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

Подождите немного. Документ загружается.

Летные возможности самолета по скорости и высоте полета

характеризуются границей максимальной скорости и потолка, опре

деляющей предельные сочетания скорости и высоты, при которых

самолет, используя располагаемую тягу силовой установки, может

выполнять длительный прямолинейный горизонтальный полет.

Существует несколько подходов к определению этой границы,

каждый из которых имеет определенный смысл и практическое зна

чение. Такую границу можно получить, например, из рассмотрения

уравнений установившегося движения самолета для ряда задан

ных высот. На границе максимальной скорости и потолка проекция

±№

Ррасти

„ — о-

< 1

Лготр

пси

----

Ущх

]___________

Р и с . 3.1. Изменение по числу М потребных и

располагаемых тяг самолетов с поршневым двига

телем (ПД), турбореактивным (ТРД) и ТРД,

снабженным форсажной камерой (ТРД + ФК):

1—сверхзвуковой самолет; 2—дозвуковой самолет; 3—са

молет с ПД

располагаемой тяги на горизонтальную плоскость при соответ

ствующем режиме работы двигателей, для которого определяется

максимальная скорость или потолок, уравновешивается сопротив

лением самолета, а вес самолета уравновешивается суммой 'подъ

емной силы и проекции тяги на вертикальную плоскость. Это усло

вие выполняется в точках пересечения кривых потребных и рас

полагаемых тяг (рис. 3. 1). Угол пересечения этих кривых опреде

ляет характер влияния приращения тяги ( ± А Р ра с п ), либо сопро

тивления ( ± А Р ц о т р ) на ^ т а х ( М т а х ) . Для сверхзвуковых самолетов

и самолетов с поршневыми двигателями и ТВД, характеристики

потребных и располагаемых тяг которых пересекаются под острым

углом, приращение тяги (сопротивления) заметно меняет макси

мальную скорость. На дозвуковых самолетах с ТРД, имеющих

максимальную скорость в области волнового кризиса (рис 3.1),

характеристики которых пересекаются под углом, близким к пря

мому, значительное изменение тяги мало меняет максимальную

скорость.

Граница максимальной скорости и потолка часто определяется

также из рассмотрения условия обращения в нуль продольного

ускорения самолета в горизонтальном полете при номинальном

(максимальном, форсажном) режиме работы двигателей. Кривую

максимальной скорости и потолка можно определить и как гра

ницу сочетаний скорости и высоты полета, на которой скорость

накопления полной энергии V* равна нулю:

у'у = у 9+ — — .

у у 8 <а

Режим наивыгоднейшей скороподъемности самолетов характе

ризуется скоростью, на которой обеспечивается максимальный

избыток мощности силовой установки. Последний определяется

избытком тяги и скоростью. Избыток тяги (см. рис. 3. 1) равен

разности величин располагаемой тяги Ррасп, на режиме работы дви

гателя при котором выполняется набор высоты, и потребной для

горизонтального полета тяги РПотр- Избыток мощности Nешь и из

быток тяги РИЗб связаны следующей зависимостью:

(3. 2)

ензь

Кривая Л^е И з б = / ( М ) самолета с ТРД в отличие от самолетов

с поршневыми двигателями (рис. 3.2) имеет пологий максимум, что

определяет сохранение практически

одинаковых значений максимальной

вертикальной скорости в достаточно

широком диапазоне скоростей по

лета. У самолетов с поршневым дви

гателем, напротив, максимум на кри

вой четко выражен и это требует бо

лее точного определения наивыгод

нейшей скорости набора высоты и

выдерживания ее в полете.

Наивыгоднейшая скорость набо

ра высоты 17Пр.наив (по указателю

скорости) самолетов с ТВД или пор

шневым двигателем (ПД) сохра

няется примерно постоянной до гра

ницу высотности или ограничения

мощности. Выше этой границы наивыгоднейшая скорость умень

шается на 8—10 км/час на каждые 1000 м высоты. Для дозвуковых

самолетов с ТРД скорость 1/пр.наив уменьшается на 10— 15 км/час

на 1000 м высоты полета. Часто наивыгоднейшую скорость набора

высоты задают значением истинной скорости (по тонкой стрелке

указателя) или числа М, постоянным до определенной высоты по

лета, что облегчает пилотирование.

Характер изменения наивыгоднейшего числа М набора высоты,

а также границы максимальной скорости и потолка современных

Р и с . 3.2. Избыток мощности

и наивыгоднейшие скорости

набора высоты дозвуковых са

молетов с ТРД (/) и ПД (2)

околозвуковых и сверхзвуковых самолетов с ТРД показан на

рис. 3. 3.

У околозвуковых самолетов (кривая 1 на рис. 3.3) максималь

ная скорость вблизи земли обычно дозвуковая (М <1); максималь

ное число М, редко превышающее М=1,5, достигается на высоте

10— 13 км. С дальнейшим увеличением высоты максимальная ско

рость резко падает. Высота статического потолка достигается при

Р и с. 3. 3. Характер изменения по высоте границы максималь

ной скорости, потолка и наивыгоднейших скоростей набора

высоты самолетов с ТРД

дозвуковом чиоде М. Режим скороподъемности таких самолетов —

дозвуковой, обычно с сохранением в большей части высот (до вы

соты, соответствующей Я практ) практически постоянного значения

числа М.

У сверхзвуковых самолетов максимальная скорость вблизи

земли может быть сверхзвуковой (кривая 2). С увеличением вы

соты эта скорость быстро растет и достигает максимальных значе

ний на высотах 12—17 км. Кривая статического потолка имеет

обычно два максимума — дозвуковой и сверхзвуковой, с некото

рым провалом в области чисел М=1,1-=-1,3. Наибольшая высота

статического (практического) потолка обычно достигается на

сверхзвуковой скорости полета. Поэтому сверхзвуковые самолеты

имеют два режима скороподъемности — первый при скоростях,

несколько меньших М = 1 (Уя аив 1), второй — сверхзвуковой

(^наивг) (см. рис. 3.3). В последнем случае, как это видно из

рис. 3.3, набор высоты до наивыгоднейшей высоты разгона * вы

полняется на дозвуковом режиме, затем производится разгон са

молета до сверхзвуковой скорости и переход на сверхзвуковой

режим набора.

Для сравнения на рис. 3. 3 приведены кривые 3, характеризую

щие максимальную скорость дозвукового самолета с ТРД.

Для современных самолетов, особенно транспортных, сущест

вует ограничение скорости по ^тах на малых высотах, что не позво

ляет пользоваться на этих высотах максимальной скоростью, кото

рая обеспечивается располагаемой тягой силовой установки.

Таким образом максимальные скорости могут быть определены

только на высотах, превышающих высоту ограничения Я 0Гр, уста

новленную для данного самолета по скорости. Эта высота ограни

чения иногда достигает 5—11 км.

^ На маневренных сверхзвуковых самолетах используется об

ласть динамических режимов, лежащая выше границы макси

мальной скорости и потолка (см. рис. 3.3)-

В связи с тем, что в эксплуатации сверхзвуковые самолеты

легко могут превышать высоту практического потолка, понятие

«практический потолок» становится условным. Однако практиче

ский потолок остается важной характеристикой при сравнении-

самолетов разных типов и при контроле качества серийного произ

водства самолетов.

3.2. ОСНОВНЫЕ ПОЛОЖЕНИЯ ТЕОРИИ ПОДОБИЯ

РЕЖИМОВ РАБОТЫ ТУРБОРЕАКТИВНЫХ ДВИГАТЕЛЕЙ

Летные характеристики, полученные в фактических условиях

полета, приводятся к стандартным атмосферным или заданным

условиям полета. Для этого необходимо знать, как влияет на тягу

и расход топлива изменение условий полета (давления, темпера

туры и скорости).

Основные характеристики турбореактивных двигателей — тяга

и часовой или удельный расход топлива— зависят от следующих

параметров: оборотов двигателя п, атмосферного давления рн,

абсолютной температуры воздуха Гя , числа М полета (или скоро

сти полета У), работы форсажной камеры. Тяга и расход топлива

также зависят от изменения положения устройств, регулирующих

подачу воздуха в двигатель и выход газов из двигателя.

При выключенной форсажной камере и неизменном положении

устройств, регулирующих проходные сечения газовоздушного

тракта, тяга и расход топлива однозначно определяются первыми

четырьмя параметрами п, рн, Тн и М (или V).

* Подробнее см. разд. 3. 7.

Для определения связи между изменением названных парамет

ров такого турбореактивного двигателя обычно применяют теорию

подобия режимов работы. Она дает возможность получить так

называемые критерии подобия, определяющие характер взаимо

связи между изменением условий работы двигателя, тягой и рас

ходом топлива. Подобие режимов работы турбореактивного дви

гателя определяет взаимосвязь между его характеристиками и из

менением условий полета по числу М, давлению и температуре.

Так, для турбореактивных двигателей с нерегулируемым соп

лом (т. е. с постоянным проходным сечением реактивного сопла)

в соответствии с теорией подобия при изменении условий работы

и соблюдении постоянства отношений п/ У Тн и V/ У Т н все пара

метры рабочего процесса двигателя, его тяговые и расходные ха

рактеристики изменяются в соответствии с вполне определенными

соотношениями.

Наиболее важным для пересчета характеристик двигателей

является сохранение в этом случае постоянства величин: Р/рн —

отношения тяги Р к статическому давлению рн\ Я^/рнУТн —

отношения произведения расхода топлива С} на коэффициент пол

ноты сгорания * б к произведению статического давления на корень

квадратный из абсолютной температуры Тн.

При обработке результатов летных испытаний вместо отноше

ния п/ У Тн удобнее применять пропорциональные ему величины

(где пиом — номинальное или принятое за номинальное число обо

ротов двигателя), называемые соответственно приведенными обо

ротами и приведенной температурой.

По тем же соображениям вместо отношения Р/рн применяется

величина

называемое приведенным расходом топлива.

* Коэффициент полноты сгорания б характеризует соотношение между дей

ствительным количеством тепла, полученным при сгорании топлива, и макси

мальным количеством тепла, которое при этом могло бы быть получено в случае

полного сгорания.

(3.3)

(3.4)

(3. 5)

В выражения (3.3) — (3.5) входят фактические величины абсо

лютной температуры воздуха ТНу атмосферного давления рн и ча

сового расхода топлива (3, а также температура воздуха Г0 и атмо

сферное давление р0 на уровне моря в стандартных атмосферных

условиях (/?о = 760 мм рт. ст., Т0 = 288° К).

Величина б в выражении (3.5) обычно опускается, так как

коэффициент полноты сгорания топлива практически постоянен

в широком диапазоне высот, и чаще пользуются выражением

(3. 5) в виде

Р„Рив= < ? ^ 1 (3.5а)

ин \ 1 н

Однако последнее допущение может оказаться неверным для

больших высот, где горение заметно ухудшается. Это часто яв

ляется причиной уменьшения тяги на больших высотах по сравне

нию с определяемой характеристикой двигателя,

х , Как было отмечено выше, подобие режимов работы турбореак

тивного двигателя с нерегулируемым соплом соблюдается в слу

чае постоянства отношения V/ У ТН, пропорционального числу

М = — . (3.6)

Поэтому в качестве критерия подобия режимов работы турбо

реактивного двигателя можно принять число М.

Пользуясь выражениями связи параметров работы двигателя

в приведенном виде: (3.3), (3.4), (3.5) и (3.6), получаем, что тяга

и расход топлива ТРД с нерегулируемой геометрией газо-воздуш-

ного тракта определяются только двумя величинами — числом М

и приведенными оборотами, либо приведенной температурой

•^ прив / ( М , ^ п р и в )’

ИЛИ

‘ ^ П р И В У ^ П р И в ) » ^

Ф п р и в ^п р и в )>

или

^ п р и в

з ( ^ » Т 'п р и в ) .

При этом (Зприв и /гПрив связаны строго определенной для данного

гипа двигателя зависимостью (рис. 3.4).

Использование приведенных величин упрощает пересчет харак

теристик двигателей, а также методику приведения летных данных

к стандартным условиям. Так, пользуясь приведенными оборотами

и приведенным расходом топлива, можно легко сверить паспорт

ные характеристики двигателя с замеренными характеристиками

на земле (по основным параметрам — расходу топлива и оборо

там). Для этого необходимо замерить при нескольких значениях

оборотов п расход топлива С}н в фактических атмосферных усло

виях при рн и Тн и, пользуясь выражениями (3.3) и (3.5), для

каждого значения оборотов подсчитать приведенные значения

^прив и (Зприв и нанести их на график (рис. 3.4).

Совпадение (в пределах точности измерений) эксперименталь

ных точек с характеристикой свидетельствует о правильной регу

лировке двигателя.

О «г/час

Р и с. 3.4. Характеристи

ка приведенных расходов

топлива турбореактивно

го двигателя по приве

денным оборотам

Р и с . 3.5. Высотно-ско

ростные характеристики

расхода топлива турбо

реактивного двигателя

Точно так же, как и для наземных условий, характеристики

двигателя могут быть пересчитаны для любого сочетания вели

чины атмосферного давления и температуры при сохранении по

стоянства числа М полета.

Имея характеристики расхода топлива по числу М и высоте,

легко проверить соответствие им расхода в фактических полетных

условиях. Для этого необходимо при нескольких значениях вы

соты и числа М и постоянном режиме работы двигателя, для кото

рого имеются высотно-скоростные характеристики (рис 3.5), за

мерить расход топлива в установившемся прямолинейном полете,

а также высоту, скорость и температуру наружного воздуха. Под

считав значение <2Прив по формуле (3.5) с заменой в ней р0 и То

ближайшими стандартными значениями давления и температуры

(рн

ст и Г н е т , для которых имеется характеристика), наносят на

график (см. рис. 3.5) полученные экспериментальные точки для

вычисленных по высоте и скорости значений числа М. При этом

необходимо убедиться в том, что температура газов по высотам

сохраняется в заданных пределах.

При определении основных летных данных самолета важно,

чтобы расход топлива, обороты, температура газов на номиналь

ном (максимальном) и форсажном режимах, а также на экономи

ческом режиме соответствовали характеристикам, полученным при

испытаниях опытного двигателя (с учетом особенностей компо

новки его на самолете).

3.3. ПОДОБИЕ РЕЖИМОВ ПОЛЕТА

И ПРИНЦИПЫ ПРИВЕДЕНИЯ ЛЕТНЫХ

ХАРАКТЕРИСТИК К СТАНДАРТНЫМ (ЗАДАННЫМ)

УСЛОВИЯМ

Для различных типов самолетов и двигателей влияние измене

ния условий полета на тягу и аэродинамическое сопротивление не

одинаково и подчиняется разным закономерностям. Поэтому тре

буется определенная методика выполнения испытательных режи

мов в полете, позволяющая произвести все измерения, необходи

мою для приведения летных ха

рактеристик к стандартным или

заданным условиям полета.

Приведение летных данных

к заданным (стандартным) ус

ловиям можно выполнять раз

ными методами. Каждый ме

тод имеет те или иные преиму

щества и недостатки, позволяю

щие наиболее эффективно при

менять его только в определен

ных условиях.

Методы приведения можно

разделить на четыре основные

группы:

1) использующие подобие

режимов полета для получения

сеток характеристик, определяющих связь между изменением усло

вий полета и летными характеристиками;

2) использующие дифференциальные зависимости между изме

нением условий полета и летными характеристиками;

3) использующие определенные закономерности (связи летных

данных и условий полета), которые позволяют полученную харак

теристику отнести к эквивалентной высоте, где ее значение в фак

тических условиях равно соответствующему значению в стандарт

ных условиях;

4) являющиеся комбинацией первых двух методов.

Иногда вообще не приводят полученные летные характеристики

к стандартным условиям, а используют специальные сдаточные

графики, широко применяемые на серийных самолетостроительных

заводах (рис. 3.6). Подобные графики позволяют проверить соот

Лр=соп$Х + допуск на отклоне-

ния при замере

„Допуск на погреш

ности изготовле

ния и измерений

Рис. 3. 6. Зависимость МШах от тем

пературы

ветствие характеристики самолета, полученной в фактических усло

виях (при фактическом весе, давлении и температуре), требуе

мому ее значению по техническим условиям на приемку серийного

самолета, подсчитанному для этих же условий полета заранее

с учетом влияния возможных погрешностей измерений и отклоне

ний в изготовлении самолета и двигателей. Использование сдаточ

ного графика позволяет с минимальной затратой времени оценить

летные данные серийного самолета и соответствие его эталонному

образцу, по результатам испытаний которого составляется сда

точный график.

Подобие режимов полета является более широким понятием,

чем подобие режимов работы двигателя, и определяет связь изме

нения условий полета с летными характеристиками в целом, с уче

том всех особенностей силовой установки и аэродинамики само

лета. Для подобия режимов необходимо обеспечить при измене

нии условий полета подобие не только режимов работы двигателя,

но и действующих на самолет сил, что определяется в первую оче

редь постоянством его коэффициента подъемной силы су. Для этого

вводится понятие приведенного веса

О п р и в = 0 - ^ - . (3.8)

Постоянство этого параметра определяет подобие действующих на

самолет сил, в частности, постоянство величины су.

В соответствии с выражением (3.8) для сохранения постоян

ства приведенного веса при изменении полетного веса О необхо

димо изменять высоту полета (статическое давление рн). Сохра

нения постоянства приведенного веса, однако, еще недостаточно

для обеспечения подобия режимов полета, так как при су = сопз!

соответствующий ему коэффициент лобового сопротивления сх мо

жет быть неодинаков вследствие изменения числа М полета.

Уравнения движения самолета в плоскости симметрии имеют

вид

Р = -

сx§^V2-{- О з т 0;

О соз

(3. 9)

где Р — суммарная тяга двигателей;

5 — площадь крыла;

О — угол наклона траектории полета к горизонту.

Заменим зш 0 в уравнениях (3.9) отношением Уу/У— верти

кальной скорости Уу к скорости полета V, которые более точно за

меряются в полете, скорость полета V произведением М ■ а и ско

ростной напор его развернутым выражением через число М

так как аэродинамические характеристики (су, сх) и характери

стики двигателей определяются числом М полета. Одновременно

выразим соз О через з т 0 (соз 0 = V I —з т 2 0 ) и скорость звука

через параметры воздуха

^ = 9,81 м\сек2 — ускорение силы тяжести;

/? = 29,27 кГм\кг-град — газовая постоянная воздуха.

.После замены скорости полета V и скоростного напора ^ через

параметры, определяемые числом М и условиями полета рн и Тн,

умножив правые и левые части уравнений (3.9) на отношение

ро/рн и подставив Г,0 вместо Тн в формулу для скорости звука (что

равносильно переходу от скорости звука на высоте к скорости

звука в стандартных условиях, для которых градуируются шкалы

приборов, замеряющих скорость и число М полета), получим сле

дующие выражения:

Еводя дополнительно понятие приведенной вертикальной скорости

аналогичное понятию приведенных оборотов, и заменив в уравне

ниях (3. 10) тягу Р, вес О и вертикальную скорость Уу соответст

вующими приведенными значениями этих величин, получаем урав

нения движения в приведенном виде:

= 1,4 — показатель адиабаты;где

(3. 10)

(3. 11)

(3.12)