Определение потолка самолета

После этого испытания переходим к определению потолка самолета при различных комбинациях моторов. Испытание начинаем с минималь­ной нагрузкой. Постепенно нагрузку самолета увеличиваем до нормаль­ной. Это испытание имеет целью определить профиль полета самолета с остановленным одним или несколькими моторами в зависимости от полетного веса самолета.

Кроме того, здесь необходимо выяснить и такие вопросы, как по­ведение самолета (его траектория) после остановки мотора на высотах, больших, чем потолок при данной комбинации работы моторов, и сни­жение на виражах.

Все эти вопросы имеют большое практическое значение. Для иллю­

страции приведем пример rpyntioeoro полета. Допустим, что у одного из самолетов отказал из-за неисправности один мотор. Высота, на ко­торой летит вен группа, выше потолка для случая с одним остановленным мотором. Но самолет этот может лететь горизонтально с этим же по­летным несом на меньшей высоте, или же на той же высоте, но с уменьшенной нагрузкой. Зная изменения потолка в зависимости от по­летного веса самолета при одном остановленном моторе, и в соответствии с обстановкой, комантир группы может принять решение: или сбросить часть нагрузки с этого самолета, оставив его тем самым в строю группы, или же разрешить ему снизиться на необходимую для горизонтального полета высоту для исправления выбывшего мотора, сохраняя, таким об­разом, полезную нагрузку этого самолета для выполнения возложенного на него задания.

7. Снятие поляры самолета в полете

Методика определения поляры самолета в полете и первые опыты по ней у нас принадлежат Секции летных исследований Экспериментально­аэродинамического отдела ЦАГИ х.

По принятому нормальному метолу снятие поляры производится во время планирования самолета с остановленным винтом. Напишем уравне­ния установившегося планирования самолета (фиг. 94):

Р= Cyp5V3= Gcos6 — 1

Q = CxpS V’[11] — О sin 6 Ф cos (а-{- (і), |

где Су и Сх — коэфициенгы подъемной силы и лобового сопротивления всего самолета без винта,

О — угол планирования, а, р, — те же углы, что и на фиг. 80.

Для обычных летных углов атаки cos(a-f-p) можно принять равным единице ввиду малых величин этих углов, а Osin (a4-(5), ввиду малых
величин тяги при планировании, равным нулю. Тогда система уравне­ний (94) примет вид:

Cvp$ V2 = G cos 9,

Сдр5 V2 = G sin 6 -|~ Ф*

л __ О cos О у’~ p$V* *

О s’n О Ф pSV? ‘*"pSl? a

G sin 0 pSV*

+ C*v

или, разделив оба уравнения на pSV2, получим:

Здесь C. —коэфициент сопротивления винта и. как известно, он равен:

в

Г — ф__ aD* 0jr« pS Vя " /А9 ’

(97)

где а — коэфициент тяги винта,

D — диаметр винта,

^~П~0—- К0ЭФиЧнент скорости винта.

Обозначив

G sin 8__ ,

~?SV» “ ’

Формулы (96) служат для определения С и С ‘ Формула С„ — Geos О у ‘ у р5/2 ‘веРна как для планирования, так и для подъема и горизон­

тального полета. Поэтому снятие кривой Су по а можно производить на планировании, в горизонтальном полете и при подъеме. Здесь только надо будет учесть влияние обдувки части крыльев струей винта, особенно при подъеме. Обдувка крыльев струей винта дает повышенные значения Cv против величин, полученных при планировании.

Определение угла атаки а ведется следующим образом. Как видно из фиг. 94,

а — 9 — <р.

Угол планирования 0 мы можем определить из скоростного треуголь­ника (фиг. 94):

sin0 = ", (101)

Угол <р берется по показанию уклономера. Таким образом, зная вер­тикальную скорость снижения и и скорость планирования V, мы можем определить а.

Вертикальная скорость и определяется по известной формуле (16′): Ар.13,6 ^11,11 Ар Тср-А^60 “ Дср *Д>.60‘

Скорость планирования V определяется аналогично скоростям на вы* сотах (глава 4). Таким образом все интересующие нас величины определены, за исклю­чением коэфициента сопротивления винта Сх. Коэфициент сопротивленая остановленного винта может быть подсчитан по формуле:

d2) — ометаемая винтом площадь втулки или об,екателя)

Для удобства подсчетов Сх = Сх -~ Сх положительные величины Сх

лучше откладывать вниз, а отрицательные — вверх.

Как видим, для вычисления коэфициента сопротивления винта Сх

нужно иметь характеристику винта. Отсутствие характеристики стоящего на испытываемом самолете винта, а также трудность ведения самолета на опре­деленной скорости и опре­деленных оборотах, особенно в случае многомоторного самолета, заставили приме­нить другой метод установ­ления режима работы винта, дающего нулевую тягу.

Для этой цели применя­ются так называемые интег­раторы давлений.

Интегратор давлений со­стоит из трубы с рядом от­верстий одинакового диа­метра. Для измерения давления в закрученном потоке отверстия должны быть заменены трубками Пито, которые менее чувствительны к изме­нению углов поїока. От всех трубок Пито давление передается на один

общий манометр.

Интегратор давлений уста­навливается за винтом. Его положение на самолете и рас­пределение трубок по интегра­тору надо подобрать индиви­дуально дли каждого самолета и каждого винта эксперимен­тальным путем так, чтобы ма­нометр показывал действитель­но среднее давление за вин­том. Тогда разность между средним давлением за винтом и давлением перед винтом, пом­ноженная на ометаемую винтом площадь, даст тягу винта.

При испытании самолета на снятие поляры обороты вин­тов регулируются так,* чтобы манометры интеграторов показывали нуле­вую тягу каждого винта.

Кривые Су и Сх по а, полученные из планирования с остановленным винтом, показаны на фиг. 97. Там же для сравнения показаны кривые, полученные в аэродинамической трубе при продувке модели самолета.

На фиг. 98 показана поляра самолета, полученная в полете, а также

для сравнения поляра, полученная в аэродинамической трубе при про­дувке модели самолета без оперення, и поляра, взятая из аэродинами­ческого расчета самолета.

Снятие поляры следует производить только при полном отсутствии восходящих или нисходящих потоков воздуха. Наличие хотя бы незна­чительного вертикального потока дает большую ошибку в определении вертикальной скорости снижения самолета нсРг а следовательно, и углов б и а.