РАСХОД ГОРЮЧЕГО И ДАЛЬНОСТЬ ПОЛЕТА. § 1. ПРОВЕДЕНИЕ ИСПЫТАНИЙ

Дальность полета является чрезвычайно важной характери­стикой самолета, определяющей в значительной степени его так­тическое применение. Величина ее зависит от многих факторов. Для заданного конкретного самолета она зависит от полетного веса, запаса горючего, режима полета и режима работы двига­теля, регулировки двигателя (работа двигателя на бедной или богатой смеси) и от ряда других факторов, в частности, от на­личия или отсутствия внешней подвески баков, бомб и т. п., влияющих на аэродинамические свойства самолета. Большую роль в вопросах дальности играют эксплоатационные факторы, в первую очередь правильная регулировка топливных агрегатоЕ двигателя (карбюратора, насосов непосредственного впрыс­ка и т. п.).

В полете на дальность горючее расходуется как при работе двигателя на горизонтальных участках маршрута, так и при работе его во время гонки на земле, рулежки к старту и после посадки, при наборе высоты, планировании и полете по кругу перед посадкой. Основную роль для всех типов самолетов, осо­бенно для бомбардировщиков и пассажирских самолетов, играют расходы горючего в горизонтальном полете.

Задача летных испытаний заключается в подборе наи­выгоднейших режимов самолета и двигателя при поле­тах на дальность и в определении сетки расходов горючего при разных режимах полета. Для измерения расхода обычно применяются объемные счетчики расхода горючего. При­емная часть такого счетчика включается в топливную магистраль двигателя и через нее проходит все горючее, поступающее в двигатель. Внутри приемной части вращается вертушка, число поворотов которой пропорционально объему проходящего топ­лива. Прохождение определенного объема горючего через при­емную часть регистрируется либо визуальным счетчиком, либо дистанционно расположенным самописцем с электромагнитной передачей, на ленте которого запись получается в виде зубцов. В случае применения визуального счетчика для определения

расхода горючего в единицу времени засекается при помощи се­кундомера время израсходования определенного количества го­рючего, например 10 или 15 л. В случае применения самописца— по количеству зубцов на каком-либо участке записи определяет — ся количество литров, а по длине участка и по масштабу записи времени определяется время. Образец записи счетчика расхода горючего показан на фиг. 16. 1.

До полетов и систематически во время испытаний необходимо тарировать счетчик расхода горючего. Для этой цели служат специальные установки, в которых посредством насоса можно пропускать через приемную часть счетчика разные расходы го-

■ РеЖимАГЗ — Резким Jf1

Начало записи

Направление движения пера самописца по ленте ————-

Фиг. 16. I. Образец записи самописца расхода горючего.

рючего, замер которых производится при помощи секундомера и специальной мерной колбы известного объема.

При тщательном проведении эксперимента и надлежащей экс — плоатации прибора расход горючего при помощи счетчика рас­хода может быть определен с точностью до Г—2’%. Целесооб­разно для проверки работы счетчика взвешивать само­лет до и после полета для сопоставления суммарного расхода горючего за полет, определенного по разности весов, с расходом по счетчику.

На самолетах с ТРД расход горючего может быть также определен по замеру давления топлива перед форсунками, если по стендовым испытаниям двигателя известна зависимость рас-* хода топлива от давления его перед форсунками (фиг. 16. 2). Однако такой способ измерения расхода горючего менее точен, чем измерение при помощи объемного счетчика, и его следует применять лишь в случае отсутствия необходимых приборов или для дублирования замеров.

Для подсчета весового расхода горючего необходимо опреде­лять при помощи ареометров еп> удельный вес, лучше всего до и после полета.

Для определения земного расхода горючего (при гонке дви­гателей на земле и при рулежке) нужно во время испытаний измерять при помощи секундомера и счетчика расхода горючего

время работы двигателя от мо­мента его запуска до момента старта и расход горючего за это время. На основании ряда та­ких замеров определяют сред­ний земной расход в единицу времени.

Для определения расхода горючего при взлете и наборе высоты по записи самописца расхода строят кривую зависи­мости расхода горючего Wн от времени т, а по записи баро­графа — кривую зависимости высоты Яр от т (фиг. 16. 3,а). По этим кривым легко опреде­лить расход горючего, потреб­ный для набора заданной высо­ты; на фиг. 16.3,6 представлен примерный вид зависимости WB=f(Hp) для самолета с поршневым двигателем. Для тяжелых бомбардировщиков и для пассажирских самолетов расход горю­чего при наборе обычно определяют для нескольких режимов ра-

боты двигателя, например, для работы на номинальном режиме и на режиме, при котором мощность равна 0,75 Nemк-. По записи скорости в процессе набора высоты легко определить величину воздушной скорости на различных высотах и построить кривую Vя=/(т) (фиг. 16. 3,а). Интегрируя эту кривую, находим воздуш­
ный путь Le, пройденный при наборе высоты, после чего не­трудно построить кривую LH—f(Hp) эта кривая также приведе­на на фиг. 16. 3,6.

Расход горючего и воздушный путь при планировании опре­деляют аналогичным образом. Обычно воздушный путь при планировании учитывают только до определенной минимальной высоты (например, 500 или 1000 м), на которой летчик должен заканчивать полет по маршруту и начинать подход к аэродрому и посадку.

Для определения расхода горючего при горизонтальном по­лете на заданном установившемся режиме самолета и двигателя выполняется площадка продолжительностью 5—10 мин., во вре­мя которой при помощи самописцев или визуальных приборов измеряются все необходимые параметры (высота и скорость по­лета, температура воздуха, часовой расход горючего, обороты двигателя и другие параметры, характеризующие его работу). Достаточная продолжительность площадки необходима как для точного измерения расхода горючего, так и для достижения уста­новившегося теплового режима работы двигателя.

Расход горючего при горизонтальном полете характеризуется километровым расходом, т. е. расходом горючего на 1 км пройденного пути. Километровый расход равен

где Q — часовой расход горючего, a V — скорость полета.

С

где /С= —— качество самолета, а Се — эффективный удельный

СХ

KZ

расход топлива в————— . Из формулы (16.2) видно, что ми-

л. с. час

нимальный километровый расход получается в случае полета на таком режиме самолета, двигателя и винта, при котором

выражение —— является наименьшим. Если бы Се и гв были

1 Часто измеряют часовой и километровый расходы в объемных едини­цах (л/час и л]км).

постоянны, то максимальная дальность получалась бы при полете на наивыгоднейшем угле атаки, для которого качество является максимальным, так как в этом случае километровый расход был бы минимальным.

В случае самолета с турбореактивным двигателем километ­ровый расход горючего равен

где СУд — удельный расход топлива, т. е. часовой расход топлива, приходящийся на один килограмм развиваемой двигателем силы кгічас 1 ,,

Минимальному километровому расходу соответ-

ствует полет на режиме, ДЛЯ которого —- У^г =тпп. Если бы удель

УеУ

Сх

ный расход топлива был постоянным, то максимальная дальность

= тах;

этот угол атаки меньше паивыгоднеишего угла, следовательно, у самолета с ТРД минимальный километровый расход дости­гается при полете на большей скорости, чем у самолета с порш­невым двигателем, при одинаковой высоте полета и одинаковой удельной — нагрузке на крыло.

Анализ формулы (16.2) показывает, что для самолетов с поршневыми двигателями и винтом изменяемого шага километ­ровый расход в горизонтальном полете является функцией по­летного веса G, высоты полета Нр, температуры воздуха 77/, скорости полета V и числа оборотов двигателя п:

q—f{G, Нр, Т„, V, п).

Для самолетов с поршневыми двигателями и винтом фикси­рованного шага, а также для самолетов с ТРД при заданных G, Нр и Тн скорость горизонтального полета V однозначно связана с числом оборотов двигателя п, вследствие чего для этих само­летов

q=f(G, Нр, Th, V).

Вследствие указанных соотношений во втором случае для определения полной сетки километровых расходов в горизон­тальном полете необходимо при летных испытаниях выполнить
площадки на нескольких высотах при нескольких значениях ско­рости на каждой высоте и при разных полетных весах, а затем при помощи тех или иных формул пересчитать полученные зна­чения q для заданных температур воздуха. В первом же случае, т. е. при наличии винта изменяемого шага, необходимо, кроме тот, либо определить наивыгоднейшие обороты для каждой ско­рости полета V, соответствующие наименьшему километровому расходу при заданных G, Нр и Тн. либо при летных испытаниях произвести дополнительно варьирование оборотов.

Если считать, что для определения полной сетки километро­вых расходов нужно произвести полеты с тремя полетными ве­сами на пяти высотах и на каждой высоте получить значения q для пяти скоростей, то во втором случае общее число площадок при летных испытаниях будет равно 3 • 5 • 5 = 75. В первом случае, считая, что на’каждой скорости необходимо провести испытания при четырех значениях числа оборотов, получим, что потребное число площадок равно 4*75 = 300. Такие испытания являются весьма громоздкой и трудоемкой операцией. Для сокращения числа полетов до минимума чрезвычайно важно разработать до­статочно надежные методы определения километровых расходов на основании результатов сокращенных летных испытаний. Обыч­но на практике при составлении сетки расходов применяют ком­бинированные расчетно-экспериментальные методы, к изложе­нию которых мы и перейдем.