ПРИВЕДЕНИЕ К СТАНДАРТНЫМ АТМОСФЕРНЫМ. УСЛОВИЯМ МАКСИМАЛЬНОЙ СКОРОСТИ. И СКОРОПОДЪЕМНОСТИ САМОЛЕТОВ С ВЫСОТНЫМИ. ПОРШНЕВЫМИ ДВИГАТЕЛЯМИ И В И Ш-А ВТОМ АТАМ И

§ I. ПРИВЕДЕНИЕ МАКСИМАЛЬНОЙ ГОРИЗОНТАЛЬНОЙ СКОРОСТИ

На самолетах с высотными поршневыми двигателями уста­навливаются винты изменяемого шага с регулятором постоянства оборотов. На режимах максимальных горизонтальных и верти­кальных скоростей двигатель работает при постоянных оборотах, равных номинальным или форсированным оборо­там. Поэтому при приведении У max и Vymax к стандартным усло­виям мы всегда будем считать, что обороты в стандартных усло­виях должны равняться оборотам в фактических условиях, т. е. при приведении будем полагать п = const.

Для самолетов с высотными поршневыми двигателями и вин­тами изменяемого шага не получили распространения методы приведения летных данных при помощи сеток характеристик или путем перехода на эквивалентную высоту, аналогичные описан­ным в главе IX методам для самолетов с невысотными двигате­лями. Объясняется это более сложными зависимостями пара­метров для самолетов с высотными двигателями, а главное тем, что такие решающие параметры, как угол установки лопасти вин­та, трудно измерить в полете.

Приведение летных данных будем делать при постоян­ной барометрической высоте, т. е. в качестве стандартной высоты примем барометриче­скую: Нст=Нрф. Применим при этом метод дифферен­циальных поправок.

Так как в этом случае при приведении не меняется атмосфер­ное давление воздуха {рСт=Рф=const), то при выводе формул этого параграфа мы будем считать, что дифференциал dp = 0.

Рассмотрим вначале вопрос о приведении к стандартным условиям максимальной горизонтальной скорости. Для режима полета на Ушах мы имеем следующие уравнения:

"‘bNe^ = ±cxnSV
0~-~-cypSV2.

Взяв логарифмические дифференциалы, получим

___ dTH Р ~ тн

При дифференцировании мы считаем полетный вес самолета переменным, для того чтобы наряду с выводом формулы для приведения Vmax к стандартным условиям при изменении темпе­ратуры воздуха Тн получить одновременно формулу для приве­дения Vшах к заданному полетному весу G. Как уже указывалось ранее, обычно полетные испытания производят с нормальным полетным весом; в этом случае, считая, что при стандартных и фактических условиях полетный вес ОДИН И ТОТ ЖЄ, мы долж­ны будем в окончательной формуле приведения положить dG = 0.

В гл. VII была выведена формула (7.21) для изменения мощности высотных поршневых двигателей двух типов (с при­водным центробежным нагнетателем и с системой комбиниро­ванного наддува) при рн= const:

где Nt—показатель, величина которого различна при полете выше и ниже границы высотности двигателя и зависит, в основ — Pk

ном, от отношения—характеризующего высотность двигателя.

Рн

Формулы и графики, необходимые для подсчета показателя Nt были приведены в гл. VII.

Рассмотрим теперь, чему равна величина входящая в

СХ

уравнение (10.2). Коэффициент лобового сопротивления можно представить в следующем виде:

Сх = Сх0 + СXI + Сх в>

где ^ — коэффициент вредного и профильного сопротивления у cxi — коэффициент индуктивного, а

^„ — коэффициент волнового сопротивления. Обычно при­нято считать, что для данного самолета сх0 зависит

от числа Re у cxi =—-—с1 ъсх в зависит как от ко-

тиХЭф У

эффициента подъемной силы су, так и от числа М, т. е. сх= cxo(Re) + cxt(cy) + схв(су, М).

Продифференцировав обе части этого уравнения, получим

Тогда

Сделаем приближенную оценку числовых значений пока­зателей, входящих в правую часть формулы (10.7)

Для оценки величины показателя gne можно воспользовать­ся обычно применяемыми в аэродинамическом расчете графика­ми зависимости коэффициента трения плоской пластинки от числа Re и от положения точки перехода ламинарного погра­ничного слоя в турбулентный. Считая, что в среднем сопротивле­ние трения составляет 50—60% от общего сопротивления, по­
лучим, что gRe примерно равен — 0,07, т. е. увеличение числа Re на 1% приводит в среднем к снижению сх на 0,07<Vo. Показатель gi можно определить следующим образом:

с. —	1	— с2	(10.8>
Lxi		сг
СУ дсхі		2 cri г _____ о xt	(10. 9>
сх дсу		•V Су £ "лАэф Сх

или, пренебрегая волновым сопротивлением,—

Зная примерное значение cx0J равное в среднем 0,018 —0,022„ и определив с из уравнения (10. 1), после подсчета cxi =

I у

=——- с2 можно найти g. по формуле (10.10).

^эф У

Из приведенных формул видно, что gi возрастает с высотой полета и с увеличением удельной нагрузки на 1 л*2 крыла. Для истребителей gi^0,075 у земли и gi^0,30 для высоты #=

= 10000 м. Так как у бомбардировщиков —больше, чем у

S

истребителей, то величина показателя gi для них выше. В сред­нем для этого класса машин gi равно 0,2 у земли и 0,6 на вы­соте 10 000 м.

■=/(М) для с = const проводятся касательные (см. фиг. 10. 1)

и по тангенсу их угла наклона определяется величина

= mtga, rfle тп — отношение масштабов по оси ординат и по

м

оси абсцисс, а затем gu = — mig а для данного М и cv. Для

Г У

подсчета ge нужно по фиг. 10. 1 построить вспомогательный график (фиг. 10.2), на котором приведены кривые cXB=f(cy) при М = const, причем схв — сх—-сх0 — сх!.

Фиг. 10. 1. Зависимость коэффициента лобового сопротив­ления самолета от числа М и су.

Фиг. 10.2. Зависимость коэффициента волнового сопро­тивления с* в от числа М и су.

Проводя касательные к кривым фиг. 10.2 и определив

дс

тангенс угла наклона их, найдем ———— = mtga, а затем g —

дсу

= — mtga для данного cv и М. Проделав аналогичные one-

Г *

рации для всего диапазона с и М, получаем приведенные на фиг. 10.3 и 10.4 зависимости показателей gM и gc от числа М и су.

Фиг. 10.4. Зависимость показателя gc от числа М и ct.

В случае, если полет на режиме Vmах происходит при числе М, меньшем критического числа М. й (М*—число М, начиная с ко­торого происходит заметное увеличение Сх всего самолета), пока­затели gM и gc практически равны нулю, так как в этом случае 14 772

влияние сжимаемости ничтожно. Поскольку самолеты с поршне­выми двигателями, как правило, на режиме Утях не достигают М*, то при приведении Ушах к стандартным условиям можно полагать, что gy{ и gc равны нулю.

Как известно1, число Re равно

Re = Р™.

Я

Перейдем теперь к анализу величины —, входящей в фор-

%

мулу (10.2). Для заданного винта изменяемого шага его к. п. д. гы является функцией трех параметров: 1) относи­тельной поступи винта X, 2) коэффициента мощности винта р и 3) концевого числа Мл, равного

Уг+иг

kgRTs

где и —окружная скорость конца лопасти. Следовательно,

Мк).

Взяв логарифмический дифференциал, получим

Цля определения показателей щ и юр по сетке характеристик винта нужно построить кривые т}в=/(^) Для разных k8 = const и ^в=/( Р) Для разных X=const на интересующем нас диапазоне изменения X и [3. На фиг. 10. 5 и 10. 6 в виде примера приведены соответствующие кривые, причем для данного случая на режиме

l/max на #=5000 м относительная поступь Х = 1,4, а для режима Vу max X = 0,7. Коэффициент мощности (3, определяемый по фор­муле

для обоих режимов примерно одинаков, так как при винте с регулятором постоянства оборотов n=const, а влияние скорости полета на мощность двигателя мало. В нашем примере для #=5000 м 8 = 0,11. По фиг. 10.5 и 10.6 легко определить пока­затели т]х и для обоих режимов. Так как винты подбираются обычно таким образом, чтобы на режиме Vmax или близком к нему к. п. д. винта т]в был бы максимальным, то вблизи этого режима кривые т]в=/(Х) и т^=/(R) имеют пологий максимум и можно с большой точностью принимать, что т]х^0 и Т]р ^0. Однако для режима V^max такое допущение неверно; так, в на­шем примере для режима Vymax показатель ttjx = 0,54, а = —0,34.

Показатель тм= —, характеризующий изменение вол-

ТГ)В dMR

новых потерь на винте, может быть определен при помощи ме­тода ЦАГИ для определения этих потерь. Не останавливаясь на описании этого метода, рассматриваемого во всех курсах

14*

аэродинамического расчета, приведем для иллюстрации возмож­ного диапазона значений зависимость этого показателя от концевого числа Mr на режиме Vm&x для одного из винтов (фиг. 10.7). Как видно из фиг. 10.7, гм изменяется от нуля при небольших Mr До—1,4 при больших Mr.

На режиме наивыгоднейшей скороподъемности Mr значитель­но меньше, чем на режиме Vmax; вследствие этого можно счи­тать, что для режима Vvm^x показатель т)м равен нулю.

Так как

у_

nD9

dX__dV_ ~ V *

Взяв логарифмический диффе­ренциал от обеих частей формулы (10. 15), найдем, что при п=const и рн =const [см. формулы (10.4) и

(10.5) ]

Так как окружная скорость и при n=const остается постоян­ной, то из формулы для М r следует, что

oTMR Vі dV 1 £ITH dV 1 <ІТИ

Мд ~ + V~~2~T^~a~V ’

гдеа=-^=—. На Режиме ^шах в среднем а = 0,2 —

+“ 1+(т)

— 0,25, а для режима Vym3LK а = 0,03—0,1.

d d$ dM р

Подставляя в формулу (10.13) вместо —, — и —- их

х р мд

выражения из предыдущих формул, получим

dy] в dV dTtj

==(tl). + а%)“ + [(^г+ 1)’Ч?— 0,5%]——. (10.16)

Чв V I н

Как уже указывалось, для режима Кшах можно принимать, что %== 0 и ^ = 0; при этих условиях

Вернемся теперь к исходным уравнениям (10.2) и (10.3) и определим поправку к скорости на отклонение температуры воздуха от стандартной при рн= const. Для этого из уравнения

dV

г—.

v

Далее, подставим в уравнение (10.2) вместо —-, —, —

% р dc

и — их выражения по уравнениям (10.5), (10. 16′), (10.4) и

сх

dc

(10.12) , причем в последнем заменим — его выражением по

су

последнему уравнению. После несложных алгебраических преобразований получим

dTH dG

(Nr+1 — 0,5rjM-fl JSgjte — gi) —- — g’t~

1 h u

3-2gi+gRe-агм

Приравняв дифференциалы конечным приращениям и по­ложив W = VZT — Кф, ЬТ=Тст—Гф, 8G = GCT—(7ф, можно,

найдя по формуле (10.17) величину IV, определить максималь­ную скорость в стандартных условиях при заданном весе GCT на основе замера Vmax в фактических условиях при полетной весе бф:

^ст=^ф + 5^

Использование формулы (10. 17) для целей приведения Vmах к стандартным условиям представляет известные затруднения, так как в нее входит большое количество показателей, точное значение которых обычно неизвестно.

Поэтому поступим следующим образом. На основе анализа формулы (10. 17) можно показать, что пренебрежение некото­рыми показателями при приведении не приводит к недопустимо грубым ошибкам.

Влияние числа Re на сх самолета и влияние концевого числа Мн на к. п. д. винта, как это видно из формулы (10. 17), в какой — то мере взаимно компенсируют друг друга, вследствие чего по­ложим в числителе—0,5 т]м + 1*76 gRe^0, а в знаменателе
gp,—апПм^О. Тогда формула (10.17) примет следующий про­стой вид:

51/ _ NT± — gi ЬГН g-t W V “ 3-2^. Тн 3-2gi G

или

На фиг. 10.8 представлена зависимость показателя VT от —

Рн

и gi для высот выше и ниже границы высотности для двух типов поршневых двигателей: 1) с приводным центробежным нагне­тателем и 2) с системой комбинированного наддува^ для ~=2^j. Выше границы высотности величина V т почти во всем диапазоне

значений — и gi (за исключением небольших значений этих ве — Рн

личин) отрицательна, а ниже границы высотности — положи­тельна.

Следовательно, выше границы высотности по­вышение температуры наружного воздуха приводит к уменьшению максимальной ско­рости (за исключением самолетов с двигателями малой вы­сотности), а ниже границы высотности — к увели­чению. Примерный характер зависимости максимальной го­ризонтальной скорости от барометрической высоты для само­лета с поршневым двигателем для зимы, стандартных условий и л’гта показан на фш. 10.9.

Как видно из фиг. 10.8, выше границы высотности коэффи­циент У г по абсолютной величине больше для двигателя с КН, чем для двигателя с ПЦН; он возрастает с увеличением высот-

Рк

ности двигателя, т. е. с ростом —, а также с увеличением gi-

Рн

Таким образом, чем больше высотность двигателя и чем больше высота полета, тем сильнее ска­зывается влияние атмосферных условий на величину максимальной скорости самолета с нысотным поршневым двигателем.

Фиг. 10.8. Сетка показателя V т Для двух ти­пов поршневых двигателей.

Фиг. 10.9. Типичный ХОД Кривых Vi max. V’max и pk в стандартных, летних и зимних условиях.

Ниже границы высотности величина показателя Vt меньше для двигателя с КН по сравнению с двигателем с ПЦН; коэффи­циент V т для обоих типов двигателей падает по* мере увеличе­ния gi.

На фиг. 10. 10 приведена зависимость показателя Vg от gr на малых высотах (gi мало) максимальная скорость почти не меняется при изменении веса и лишь при больших высотах (больших gi) влияние веса на скорость из-за возрастания роли индуктивного сопротивления становится более ощутимым. При

gi = 0,2 увеличение веса на 1% приводит к снижению скорости всего лишь на 0,075%, а при §4 = = 0,6 — на 0,33%.

Для оценки влияния отклоне­ния температуры воздуха от стан­дартной на величину максималь­ной скорости приведем следующие средние цифры. При малой вы-

pk

сотности двигателя, считая —<2,

Ре

получим, что ниже границы вы­сотности увеличение температуры воздуха на 1% приводит в сред­нем к увеличению Vmax на 0,15%, а выше границы высотности — к уменьшению VmaX на 0,1%. При большой высотности двигателя

(— >5) такое же изменение температуры на 1% приведет к Рн /

увеличению 17тах ниже границы высотности в среднем на 0,2%, а выше границы высотности — к уменьшению в среднем на 0,4%.

Так как отклонение температуры от стандартной не превы­шает 6—7%, то поправка при приведении максимальной ско­рости к стандартным условиям лишь в редких случаях достигает 2—3% Vmax, обычно же она значительно ниже. Малая величина этой поправки оправдывает грубость сделан­ных нами допущений при выводе формул приведения.

Одновременно с приведением к стандартным условиям макси­мальной скорости горизонтального полета по формуле (10. 18) может быть найдена соответствующая индикаторная скорость в стандартных условиях. Так как

V, = VVl = V/ 0,379 — ,

V Г н

то

ьу, ьтн w

тг т~ 0>5) —V0—,

Vi ТН G

где Fr и V0—показатели, по которым делается приведение максимальной скорости; индикаторная скорость в стандартных условиях равна

Vi ст —Vi ф + ^Кі.

Наконец, рассмотрим приведение к стандартным условиям давления наддува на режиме Vmax вы­ше границы высотности (ниже границы высотности const). Основная зависимость имеет вид (см. гл. VII):

Формулы для вычисления показателя ркТ для двигателей с ПЦН и КН были приведены в гл. VII, см. формулы (7. 19) и (7.40). Определив из уравнения (10.21) &рк, делают приведение по формуле

Pk СТ r=: pk ф + bpk.

После обработки данных по всем скоростным площадкам строят кривые VmaxcT = /(ЯСт), pk rT =f{HCT) И Vі max ст =^/(Яст> (фиг. 10.9). По кривой ркст=ї{Нст) производится определение границы высотности в стандартных условиях для каждой ско­рости нагнетателя, причем граница высотности определяется по пересечению участка кривой Ркст—ї{НСт) выше границы высот­ности с участком рк=const ниже границы высотности.

При полетах летом, когда барометрическая высота, соответ­ствующая фактической границе высотности, ниже, чем в стан­дартных условиях, значение рк Ст=Рн+^ для некоторых пло­щадок выше границы высотности в фактических условиях мо­жет оказаться больше номинального рк (см. точки А и В на фиг. 10.11). Эти фиктивные значения рк&т и соответствующие

им максимальные скорости могут быть использованы лишь для уточнения характера протекания кривых ркст и VmaxCT выше гра­ницы высотности, а при проведении кривых ниже границы вы­сотности ориентироваться на эти точки не следует.

При полетах зимой аналогичная картина наблюдается для некоторых площадок, расположенных между границами высот­ности в фактических и стандартных условиях (фиг. 10. 12). В этом случае точки А’ и В’ для этих площадок, приведенные к стандартным условиям по формулам для высот ниже Гранины высотности, могут быть использованы лишь для уточнения ха­рактера кривой Vm&x ст=/(//ст) ниже границы высотности, а при проведении кривых выше границы высотности их следует исклю­чить из рассмотрения как фиктивные.

§ 2. ПРИВЕДЕНИЕ МАКСИМАЛЬНОЙ ВЕРТИКАЛЬНОЙ СКОРОСТИ

Перейдем теперь к вопросу о приведении к стандартным ат­мосферным условиям максимальных вертикальных скоростей •самолетов с высотными поршневыми двигателями.

Как было указано в гл. VIII, с достаточной точностью для целей приведения можно пользоваться следующим уравнением для определения вертикальной скорости:

P-Q-G^-= 0, (8.6)

откуда

или

_75АЛ V у G К

где К — качество самолета. Наконец, заменяя истинную ско­рость индикаторной, получим

75ЛЛ vx

у~ G /С|/*А*

Так же как и при приведении Ктах, будем считать рст=РФ= =const, т. е. в качестве стандартной будем при­нимать барометрическую высоту Нр. Из прибли­женной формулы (8. 13) для наивыгоднейшей индикаторной скорости набора следует, что эта скорость не зависит от атмо­сферных условий. Следовательно, при переходе от фактических условий полета к стандартным мы должны считать, что V* = = const ИЛИ Кпр = const.

Считая полетный вес самолета одинаковым для стандартных и фактических условий и воспользовавшись формулой

мы найдем, что при указанных условиях c^^const, а следова­тельно, и сх, являющейся функцией от СУ> также остается по­стоянным. ТаКИМ ОбраЗОМ, ПРОИЗВОДЯ Приведение К/, шах при р/у—const и G=const, мы должны считать, что Vi=const,

c^const, Cp = COnst я /С= — = const.

Перепишем уравнение (10.22) в следующем виде:

с( VyVJ + ^) = 75Ner, Byj

и возьмем логарифмические дифференциалы от обеих частей этого уравнения

d(VyVA) dNe dr, n 1 </Д

Так как то при Pg= const

‘я

Как и в предыдущем параграфе,

75Л/г = pp«3D5 = рр0 Д n3D rfP dNe дГД

Р iV,

Наконец, так как

V kgRTH f kgRTH

и2-М/2

то

где попрежнему

V2

Н2 + 1Л2

Подставив в уравнение (10.23) найденные выше выраже­ния различных членов этого уравнения, после несложных пре­образований получим

к +J2_ у KVL

Nj, + 0,5T}x + (yVr+ 1)тг)э — — ( 1 — «)% — 0,5

или

Введем следующее обозначение:

X NT + 0,5т)>, + (Nr + 1) ч -0,5 (1 — a) — rjM —0,5] + 0,5V(10.25)

Перейдя от дифференциалов к конечным приращениям, по­лучим следующие формулы для приведения максимальной вер­тикальной скорости « стандартным условиям:

оТ„-= 7т—7

Рассмотрим, как определять значения величин, входящих в выражение (10.25), для коэффициента Ауу — Как уже указыва­лось выше, наивыгоднейший набор высоты производится на высотах, далеких от потолка, на углах атаки, близких к наивы­годнейшему, а вблизи потолка — на угле атаки, близком к эко­номическому. В первом случае

во втором случае

Ю

P0S )/ ^хО^эф

Приняв для истребителей — = 200 KzjM*, Хэф = 5 и c^o = 0,02,

s

получим

і наб

К

|0

для бомбардировщиков при — = 300 кг[м2, Х = 8 и c*o = 0,02,

/S

= 4,07 — 4,65.

Показатель N г зависит от отношения — и может быть

Рн

определен по графикам гл. VII. Показатели и тг)р на режиме скороподъемности достигают довольно значительной величины и пренебрегать ими, как мы это делали для режима Ушах, нельзя. Величина этих показателей с достаточной для целей приведения точностью может быть определена по сетке характеристик винта. Так как на режиме набора высоты вследствие малой скорости полета концевое число Мя лопасти сравнительно невелико, мож­но при подсчете коэффициента приведения вертикальной скорости А уу считать т|м=0.

Вели при выводе формул для приведения вертикальной скорости к стандартным условиям полагать к. п. д. винта по­стоянным, т. е. т)в = const, то формула для подсчета коэффи­циента Ауу значительно упростится. Ее легко получить, поло­жив в формуле (10.25) 7]х = т]з = *дм=:0:

AVy = NTV, + ^=(NT-0,5). (10.27)

Учитывая сравнительно малую точность определения вер­тикальных скоростей, можно еще больше упростить формулу для коэффициента приведения Ауу, приняв средние значения

V і Г—

для —-, Уди Тн. Так, для двигателей с ПЦН, считая для

высот ниже границы высотности NT равным в среднем — 0,35v

(см. фиг. 7.13), —=4,7, 1/д = 0,9 и Гя = 275° (для Н=2000 м), К

получим следующие формулы приведения:

Avy = — (0,35 Vу + 4,45),

ЪТИ

81^= -(0,351/,+ 4,45) -£ = —(0,00131/, + 0,016)8Гн (Ю.28>

Фиг. 10. 13. График для определения коэффициентов приведения Vy шах самолетов с поршневыми двигате­лями с пцн.

для участка выше границы высотности, считая, что NT —

=/(—), -77 =4,7, VаД = 0,7, а Тн = 242,5, получим Рн) К

AVy = NTVy + 6,7(NT-0,5),

= ^ + 0,0276(Л^.-0,5фГя. (10.29)

На фиг. 10.13 приведены кривые —- в зависимости от

ьтн

Pk I г

— и Vу для высот ниже и выше границы высотности, по — Р н

строенные по приведенным упрощенным формулам (10.28)

и (10.29). Как видно из фиг. 10.13, поправка к вертикальной скорости растет с ростом высотности двигателя с ростом ве­личины Vу. При V„ = 20 м/сек и — = 5 — 0,20, т. е. на

Рн ът н

каждый градус увеличения или уменьшения температуры воздуха вертикальная скорость уменьшается или увеличи­вается на 0,2 м/сек (на 1%).

Фиг. 10. 14. Типичный вид кривых Vy max —f{Hp) для летних, стандартных и зимних условий.

Так как коэффициент приведения A vy всегда отрицателен, то на то’й же барометрической высоте Нр вер­тикальная скорость летом всегда меньше, чем ЗИМОЙ. Типичный ВИД кривых Vy = f{Hp) для летних, стандартных и зимних условий для самолетов с поршневыми двигателями представлен на фиг. 10. 14.

Рассмотрим теперь, насколько велика ошибка при приве­дении по упрощенной формуле (10.27) вместо приведения по более точной формуле (10.25). В табл. 8 приведены значения коэффициентов приведения АууУ подсчитанных по обеим фор-

Vi

мулам, для следующих условий: — = 4,7; т]х = 0,5; т)р = — 0,3;

К

%=— 0,2; Vу =10 Mjcex и для трех значений NT и VЛ;

1) NT= -0,35; Уд = 0,9; 2)JVr=-0,85 и Уд=0,8 и

3) Мт = —1,43 и УД =0,7.

,V 2. Приведение максимальной вертикальной скорости

Таблица 8 Значения коэффициентов приведения вертикальной скорости Av По формуле (10 25) По приближен — ной формуле (10.27) Расхождение в % 1 NT=- 0,3.1 Кд = 0,9 — 5,75 — 7,95 38 2 NT = — 0,85 ГД = 0,8 — 11,4 — 16,45 44 3 Л> = — 1,43 f А =0,7 — 19,4 — 27,2 ■ 40

Как видно из табл. 8, пренебрегая изменением к. п. д. винта при переходе от фактических к стандартным условиям, мы мо­жем переоценить величину поправки вертикальной скорости до 40% (в нашем примере). В связи с этим следует рекомендовать пользоваться ДЛЯ целей приведения К//max более точной форму­лой (10.25), учитывающей изменение к. п. д. винта из-за изме­нения X и ".

Как указывалось в гл. VIII, при обработке результатов по­лета на скороподъемность обычно определяют так называемую «приборную» (барометрическую) вертикальную скорость, свя­занную с фактической вертикальной скоростью следующим соот­ношением:

V =v. Zk

УР v У Ф г •

1 ф

При приведении к стандартным условиям мы определяли поправку

ZV =V —V

V у v у С Т уф

Часто вместо поправки oVy определяют поправку W =V —V

УР У ст ур1

причем при обработке результатов полета не вычисляют факти­ческой вертикальной скорости.

Найдем связь между поправками 8Vy и Wyp. Очевидно-, что

Wyp = Wy + Vyb-Vyp,

Vу ф ~~ Vур _ 7ф ~~ 7ст ________________________ ______ ЪТН

V ур ^ст Хсх

Следовательно,

н

Как видно из формулы (10.24), поправку SVy можно пред­ставить в таком виде:

ЪУу = (аУуь + Ь)-И-,

а значит

или, с точностью до малых второго порядка,

Wyp = [{a-)Vyp + b№-. (10.30)

1 Н

Пользуясь этим выражением, легко написать формулу для поправки ЪУур, если дана формула для поправки Wy.

Перейдем теперь к приведению давления над­дува рк. Так как приведение Vymax производится npH/Jtf^const, то приведение к стандартным условиям давления наддува рк на режиме набора высоты выше границы высотности следует про­изводить по формулам

ърк »

— = PkT Pk тн pk ст —pk ф “Ь fjPk*

Определение границ высотности в стандартных условиях про­изводится тем же способом, что и на режиме Vmax (см. § 1).

До СИХ пор при выводе формул приведения Vy так мы считали, что G = const. Однако в некоторых случаях полеты на скоро­подъемность могут производиться при весе, несколько отличаю­щемся от нормального, в связи с чем полезно вывести формулы, по которым можно определить изменение максималь­ной вертикальной скорости Vymax при измене­нии веса самолета G.

На практике обычно производят набор высоты с разными полетными весами, незначительно отличающимися друг от друга, на одной и той же индикаторной скорости, поскольку кривая Vy=f(Vi) имеет очень пологий максимум. В этом случае при пересчете вертикальной скорости на другой вес следует считать Vi=const, рн~const, Тн = const, M^const и 7)B=const, a G, су и К следует считать переменными.

Так как

откуда после перехода к конечным приращениям

ЗУ.

V. кмIчас

или, заменив Vi мі сек величиной —————

В заключение необходимо отметить, что приведенный выше анализ точности поправок к максимальной вертикальной ско­рости при приведении ее к стандартным условиям показывает, что в неблагоприятных случаях приближенные формулы для этих поправок приводят к погрешности, доходящей до 30—40% от значения поправки. Сами же поправки сравнительно неве­лики и поэтому даже грубая погрешность при их определении не приводит к значительной погрешности в окончательном результате. Это верно только для рассмотренного в этой главе способа приведения при постоянной барометрической вы­соте (jC//=const).

Можно показать, что при другом выборе стандартной вы­соты, например, при выборе высоты по плотности или по темпе­ратуре в качестве стандартной, поправки могут стать достаточно большими, причем в этом случае относительная погрешность может быть меньше, НО’ абсолютная погрешность может достичь недопустимой величины.

Этот вывод относится только к самолетам с высотными порш­невыми двигателями и ВИШ-автоматами. В следующей главе будет показано, что для самолетов с турбореактивными двига­телями поправки к скорости при приведении к стандартным условиям при p//=const могут достигать, в отличие от самолетов с поршневыми двигателями, весьма значительной величины.

Глава XI