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) —

[(V гз—Ъ Va)[5] [6]—214277]

— (1+0,13334 • 10-6V2 3)35}. (4.18)

V[7] [8]—

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)

5нам

8va>0, дРа<0, 8на>0 8Va<0) дРа >0, 8на<0

Фиг. 4.9. Номограмма для вычисления аэродинамических поправок к скорости и высоте.

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

Р*о=Лг(1+0,2М*)Ч

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