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.