ОПРЕДЕЛЕНИЕ СВЕРХМАКСИМАЛЬНЫХ (ПРЕДЕЛЬНЫХ) СКОРОСТЕЙ

Скорость любого самолета ограничивается некоторым верх­ним пределом. Для самолетов старого типа, для которых влия­ние сжимаемости было несущественно, величина предельной скорости ограничивалась прочностью или возможностью наступ­ления флаттера. Поэтому эти самолеты перед определением максимальной скорости обязательно испытывались на пикиро­вание до величины индикаторной скорости, превышающей на 15% максимальную индикаторную скорость горизонтального полета у земли. В конце испытаний опытного самолета он обя­зательно испытывался на пикирование с доведением скорости до величины, безопасной по условиям прочности и флаттера, но предписанной для самолетов данного типа. При этом проверя­лась легкость управления, отсутствие затягивания в пикирова­ние и других ненормальностей в поведении самолета.

Появление турбореактивных двигателей и связанный с ним резкий скачок скоростей самолетов значительно усложнили во­прос о сверхмаксимальной скорости. Увеличение скоростного напора повлекло за собой увеличение деформаций частей само­лета, что, в свою очередь, привело к уменьшению управляемости вплоть до опасности реверса. С другой стороны, и это са­мое важное, увеличение скоростей вплоть до близких к скорости звука привело к тому, что на режиме сверхмаксимальных ско­ростей (а иногда и максимальных скоростей горизонтального полета) происходит кризис обтекания, вызывающий рез­кие изменения устойчивости и управляемости.

На фиг. 14. 10 тонкими линиями представлены результаты продувки модели самолета на продольную устойчивость при определенном угле отклонения руля высоты при различных зна-

dmz

чениях числа М. Сначала величина ——— с увеличением числа М

da

увеличивается, а начиная с значения М=0,75, начинает резко уменьшаться. На первый взгляд может показаться, что стати­ческая устойчивость таким образом резко увеличивается.

Однако это неверно. Не следует забывать, что величины су и М связаны между собой приближенным уравнением

Лдо 2 nG

cv М2 ———- ,

у k puS

cy? SV2 20

где п — перегрузка самолета. В самом деле, по определению перегрузка приближенно равна отношению подъемной силы к весу самолета:

подставляя в это уравнение выражение скорости V = Mа = = М V~kgKT и замечая, что gRTp = рнУ получаем уравнение

(14.4) 1.

На заданной высоте при постоянной скорости по прибору число М не меняется; в этом случае величина су пропорцио-

1 Заметим, кстати, что увеличение высоты, т. е. уменьшение р И.

а

эквивалентно увеличению нагрузки на крыло—как это показывает урав-

о

нение (14.4).

нальна перегрузке; следовательно, наклон кривых mz=f(cf/) характеризует устойчивость по перегрузке (см. гл. XIII). Таким образом при переходе через кризис устойчивость по перегрузке резко увеличивается.

Если же мы хотим исследовать устойчивость по скорости (при постоянной перегрузке, см. гл. XIII), характеризуемую

„ (imz „ _ dmz

величиной —- , а не величиной =———- , мы должны для каждой

da. дг

высоты по уравнению (14.4) связать су с числом М и выбрать соответствующие точки на тонких кривых фиг. 14. 10. Соответ­ствующие кривые для разных высот нанесены на фиг. 14. 10 жирными линиями. Из этих кривых видно, что при уменьшении су, т. е. при увеличении скорости, устойчивость резко падает и появляются моменты, стремящиеся затянуть самолет в пикиро­вание, причем эти моменты имеют очень большую величину. Парировать эти моменты рулем высоты очень трудно, так как требуются очень большие углы отклонения руля высоты и резко возрастают усилия обратного знака. К этому может добавиться резкое изменение шарнирных моментов, что еще больше услож­нит процесс.

Формула [гл. IV, формула (4. 15)]

_ ур о

у к уРн

показывает, что при заданной индикаторной скорости, т. е. при

рИ* Ра У;

заданном скоростном напоре q= L-^—= —— число М возрастает

при увеличении высоты. В практике могут представиться раз­личные случаи. Первый случай, самый простой,— это такой, когда сверхмаксимальная скорость у земли ограничивается пре­дельным числом М, связанным с затягиванием в пикирование, а предельная индикаторная скорость по флаттеру и прочности выше. Тогда и на всех высотах сверхмаксимальная скорость будет ограничиваться числом М и будет уменьшаться с увели­чением высоты (кривая I на фиг. 14.11) согласно уравнению

(14.5) . Если, наоборот, у земли скорость ограничивается проч­ностью или флаттером, то до некоторой высоты сверхмаксималь­ная допустимая скорость будет постоянна (кривая II на фиг. 14. И), пока на некоторой высоте не будет достигнуто пре­дельное число М, после чего сверхмаксимальная скорость будет ограничиваться кривой /.

Если на фиг. 14. И нанести также максимальные горизонталь­ные скорости по высоте, получаемые из обычного соотношения равенства располагаемых и потребных тяг, может получиться очень сложная картина. В случае, когда вся кривая максималь­ных скоростей лежит слева от кривой предельных скоростей,
все просто. Тогда в горизонтальном полете не могут быть достигнуты предельные скорости. Но если имеется частич­ное перекрытие, то картина значительно осложняется. Для при­мера на фиг. 14.11 пунктиром показана кривая максимальных горизонтальных скоростей в одном из очень сложных случаев. От земли до точки В максимальная скорость ограничивается скоростным напором, от точки С до точки D числом М, и только на интервале высот от В до С и на высотах выше точки D— величиной тяги двигателя.

К этому надо добавить, что ограничение по числу М может обусловливаться не только затягиванием в пики­рование. В отдельных слу­чаях при достижении кризи­са могут появляться неприят­ные явления другой приро­ды. Например, из-за неболь­шой асимметрии крыльев скачки уплотнения на них возникают не одновременно’, вслед­ствие чего при достижении некоторой скорости самолет резко бросает с крыла на крыло; в других случаях при неудачной компоновке крыла теряется эффектив­ность элеронов. Разу­меется, трудно предвидеть все возможные случаи.

Из изложенного видно, насколько важно еще до систематических испытаний на опреде­ление максимальной скорости по высоте найти предельные ско­рости.

Предел индикаторной скорости по флаттеру и прочности обычно задается по расчету, по испытаниям специальных моде­лей в трубах и статическим испытаниям на прочность. Поэтому прежде всего необходимо определить предельное число М. Испытания этого типа необходимо вести на такой высоте, где заранее можно ожидать, что предельная скорость по числу М будет не больше предельной скорости по условиям прочности и флаттера. Так как критическое число М примерно известно заранее, такую высоту легко найти.

При испытаниях постепенно увеличивают скорость полета, причем после достижения определенной заданной конечной ско­рости самолет переводится на меньшую скорость вытягиванием 23 772
ручки на себя. Эта конечная скорость разгона постепенно уве­личивается. При появлении каких-либо особенностей поведения самолета необходимо полет прекратить впредь до выяснения характера этих особенностей и выполнения соответствующих доводок, если это необходимо.

При испытаниях необходимо тщательно следить за положе­нием всех триммеров. Желательно записывать их углы откло­нения. Могут встретиться случаи, когда деформации или непра­вильная установка триммера вызовут такой же кажущийся эффект, как и аэродинамический кризис.

Самолет должен быть оборудован самописцами высоты, скорости, усилий на ручке (штурвале) и педалях, отклонений органов управления. Все приборы должны быть по возможности безинертными; должно быть тщательно учтено запаздывание в пневматической проводке к самописцам (см. гл. V), так как даже малейшая ошибка, вызванная запаздыванием, может при­вести к ошибке в числе М порядка 1—2%, что в области крити­ческих чисел М является большой ошибкой. У летчика должны быть установлены тщательно проверенные визуальные приборы, особенно указатель числа М. Желательно установить самописцы угловых скоростей и перегрузок.

На фиг. 14. 12 для примера приведены кривые, полученные при разгоне самолета. Из этих кривых видно, что при доаи — жении скорости Vi ^ 865 км/час кривые 8В и Рв начинают заги­баться вниз, при скорости 875 км/час усилие обращается в нуль, а затем становится отрицательным, причем оно достигает весьма большой величины — 20 кг. По критическим значениям скорости можно по формуле (14.5) найти М, зная высоту.

На фиг. 14. 13 приведен другой интересный случай. При уве­личении скорости ни отклонение руля высоты, ни продольное усилие на ручке не претерпевали резких изменений, но при до­стижении скорости Vi = 790 км/час самолет резко бросило на правое крыло’, что ясно видно по записи продольной угловой скорости 0*1.

Все такие записи должны быть тщательно проанализированы и выяснены полная картина и причины ненормального поведе­ния самолета. После того как установлено предельное число М. необходимо построить кривую предельных индикаторных ско­ростей Vi по формуле (14.5) и приборных скоростей (с учетом поправки на сжимаемость, аэродинамической и инструменталь­ной поправки — см. гл. V) для всех высот. Только после этого можно спокойно приступить к определению максимальных ско­ростей горизонтального полета, причем летчику необходимо за­дать предельные числа М и предельные скорости по прибору.

В отдельных случаях бывает трудно отличить, получилась ли потеря управляемости вследствие влияния сжимаемости или вследствие больших деформаций или же реверса управления В этих случаях необходимо такой же эксперимент провести на

другой высоте, выбранной с таким расчетом, чтобы при одном и том же числе М индикаторные скорости заметно отличались.

Если в обоих экспериментах сов­падут предельные числа М, то это значит, что наступил кризис вследствие сжимаемости; если

совпадут предельные индикаторные скорости, то причина лежит в деформациях или реверсе. Иногда может наблюдаться одно­временное действие обеих причин.

Глава XV