Определение лётно-технических характеристик самолета в лётных испытаниях

1. Определение лётно-технических характеристик самолета в лётных испытаниях

Основные положения

2. Лётно-технические характеристики самолёта.

• Максимальные достижимые
скорости полета,
•Скороподъёмность во всем
диапазоне скоростей и высот
полета,
• Наивыгоднейшие скорости
набора высоты,
•Статический потолок —
теоретический и практический,
• Дальность и
продолжительность полёта,
• Расход топлива, время и путь в
наборе, снижении и ГП.
2

3. Лётно-технические характеристики самолёта.

Подготовка к проведению исследований
Исследование ЛТХ начинают после устранения всех недочётов в УУ,
после устранения недостатков всех систем, устранения всех претензий.
• Взвешивание и центровка, нивелировка,
• Проверка регулировки двигателей, контрольные гонки,
• Определение поправок к показаниям скорости и высоты.
• Оборудование СБИ, тарировка топливомеров и расходомеров,
Главные параметры в СБИ: высота (давление), скорость, число М,
температура воздуха, остаток топлива, обороты двигателей, перегрузки,
аэродинамическая конфигурация ЛА.
Специальных мер безопасности при исследованиях ЛТХ нет.
3

4. Лётно-технические характеристики самолёта.

Приведение параметров полёта к заданным условиям
Влияющие на ЛТХ эксплуатационные факторы:
1. Полётный вес,
2. Конфигурация самолёта, аэродинамические характеристики.
3. Настройки автоматики двигателя,
Влияющие на ЛТХ атмосферные условия:
1. Давление, температура, влажность.
Определяемые в полётах ЛТХ необходимо приводить к НУ, поскольку:
•все указанные характеристики сильно зависят от давления и температуры
окружающей среды;
• испытания проводятся в тех условиях, какие есть, их объединение возможно,
только если пересчитать их для стандартных условий (МСА);
• необходимо сравнение характеристик различных самолётов и различных
модификаций одного самолёта.
В основе методов приведения лежат принципы подобия режимов полёта
и подобия режимов работы ТРД.
4

5. Подобие режимов полёта самолёта.

Уравнения траекторного движения в вертикальной плоскости в скоростной
системе координат
= Px – X – G·sin θ·
m· V
m·V· θ = Py + Y – G·cosθ·
Преобразуем уравнения для случая полёта без ускорений – р ,
k
Px – c x ·S· M 2·p h – G·sin θ = 0;
2
k
Py + c y·S· M 2·p h – G·cosθ = 0;
2
Далее приводим уравнения к безразмерному виду, поделив их на S·ph:
Px
k
G
– M 2· c x –
·sin θ = 0;
S·p h
2
S·p h
Py
k
G
+ M 2· c y –
·cosθ = 0;
S·p h
2
S·p h
Получаем условия подобия режимов:
P
G
idem;
= idem;
ph
ph
M idem;
5

6. Подобие режимов полёта самолёта.

Приведённые параметры полёта
M пр М ф ;
Vпр Vф
a пр a ф
– приведённое число Маха,
a пр
Tпр
Vпр = Vф
Vф
M ф a по – приведённая скорость полёта,
aф
Tф
G пр G ф
pпр
pф
– приведённый вес (сила тяжести)
nпр = nф
– приведённая перегрузка,
pпр
Pпр Pф
pф
– приведённая тяга,
где: апр, pпр, Тпр – скорость звука, давление и температура воздуха
на высоте приведения,
pф, Тф – давление и температура воздуха на фактической высоте,
6

7. Подобие режимов полёта самолёта.

Приведённые параметры полёта
Tпр
Lпр Vпр t пр Lф
Tф
Tпр
t пр t ф
Tф
ω пр ω ф
Tф
Tст
Tпр
Vy пр Vy ф
Tф
G т пр
pпр
q пр
qф
Vпр
pф
– приведённая длина пути (дальность),
– приведённое время,
– приведённая угловая скорость,
– приведённая вертикальная скорость, или
скороподъёмность.
– приведённый массовый километровый расход
топлива,
где: апр, pпр, Тпр – скорость звука, давление и температура воздуха
на высоте приведения,
pф, Тф – давление и температура воздуха на фактической высоте,
7

8. Подобие режимов работы ТРД

M idem,
2 π R
MR idem
n
n
2 π R
ah
Th
n
idem
Th
Для двигателей с
нерегулируемыми входными и
выхлопными устройствами
при постоянной величине числа
М концевых сечений лопаток
компрессора остаются
постоянными:
• отношение как полных, так и
статических давлений в любом
сечении двигателя к статическому
давлению невозмущённого
потока,
• отношение как истинных
температур, так и температур
торможения в любом сечении
двигателя к температуре
невозмущённого потока,
• отношение скоростей и чисел М
потока в любом сечении
двигателя к скорости и числу М
невозмущённого потока,
8

9. Подобие режимов работы ТРД

Для двигателей с нерегулируемыми входными и выхлопными устройствами
при постоянной величине числа М концевых сечений лопаток компрессора
остаются постоянными:
P
ph
– величина, пропорциональная тяге
δ Q
p h Th
– величина, пропорциональная расходу топлива
где δ – коэффициент полноты сгорания топлива.
G В Th
ph
– величина, пропорциональная расходу воздуха
где: ph, Тh – давление и температура воздуха на высоте полёта,
9

10. Подобие режимов работы ТРД

n1
n
2
T1
T2
n 2 n1
откуда
P1 P 2
, откуда
p1 p2
P2 P1
p2
p1
T2
T1
– приведённые обороты
– приведённая тяга
pпр Tпр
G т пр G т ф
pф
Tфр
– приведённый массовый часовой расход
топлива,
pпр
Tф
G n пр G n ф
pф
Tпр
– приведённый массовый часовой расход
воздуха,
где: pпр, Тпр – давление и температура воздуха на высоте приведения,
pф, Тф – давление и температура воздуха на фактической высоте.
10

11. Подобие режимов работы ТРД

Для ТРД с регулируемыми входными и выхлопными устройствами
приведение оборотов и расхода топлива выполняется с использованием
зависимости тяги, расхода топлива и воздуха от высоты, скорости и оборотов
(таблицы или формулы) с учётом изменения конфигурации газовоздушного
тракта:
1.
по зависимости тяги от высоты, скорости и оборотов определяется тяга
для фактического режима полёта,
2. выбираются условия приведения,
3. рассчитывается необходимая величина приведённой тяги,
4. по зависимости тяги от высоты, скорости и оборотов методом
последовательных приближений находятся обороты для заданных
стандартных условий, при которых тяга в этих условиях равна приведённой.
Это значение оборотов является приведенным.
5. по зависимости расходов от высоты, скорости и оборотов находится
расход, соответствующий заданным стандартным условиям и приведённым
оборотам.
11

12. Общая методика методики приведения ЛТХ

Приведение ЛТХ выполняется в два этапа:
1 – к стандартным атмосферным условиям (давление, температура а
также полётная масса и обороты двигателя) при фактической
конфигурации;
высоту предпочтительно выбирать по методу эквивалентной высоты.
2 – к заданным эксплуатационным условиям (положению
регулируемых элементов, внешние подвески, … ).
Для этого надо знать влияние на исследуемую характеристику
отличий конфигурации, подвесок, …
12

13. Лётно-технические характеристики самолёта.

Формулы поправок для перегрузок в связанных осях
1 2
z x ω
x z
ω x ω 2z y ω y ω z z ω x ω y x ω
g
1 2
z y ω
y z
Δn x ω y ω 2z x ω x ω y y ω x ω z z ω
g
Δn y
1 2
y x ω
x y
Δn z ω x ω 2y z ω x ω z x ω y ω z y ω
g
Пересчёт перегрузок из связанной системы координат в скоростную
n xa n x cosα cosβ n y sinα cosβ n z sinβ
n ya n x sinα n y cosα
n za n x cosα sinβ n y sinα sinβ n z cosβ
13

14.

Лётно-технические характеристики самолёта.
Определение характеристик скороподъёмности
и статического потолка.
Цель испытаний:
• определить зависимости Vy max= f(H, V).
• проверить полученные зависимости в контрольном полёте.
В полёте используют методы:
• метод зубцов – в полёте выполняются площадки с набором
высоты длительностью 15…20 с на 4…6 высотах и на нескольких
скоростях (5..6 значений на каждой высоте),
в сочетании с методом оборотов: наборы выполняются с 4…8
значениями оборотов, близких к максимальным.
• метод разгонов – в полёте выполняются разгоны на 4…6
высотах, в сочетании с методом оборотов.
При обработке данных и приведении используют метод сеток
характеристик.
14

15.

Лётно-технические характеристики самолёта.
Определение характеристик скороподъёмности
и статического потолка.
Метод зубцов – в полёте выполняются зубцы на 4…6 средних высотах при 5…6
значениях скоростей в диапазоне от назначенных минимальной и максимальной.
Длительность
площадки
Dt = 15…20 c.
На восходящей части
зубца
Vy
ΔH
Δt
nz = 0
Применяется в случаях, когда у самолёта Vy <15 м/с.
Обеспечивает максимальную точность.
Обязательны
температурные
площадки,
Dt = 2…3 мин.
15

16. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик
скороподъёмности
и статического потолка.
Метод разгонов – в полёте выполняются разгоны
на 4…6 высотах до максимально допустимой или
максимально возможной по тяге скорости.
= P - X;
m· V
x
P -X
V
= x
n xa ;
g
G
Px - X - G·sin θ 0;
Vy
sinθ
;
V
Px - X Vy
n xa ;
G
V
Vy V n xa
nz = 0
Обязательны температурные площадки,
Dt = 2…3 мин.
16

17. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик скороподъёмности
и статического потолка.
Общий вид кривых, получаемых непосредственно из полёта, без приведения.
Все параметры на графике фактические (непосредственно зарегистрированные).
17

18. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик скороподъёмности
и статического потолка.
Для последующего приведения режимы («зубцы» или разгоны) выполняются
при нескольких значениях nф (3 … 4). Каждая кривая приводится к своему
значению Тпр по приведённой формуле:
2
n max
;
Tпр Tф
n
ф
pпр
G пр G ф
;
pф
18

19. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик скороподъёмности
и статического потолка.
По данным с графиков предыдущего слайда строим графики зависимостей
Vy max пр = f(Gпр, Tпр) и Vнв пр = f(Gпр, Tпр)
для M < 1 и M > 1.
19

20. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик скороподъёмности
и статического потолка.
Выбираем полётный вес Gп, задаём ряд высот Нi,
Для каждой высоты Нi находим Gпр и Tпр
и по графикам Vy max пр = f(Gпр, Tпр) и Vнв пр = f(Gпр, Tпр)
строим графики Vy max = f(H) и Vнв = f(H),
Определяем теоретический и практический статические потолки.
20

21. Лётно-технические характеристики самолёта.

Выполнение контрольного полёта на скороподъёмность
до практического статического потолка.
Н1 – минимальная безопасная высота для разгона,
Н2 – минимальная высота для М>1 или наивыгоднейшая по времени.
21

22. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик скороподъёмности
и статического потолка.
При определении скороподъёмности рассматривается два случая:
1. когда Vy = Vy max,
2. когда максимален градиент (угол) набора
(как правило, для малых высот,
режимы взлёта)
Vy V
Px X a
G
Vy (Px Xa )
V
G
Но в любом случае сначала определяем зависимость Vy(V, H).
22

23. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик дальности
и продолжительности полёта
Техническая дальность (теоретическая) – до полного израсходования топлива.
Практическая дальность – с учетом гарантийного остатка топлива
(7…10% от полной заправки).
Тактическая дальность – с учетом запаса топлива на выполнение задания,
не связанного с продвижением по маршруту.
Цель испытаний: определение зависимостей
qчас = f(H,М), qкм = f(H,М);
В полёте используют методы:
• метод оборотов на горизонтальных площадках, режимах набора высоты и
снижения (зубцы) – выполняются площадки длительностью 1.5…2 мин на
5…8 высотах с различными значениями оборотов и скоростей
(5...8 значений на каждой высоте.)
• метод виражей – модификация метода оборотов для увеличения
приведённого веса – в полёте выполняются не прямолинейные площадки, а
виражи с заданными величинами перегрузки,
При обработке используют метод сеток характеристик.
Перед испытаниями выполняют контрольные гонки двигателя.
23

24. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение характеристик дальности
и продолжительности полёта
Параметры на площадке: рф, Мф, Tф, Gф, nф, qкмф, qчф.
Следить за
постоянством
Gпр!
nz = 0
24

25.

Лётно-технические характеристики самолёта.
Методы увеличения дальности
и продолжительности полёта
Подвесные топливные баки
Profilib.com
подвесной топливный бак конструкции Запанованного емкостью 100 литров.
Михаил Маслов - Истребитель И-15бис - стр 5profilib.com
25

26. Лётно-технические характеристики самолёта.

Методы увеличения дальности
и продолжительности полёта
Дозаправка топливом в полёте
26

27. Лётно-технические характеристики самолёта.

Методы увеличения дальности
и продолжительности полёта
Дозаправка топливом в полёте
27

28. Звено СПБ

Лётно-технические характеристики самолёта.
Методы увеличения дальности
и продолжительности полёта
Звено СПБ
В 1931 году авиационный инженер Владимир Вахмистров выступил с
предложением использовать тяжелые бомбардировщики Туполева для поднятия в
воздух меньших по размеру истребителей.
На протяжении 1930-х годов Вахмистров экспериментировал с различными
конфигурациями, остановившись, лишь когда прикрепил целых пять истребителей к
одному бомбардировщику.
28

29. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение максимально достижимых скоростей полёта
(при возможности их достижения)
Методика выполнения режимов в полёте
Используются методы:
• метод разгонов в сочетании с
методом оборотов – в полёте
выполняются разгоны и
прямолинейные площадки на 4…6
высотах с различными значениями
оборотов, близкими к
максимальным (5..8 значений на
каждой высоте.)
• метод виражей в сочетании с
методом оборотов – модификация
метода оборотов – в полёте
выполняются не прямолинейные
площадки, а виражи с заданными
величинами перегрузки.
Следить за постоянством Gпр !
29

30. Лётно-технические характеристики самолёта.

Определение максимально достижимых скоростей полёта
Параметры на площадке: рф, Vф, Мф, Tф, Gф, nф.
По результатам полётов строим графики в функции
от приведённых параметров Мгп = f(Tпр, Gпр) (слева). Затем выбираем полётный
вес, и строим график Мгп = f(Hпр), для каждой высоты взяв Тпр и рассчитав Gпр.
2
n max
;
Tпр Tф
n
ф
n = nmax
pпр
G пр G ф
;
pф
n = nmax
30

31. Энергетическая высота. Динамический потолок.

Лётно-технические характеристики самолёта.
Энергетическая высота. Динамический потолок.
Полная энергия самолёта:
mV 2
E mgH
2
Энергетическая высота:
E
mV 2
HЭ
H
mg
2g
Динамический потолок –
максимально достижимая высота
для самолёта при падении
скорости до нуля, когда его
полная энергия состоит только из
потенциальной и равна
максимально возможной
величине для этого самолёта.
31

32. Энергетическая высота. Динамический потолок.

Лётно-технические характеристики самолёта.
Энергетическая высота. Динамический потолок.
Этапы выполнения полёта
На динамический потолок.
1. Достичь режима полёта, при
котором полная энергия
максимальна (Еmax),
2. Выполнить маневр набора
высоты так, чтобы попасть в
точку Ндин.
3. При этом нужно потерять как
можно меньше энергии. Для
этого необходимо лететь на углах
атаки, при которых аэрод.
качество максимально возможное
в данных условиях.
32

33. Энергетическая высота. Динамический потолок.

Лётно-технические характеристики самолёта.
Энергетическая высота. Динамический потолок.
Зависимость энергетической скороподъёмности
от числа М и высоты полёта на максимале
33

34. Набор высоты

Барограмма набора
34

35. Лётно-технические характеристики самолёта.

Влияние ветра на время возврата
Относит. время возврата
12
Относит. время
10
8
6
4
2
0
0
0,1
0,2
0,3
0,4
0,5
0,6
0,7
0,8
0,9
1
Относит. скорость ветра
35

36. Лётно-технические характеристики самолёта.

Метод эквивалентной высоты
Метод сеток характеристик
Метод дифференциальных поправок
Исследования ЛИИ .
Концевые поверхности
УПС: эжекторы на Ту-22, Ту-16
Выдув струй вдоль крыла – МиГ-23
Острая кромка крыла Су-9
Аналог Ту-144
Звуковой удар
36