ОПРЕДЕЛЕНИЕ ГРАНИЦЫ ВЫСОТНОСТИ ДВИГАТЕЛЯ

Как определяется граница высотности двигателя, установлен­ного на самолете, было указано в гл. X. В случае, если граница высотности оказывается ниже расчетной, возникает вопрос: где скрыта причина этого — в двигателе и его нагнетающей системе или во всасывающем канале самолета. Иначе говоря, надо ре­шить вопрос: является ли истинная граница высотности двига­теля (без всасывающего канала) ниже расчетной, соответствую­щей техническим условиям, или всасывающий канал имеет слиш­ком большие гидравлические сопротивления и скоростной напор используется плохо.

Этот вопрос решается при помощи той же аппаратуры, кото­рая была указана в предыдущем параграфе. На горизонтальных площадках на разных высотах і выше границы высотности изме­ряются: скорость полета V, давление атмосферного воздуха рн, полное давление р10 в конце канала, на входе в нагнетатель, и давление рк на входе в двигатель.

По этим данным вычисляют адиабатический перепад темпе­ратур в нагнетателе:

При этом температура торможения на входе в нагнетатель вычисляется по обычной формуле

^10 — +

где V — в км/час.

Величина Л Гад изменяется: весьма мало, так как режим на — гнетателя изменяется мало. Зная эту величину, легко подсчи­тать для ряда высот значения рк ст в условиях стандартной атмосферы, которые получились бы при выключении регулятора постоянства давления

k

(18.10)

Построив значения рк ст в зависимости от высоты (фиг. 18.2) и отметив на этой кривой точку с заданным значением рк рег, по­лучим границу высотности в стандартных условиях для двига­теля без скоростного наддува.

Если передавать давление рю прямо на высотомер или баро­граф, можно значительно упро­стить все вычисления. На фиг. 18. 3 приведена номограмма, позво­ляющая найти Л Гад в стандартных условиях по заданным Нр и рк. Но ­мограмма построена по уравне­нию (18. 10). Пользоваться номо­граммой нужно следующим обра­зом. Зная показание Нр высотоме­ра (с инструментальной поправ­кой), соответствующее давлению перед нагнетателем, и давление рк, полученные в полете, находим по номограмме ДГад. ф, т. е. то фиктив­ное значение этой величины, которое получилось бы, если бы температура перед нагнетателем равнялась Стандартной темпе­ратуре, соответствующей высоте Нр. Полученное значение исправ­ляем по формуле

ДТад=ДГад. ф^.

* СТ

Кривая на номограмме, соответствующая этому значению А Гад, и дает зависимость р&ст от Нр в условиях стандартной атмосферы для двигателя без всасывающего канала и скорост­ного наддува. Достаточно дальше на этой кривой найти точку, соответствующую регулировочному значению ри per* чтобы полу­чить границу высотности двигателя.

Легко определить границу высотности двигателя по той же методике и при наземных испытаниях. Для этого достаточно при­соединить на входе во всасывающую систему специальный дрос­сель, позволяющий постепенно понижать давление перед на­гнетателем. Дроссель такого типа легко сделать на любом за­
воде. Установив заданные обороты двигателя (для этого иногда приходится облегчать винт), дросселем постепенно понижают давление на входе в нагнетатель. Замеряются те же величины, что и в полете. Замеры нужно делать только при таком дроссе­лировании, когда давление за на­гнетателем станет ниже регулиро­вочного (заслонка нагнетателя бу­дет полностью открыта). Метод обработки тот же, что и в случае испытаний в полете. Роль темпе­ратуры перед нагнетателем играет температура наружного воздуха. При испытании необходимо тща­тельно следить, чтобы вследствие разрежения не произошло дефор­мации канала.

Если на двигателе имеется фильтр-пылеочиститель, очень удобно воспользоваться этим агрегатом как дросселем; для этого сетка фильтра оклеивается полосками перкаля. Постепенно отдирая эти полоски, можно

получать различные разрежения перед нагнетателем.

На фиг. 18.4 представлена кривая Pk—f(H), полученная ука­занным выше путем на одном самолете.