Обороты мотора при пробе на месте
Разбирая работу винтомоторной группы на месте, мы установили, что максимальные обороты мотора изменяются с изменением атмосферных условий окружающего воздуха. Поэтому значительный практический интерес представляет возможность перехода от оборотов, которые получаем при пробе мотора на месте, к оборотам в стандартных условиях на уровне моря, т. е. при давлении воздуха р~ 760 мм рт. ст. и температуре / = —j—15°Ц. Это дает нам критерий для суждения об исправности работы мотора, так как обороты, полученные при любых атмосферных условиях, мы можем привести к одному и тому же постоянному для данного типа мотора числу оборотов на стандартном уровне моря.
Займемся определением этой зависимости между максимальными оборотами мотора при различных атмосферных условиях.
Нанесем па фиг. 23 внешнюю и винтовую характеристики мотора при р — 760 мм рт. ст. и ^ = -[- 15° Ц (сплошные кривые). Там же нанесем внешнюю и винтовую характеристики мотора (пунктирные кривые) при каких-либо других атмосферных условиях, например, зимой.
у
Так как при пробе на месте скорость самолета V —0, то и X = — ^ — О
в обоих взятых нами случаях. Следовательно, обе винтовые характеристики построены для одной и той же Х=0 и они не совпадают только из-за разных плотностей воздуха.
Из нанесенных характеристик видно, что при пробе зимой на пол-
НПМ Открытии дросселя мотор развивает максимальную мощность /Уф при оборотах Лф.
На уровне моря в стандартных условиях этот же мотор развивает максимальную мощность /VCT при оборотах лст. При одних и тех же оборотах «ф мощность /Уф = /У1Лф. Но при допущении прямой пропорциональности между мощностью и оборотами
Пользуясь формулой (35), мы всегда можем привести получаемые при пробе мотора обороты к оборотам, которые давал бы этот мотор на уровне моря в стандартной атмосфере. Величина
Ро Yo где
Yo—плотность воздуха при р0 = 760 мм рт. ст. и /0 = -}-15оЦ, а уі = = 0,4645 — , где р и Т—давление и температура воздуха в день пробы мотора.
Величина 4ф *= 1,11 2-у Ь.
для Yj,
68
При ме р. Для наглядности разберем тот же случай, который мы рассматри" вали в начале изложения метода, при разборе работы винтомоторной группы на месте. Там условия были такие: при р0 = 7в0 мм рт. ст. и t = +15* Ц мотор дает 1500 об/мин; зимай же при р1 — 750 мм рт. ст. и ^ = ~15*Ц он дает только 1470 об/мин. Спрашивается, развивает ли мотор при этих зимних условиях свою полную мощность, или же падение оборотов вызвано неисправностью мотора.
/ Д ,5
Проверим ЭТО, пользуясь выведенной формулой (35) п = Лф ( ) .
— ‘•111 yVr,-0•,,1 “ >•>1Vm1 = [2]-05;
То = 1,225 кг/м*; Ь = 0,4645= 0,4645 = 1>[3] w/л*.
/ j ZOO
Го 1,225 ’
/ Д ,5 / 1 1 ,8
ПЛ) “ [4]Ы об/ми».
т. е. мотор, развивая при данных зимних условиях 1470 об/мин, дает полную свою мощность. Если при этих же условиях он развивал бы меньшее число оборотов, допустим 1450 об/мин, то
/ Д ,5 / 1 1 ,б
= = 1450 (ш) 1=1480 °б““»
против 1500 об/мин, максимальных при нормальной его работе.
Следовательно, в последнем случае налицо недодача мотором оборотов, причина которой объясняется неисправной работой мотора.
На этом мы заканчиваем изложение метода, предложенного Б. Т. Го — рошенко. Изложение наше немного отлично от такового, данного самим автором, но сущность метода и основные доказательства сохранены в точности.
4. Новый метод приведения летных данных к стандартным
условиям
Изложенный метод определения скороподъемности самолета, включающий в себя метод Мизеса и метод, предложенный инж. Б. Т. Горо — щенко для учета влияния температуры воздуха, дает хорошее совпадение результатов зимних и летних испытаний. Но метод этот довольно громоздкий, так как требует значительной вычислительной работы. В настоящее время инж. М. А. Тайц предложил новый метод приведения результатов летных испьпаний к стандартным условиям,1 представляю-
|
где с — некоторая постоянная. Тогда Nfi s* Acnk. Приравнивая мощность, развиваемую мотором, к мощности, щаемой винтом, имеем: |
|
NH = Аспк = рря*0й = р0Дрл3/)5, Д-Р. Ро А *= рДя3-*, |
ИЛИ
^р (")3’4 и,3"4 =Л(^ К,) . (39)
Уравнение (39) показывает, что при одном и том же значении
i-fe
, —2 у
ДА отношение — есть функция только индикаторной скорости самолета VДалее — —^4^. Следовательно. яі/"Д есть тоже
‘ п fifi /іуд
функция только Vr
При установившемся подъеме
46)
(40) где а — коэфициент тяги винта,
D — диаметр винта,
cos 0 принят равным единице.
Так как sin6 = y (см. фиг. 27), a р0Уо =риу£, то
. . . „г/д “Ро (f)W-C^SV? (41)
ш» = у—^j- =—————————— о———————
Уравнения (40) и (41) показывают, что для одного и того же веса самолета
“VД=Л(“. V,). (42)
В горизонтальном полете uY^ — ^t и уравнение (42) примет вид:
h[-n>v)=°- оз)
Уравнения (39) и (43) показывают, что индикаторная скорость самолета при одном и том же весе самолета в горизонтальном полете на
і—а
полном газу есть функция только ЛД 2 . Это дает нам право отнести индикаторную скорость самолета Vif полученную в полете при каком-то
значении ^ЛД 2 ^ , к той высоте, которой данное значение ^ЛД 2
соответствует о стандартных условиях. В предлагаемом методе на этом основано приведение максимальных горизонтальных скоростей к стан* дартным условиям.
1-А
Пример. Прежде всего сгроим кривую величины А Д 2 по высоте И в стандартных условиях для значения k, соответствующего внешней характеристике данного мотора (фиг. 24). Величина Лст вычислена раз навсегда и дана в табл. 4 (стр. 56). Относительную плотность Д берем из таблиц MCA.
|
Таблица 8
|
В таблице 8 в первых четырех графах занесены полученные в полете при измерении максимальной скорости на различных высотах давление воздуха р, его абсолютная температура! Г, максимальная индикаторная скорость самолета Vt и обороты мотора п,
t—k
Для определения имевшей место в полете величины (ЛД 2 )ф вычисляем по формуле (9′) Д =0,379 у и по формуле (20)
А = Мтр _0>п(графЬ1 5_ 6).
1-А
По полученной величине (ЛД 2 )ф на кривой фиг. 24 находим соответствующую ей стандартную высоту //ст, а по таблицам MCA — соответствующую этой высоте относительную плотность воздуха Дст. Теперь индикаторная скорость самолета Vt и величина п |/Д уже отнесены к стандартной высоте. Остается определить действительные скорости самолета и обороты мотора. Они определятся по формулам:
Vj_
УЧт
|
„ — яV* ЯСТ — Гу—— . V Аст Кет и обороты |
Автор метода на примере показывает, что показатель степени k я формуле (36) можно с достаточной для практических целей точностью считать равным единице. Тогда
і-ft 1-і
АД 2 — АД 2 = А,
что значительно упрощает приведенный пересчет.
На фиг. 25 и 26 показаны кривые 2 такого упрощенного пересчета для k = 0,526. Так как величина k для современных моторов колеблется от 0,7 до 1,0, то обычно точность приведения к стандартным условиям упрощенным методом большая, чем показывают кривые 2, и допускаемая при этом ошибка не выходит за пределы точности испытаний.
|
Фиг. 26. |
Приведение вертикальных скоростей по этому методу основано на допущении, ЧТО при подъеме COS 6г»1.
Сходимость результатов обработки вертикальных скоростей различными методами показывает, что допущение это возможно.
Из уравнений (39) и (43) видим, что, если упод есть функция
1-ft 1-fe
только ЛД 2 , то и и Уд есть функция только ЛА 2 . Точно так
же И величина п Уд €СТЬ функция только этой величины. Другими словами, так же, как и в горизонтальном полете, мы имеем право отнести полученные в полете и Y& И Л Уд к той высоте, которой в стандартных условиях соответствует имевшая место в данном полете величина
1- к
(ЛА 2 )ф, Таким образом приведение вертикальных скоростей к стандартным условиям совершенно аналогично приведению максимальных горизонтальных скоростей.
П р и м е р п р ив е д е н ия вертикальных скоростей. Пример обработки вертикальных скоростей дан в табл. 9. Как и при методе Мизеса, в 1, 2 и 5 графах записаны полученные в полете время t, давление р и температура воздуха Т. По рср и Гср определяем относительную плотность Д = 0,379 у,.
|
Таблица 9
|
|
ВІ^ = Ї7Т^ * = 0,0248 У д-д* уі |
По ЛА н кривой фиг. 1 находим fiCT и Дгт Наконец,
Как и при пересчете максимальных горизонтальных скоростей пока сліния СТЄПЄНИ k МОЖНО считать Равным единице и этим упростить вычн