С использованием “условной поляры”.

При оценке результатов летных испытаний надо иметь в виду, что летные характеристики зависят от факторов, которые

- изменяются от внешних условий,

- не изменяются от внешних условий и

- не изменяются в конкретных условиях проведения испытаний.

К факторам, которые изменяются от внешних условий, относится тяга или мощность двигателя.

К факторам, которые не изменяются от внешних условий, относится зависимость коэффициента подъемной силы С_Y и коэффициента сопротивления С_X от угла атаки a и, как частный случай этой зависимости - поляра самолета С_Y = f(С_X), при конкретной конфигурации самолета.

К факторам, которые не изменяются в конкретных условиях проведения испытаний, можно отнести коэффициент сцепления, коэффициент качения и др.

При обработке материалов летных испытаний рекомендуется использовать методы теории вероятности, в частности, методы регрессионного анализа.

Поскольку определение истинной поляры самолета процесс весьма сложный, то удобно воспользоваться способом определения так называемой “условной поляры”.

Суть этого метода можно рассмотреть на примере определения градиентов набора высоты самолета с турбореактивным двигателем.

В соответствии с принятыми правилами в формуляре каждого двигателя, установленного на самолет, представляется величина тяги на различных режимах в зависимость от частоты оборотов N (компрессора, турбины, вентилятора или другого элемента двигателя). Эта зависимость позволяет определить тягу в стандартных условиях при скорости (или числе М), равной 0.

При проведении летных испытаний определяется фактическая частота оборотов двигателя - N_ф на каждом режиме при температуре наружного - Т_ф, атмосферном давлении - р_ф, скорости - V_i, полетном весе - G.

Далее последовательность действий такова.

(1) Определяется приведенная частота оборотов для конкретных условий

 

^, (1)

(2) По графику зависимости тяги от частоты оборотов конкретного двигателя определяем тягу R_пр для N_пр, так, как в стандартных условиях

 

R_ф = R_пр. (2)

 

(3) Тяга двигателя R_ф в фактических условиях (отличных от стандартных) при М=0 равна

R_пр = R_ф , где (3)

- фактическое атмосферное давление.

(4) В соответствии с высотно-скоростными характеристиками двигателя определяется изменение фактической тяги двигателя по скорости (или числу М) и находится значение R_ф на скорости V_i (R_фV).

(5) Из-за потерь на входе при установке двигателя на самолет его тяга уменьшается по сравнению с тягой, полученной на стенде. Эти потери, как правило, составляют 3...7%. Используя значение потерь, полученных путем расчетов или продувок (если нет возможности определить их значение опытным путем на самолете), можно определить величину тяги при проведении испытаний. Тяга двигателя, установленного на самолет, составляет h=(0.97...0.93) от тяги, полученной на стенде.

(6) Теперь имеются данные для определения значений С_Y и С_X:

- G - вес самолета,

- V_i - индикаторная скорость,

- h R_фV - тяга двигателя,

- h_н - градиент набора высоты,

- S - площадь крыла.

 

, (4)

(5)

Учитывая, что , (6)

зависимость С_X = f () графически представляет прямую линию.

Таким образом можно построить так называемую ”условную поляру”, которая зависит от выбранной величины h. Обязательным условием определения градиентов набора высоты в условиях, отличных от тех, при которых проводились испытания, является использование тяги двигателя с учетом потерь, которые учитываются коэффициентом h. Обработка результатов полетов, выполненных в стандартных условиях при низких и высоких температурах наружного воздуха, на различных высотах позволяет повысить точность определения ”условной поляры”.

Аналогичным образом можно построить ”условную поляру” для самолетов с поршневыми двигателями и ТВД. При этом надо учесть, что дополнительным условием при обработке результатов летных испытаний является учет коэффициент полезного действия (КПД) воздушного винта.

Некоторые используемые в отечественной практике формулы по определению мощности и тяги двигателя приведены ниже.

(7) Мощность (л.с.) на валу двигателя

, (7)

где

- замеренный крутящий момент на валу двигателя,

n - обороты вала двигателя,

- передаточное число редуктора.

(8) Мощность двигателя на земле в стандартных условиях

, (8)

где

- измеренная мощность двигателя (л.с.) при температуре наружного воздуха Tн (^оС) и давлении (мм рт.ст.).

(9) Мощность двигателя на высоте Н (м) определяется по высотно-климатической характеристике или по формуле

 

, (9)

где

, (10)

где

DТ_н - разница между температурой воздуха на входе в двигатель на самолете и температурой наружного воздуха T_н.

(10) Полезная тяговая мощность (л.с.)

, (11)

где R - тяга двигателя в кгс определяется по формуле

 

, (12)

 

a_в - коэффициент силы тяги, зависящий от угла атаки лопастей и их формы,

- плотность воздуха,

- частота вращения воздушного винта,

D - диаметр воздушного винта.

(11) Тяга двигателя R_H (кгс) на высоте Н

, (13)

где

R₀ - тяга в стандартных условиях на уровне моря,

_н - плотность воздуха на высоте Н,

₀ - плотность воздуха в стандартных условиях на уровне моря.

 

Поляра самолета может быть определена при работе двигателя(ей) на режиме малого газа. Тяга малого газа турбореактивного двигателя определяется по характеристикам, представленным Изготовителем этого двигателя.

Для двигателя, имеющего воздушный винт, рассчитывается частота вращения при нулевой тяге с использованием кривых, определяющих коэффициенты тяги воздушного винта (С_т) в зависимости от скольжения воздушного винта (l), коэффициента мощности (С_р) и угла установки лопасти (b_в) или учитывается изменение тяги двигателя по скорости на режиме малого газа.

Взлет. При выполнении взлетов на сухой ВПП можно считать, что коэффициент качения (f_к), С_Yр и С_xр являются постоянными величинами (до скорости V_R для самолета с передней стойкой шасси и до скорости (0.9...95) V_LOF для самолета с хвостовой опорой).

Значение коэффициента f_к можно определить при прокатке автомобилем самолета по ВПП, связанных водилом с динамометром, со скоростью 2..5 км/ч, в противоположных направлениях.

При обработке материалов испытаний по определению взлетных характеристик, используются исправленные значения перегрузок n_x , записанные перегрузочным прибором, установленным на самолете, или достоверные значения перегрузок, полученные другими способами.

Определение величины тяги двигателя по скорости, аналогично приведенному выше. Кроме того, можно проверить значение фактической тяги при скорости, близкой к 0, -

R_ф0 = G (f_к + n_x) (14)

Избыток тяги при разбеге самолета на взлете ( R_ф) равен

R_ф= R_ф - (С_xр -f_к С_Yр) q S- f_к G, (15)

где

R_ф - текущее значение тяги двигателя(ей),

q - скоростной напор,

S - площадь крыла.

Используя методику определения тяги, изложенную выше, можно рассчитать “условные” значения С_Yр и С_xр.

В качестве примера приводится метод определения взлетных и посадочных характеристик, при котором используются записи на КЗА оборотов колес, и метода интегрирования продольной перегрузки n_x.

При движении самолета на взлете до скоростей (0.7...0.8) V_LOF периметр колеса шасси изменяется линейно в зависимости от нагрузки на это колесо. Связь между параметрами колеса и нагрузкой определяется по формуле

, (16)

где

Р_ш - давление воздуха в шине колеса, кгс/см²,

Р_р - давление в шине, при котором она разрушается (при отсутствии этого параметра принимается Р_р = 4Р_ш), кгс/см²

w - ширина шины, см,

d - диаметр шины, см,

d - обжатие шины под действием нагрузки на колесо N_к.

Примечание. Пользоваться формулой можно до значений величины .

При , связь между нагрузкой на колесо и обжатием выражается зависимостью

, (16a)

 

 

Периметр колеса () равен

 

(17)

Во время движения самолета со скоростью 5...10 км/ч (желательно при работающем(их) двигателе(ях)) замеряется расстояние, при котором колесо делает 1...3 оборота. С помощью несложных преобразований находим обжатие колеса d и затем часть нагрузки N=f(G,V_i) от веса самолета, приходящееся на колесо.

В процессе разбега нагрузка на колесо уменьшается за счет увеличения подъемной силы самолета. Производя несложные расчеты, можно определить изменение ускорения, путевой скорости и длины разбега по времени до скорости (0.7...0.8) V_LOF, соответствующей моменту t_р.

До этого же момента t_р. можно рассчитать ускорение, путевую скорость и дистанцию разбега, используя запись продольной и нормальной перегрузок и угол тангажа самолета.

Перегрузка n_x= n_xсп cos + n_усп sin , (18)

где

n_xсп и n_усп - текущие значения продольной и нормальной перегрузок, полученных с бортового самописца,

- текущие значения угла тангажа.

Если характеристики взлета до момента t_р, рассчитанные этими двумя способами, отличаются друг от друга, то находится величина погрешности к параметрам, определенным по бортовым самописцам, которая позволяет минимизировать эти отличия. После этого можно рассчитать ускорение, путевую скорость, дистанцию разбега и взлетную дистанцию до высоты 15 м по данным бортовых самописцев. При этом определяются аэродинамические поправки на этапе разбега, отрыва и полета вблизи земли.

Полет. Одновременно с “условной” полярой в полете можно выполнить режимы, при обработке которых строится зависимость коэффициента подъемной силы крыла С_Y от угла атаки самолета a.

Предварительно на земле самолет вывешивается так, чтобы подольная ось самолета находилась в горизонтальном положении. В этом положении определяется угол установки датчика угла тангажа - n.

В полете выполняются горизонтальные площадки, “зубцы” (наборы и снижения) при различных скоростях.

Угол атаки самолета определяется следующим образом

a=n+ n-q+a_з, (19)

где

n - угол тангажа, записанный самописцем,

q - угол наклона траектории,

a_з - угол заклинения крыла - угол между продольной осью самолета и корневой хордой крыла.

По результатам полетов строится зависимость С_Y от a для всех конфигураций, и во всем диапазоне режимов работы двигателя(ей).

Если имеются достаточно надежные данные по траетории движения самолета при выполнении торможений до сваливания, то можно использовать эти режимы для определения звисимостей С_Y = f(a) и С_X = f(С_Y), вплоть до сваливания.

Посадка.

Так же как при взлете, при посадке на сухую ИВПП можно считать, что величина силы торможения колес F_к и значения коэффициентов С_X и С_Y на пробеге величины постоянные. Поэтому, выполнив посадки с использованием только торможения колес и с использованием только торможения колес во второй половине пробега, можно (с учетом величины тяги двигателя(ей) на пробеге) определить значения С_X и С_Y, а также силу торможения колес F_к в зависимости от скорости.

Значения С_X и С_Y определяются, на участке, где не используется торможение колес, тем же способом, что и при взлете.

На участке, где используется торможение колес, необходимо учитывать, что расстояние, пройденное самолетом за время одного оборота заторможенного колеса теоретически больше периметра незаторможенного колеса.

Значение F_к при скорости, близкой к 0, легко определяется по значению продольной перегрузки с учетом тяги двигателя. Изменение силы торможения колес F_к по скорости можно оценить при учете С_X и С_Y, соответствующих посадочной конфигурации.

 

 

Приложение 3

 

 

Планирование и проведение летных испытаний