Допущенные ошибки, их учет и значение

Приведенное простое перестроение кривой вертикальных скоростей учитывает основную допускаемую методом плотностей ошибку от влия­ния температуры, доходящую в наших условиях для скороподъемности и потолка самолета до 15°/0 и выше. Однако перестроение это содер­жит в себе две принципиальные ошибки.

Мы считали, что обороты мотора при всяких температурных усло­виях остаются одинаковыми, так как коэфициент Л = — верен только

N о

в том случае, если N0 и Nj даны при одном и том же числе оборотов.

Разбирая поведение винтомоторной группы при работе на месте в летних и зимних условиях, мы выяснили, что одинаковое число обо­ротов мотора не может быть сохранено при резко разнящихся темпера­турных условиях. Следовательно, какую-то ошибку мы допустили.

Далее мы переносили вертикальные скорости самолета с одной высоты полета на другую на том основании, что измеренная в полете фактиче­ская мощность мотора в стандартных условиях не соответствует той высоте, к которой приведены вертикальные скорости. Другими словами, мы переносили вертикальные скорости с одной высоты на другую, руко­водствуясь только располагаемой мощностью, забыв о том, что на новой высоте и потребная для полета мощность другая.

Как известно из аэродинамики, вертикальная скорость самолета про­порциональна не располагаемой мощности винтомоторной группы, а из­бытку располагаемой мощности над потребной:

ДА-75 G ‘

где G — вес самолета, и Л N =NP — N„ .

Погребная для полета мощность

М) = р CXS V3

зависит от плотности воздуха и поэтому с высотой изменяется. 58

/V, = м, З-

Подставив полученное знечение Л^ в формулу (25), имеем:

Л^Я ( М2

*a~UJ ’

Из фиг. 17 видно, что мощность Л/3 есть та же фактическая мощность мотора Л/ф, о которой мы говорили выше при учете влияния темпера­туры на работу мотора, допуская одно и то же число оборотов мотора для зимних и стандартных условий. При одних и тех же оборотах мо­тора п2

Л/ф = Л/jj TVq *^4ф и Л/g = Л/д ■ Дет»

Подставив это отношение в формулу (28) имеем:

/Мг

А„ n2j ’

или

Сравнивая формулу (26) с формулой (29′), видим, что

Выведенная формула (30) справедлива для мотора с прямолинейным законом изменения максимальной мощности по оборотам на режиме подъема. Поэтому, прежде чем ее применить, надо проверить пригод­ность формулы по снятой на станке внешней характеристике мотора.

В общем случае закон изменения мощности мотора по оборотам

Пример, Для мотора BMW-V1

Цифровые данные для величин

НИЗІ И стандартних УСЛОВИЯХ Производится при ОДНОЙ И ТОЙ же X —

nsiJ

Строго говоря, это не совсем верно, ибо режим наивыгоднейшего подъ­ема определяется не Х = const, а наибольшим избытком располагаемой мощности над мощностью потребной.

Раснологаемая мощность мотора изменяется с изменением темпера­туры.

Следовательно, изменяется и наивыгоднейшая для режима максималь­ного подъема скорость по траектории полета. Однако практически можно считать ее одинаковой как для зимних, так и для летних условий.

Так вот, если лететь с этой постоянной для зимних и летних условий наивыгоднейшей скоростью подъема, режим полета, характеризуемый

X = — const, не будет соблюдаться, так как обороты мотора в зимних

TlsU

стандартным условиям надо ввести поправку на несоблюдение режима X = const.

На основании анализа аэродинамических расчетов нескольких самоле­тов различных систем т. Горощенко считает возможным принять для величины Лет—Лф — 0,06 поправку на несоблюдение режима X —const равную 0,0025,

Таким образом суммарная поправка Д5 к определенной выше вели­чине В для Лст — Лф = 0,06 будет:

Д В = 0,0075 — f 0,0025 = 0,01.

Принимая прямолинейный закон изменения ДR в зависимости от Аст—Лф (что допустимо ввиду малых значений ДВ), получаем график фиг, 19.

Суммируя все изложенное, находим, что влияние температурных

факторов на работу винтомоторной группы может быть учтено коэфициентом Вф, равным

_3 ..

/А 3—*

Яф = В + ДВ = Лст J + ДЯ. (33)

Выше на фиг. 16 мы перестраивали кривую вертикальных скоростей Н=/(/У), пользуясь кривой Аф. Очевидно, что для того, чтобы учесть допущенные в этом перестроении ошибки, надо на том же графике вместо кривой Лф по И построить кривую Вф по И и по ней сделать аналогичное приведенному перестроение вертикальных скоростей.

Вычисление Вф удобно вести по табл. 7.

Таблица 7 LJ ** ст М Лт Лф Ла Ч£Г Лет Лф ЬВ *Ф —1000 1,127 1,030 0,915 0,888 1,000 0,097 0,016 1,016 0 1,000 0,930 0,930 0,907 0,907 0,070 0,012 0,919 1000 0,886 0,826 0,932 0,909 0,805 0,060 0,010 0,815 2000 0,781 0,733 0,938 0,917 0,716 0,048 0,008 0,724 3000 0,685 0,643 0,939 0,918 0,629 0,042 0,007 0,636 4000 0,598 0,562 0,940 0,920 0,550 0,036 0,006 0,556 60С0 0,518 0,487 0,941 0,921 0,476 0,031 0,005 0,481 6000 0,445 0,420 0 914 0,925 0,411 0,025 0,004 0,415

Таким образом все приведение вертикальных скоростей самолета к стандартным условиям с учетом влияния температурных факторов на работу винтомоторной группы но методу т. Г’орощенко сводится к следующему.

1. Общепринятым у нас методом Мизеса или другим способом, не учитывающим влияния температуры, строим кривую вертикальных ско­ростей ц по высоте Н.

2. По записанным в полете давлению и температуре вычисляем Лф (табл. 5) и строим кривую Лф по стандартной высоте (фиг. 20), там же наносим кривую Лст.

3. Пользуясь кривыми Аф и Лст и графиком зависимости ДВ от

(

А 3~*

-f-ДВ. Кривую Вф

по высоте И наносим на график фиг. 20 и по ней делаем перестро­ение вертикальных скоростей точно так же, как это мы делали выше, пользуясь кривой Лф на фиг. 16.

4. По перестроенной кривой «=/(#) определяем потолок и скоро­подъемность самолета.

Пример. На правом графике фиг. 20 мы имеем полученную в результате обработки данных полета обычным методом кривую вертикальных скоростей и по Н (нанесена пунктиром).

Вычисления Лст даны в табл. 4. Вычисление Аф ведем по табл. 5, а вычи­сление Вф — по табл. 7. Полученные кривые Лст, Аф наносим на левый график фиг. 20. Начинаем перестроение кривой и = /(//). При Вф = ЛСТ = 1,0 мы имеем разницу высот 850 м, так как Вф =1,0 соответствует высоте—850 м, а Асг = = 1,0 — высоте /7=0. Следовательно, вертикальную скорость самолета, соответ­ствующую высоте —850 м, надо перенести на высоту /7 = 0. На правом гра­фике фиг. 20 находим, что на высоте 850 м и = 10,2 м/сек Переносим ее на /7 = 0.

При /?ф = Лет = 0,7 мы имеем соответственно высоты 2200 м. и 2800 м На высоте 2200 м и = 6,7 м/сек. Переносим эту скорость на высоту 2800 м.

Перестроив таким же образом еще ряд точек, получаем новую кри­вую и — /(/7). На фиг. 20 эта кривая нанесена сплошной линией.

Сравнивая старую и новую кривые, находим, что теоретический по­толок самолета после учета влияния температурных условий на работу винтомоторной группы увеличился с 8000 до 8400 м) т. е. на 400 м.

На фиг. 21 нанесены барограммы, вычисленные по обеим кривым и =/(/7): пунктирная — без учета, сплошная — с учетом температурных факторов. По ним видно, что время подъема самолета на 3000 м без поправки равно 6,75 мин., в то время как с поправкой на влияние темпе­ратуры это время равно 6,1 мин. Время подъема самолета на 5000 м без поправки—14,9 мин., с поправкой—12,9 мин. Выражая в процентах, получаем величину поправки на потолок 5,0°/0. а на скороподъемность на 5000 м—15,5°/0. Поправки эти слишком значительны, чтобы ими пренебрегать.

При описании метода пересчета мы все время говорили о зимних условиях испытания. Приведенный пример тоже взят из зимних испы­таний. Формулы (9) и (21) показывают, что при высоких температу­рах наружного воздуха, т. е. в летних условиях испытания, картина получится обратная. Если при зимних испытаниях, пользуясь методом Мизеса, мы получаем преуменьшенные летные данные самолета, то при летних испытаниях мы, наоборот, получаем преувеличенные потолки и

скороподъемности. Поэтому учет влияния температуры на работу винто­моторной группы следует делать как при приведении к стандартным условиям результатов зимних, так и летних испытаний.

Учет влияния температурных условий на максимальную скорость самолета

Описанными в главе 4 способами мы находим максимальную ско­рость самолета у земли и на высотах без учета влияния температуры на работу винтомоторной группы. Измеренную в полете скорость мы просто относим к той высоте, которой соответствует плотность воздуха, имев­шаяся при испытании и определяемая по формуле:

у = 0,4645 pj.

Из изложенного выше видно, что такого простого приведения скоростей самолета к стандартным условиям недостаточно. Основной цели приведения летных данных самолета к стандартной атмосфере — сравнимости результатов летных испытаний, произведенных в различные времена года, — мы не достигаем. Поскольку изменение мощности мо­тора, происходящее по формуле

при изменении температуры наружного воздуха не поспевает за измене­нием плотности воздуха в стандартной атмосфере, происходящим по формуле (9), зимой мы будем иметь преуменьшенные значения макси­мальных скоростей самолета, а летом, наоборот, преувеличенные.

Для введения поправки на температуру вспомним метод аэродинами­ческого расчета по оборотам. Он наиболее удобен, так как и обороты мотора и скорости полета мы легко можем измерить в полете.

5 A Vann. 429

При определении горизонтальных скоростей (максимальной, мини­мальной и промежуточных между ними) на какой-либо высоте мы по­лучаем кривую V = f(ti) зависимости скорости полета от оборотов мотора (см. фиг. И). Это и есть кривая потребных для горизонтального полета оборотов. Чтобы определить максимальную горизонтальную скорость самолета методом оборотов, надо получить еще кривую располагаемых оборотов.

Для этого на той же высоте, на которой снята кривая потребных оборотов, производим ряд полетов на полном газу с различными нак­лонами траектории полета и записываем для каждого наклона скорость по траекторин V и обороты мотора п.

Фиг. 23.

Наносим полученную кривую располагаемых оборотов пр на график фиг. 22 (пунктирная кривая). Там же наносим кривую пп. Пересечение кривых пр и п„ дает величину максимальной горизонтальной скорости самолета Кф, фактически полученной в полете и отнесенной к стандарт­ной высоте по плотности воздуха у без учета изменений в работе мотора.

Кривая па — /(V) от мотора не зависит. Поэтому она верна как для зимних, так и для летних испытаний. Другое дело кривая np = f(V). При одной и той же плотности воздуха у, но при различных р и Т располагаемая мощность мотора различна, а следовательно, различны и располагаемые обороты мотора.

По формуле (29) на какой-либо высоте для X — const мы имели:

откуда

Здесь П[—фактически снятые в полете обороты мотора, отнесен* ные к определенной стандартной высоте по плотности воздуха у, т. е. обороты нашей кривой /гр = /(V); п2 — обороты мотора при р и Г, соответствующих стандартной атмосфере.

Следовательно, пользуясь формулой (34), мы можем перестроить нашу кривую ир —/((/) для стандартных условий с учетом влияния температуры. Для этого берем какое-либо число оборотов на кривой "Р =/(V) и подставляем его в формулу (34) вместо Величины Аст и Аф для различных высот вычислены выше. Полученное в результате вычисления число оборотов п2 откладываем на той же X, для которой взято nt (см. перестроение на фиг, 22). Перестроив таким образом ряд точек кривой лр =/(!/), получаем новую кривую располагаемых обо­ротов (на фиг. 22 нанесена сплошной линией). Пересечение этой новой кривой с кривой потребных оборотов дает максимальную скорость са­молета Wr, скорость, приведенную к стандартным условиям с учетом влияния температуры на работу мотора.

Как мы уже указывали выше, показатель степени 0,5 в формуле (34) верен только для моторов с прямолинейным законом изменения мощности по оборотам на интересующем нас участке внешней харак­теристики. Для других моторов надо подобрать соответствующий их внешней характеристике показатель степени.