны телефонной

связью, то аналогичную засечку времени т можно получить путем

подачи команд первым наблюдателем на включение секундоме

ров и вторым — на выключение.

Лучшим способом засечки является одновременное фотографи

рование створ, самолета и секундомера. По фотографии самолета

относительно створ и его размерам можно ввести поправку на

запаздывание или опережение момента фотографирования и более

точно определить время т.

Описанный метод тарировки ПВД, при котором отдельно опре

деляются скорости при прямом и обратном заходах, называют

методом односторонних засечек.

При выборе длины базы Ь необходимо, чтобы среднеквадра

тичная погрешность измерений не превышала определенной вели

чины. На основании формулы (2. 68) среднеквадратичная погреш

ность измерения скорости на мерной базе определяется выраже

нием

<2-™>

Максимальная погрешность в определении 6У0 будет при

Гшт= —~— • Погрешность в измерении длины базы бЬ при пра

вшах

вильном проведении геодезических измерений очень мала и ее

можно принять равной нулю. На основании имеющихся экспери

ментальных данных можно считать, что предельная погрешность

ручной засечки времени одним наблюдателем примерно равна

0,25 сек. Если засечку у одной створы ведут одновременно два на-

0 25

блюдателя, то погрешность засечки бт= -у=- =0,18 сек.

V ^

Принимая 6У0=1% и подставляя значения т, дЬ и дх в фор

мулу (2.70), после преобразования получим

^ = ^ ^ - = 0 , 0 0 5

[км],

(2.7 1 )

61/0

где Ущах— максимальная скорость полета самолета в км/час.

Обычно длину базы выбирают равной 3 км, для самолетов

со скоростью полета до 600 км/час и 5 км, для самолетов со ско

ростью полета до 1000 км/час.

В течение всего времени пролета базы на самолете с помощью

точных приборов самописцев регистрируются скорость, высота и

температура заторможенного потока. При достаточно точном вы

держивании скорости по прибору средняя приборная скорость

полета самолета по базе определяется обычным способом

^пр.испр! + ^пр.испр2 Л) 7оч

п р .ис п р 1 ,2 ^ - ' • '

Среднюю путевую скорость самолета, подсчитанную по фор

мулам (2.67) или (2.69) принимают равной истинной скорости

полета тарируемого самолета относительно воздуха (КпуТ1,2 = У) .

Среднюю индикаторную скорость самолета, равную у земли зем

ной индикаторной скорости {Уг = Уг 3), определяют по формулам

(2.8) и (2.7). Давление на высоте полета определяют по формуле

Р„ = Р .-Ч ,Н = Р , - ^ : Н = р,( 1 - ^ ) ,

где р3 — давление, измеренное на земле по барометру;

у3 — удельный вес воздуха при Н = 0;

Н — разность высот полета самолета и места измерения дав

ления и температуры;

Т3— температура, измеренная в том же месте.

Высота полета самолета определяется на глаз либо по показа

ниям радиовысотомера, а разность высот между мерной базой и

местом установки барометра определяется по геодезическим от

меткам. Температура на высоте полета Тн определяется по пока

заниям термометра на самолете.

Учитывая, что высота полета самолета мала, часто величину А

вычисляют по значениям давления и температуры у земли по фор

муле Д = 0,3793 — .

Т3

Зная среднюю земную индикаторную скорость самолета Уг 3

и среднюю приборную скорость УПр.иепр 1,2, определяют искомую

аэродинамическую поправку

'У 13 ^пр.испр 1,2*

По результатам тарировки ПВД, используя номограмму (рис.

2.5), строят графики поправок б 17а= / ( Упр.испр) и бЯа = /( ^пр.испр,

Нр) (рис. 2.17), определяемых по формулам (2.35) и (2.37).

Влияние ветра на точность тарировки (за исключением метода

петель) легко получить из формулы (2.65). При направлении ско

рости ветра вдоль базы угол а равен 0° или 180° и при устойчивой

величине скорости ветра его влияние исключается, т. е. Упут\,2 =У-

При применении метода петель V „ут1,2ср==^ + и> следова

тельно, относительная погрешность в измерении скорости равна

1^2

V 2

При направлении скорости ветра поперек базы и при полете

самолета параллельно базе относительная ошибка будет равна

---------

.Однако, если летчик ведет самолет вдоль базы по магнит-

2 V2

ному курсу, т. е. со сносом, влияние ветра исключается, так как

время пролета базы не зависит от сноса. Следовательно, относи

тельная ошибка из-за влияния скорости ветра не превзойдет вели

чины . Максимальная относительная погрешность будет при

минимальной скорости полета; обычно эту погрешность принима

ют равной 1 %. Тогда допустимая скорость ветра

№яоп = 0,1УшЮ. (2.73)

Поэтому при проведении километража пренебрегают поправкой

на ветер, но запрещают километраж при скорости ветра больше

^ доп*

Тарировка ПВД в полете строем требует наличия эталонного

самолета, аэродинамические поправки которого должны быть

точно определены одним из указанных выше методов. При тари

ровке строем оба самолета должны лететь в горизонтальном по

лете рядом на нескольких последовательно изменяющихся скоро

стях. При этом записываются и сравниваются показания приборов,

установленных на обоих самолетах. На малых скоростях полета

лучше сравнивать (показания самописцев скорости (спидографов),

а на больших — самописцев высоты (барографов).

Необходимо отметить, что выбор метода тарировки в первую

очередь определяется имеющимися возможностями, а во вто

рых— точностью. При равных возможностях искомая поправка

определяется методом, дающим наибольшую точность.

Сравнение различных методов тарировки ПВД

При применении метода тарировки ПВД по скорости, истинная

скорость самолета относительно воздуха определяется по формуле

(2.65). Относительная погрешность в определении истинной ско

рости будет равна

ЬУ 0 = — — — \ (1/пут № соз а)2^пут^о.пут-}-

у + - К пут соз а ) ^ ш \ 4- зт 2аи/21/^ута25ао, (2. 74)

где й\\70 — относительная погрешность в определении скорости

ветра;

8а0— относительная погрешность в определении угла а;

ЬУ0 пут -- определяется по формуле (2.64').

Принимая погрешность в определении земной индикаторной

скорости равной погрешности индикаторной скорости 5Уг- 3.о = 6У* 0

и используя формулу (2.8), получим

Из формулы (2. 32) следует, что абсолютная 'погрешность опре

деления аэродинамической поправки по скорости равна

Поскольку величина поправки бУаз обычно не бывает большой,

то можно в данном расчете принять 1^ 3= Упр.

При барометрическом методе тарировки аэродинамическая

поправка определяется по формуле (2.29),

откуда

При тарировке на мерной базе погрешность в определении аэро

динамической поправки б (бУа2 ) можно подсчитать по формуле

(2.77). В данном случае погрешность в определении истинной ско

рости, с учетом формулы (2.70) и погрешности, вносимой ско

ростью ветра, будет равна

При выводе формулы (2.79) считаем 6/. = О, а У=У Пр.

Для сравнения различных методов тарировки в табл. 2.3 при

ведены среднеквадратические погрешности в определении аэроди

намических поправок, рассчитанные при следующих условиях и

среднеквадратичных погрешностях:

1) для скоростного и барометрического методов

о1/пр = 1,3 км/час, У^Д—ОД а = 90°, №7=10 км/час и = 0,1;

2) для километража й/?я = 0,1 мм рт. ст., ЬТН = 0,17°,

Ъ{ЪУл ) = У ъУ21з-\-ЪУ1р. (2.76)

(2. 76)

Из формул (2.76) и (2.75) следует, что

(2. 78)

(2. 79)

ЬТНо = 0,3%, ЪрНо= 0,25%, Ъри = ЪрНпр — 0,333 мм рт. ст.;

8т=0,18 сек и о1/пр = 1,3 км/час,

/, = 3 км, Рн = Ро — 780 мм рт. ст.,

ГН~ Т 0 = ‘288°К и 1^=10 км/час.

Как видно из таблицы, на больших скоростях точность тари

ровки ПВД по барометрическому методу выше, чем по скорост

ному. На малых скоростях полета погрешности при километраже

и при скоростном методе примерно равны.

Таблица 2.3

Среднеквадратичная погрешность

Приборная

скорость Упр

км’, час

Метод тарировки

скоростной

барометрический 1

1 километраж

км! час

6(8/>а)

в ( ^ а) |

| М ^аЛ)

мм рт. ст.

КМ1

час

100

1.4

0,47

1,7

200

1.7

0,47

3 1,9

300

2,1

0,47

2,1

2.2

400-

2,6

0,47

1,6

3,2

600

3,6

0,47

6,2

800

4,5

0,47

0,67

10,6

1000

5,7 0,47

0,47

1200

6,8

0,47

0,33

—

1400

7.8 0,47

0,27

■—

1600

0,47

0,24

—

ОПРЕДЕЛЕНИЕ ЛЕТНЫХ ХАРАКТЕРИСТИК

САМОЛЕТОВ

Г л а в а III

3.1. ЛЕТНЫЕ ХАРАКТЕРИСТИКИ

СОВРЕМЕННЫХ САМОЛЕТОВ

Летные характеристики (летные данные) определяют техниче

ские возможности самолета — максимальную скорость, статиче

ский (практический) потолок, дальность и продолжительность по

лета, наивыгоднейшую скорость набора высоты, вертикальную

скорость и время набора высоты при наивыгоднейшей скорости.

Максимальной скоростью полета называется скорость, которую

самолет способен развивать в горизонтальном установившемся

прямолинейном полете. Для тяжелых дозвуковых самолетов наи

более характерна максимальная скорость при номинальном или

максимальном режиме, для самолетов-истребителей — максималь

ная скорость при форсажном режиме работы силовой установки.

Максимальная скорость Ушах определяется истинной скоростью

полета относительно воздуха (в км/час), индикаторной скоростью

или числом М.

Статический потолок определяет максимальную высоту, на ко

торой самолет способен выполнять горизонтальный полет без из

менения скорости при заданном режиме работы силовой установки.

При летных испытаниях определяют практический потолок. За

практический потолок принимают высоту, на которой самолет имеет

вертикальную скорость набора высоты 0,5 м/сек.

Дальность полета определяется расстоянием, которое способен

пролететь самолет относительно воздуха, израсходовав распола

гаемый запас горючего. Максимальная дальность достигается при

выдерживании наивыгоднейшего профиля полета по скорости и вы

соте, когда расходуется минимальное количество горючего на ки

лометр пройденного расстояния.

Различают техническую дальность, получаемую при полной

выработке горючего, и практическую дальность, получаемую при

сохранении в баках минимального гарантийного остатка топлива.

Такой остаток, составляющий 5—10% запаса топлива, обычно за

дается тактико-техническими требованиями к самолету.

Максимальная продолжительность полета определяется време

нем пребывания самолета в воздухе на таком режиме полета по

скорости и высоте, при котором обеспечивается минимальный

часовой расход топлива.

Наивыгоднейшей скоростью набора высоты называют такую

скорость, на которой при заданном режиме работы силовой уста

новки избыток мощности будет наибольшим. Это обеспечивает

набор высоты с максимальной вертикальной скоростью, возмож

ной в полете с сохранением неизменного уровня кинетической

энергии.

Вертикальная скорость определяется как изменение высоты Н

за одну секунду:

1/ у= — м/сек. (3.1)

си

Вертикальная скорость положительна при наборе высоты и от

рицательна при снижении. Так же как и максимальная скорость,

вертикальная скорость и наивыгоднейшая скорость набора высоты

могут определяться для номинального, максимального и форсаж

ного режимов работы силовой установки.

Значение любой летной характеристики, замеренной в полете,

зависит от большого количества условий, которые в той или иной

степени влияют на сопротивление самолета, тягу (мощность) и эко

номичность силовой установки. К таким условиям в первую оче

редь относятся:

— конфигурация самолета (наличие внешних подвесок баков

либо вооружения, положение воздухозаборников, шасси, закрыл

ков и т. д.);

— режим работы силовой установки и его соответствие техни

ческим условиям по параметрам, определяющим тягу и расход

тсплива;

— полетный вес самолета;

— атмосферные условия (давление и температура);

— запас топлива (для характеристик дальности и продолжи

тельности полета).

Кроме того, ряд случайных причин могут вызывать изменения

летных характеристик (отклонения в регулировке двигателей, ка

чество выполнения обводов и окраски самолета, ступеньки в сопря

жениях отдельных элементов обшивки и створок люков и др.)*

Влияние изменения перечисленных условий полета на летные

характеристики может быть значительным. В связи с этим при

испытаниях самолета практически всегда возникает необходимость

пересчета характеристик для приведения их к стандартным или

заданным условиям полета. Это позволяет сопоставить характери

стики однотипных самолетов или самолетов разных типов, полу

ченные при различных атмосферных условиях. Часто необходим

и обратный пересчет, для того чтобы оценить летные возможности

самолета при фактических условиях полета (высота, температура,

полетный вес и др.).