РАСХОДЫ ГОРЮЧЕГО У САМОЛЕТОВ С ВЫСОТНЫМ. ПОРШНЕВЫМ ДВИГАТЕЛЕМ И ВИШ-АВТОМАТОМ

Как уже указывалось в § 1, для самолетов с винтами изме­няемого шага горизонтальный полет при заданных полетном весе, высоте, скорости полета и температуре наружного воздуха может быть осуществлен в весьма широком диапазоне чисел обо­ротов. Установив при указанных условиях скорость полета на площадке, можно для каждого числа оборотов, устанавливае­мого при помощи регулятора винта, подобрать такое давление наддува при помощи сектора газа, чтобы скорость осталась не­изменной; ПОНЯТНО’, что при этом будет изменяться угол установ­ки лопастей винта.

При подробных испытаниях часовой или километровый рас­ход горючего на площадках при каждой скорости полета опре­деляется для 4—5 чисел оборотов; после построения кривой Q = =f(n) или q—f{n) для заданных G, Нр, Тц и У можно по мини­муму этой кривой найти наивыгоднейшие для данных условий обороты. Проделав аналогичные испытания для разных G, Нр и V, можно для каждого полетного веса найти сетку кривых, представляющую зависимость наивыгоднейших оборотов п„а;1 в ОТ приборной скорости Упр (точнее — От V пр. иепр) для разных высот полета; вид такой сетки показан на фиг. 16. 10.

Проведение таких подробных испытаний требует настолько большого количества полетов, что их проводят в полном объеме лишь в редких случаях Обычно стремятся на основе тех или иных правил задаться каким-либо законом, по которому можно было бы легко расчетным путем подбирать наивыгоднейшие обо­роты для любых условий полета, а затем проводят летные испы­тания, варьируя только G, V и Нр, что значительно сокращает объем испытаний.

Не останавливаясь на всех методах подбора наивыгоднейших оборотов, мы вкратце рассмотрим лишь некоторые из них.

В первый период применения ВИШ полеты на дальность не­зависимо от высоты и скорости осуществлялись при постоян­ном числе оборотов, несколько меньшем номинального.

Фиг. 16. 10. Зависимость наивыгоднейших оборотов от скорости по прибору для разных высот полета.

В дальнейшем было выяснено, что такой способ эксплоатации двигателя приводит к излишнему пережогу топлива и что кило­метровые расходы могут быть значительно снижены, если крей­серский полет производить на меньших оборотах. В связи с этим позднее широкое распространение получил способ подбора наи­выгоднейших оборотов из условия сохранения постоянной

относительной поступи винта Х=— = const. При этом на каждой скорости полета V устанавливались такие обо­роты п, чтобы — = —, где V max максимальная скорость на

П «ном

данной высоте. При таком способе выбора наивыгоднейших обо­ротов режим работы винта, а следовательно, и его к. п. д. меня­лись мало, причем значение к. п. д. сохранялось близким к макси­мальному. Однако, как показывает подробный анализ, при пе­реходе к еще меньшим оборотам происходит достаточно интенсивное снижение удельного расхода горючего Се при срав­нительно малом уменьшении к. п. д. винта. Вследствие этого, как и было многократно подтверждено летными испытаниями, выбор
оборотов из условия = const не дает наименьших возможных километровых расходов.

Как показано во многих работах по дальности полета, наивы­годнейшие числа оборотов мало отличаются от оборотов, соответ­ствующих наименьшим удельным расходам Се при данной мощности. Объясняется это тем, что при отклонении обо­ротов от наивыгоднейших к. п. д. винта изменяется сравнительно

мало, вследствие чего определяющей величиной в дроби — , КО-

Т|В

горой пропорционален кило­метровый расход горючего, является Се. Поэтому при летных испытаниях целесо­образно подбирать наивы­годнейшие обороты из усло­вия получения Се min.

На основании летных экспериментов можно счи­тать, что удельные расходы горючего у двигателей с автоматическим обеднением смеси зависят только от мощности и числа оборотов и не зависят непосредственно — от высоты полета.

Следовательно, если на основании земных стендовых испыта­ний двигателя получена сетка кривых удельных расходов горю­чего, в которой каждая кривая соответствует определенному значению мощности (фиг. 16.11), то такой сеткой можно вос­пользоваться для подбора наивыгоднейших оборотов при полет­ных испытаниях. Если в полете мощность двигателя не замеряет­ся, то необходимо связать наивыгоднейшие обороты с каким-либо другим параметром, легко измеряемым в полете и в то же время характеризующим мощность двигателя. Обычно в качестве такого параметра принимают давление наддува pt

Проведя на фиг. 16. 11 огибающую (пунктирная линия), соот­ветствующую минимальным удельным расходам горючего1, на­ходим связь между мощностью и оборотами. Для перехода от мощности к давлению наддува рк воспользуемся сеткой высот­ных характеристик двигателя, типичный вид которой приведен на фиг. 16. 12. На этой фигуре (аналогичной фиг. 7.3) каждая сплошная жирная линия соответствует работе двигателя с по­стоянным числом оборотов при полностью открытой дроссель­ной заслонке, а сплошная тонкая линия — работе двигателя с постоянным давлением наддува также при полностью открытой заслонке.

Каждая пунктирная линия соответствует работе двигателя при постоянных оборотах и давлении наддува, но при переменном от­крытии заслонки.

Задавшись какой-либо мощностью, например, Ne=0,6NemK> по фиг. 6. 11 находим наивыгоднейшие для данной мощности.

обороты Янаив. Проведем на фиг. 6. 12 прямую iVe=const (ЛВ)^ параллельную оси абсцисс, до пересечения с линией Ne=f(H) для соответствующих оборотов п}{айв {CD). После этого из то­чек 1, 2, 3 пересечения кривых рк=const с линией CD прово­дим прямые 1—2—2 3—3′, параллельные линии EF, до пе­ресечения с прямой АВ. Так как каждая прямая 1—V, 2—

2’… соответствует постоянному давлению наддува рк, значение которого можно прочесть по ЛИНИИ = const, проходящей через точки 1, 2, 3…, то при помощи указанного построе­ния находим связь между дав­лением наддува рк и высотой полета для заданного значения yVe=const, а значит и пИЛі&~

pk=f(n) для полета на разных высотах Н на режиме Cemin. По этой сетке составляется задание на полет для определения рас — ходов горючего.

Из фиг. 16. 12 видно, что сохранять постоянные обороты п, соответствующие минимальному удельному расходу горючего для каждого заданного значения мощности двигателя Ne, можно лишь до определенной высоты (точка 5), которая является гра­ницей высотности при данной мощности. Для полета на больших высотах с той же мощностью Ne необходимо увеличивать оборо­ты, в результате чего возрастает и значение удельного расхода Се. Таким образом полет на заданной мощности Ne производится до

Фиг. 16. 14. Зависимость среднего эффективного давления от относительной мощности для ряда двигателей при работе их на режиме наимень­шего удельного расхода.

границы высотности с прикрытым дросселем, а выше—с пол­ностью открытым дросселем, т. е. при работе двигателя на пол­ном газе.

Следует отметить, что при указанном способе выбора оборо — ЛС

тов отношение — до границы высотности при данной мощности

остается постоянным. Так как среднее эффективное давление вы­ражается формулой

900 N,

Л = 7Г“Т’

Vh П

где Vh — рабочий объем цилиндров в л, то до границы высот­ности при данной мощности сохраняется постоянное значение давления ре, являющегося одним из основных параметров, опре­деляющих возможность бездетонационной работы двигателя при бедных смесях. Кроме того, среднее эффективное давление

является параметрам, определяющим износ двигателя и срок его службы.

На фиг. 16. 14 приведена зависимость среднего эффективного давления от относительной мощности для ряда двигателей при работе на режиме наименьшего удельного расхода горючего. Графиками такого типа можно пользо­ваться для приближенного подбора наи­выгоднейших оборотов в случае отсут­ствия достаточных материалов по удель­ным расходам двигателя. Для той же це­ли можно воспользоваться графиком

осредненной зависимости Ne— от ——

НОМ ЯцОМ

(фиг. 16. 15).

При проведении летных испытаний уточняют расчетные кривые pk=f(n) для горизонтального полета на разных высо­тах следующим образом. Для двух значе­ний рк или при двух скоростях полета определяют километровые расходы при числах оборотов, полученных пофиг. 16.13, а также при числах оборотов больше и меньше на 1001—150 об/мин. По полученным для указанных двух значений рк наивыгоднейшим оборотам исправляют расчет­ную кривую. Обычно наивыгоднейшие обороты, соответствующие

минимальному километровому расходу q, получаются несколько выше, чем обороты, соответствующие минимальному удельному расходу горючего Се, причем эта разница возрастает с пониже­нием мощности двигателя и с увеличением высоты. В виде при­мера на фиг. 16. 16 приведена для одного самолета зависимость
оборотов от мощности для высоты #=3000 м при Х = const, при Се min и при минимальных километровых расходах.

На некоторых двигателях существует ограничение минималь­ного числа оборотов из условия надежной работы всех агрегатов двигателя или винта; в таких случаях на режимах, для которых наивыгоднейшие обороты меньше минимально допустимых, по­лет следует, разумеется, производить на минимально допустимых оборотах.

На двигателях скомбинированной системой над. д у в а на малых высотах одно и то же заданное давление над­дува может быть получено по-разному — прикрытием дросселя карбюратора или уменьшением числа оборотов турбокомпрессо­ра. Как показывают теоретические расчеты и эксперимент, рас­ходы горючего меньше в том случае, когда дроссель кар­бюратора полностью открыт, а ТК работает на меньших оборотах. В связи с этим все полеты на даль­ность на самолетах, на которых установлены двигатели с КН, следует производить с полностью открытым дроссе­лем карбюратора и регулировать давление наддува при помощи дросселя перепуска выхлопных газов.

Необходимо отметить, что если известны кривые наивыгод­нейших оборотов в зависимости от давления наддува рк для ка­кого-либо самолета, то ими можно пользоваться и для других типов самолетов с тем же двигателем. В таких случаях удобнее

построить для исходного самолета кривые —— =//—^-1 и по

Vmax ^ном ‘

ним задавать обороты для разных скоростей полета испытывае­мого самолета с тем же двигателем.

Перед проведением испытаний для определения расходов го­рючего необходимо проверить регулировку карбюратора или на­сосов непосредственного впрыска. Как правило, для каждого двигателя заводом-изготовителем задаются нормы расходов го­рючего у земли для номинального режима и нескольких крейсер­ских режимов (например, 0,75; 0,6; 0,5; 0,4; 0,3 NewM), причем каждому крейсерскому режиму соответствует определенное зна­чение числа оборотов п и давления наддува рк. Если возможна по условиям охлаждения двигателя достаточно продолжитель­ная работа его на заданных режимах на земле, то проверку ре­гулировки топливных агрегатов производят при гонке двигателя на земле. Если же это невозможно, то необходимо провести по­лет на малой высоте (200—300 м) и, определив часовые расходы горючего на заданных режимах, т. е. при определенных комби­нациях значений п и рк, сравнить полученные результаты с за­водскими нормами. В случае отклонения от норм, превышающего заданные допуски (обычно порядка +3—4%), необходимо про­вести перерегулировку карбюратора.

Полученные в полете или при гонке на земле часовые расходы при определенном значении п и рк следует привести к стан­
дартным условиям или к тем условиям, для которых за­даны заводские нормы.

Так как часовой расход горючего

Q — CeNe,

tQ bNe ЬТИ

— = -^ = NT—

Q Ne TH

При выводе формулы (16.9) мы принимаем, что при заданном п и рк удельный расход Се не изменяется при изменении темпе­ратуры воздуха. Так как проверка регулировки карбюратора производится на малой высоте, т. е. ниже границы высотности, то Л1 у следует определять по правилам, указанным в гл. VII, для высот ниже границы высотности. При испытаниях самолетов, на которых установлены двигатели с КН, лучше в процессе испы­таний регулировать температуру воздуха перед карбюратором при помощи заслонок промежуточного радиатора таким образом, чтобы она равнялась температуре, для которой составлены нор­мы расходов. В этом случае отпадает необходимость в приведении полученных расходов горючего к стандартным условиям.

После окончательной регулировки карбюратора выполняют горизонтальные площадки на ряде высот и определяют часовые и километровые расходы горючего для какого-либо полетного ве­са G для разных значений скорости по прибору W, при этом подбор наивыгоднейших оборотов производят при помощи одно­го из способов, рассмотренных в начале этого параграфа. Приве­дение к стандартным условиям часовых расходов Q и километ — ровых расходов q производится при Нр=const, G=const и Улр=const.

По формуле (16.9) имеем

ьд_ __ ъые

Q~~ Ne •

В горизонтальном полете

~cxPSV* —c^y^SV!

yv =—________ = _———— =— •

е 75% 75% Vр ’

так как при наших условиях приведения p# = const, V; = const и М= const, то су = const и сх — const.

Считая и TjB = const, получим

lNe 1 Sp 1 67 н

откуда

IQ 1 ЬТН Q 2 тн

(16.10)

 

Q _Q 1/а V V, ’

bq bQ 1 ЬТН

7 ^~q~TTh

а следовательно.

q = const.

Таким образом приведение к стандартным условиям при l/np = c°nst сводится только к пересчету часовых расходов горючего по формуле

(16/12)

где ЪТн=Тст-Тф, а километровые расходы горю — чего не изменяются.

Рассмотрим теперь, как производится пересчет кривых часо­вых и километровых расходов горючего на другой полетный вес. Способ такого пересчета, предложенный проф. В. С. Пышновым, основан на предположении, что при одинаковом составе смеси на данной высоте полета одной и той же мощности двигателя со­ответствует одинаковый часовой расход горючего. Пусть в ре­зультате летных испытаний была получена для какой-либо высо­ты Н и полетного веса G зависимость часового расхода горюче­го Q от скорости полета V (фиг. 16. 17, кривая 1). Для пересчета этой кривой на измененный полетный вес необходимо определить зависимость мощности двигателя от скорости полета для исход­ного и нового веса.

Считая

Сх — С х 0 — С2

«*эф У

после преобразования двух уравнений горизонтального полета:

найдем

PoASr*o у* ■ 4G* 150ї)в 150г|ВісД3фроД5К

N.

(16. 13)

V в км/час, приведем

Подставив вместо V в м/сек, ние (16. 13) к такому виду:

уравне-

(16.14)

Л7.=АІЛ

c. nS 2450 > о «і

где Кл = 18 — , а К2 =—— Г, причем I2 =кэф5— эффективный

размах самолета; так как /эф = = (0,9 ч-0,95)/, а тдз в среднем равно 0,75 — 0,8, то можно при­нять г]в/э2ф = 0,65/2, где /—размах самолета; после подстановки по-

лучим, что л2 = — . Для опре — /2

деления величины К восполь­зуемся данными для режима по­лета на Vmax на этой же высоте Н по формуле (16.14) найдем, что

Определив значения К2 и Ki, подсчитываем по формуле (16. 14) значения Ne в зависимости от скорости для исходного и нового полетного веса (кривые 2 и 3 на фиг. 16. 17).

После этого, исходя из основного предположения, что равным мощностям двигателя соответствуют одинаковые часовые расхо­ды горючего, перестраиваем кривую 1 часовых расходов; пример такого перестроения для одной точки показан на фиг. 16. 17, причем точки А и А’ относятся к исходному весу, а В и В’ — к но­вому. После определения кривой часовых расходов можно найти

Q

зависимость километровых расходов q— — от скорости для но­вого веса.

Основной недостаток описанного способа пересчета расходов на другой вес (или на другие температурные условия) заклю­чается в том, что значение Ки пропорциональное —, опреде­
ляется для режима Утах, а затем принимается постоянным для всех других скоростей полета. Однако связанная с этим ошибка практически невелика, так как на окончательный результат

влияет не ошибка в абсолютной величине —, а только ошибка

« ст0

из-за разницы значении — для исходного и нового веса в пе-

Г1В

ресчитываемой точке.

6

В некоторых случаях, особенно для тяжелых самолетов с большим запасом горючего, целесообразно пользоваться сле­дующим расчетно-экспериментальным способом определения рас­ходов горючего, основанным на применении так называемой «условной поляр ы».

При помощи графиков, пред­ставленных на фиг. 16. 12 и 16. 13, легко построить график (фиг. 16. 18), на котором дана зависимость мощности Ne и дав­ление наддува рк от числа оборо­тов и высоты полета при наи­меньших удельных расходах го­рючего. Выбрав какую-либо вы­соту полета, выполняют на ней 5—6 площадок при комбинациях п и рк, соответствующих кривым фиг. 16. 18. На этих площадках определяют скорость полета и часовой расход горючего для каждой пары значений п и Рк. Про­делав аналогичные испытания на 4—5 высотах, по результатам этих испытаний строят график зависимости часового расхода го­рючего Q от высоты полета для разных постоянных оборотов п (фиг. 16. 19).

Далее, по результатам тех же испытаний строят „услов-

сх

ную поляру", представляющую зависимость — от с • для под — счета этих величин пользуются следующими формулами:

_ 207,4 G
Су~ S V2, ’

сх 56-1 ДОЛГ, Уд

= 17] ’

)

где Vi нужно- брать в км/час. Значения Ne следует определять по фиг. 16. 18 и вводить в них указанным ранее способом поправку на отклонение температуры от стандартной. Если через получен­ные экспериментальные точки трудно провести общую условную поляру для всех высот, то про — водят отдельные поляры для СУ каждой из высот (фиг. 16.20).

При помощи полученных по­ляр и по экспериментальным значениям рн следует произ­вести корректировку кривых расчетных мощностей и давле­ний наддува рк, изображенных на фиг. 16. 18.

После окончательной увяз­ки всех материалов получают графики, вид которых показан на фиг. 16.18—16.20. Поль­зуясь этими графиками, при помощи обычных методов аэро­динамического расчета можно определить часовые и кил омет- ровые расходы горючего для фиг 16 20 <<Усл0Вные поляры» для любого веса, высоты полета и нескольких высот полета,

температурных условий, а так­же определить соответствующий режим работы двигателя и его потребную мощность. Необходимо отметить, что при этих рас­четах, в отличие от. обычного аэродинамического расчета, по формулам (16. 15) определяется не потребная для горизонталь­ного полета тяговая мощность, а потребная мощность двига­теля Ne.

Применение «условной поляры» особенно удобно В тех СЛУ’ чаях, когда по результатам испытаний необходимо составить так называемые крейсерские графики длй определения рас­хода горючего, скорости, оборотов и давления наддува в гори­зонтальном полете для разных полетных весов в широком диа­пазоне скоростей и высот полета.

«Условную поляру» можно применить также для пересчета характеристик набора высоты на разных режимах работы дви­гателя. Не останавливаясь на подробностях такого пересчета, поскольку при этом используются обычные методы аэродинами­ческого расчета, укажем лишь, что — для режима набора вы-

т/в

соты следует подсчитывать по очевидной формуле

где Vi — в км/час, a Vy — в м/сек. После того как по результатам летных испытаний получена «условная поляра» для режима на­бора высоты, пользуясь ею и графиками, представленными на

фиг. 16. 18 и 16. 19, можно рас­считать режим подъема для любого полетного веса и за­данного режима работы дви­гателя. В случае значительного изменения веса самолета при наборе высоты из-за расхода горючего, расчет приходится производить методом последо­вательных приближений.

В заключение этого пара­графа рассмотрим вопрос о приведении расходов горючего при наборе высоты к стандартным условиям. Пусть при по­лете в фактических условиях на каком-либо определенном режиме работы двигателя, на­пример, номинальном, была получена зависимость расхода го­рючего при подъеме Н^н. ф от высоты полета Нр (фиг. 16.21). При полете в фактических условиях в интервале высот Mf=Hp2—HPi расход горючего равнялся А1^н. ф (фиг. 16.21). Найдем расход горючего в стандартных условиях в том же интервале Д//. Так как

XWH = Q т,

где Q — часовой расход горючего*, а Дт — время прохождения интервала АН, то

А ст QCT Дтст

где Nt может быть найдено по графикам гл. VII, а 57я = = Тст — Тф. Следовательно,

полета и по барограмме для стандартных условий, подсчитанной одним из способов, указанных в гл. X. Суммируя расходы горю­чего ДГ, С от высоты Я=0 до произвольной высоты Я, получим кривую WH. crr=f(H) для стандартных условий (фиг. 16.21). Сле­дует указать, что приведение расходов на режиме набора высоты целесообразно производить лишь для тяжелых самолетов, а для истребителей можно без особого ущерба для точности отказаться от него.

Расходы горючего при наборе высоты для измененного по­летного веса определяются либо одним из указанных выше рас­четных способов, либо по формуле

Д1Гн2 Дт2 AU7„l ДтД

где индекс «2» относится к новому весу, а индекс «1» — к исход­ному; время Дт2 набора интервала высоты Л Я для самолета с измененным полетным весом определяется одним из способов, рассмотренных в гл. X.