АЭРОДИНАМИЧЕСКИЕ ПОПРАВКИ. СВЯЗЬ ПОПРАВОК. К ВЫСОТЕ И СКОРОСТИ
Рассмотрев в предыдущей главе теоретические вопросы, связанные с измерением скорости и высоты толета, переходим к изложению практической методики.
В первую очередь остановимся на различных методах тарировки приемника давления для определения аэродинамических поправок, затем на способах измерения температуры воздуха в полете и, наконец, рассмотрим законченную методику определения истинной скорости и высоты полета.
До сих пор мы рассматривали изолированный приемник, обтекание которого зависит только от его формы. В действительности же любой приемник всегда стоит на летательном аппарате, отдельные части которого возмущают основной поток, вследствие чего в показания приемников необходимо вводить дополнительные поправки на искажение местного давления. Эти поправки в практике летных испытаний получили наименование аэродинамических. В этом параграфе мы рассмотрим связь между поправками к давлению и скорости.
В предыдущем параграфе мы видели, что правильно сконструированный приемник воспринимает полное давление без искажений. В возмущенном потоке, каковы бы ни были возмущения, вследствие малых сил вязкости можно считать почти точно, что полное давление остается неизменным, вне тонкого пограничного слоя. Потеря полного давления может получиться при М>1 за скачком уплотнения, но эта потеря уже учитывается формулой Релея (4. 11). Следовательно, мы можем считать, что полное давление воспринимается приемником без искажений и ошибки получаются только вследствие неправильной регистрации статического давления. Но при этом, естественно, давление рП и индикаторная скорость могут быть измерены неверно и в них необходимо внести поправки.
Обозначим эти поправки символами Ьра и BVa:
Vi3 V пр. испр, fjP а “ Р Н /*пр. испр,
где Кпр. испр и /?пр. испр—скорость и давление, фактически замеренные точными приборами. Следовательно, земную индикаторную скорость и давление надо вычислять по формулам
Vj з = Vпр. испр "Ь Wа» Ре = /*пр. испр "Ь ^Рат
Чтобы найти связь между поправками Ьра и BVa, обратимся к уравнениям (4.7) и (4.13). Подставляя qcyK =рп0—рн, выразим неизменное полное давление при двух давлениях в статической камере: рн и рн — йра, которым соответствуют скорости Vi3 и Vi3 —Wa. Для дозвуковых скоростей по уравнению (4.7) получим
Рно=Рв+Ро [(1 +0,13334-10-61/?3)3’5— і],
рНо=Рн-¥а + Ро {[1 +0,13334- 10-6(Vis-We)*p-1}.
Приравнивая правые части, получим
5/V= Ро {[1 + 0,13334 • 10-е (К. з-8Vaf) —
— (1+0,13334 • 10-6V2 3)35}. (4.18)
у і з
(1+3-214277)2′[9] J ‘
Из этих равенств видно, что существует функциональная зависимость
Wa=f{Vl з. *Ра)
или
Wa=f(Vnpwcnp, bpa), (4.20)
так как
1Лір. испр= 1/,з ^ а
На практике связь между поправками выражают в виде номограмм. Типичный образец такой номограммы представлен на фиг. 4. 9 2. Так как обычно удобнее иметь дело не с давлениями, а с барометрическими высотами, вместо поправки Ьра вводят поправку барометрической высоты ЬНа, пользуясь уравнением статики атмосферы (1.9)
|
|
|
|
|
Из этого уравнения видно, что при данном значении Ьра величина поправки к высотомеру в метрах (ЬНа) зависит от плотности в стандартных условиях на данной барометрической высоте (Уст).
Итак аэродинамические поправки к указателю скорости и высотомеру однозначне* связаны между собой, что дает возможность определять в полете одну из этих поправок, а другую вычислять.
В соответствии с этим можно. наметить два типа тарировок: при барометрическом методе непосредственно определяются поправки к высотомеру и вычисляются поправки к указателю скорости, при методе мерного километра и других аналогичных ему определяются поправки к указателю скорости, а поправки к высотомеру вычисляются.
Описание этих методов дано в следующей главе.
Очевидно, что так же, как и указатель скорости или высотомер, указатель числа М имеет, кроме инструментальной, также аэродинамическую поправку 8Ма, соответствующую искажению местного давления у приемника Ьра. Для выяснения величины поправки возьмем формулу, определяющую число М для дозвуковых скоростей
Возьмем логарифмические дифференциалы обеих частей. Заменяя дифференциалы конечными поправками, полагая Ьри=Ьра и SM=SMa и учитывая, что рщ = const, получим
0 ьРа ммшя
рн ■’Г+о. аМ*
Мы видим, что
m*—=/(—> м)
Рв 1
Аналогичную зависимость можно получить и для сверхзвуковых скоростей.
На фиг. 4. 10 приведена номограмма для определения поправок 8Ма. При пользовании ею нужно иметь в виду, что согласно уравнению (4.21) знак 8Ма противоположен знаку 8р, х. Для того чтобы аэродинамические поправки были по возможности невелики, следует приемник располагать в таком месте, где влияние крыла или фюзеляжа сказывается меньше всего; с этой целью рекомендуется, например, устанавливать насадок на продолжении хорды крыла на расстоянии порядка 50% хорды. Иногда даже отделяют статический насадок от динамического. Очень хорошо в качестве статического приемника использовать отверстие на борту фюзеляжа, подобрав для него такое место, где его показания не искажаются на летном диапазоне углов атаки.
До сих пор мы говорили об аэродинамических поправках, относящихся только к искаженному статическому давлению, исходя из того, что полный напор не подвержен местным искажениям. Однако действительная картина сложнее. В самом деле, при некоторой критической скорости около крыла, фюзеляжа и других деталей самолета образуются сверхзвуковые зоны со скачками уплотнения. При неудачном расположении приемник может попасть в одну из таких зон и тогда, естественно, его показания будут сильно искажены. Однако примерное расположение этих зон заранее известно и при дозвуковых скоростях всегда легко найти около самолета подходящее место,
дРаммрт. ст. 10 9876543210 0,01 0,02 0,03 0,04 дМа Фиг. 4. Ю. Номограмма для определения аэродинамических поправок ЫАа к числу М. |
в котором можно расположить приемник, чтобы избежать таких ошибок. Более сложная картина получается при сверхзвуковой скорости. В этом случае деталь самолета вызывает свою собственную ударную волну, помимо ударной волны самого приемника. Комбинация этих волн может образовать сложную систему скачков, и статические отверстия приемника могут оказаться в дозвуковой области, вследствие чего давление в статической камере повысится. В результате приемник в некотором диапазоне чисел М будет показывать сильно завышенное давление, т. е. заниженную высоту и заниженную скорость.
В частности, если при сверхзвуковой скорости полета приемник окажется непосредственно позади прямого скачка (где М<1), приборы покажут некоторую дозвуковую скорость.
К сожалению, в настоящее время эти соображения не могут быть еще представлены в форме точных количественных соотношений.
Глава V