/
Текст
Инженер-майор ТОРБА Е. П.
Инженер-капитан СВЕЧНИКОВ В. В.
ЛЁТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
САМОЛЕТОВ
“1
ЛЕНИНГРАДСКАЯ КРАСНОЗНАМЕННАЯ
ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ ИНЖЕНЕРНАЯ АКАДЕМИЯ
Ленинград—1947
I '/J
ЛЕНИНГРАДСКАЯ КРАСНОЗНАМЕННАЯ
ВОЕННО-ВОЗДУШНАЯ ИНЖЕНЕРНАЯ АКАДЕМИЯ
Инженер-майор ТОРБА Е. П.
Инженер-капитан СВЕЧНИКОВ В. В.
ЛЕТНЫЕ ИСПЫТАНИЯ
САМОЛЕТОВ
РУКОВОДСТВО ДЛЯ СЛУШАТЕЛЕЙ
ИЗДАНИЕ ЛКВВИЯ
Ленинград —1947
Технический редактор М. И. Юрченко.
Подписано к печати 11.6.47. Печатных листов 3,5 Авторских листов 3,9
В 1 печ. листе 46400 зн. Бумага 62X94. Зак. 75/864 Г29030
Типо-лит. J1KBBJ4A
I
ПРЕДИСЛОВИЕ
Летные испытания — важнейший этап в сложном и разнообраз-
ном комплексе работ, выполняемых в процессе государственных
испытаний .опытных самолетов.
Правильная и всесторонняя оценка самолета, как«нового об-
разца боевой техники для ВВС, оценка его летно-тактических
характеристик в решающей степени зависят от качества и резуль-
татов испытаний самолета в полете. ,
Летные испытания современных самолетов — сложное дело,
требующее от инженерно-технического и летного состава испы-
тательных организаций специальных знаний и практической
подготовки.
Курс „Летные испытания самолетов" введен на Инженерном
•факультете Академии с 1946-47 учебного года. Этим курсом
завершается подготовка слушателей по_.аэродинамике..самодета.
После лекций по курсу предусмотрены практические работы по
летным испытаниям.
Задача этих практических работ•- закрепление знаний и на-
выков у слушателей по определению летных характеристик само-
летов на основе испытаний в полете.
Такие работы вводятся впервые в Академии с 1947 г.
Ввиду крайне сжатых сроков, учебной программой предусма-
тривается выполнение только работ, минимально необходимых для
определения основных летных характеристик самолета на основе
летных испытаний. Этим определяется содержание и объем
•настоящего руководства, которое является учебным пособием
к практическим работам по летным испытаниям.
Ввиду отсутствия учебных пособий по этим вопросам, в пер-
вом разделе предлагаемого руководства излагаются теоретические
основы определения летных характеристик самолетов на основе
летных испытаний. При крайне ограниченных сроках написания
настоящей работы и первом опыте по созданию такого руковод-
ства, возможны неточности и погрешности, указания на которые
.авторы примут с благодарностью.
r
!. Теоретические основы методики летных испытаний:
• и приведения к стандартным условиям
.1. Определение скорости самолета
Различают следующие скорости самолета:
I ж v„p— скорость по прибору,
v„p испр — скорость по прибору исправленная,
Vca on — СКОРОСТЬ ПО СЗМОПИСЦу,
Ъф—фактическая скорость,
vtm— стандартная скорость,
— земная индикаторная скорость,
•у,у, — фактическая индикаторная скорость,
vicm—стандартная индикаторная скорость,.
— путевая скорость.
Рассмотрим определение этих скоростей.
1) г'пр — определяется визуально по указателю скорости;.
2) ^пр испр ~~ скорость по указателю скорости, исправленная
на инструментальные ошибки по тарировочной кривой, получен-
ной в лаборатории. . *
3) ^самоп — определяется по записи на ленте самописца ско-
рости и по тарировочной кривой для этого самописца, получен-
ной в лаборатории.
4) — определяется по результатам летных испытаний, как
истинная воздушная скорость (относительно воздуха) при фак-
тических температуре (7^) и давлении (р^).
5) Уст — определяется в результате приведения фактической
или истинной воздушной . скорости к стандартным условиям
(см. ниже).
6) — определяется как истинная воздушная скорость при
нулевых или земных (77 = 0) стандартных условиях (д„ Т(1).
Величина ее находится из условия равенства скоростных напоров
при нулевых стандартных условиях (»й р0) и при фактических
условиях Рф). Таким образом, если не учитывать влияние
сжимаемости воздуха (малые скорости полета),, то v, определя-
ется из уравнения:
откуда:
где:
Р
В случае идеального указателя скорости (без погрешностей)
z,i = 'vnP^ т- е. земная индикаторная скорость может быть опре-
делена, как скорость по идеальному прибору прир = р0.
РоЛ — Рф^Ф
2 ' "2 ’
(1)
Д __Ptf — Рф 288
*-ро~76О Тф
0,379
1Ф
Следовательно, в случае, когда влияние сжимаемости мало
11 прибор идеальный, зная из летных испытаний скорость по при-
бору vnp = 'vi, фактические температуру и давление (рф, Т#), можно
определить истинную воздушную скорость при фактических
условиях на любой высоте: ,
гь
^=7г‘
Однако в действительности на работу трубки Пито и, сле-
довательно, на показания указателя скорости или самописца
оказывают существенное влияние части самолета, вблизи кото-
рых расположена трубка Пито, сжимаемость воздуха и инстру-
ментальные погрешности самого прибора. Инструментальные
ошибки, как уже отмечалось, учитываются по тарировочной
кривой, полученной в лаборатории с переходом при этом от
^’пр К ^'припр ИЛИ К ^'са.иоп'
Влияние же частей самолета и сжимаемости на работу трубки
Пито учитывается так называемой аэродинамической поправкой
Скорости, величина которой оценивается иа основе тарировки
указателя скорости или самописца (спидографа или бароспидо-
графа — см. ниже) на мерной-базе (километраж см. ниже). В ре-,
зультате этой тарировки получают зависимость г1,- =/(.^са,.оп),
пользуясь которой определяют аэродинамическою поправку ско-
рости:
= Ч — Чам.п- (3)
Влияние сжимаемости, пр i тарировке указателя скорости на
мерной базе, очевидно, учитывается* автоматически и входит
в величину аэродинамической поправки.
Если бы с изменением высоты полета влияние сжимаемости
воздуха не проявлялось бы или оставалось бы таким же, как
и при тарировке указателя скорости на мерной базе у земли, то
истинную воздушную скорость на любой высоте можно было бы
определить по v,p и г»;. пользуясь тарировочной кривой
и зависимостью
• г ф
На самом деле, с изменением высоты полета влияние сжима-
емости воздуха на величину давления, воспринимаемого трубкой
Пито (давление в критической точке), так же изменяется, так как это
влияние зависит от числа Маха полета, которое с высотой изме-
няется вследствие изменения скорости звука.
Влияние сжимаемости воздуха, следовательно, зависит от
фактических условии на каждой высоте (Тф, Рф).
5
Вот почему введено понятие фактической индикаторной ско-
рости.
• ?) — фактическая индикаторная скорость определяется из
соотношения:
"v-.— и. \ М (4)
Таким образом, для определения истинной воздушной скоро-
рости при полете на высоте, отличной от той, на которой произво-
дилась тарировка указателя скорости, необходимо по v„p найти
v„p сспр затем по тарировочной кривой = f(v„p ие„р) определить
далее, для учета влияния сжимаемости воздуха, перейти от
V; к (как это сделать см. ниже) и, наконец, определить V&.
из соотношения:
8) vicm — определяется из соотношения:
^em = ^\Ae,n (5>
и — получаются в результате приведения к стандартным
условиям (см. ниже).
9) wnym-~ определяется, как скорость по отношению к земле.
При безветрии, очевидно, vnym = уф.
2. Учет изменения влияния сжимаемости воздуха на работу
трубки Пито при изменении высоты полета
(переход от к &1ф)
Работа' указателя скорости основана на замере скоростного
напора, воспринимаемого динамической трубкой трубки Пито.
С учетом влияния сжимаемости воздуха скоростной напор опре-
деляется по формуле:
_РГ
Яс ж 2
/ Na- Мп4 ,
(/+~4 + 40 г-
Эта формула применима при скоростях полета меньше зву-
ковых.
Для высоты Н = 0 по международной стандартной атмосферу:
р —р0 =0,125, Т— 7\,=:288ОС, скорость звука п0=1224 км час
и следовательно:
1 f V \2 1 / V \4 1
Я.ж ~0,00482-&2 1 + ^-j224 j +-4^- ( j224 ) +.. . j ,
где v — в км]час и цсж — в мм водяного столба.
При тарировке указателя скорости в лаборатории, для учета
6
влияния сжимаемости воздуха можно воспользоваться этой фор-
мулой.
Тогда в аэродинамическую поправку скорости, полученную
-из испытаний на мерной базе, войдет только влияние частей
самолета на работу трубки Пито.
Для учета изменения влияния сжимаемости воздуха с изме-
нением высоты полета установим связь между т,- и т;в5.
Эту связь найдем из условия равенства скоростных напоров
с учетом влияния сжимаемости воздуха при нулевых стандарт-
ных условиях (р0, -у,-) и при фактических условиях на другой
высоте полета (р^, v#):
11 , 4. +”
2 4 2 V ' 4
где
Ма(=
ао
Для определения Ма2^ воспользуемся приближенным соотно-
шением:
Далее
л —
Ф Р^ф'
следовательно
Ма2^ =
^Фа'ф
Рф „2 Рф
_ и о
Таким образом:
откуда
Ро?2/ Л Ма\ X р^/ Ма2,- р0 \
2 V 4 / 2 \ 4 РфГ
/ I Ма2г Р о
_ I / ' 4 Рф
< = ^]/\ф I/ Ма< "
Ma2; (р„ __
В \РФ
7
или
откуда:
‘Ф 8 \Рф
Для определения поправки на влияние сжимаемости воздуха
в первом приближении можно принять vifi » vh — тогда:
™ieM ~ -А
Ма3,-/р0 1
8 W
Выражая скорость в км. час и подставляя Ма2 = получим
°о
окончательно:
Ч A V/Ay _ 1
Ц’юоД/^
(6)
Как видно по этой формуле при рс6 = А>, v^ = V,.
Таким образом, для определения истинной воздушной ско-
рости на любой высоте полета, необходимо по vnpiicnp 11 тари-
ровочной кривой vt = f(ynpLCn^ найти vit а затем —
и, наконец,
На фиг. I приведен график для определения ^v-lCM.
3. Определение в полете температуры наружного воздуха
При определении действительной температуры наружного
воздуха по показанию термометра в полете, необходимо учи-
тывать влияние повышения температуры вследствие торможения
потока около термометра и влияние инертности термометра.
Найдем связь между температурой Tv по термометру при
скорости полета v и действительной температурой наружного
воздуха Г. Для этого воспользуемся уравнением Бернулли для
сжимаемого газа.
В случае полного торможения воздуха у поверхности термо-
метра:
V2
^ + JCPT = JCPTV,
откуда
8
тде
кал
„„ кал г _п «л
J - 427 77м' С₽~0,24 кг граО
следовательно
При неполном, торможении воздуха по экспериментальным
материалам ЛИП и НИИ’ВВС:
юо) 1
или
0,265/^ у
~\т V00/ '
(7)
На фиг. 2 приведен график для определения поправок
к показаниям термометра. Для исключения влияния инертности
термометра необходимо производить в течение 2 — 3 минут
полет по горизонтальным площадкам на соответствующей высоте
и замерять температуру в конце этого отрезка времени.
9
При наборе высоты или в неустановившемся движении пока-
зания термометра сильно отстают от его показаний в стационар-
ных условиях.
Фиг. 2. График определения поправок к показаниям термометра (?/).
4. Определение статического давления (высоты) в полете .
Для определения статического (атмосферного) давления, а сле-
довательно и высоты полета, обычно, при летных испытаниях
пользуются барографом-самописцем в герметизированном кожухе
(бароспидограф).
В результате расшифровки записи давления с помощью тари-
ровочной кривой, бароспидографа и определяется статическое'
давление в полете. Барограф-самописец обычно соединяемся со
статической трубкой трубки Пито (описание прибора см. ниже),
на работу которой, как уже было установлено, оказывают влия-
ние части самолета, сжимаемость воздуха и др. Это влияние
учитывалось аэродинамической поправкой скорости r>va=-
= vt—vcaMO„, которая определяется по тарировочной кривой само-
писца скорости или указателя скорости, полученной в результате
испытательных полетов на мерной базе. Эта кривая, обычно, приво-
дится к стандартным условиям на высоте Н = 0, т. е. к
= 0,125, р = рй = 760 мм рт. столба и к Т = 7’0 = 288°‘С.
Таким образом, в показания, записанные барографом-самопис-
цем в полете, необходимо вносить поправки на искажения в ра-
боте трубки Пито. Для определения этой поправки восполь-
зуемся уравнением Бернулли, пренебрегая в первом приближении
Ю
влиянием сжимаемости воздуха. Так как нам придется пользо-
ваться тарировочной кривой самописца скорости, полученной из
тарировки на мерной базе и приведенной к р = р0, то для этих
условий и напишем уравнение Бернулли, учитывая, что
^<амоп + Г1^а ~ ф ;.р)
Итак, имеем
_ I Ро^ i I Рр1^ canon
Рф Л 2 —Рсамоп ' 2
откуда поправка в показания барографа-самописца:
'^Р~Рф — Ре^оп=^ (v2caM п -
Подставляя v,aMOn — V; — vua, получим
= у [(^ - ^«)! -
или
[ W2 - 2^'4]-
Выражая тт в км'час, р в мм ртутного столба, получим:
?п = (V " 2^Sz’« ~ — 2и1^а
jp 8.2.13,6 (3,6)2 ' 2820
или ввиду малости (опа)2:
, Г /О'.
go £ мм рг. столоа. • (о)
1410
Таким образом
Рф—Рcanon Ч" Г‘Р-
Для перехода к высоте воспользуемся уравнением статики
атмосферы:
или
^*13,6 = -lftrfR
Подставляя
То = 1,225 кг/л3,
получим поправку для высоты:
13,6 ’Vfi'Vg ГОЧ
0/7 = 1410 1,225 127 • А • k 7
п
При Л — 1 получаем поправку высоты, записанной барогра
фом вблизи земли:
Фиг. 3. График для определения поправок и £//.
Ключ: -*Н--*ЪН .
При ^<14
Б77>0
при ................«//<<».
12
5. О приведении летных характеристик самолета
к стандартным условиям
Для соизмеримости летных характеристик самолета, полечен-
ных при различных фактических условиях (рф, Тф\ эти характе-
ристики, обычно, приводят к условиям международной стандарт-
ной атмосферы (MCA).
Рассмотрим вывод расчетных формул н основы приведения
к MCA. При этом стандартную высоту будем определять по
давлению с помощью таблицы MCA, как это принято в летно-
испытательных организациях СССР.
В дальнейшем, пересчет будем производить при условии
постоянства высоты по альтиметру, т. е. при условии р = const.
Тогда вся работа сведется к исправлению результатов, получен-
ных при фактических условиях, на отклонение температуры воз-
духа от стандартной температуры при том же давлении, т. е.
при той же высоте по альтиметру.
Таким образом, во всех формулах приведения в качестве
основного параметра будет фигурировать величина ?>Т = Тф— Теп,
т. е. превышение фактической температуры над стандартной.
Статистика многочисленных летных испытаний показала, что-
абсолютная величина 87' не превосходит 15° С и, следовательно,
аг
относительное отклонение температуры у—не превышает вели-
* ст
чины 0,07 (минимальная температура воздуха в стандартных усло-
виях равна 216,5° абс.).
Это обстоятельство дает основание при анализе влияния темпе-
ратуры на летные характеристики и при выводе формул приве-
дения, рассматривать 8Т, как диференциал температуры, т. е.
П'~с1Т. Тогда метод вывода поправок для перехода к стандарт-
ным условиям будет заключаться в следующем.
Составляется основное уравнение, определяющее интересую-
щую нас величину. Это уравнение диференцируется. Из получен-
ного выражения определяется диферепциал искомой величины.
Полученное выражение, в котором вместо температуры под-
ставляется ее значение в стандартных условиях (Т,то) рассматри-
вается как поправка при пересчете данной величины к стандарт-
ным условиям. Пользуясь этим методом, найдем формулы приве-
дения к стандартным условиям.
1) Давление наддува. Из курса теории авиадвигателей изве-'
стно, что перепад температуры воздуха во всасывающей системе
можно определить по формуле:
если считать, что* адиабатический коэфициент этой системы,
включая всасывающий патрубок, туннель и нагнетатель ^ = 0,5
13
Здесь: Т — абсолютная температура наружного воздуха, —
давление наддува, р — давление наружного воздуха.
В дальнейшем будем считать, что перепад температуры ЛТК
не меняется при изменении температуры наружного воздуха.
Такое предположение основывается на том факте, что основная
часть перепада температуры создается в нагнетателе, для кото-
рого перепад УГК эквивалентен мощности нагнетателя.
Полагая по условию приведения р = const и диференци-руя
формулу (10), получим!
dт /V?1 -1 ]+т VA-V4 =о. (И)
\ р ! 1 к \ Р / Р
Определяя величину р из формулы (10) и подставляя ее в (11),
после преобразований имеем:
-^= —(12)
Рк
здесь
! к ЬТК 1 _ 3,5 ДТК П9 ч
?~к-1 2Т+±ТК ' Т= 7\2Т+Т\) ' 1 Л
Далее,
- с1Т^_Тф— Тст — ЪТ, dp^pK-pKCa — — {p,:im-p,)^-bpK,
где ьр,; — поправка при переходе от фактических условий к стан-
дартным.
Следовательно, формула (12) примет вид:
~=^т- (13)
При расчете значений ъ следует положить Т = Тсп. .
.В диапазоне изменений высот и температур, которые встре-
чаются при испытаниях, для существующих двигателей величина
с меняется незначительно. В среднем можно принять 0,003.
Тогда окончательно поправка на давление наддува опреде-
лится по формуле:
гЛ.^о,оозРкгт. (14)
На фигуре 4 приведен график для определения ьрк.
2) Максимальная скорость горизонтального полета. Изве- \
стно, что величина максимальной скорости горизонтального по- I
лета может быть определена по формуле:
v _ ]%15W «
тах~ f ~c^s‘
14
Подставляя в эту формулу
У Д
и р=?(„ получим:
15 ОЛ'ту д = С, р0£гг\ (15)
Фиг. 4. График для определения Ърк.
При £ 7^>0... 5рЛЛ>0.
пин температуры наружного воздуха. Тогда логарифмируя и за-
тем диференцируя уравнение (15), получим:
dv^ _ 1 dN 1 г/Д
~ 3 гУ + 6 Д ‘
(16)
Далее,
воспользовавшись зависимостью
N=Ncm \ =Nlm Р*—
р,.епД тк ,тр.ст
взяв логарифмический диференциал и учитывая (12), (12а), полу-
чим:
dN__ dpK
N ~ ~р7
1 dT
2 Т+&Т,;
/ 1 1 Ъ-г
2 T+^TK)dT‘
(17)
15
Относительная массовая плотность воздуха:
A=_L=P_Zo
Р.» Р<, т ‘
Логарифмический днференциал этого равенства:
%=--£• (18>
Подставлгя (17) и (18) в (16) и заменяя Т на Тст, получим:
। _1_______________________1 _____। ।
U ' 6 + + GTCm)ai-
Далее,
cm— (Vicm ^1ф) ~
где t'=ViCm—vl,ф— поправка индикаторной скорости при пере-
ходе к стандартным условиям.
Таким образом:
~'«=В8Г, (19}
^Ф
где:
СР 1 1
-%- 4- --------- 4- ----
3 6(Tt,^A7J + 67% •
Результаты расчетов показали, что в среднем ниже границы
высотности В « 0,001 (относительная ошибка при определении
величины скорости при оГ=15° не превосходит 0,2%), выше
границы высотности В«0,002 (ошибка в скорости при крайних
отклонениях величин не превосходит 0,5% для 100<Д7'к<150).
Приняв эти значения В, получим окончательные формулы для
поправок к максимальной скорости горизонтального полета при
переходе к стандартным условиям:
ниже границы высотности w172r0,001 v^T, (20)
выше границы высотности 871,^0,002 Т. (21)
На фигуре 5 приведен график для определения 8т?(/.
3) Вертикальная скорость подъема. Для установившегося
полета по наклонной траектории с набором высоты имеем:
/?^X+Gsine. . ’ (22)
Здесь: R— сила тяги, X — сила лобового сопротивления, ') — угол
наклона траектории.
Умножая уравнение (22) на v и учитывая vy~v sinO, Rv~7bN^,
получим:
Gv,=75№)—CxpSv*. (23)
16
В дальнейшем полагаем, что летчек при подъеме держит
скорость по прибору постоянной, т. е. •uicoi st и следовательно
дл? данной высоты
С
vitf> — const. К—-^~ const,
о v
Фиг. 5. График для определения ?гд
При 67>0,... ot»tt>0.
Далее:
следовательно:
АН
А-. ’
dp
JO.S*- . О Мчгпитут ГВФ
Б
/ZGQ.Q __________
2 Торба, Свечников.
17
При фактических условиях:
г,
УФ~ ЛФ^Ф'
но по условию приведения Рф~рсп, следовательно:
v — ____ ^Рф 1с«к — dH‘” Лет, __ d^cm Р (24J
УФ Лф^хф Лет ^''ф Лф ^'ф ст
Второй чаен правой части уравнения (23) может быть предста-
влен так:
Введем понятие о „кажущейся" вертикальной скорости подъема
vvp, понимая под этой величиной скорость, подсчитанную непо-
средственно по показаниям альтиметра: u
v — d^cm
ур~ d\fi •
Подставтяя в (23) значение величин из (24) и (25), после неболь-
ших преобразований, получим:
G V... = 75Л\ Д? - 1 / -е'л- •
iP т к^ст |/ т
(26)
Полагая, что к. п. д. винта при изменении режима мотора
и винта вследствие небольших изменений температуры не ме-
няется (т; = const), после ди {юрзнцированпя выражения (26) полу-
чим:
Gdvyg = 75т, dN - 75/Vv] d7= IdT
ур 7 1г '2КДУ у т
Подставляя значение dN из (17), имея ввиду (18) н (19) и
заменив 75Л'\ из (26), получим:.
Полагая я — vyp vycm и Т_ ТСЛ1 (по условиям приведения),
после преооразовании получим:
Фиг. 6. График для определения bv ст
ниже границы высотности.
При 87>0....8^>0.
Принимая средние значения величин, входящих в последнее
уравнение — 240 км/час, ^=^-=12, выше границы высот-
ности = 0,481 И 'Г = 242,5°, а ниже границы высотности
= 0,822 и Тст = 27&, получим:
ниже границы высотности: 8^ — (0,005яур +0,02) ST,
выше границы высотности: 8^,= (0,0085^ + 0,05) ST. / '
.2*
19
Если фактические величины будут значительно отличаться от
средних, то поправку Zvy необходимо определять по формуле (27).
На фигуре 6 и 7 при-
Фиг. 7. График для определения Zvycm выше
границы высотности.
При оГ>0....
ведены графики для оп-
ределения поправок
по формулам (28).
II. Подготовка к лёт-
ным испытаниям
Перед летными испы-
таниями должна быть
проведена подготовитель-
ная наземная работа.
Эта работа в учебных-
условиях заключается
в нивелировке и обмере
самолета, во взвешива-
нии и определении поло-
жения его центра тяжести
и в подготовке приборов
к летным испытаниям.
Рассмотрим порядок
выполнения и содержание
этих работ.
1. Нивелировка и обмер
самолета
Нивелировка необхо-
дима для того, чтобы проверить соответствие регулировочных
данных, при которых самолет будет проходить летные испыта-
ния, регулировочным чертежам и записям в формуляре, и пра-
вильно отрегулировать его.
Нивелировку следует проводить в закрытом помещении
(ангаре), чтобы избежать случайных влияний ветра на резуль-
таты. Для этого самолет устанавливается в линию полета с’ по-
мощью нивелира, которым проверяется горизонтальность продоль-
ной оси (см. фиг. 8).
Поперечное положение самолета устанавливается по нивелиру
и каким-либо симметрично расположенным точкам (например, по
узлам центроплана).
- После проверки регулирс вки и исправления ошибок, в случае
их обнаружения, приступают к обмер)7 самолета для установле-
ния его основных геометрических данных и сравнения цх с проект-
ными. Обмер производится с помощью нивелира, отвесов, рулетки,
и угломеров.
20
от его полетного веса. •
Поэтому перед летными испытаниями необ-
ходимо определить вес самолета путем взвеши-
вания. Кроме того, методом взвешивания мы
21
можем определить положение центра тяжести самолета, от кото-
рого зависят характеристики устойчивости и управляемости
самолета. Взвешивание обычно производят при двух вариан-
тах загрузки:
а) пустой самолет с несъемным оборудованием, но с водой
в системе охлаждения и маслом в картере мотора;
б) самолет с нормальным полетным весом.
Все промежуточные значения веса, а также положения
центра тяжести, могут быть определены расчетом. Для этого
только необходимо во время взвешивания составить протокол,
в котором следует зафиксировать вес несъемного оборудования,
место его расположения, вес залитого горючего, масла и т. д.
В некотором случае при нормальном полетном весе-бензиновые
баки заливаются не полностью, что при взвешивании (с поднятым
или опущенным хвостом) может вызвать переливание бензина и
тем самым смещение центра тяжести. В этом случае следует
заливать полностью, если не все, то часть баков и затем вносить
поправку в центровку -расчетным путем.
Для взвешивания самолет устанавливается на весы, как это
показано на фиг. 9.
Требуются весы под хвостовое колесо и весы под правое и
левое колеса.
Полный вес самолета определяется, как сумма показаний
всех весов:
Gc— G„p'+ G^ + G^. (29)
При определении веса самолета, приходящегося на каждые
весы, необходимо исключить вес приспособлений, установленных
па этих весах (колодки, домкраты, стремянки и г. д.).
Перед взвешиванием самолета, а также и после, показание
весов следует проверить. Также необходимо точно взвесить все
применяемые приспособления (колодки, подставки, стремянки).
Взвешивание следует производить в закрытом ангаре, чтобы
исключить влияние ветра. При этом нужно следить за тем, чтобы
сохранялась горизонтальность поперечной оси самолета. Аморти-
зация шасси должна быть заклинена.
Для определения положения центра тяжести самолет взвеши-
вают в трех положениях;
1) при угле близком к стояночному,
2) в линию полета или близко к ней,
3) в положении самолета с поднятым хвостом, при котором
нагрузка на хвостовое колесо становится небольшой.
При каждом положени самолета записываются показания
весов и снимаются размеры, указанные на схеме фиг. 9. Для
снятия размеров применяются: нивелир, отвесы, линейка, рулетка.
Применение нивелира в данном случае обязательно, так как
неровности пола ангара могут привести к значительным ошибкам.
Для отсчетов выбирается линия горизонта, которая должна про-
J22
ходить несколько выше оси основных колес (точки О* на фиг. 9)
и ниже задней кромки крыла по хорде разъема (точка В) при
стоянке самолета в трехточечном положении.
Размеры т и п, фиксирующие положение хорды разъема
относительно оси колеса, определяются рулеткой и при любом
положении самолета должны быть постоянными.
Размеры Лл и А», определяющие расстояние соответственно
передней и задней кромки крыла по хорде разъема от линии
горизонта, находятся с помощью измерительной линейки и ниве-
лира.
Размер L, определяющий расстояние по горизонту между
осями главных и хвостового колеса, снимается с помощью отве-
сов и рулетки. д
Фиг. 9 Схема взвешивания самолета.
Величина х, определяющая положение линии действия силы
веса, находится в каждом отдельном случае по формуле:
л = (30)
('с
Величина хорды (расстояние АВ) измеряется рулеткой.
Результаты взвешивания и обмеров при этом заносятся в таб-
лицу № 2 (см. приложение).
Положение центра тяжести самолет-а определяется следующим
образом. В масштабе (обычно для больших самолетов 1 10, а для
малых 1 5 натуральной величины) откладывается величина хорды
разъема. Из носика (точка Л) и хвостика (точка В) радиусами п
и т делаются засечки, пересечение которых дает точку О—центр
оси колес (фиг. 10). Из точек Л и В радиусами А, и А2 прово-
дятся дуги для каждого взвешивания. К этим дугам проводится
общая касательная, определяющая положение линии горизонта
при данном взвешивании (/'}. Параллельно этой «линии, через
' 23
точсу О проводится прямая /, определяющая положение линии
горизонта, проходящей через ось колеса при данном взвешиванйй.
На этой линии откладывается вычисленное расстояние х и из
полученной точки (/) восстанавливается перпендикуляр к линии/.
Аналогичные построения делаются для каждого взвешивания.
Точка пересечения трех перпендикуляров С определяет положе-
Фиг. 10. Схема определения центра тяжести самолшз.
ние центра тяжести самолета. Обычно получается не точка
а небольшой треугольник. Тогда за центр тяжести самолета при-
нимается центр тяжести площади этого треугольника. Однако
следует заметить, что если треугольник получается относительно
большим, то это свидетельствует о неправильном или небреж-
ном взвешивании и всю работу следует повторить заново.
Далее, опустив перпендикуляр из найденной точки С на хорду
разъема, замеряем расстояния х,, и _ур. Делением этих величин
на хорду разъема Ь, определяем относительные координаты центра
тяжести самолета по хорде разъема:
24
Обычно координаты центра тяжести самолета определяют
в долях средней аэродинамической хорды (САХ) относительно ее
носка.
Переход от найденной центровки к центровке по САХ доста-
точно прост и не требует особых пояснений
Для этого предварительно по чертежу крыла в плане необхо-
димо найти положение средней хорды по отношению к хорде
разъема.
В процессе испытаний возможны полеты с положением центра
тяжести, отличном от того, которое было получено при взвеши-
вании.
Для определения нового положения центра тяжести нет не-
обходимости производить добавочное взвешивание. Достаточно
лишь знать вес дополнительной нагрузки g и координаты ее
центра тяжести. Выбрав произвольно начало координат (фиг. И).
Фиг. II.
I
I
! (32)
и замерив координаты х и у центров тяжести дополнительных
грузов относшельно центра тяжести пустого самолета (положе-
ние центра тяжести пустого самолета нами было опреде>
лево при взвешивании), получим координаты нового положения
центра тяжести самолета с дополнительной нагрузкой х31го и
У з агр по формулам:
Ci y -4- О'А"
пу стл пуст 1 S "
за Р— Ct
са к
., __^гуепУпуст + ЯвУ
> загр — (-} ’
^сам
1де igx, алгебраические суммы моментов всех дополни-
тельных грузов относительно оси OZ; Ссал, = Gnyc~, + ig-
Тогда смещение центра тяжести будет определяться величи-
нами Дл-(), Ду0) где
— Хзггр Хпуст . х~ &Уо У загр Упуст
° ь-----------b-------’ ь ------------------Ъ~ '
25
Новая центровка определяется величинами:
= х^+ Дх0; уу,' = уь + Лу^, (33 >
л^, у0—координаты центра тяжести пустого самолета относите;
льно носка хорды.
3. Подготовка приборов
После того, как геометрические характеристики самолета
определены, он оборудуется приборами, необходимыми для испы-
тательных полетов. Все приборы делятся на две основных группы:
визуальные приборы, показания которых читаются непосредственно-
на соответствующей шкале и приборы-самописцы, показания
которых записываются автоматически на специальных бумажных
лептах с последующей расшифровкой.
В процессе учебной практики по летным испытаниям придется
пользоваться такими визуальными приборами, как двухстрелоч-
ный альтиметр, указатель скорости полета, вариометр, статоскоп,
указатель числа оборотов, указатель рк, секундомер. Конструк-
ция и принцип работы этих приборов достаточно хорошо изве-
стны, поэтому на них мы останавливаться не будем, а интересу-
ющихся отсылаем к специальной лнтерап ре.
Из группы приборов-самописцев мы будем пользоваться баро-
спидографом марки К2-74, схема юторого представлена на
фигуре 121). Ввиду того, что этот прибор не изучался в специ-
альных курсах, кратко остановимся на его описании. Самописец
состоит из двух, работающих независимо друг от друга частей:
самописца скорости и самописца давления. Коробка Види скоро-
стной части 1 соединяется с динамической частью трубки Пито.
Деформируясь, она при помощи набора рычагов приводит в дви-
жение пишущую стрелку 15, которая делает запись на бумажкой
ленте, закрепленной на барабане 3. Барабан приводится во вра-
щение часовым механизмом. Коробка Види барометрической
части 2 воспринимает давление воздуха внутри кожуха прибора
и, деформируясь, приводит в движение записывающую стрелку.
Прибор помешается в герметическом кожухе, внутренняя часть,
которого соединена со статической частью трубки Пито. Поэтому
давление внутри кожуха всегда будет равно статическому давле-
нию наружного воздуха.
Самописец снабжен электрическим обогревом, который под-
держивает всегда постоянную температуру внутри кожуха. Кроме
того, записывающие части снабжены температурными компенса
торами.
Для отметки времени служит стрелка отметчика времени 23
соединенная с кнопкой для дистанционного включения отметчика
’) По аналогичной схеме выполнен трехкомпонентный самописец КЗ-74
имеющий дополнительно стрелку для записи давления надлува.
26
Фиг. 12. Схема баросппдографа К2-74.
/—коробка Види скоростной части; 2.—коробка Види барометрической^ части;
3 часовой механизм с барабаном; 4— электропечь для 0601 рева прибора; 5- пру-
жина для установки коробки Види скоростной части; 6—пружина для уста-
новки коробки Види барометрической части; /-регулировочные винты
8 нулевые биметаллические температурные компенсаторы; О - соединительные
тяги; 10- рычаги передаточно-множительного механизма; II—шкаловые ком-
пенсаторы; /2—регулировочные колодки; 13— регулируемые по длине и пою-
жснню рычаги; /4 оси крепления рычагов !3; 13 пишущие стрелки; /б—ба-
лансировочные I рузпки; /7-пружины для выбирания люфтов; ///-рычаг для
пуска и остановки часового механизма; 10—стойка для отвода пишущих стре-
лок от ленты барабана; 20—рукоятка для пуска рычага /6*; 21 —ось пускового
рычага 18\ 22 электромагнит для приведения в действие стрелки отметчика
времени; 23—стрелка отметчика времени; 24 - автоматический биметаллнче-
кий регулятор для включения обогрева прибора: 25—штыри штепсельных
вилок; 26—штуцер для соединения скоростных коробок Вили с динамической
частью трубки Нито.
В верхней части внешней стороны панели nonI!Ja-
штепсельных вилок 25: два к розетке, подводя ш ючеШ1Я От-
ние к прибору и два к розетке дистанционно!
М™к^Тприбора имеются кольца для прикрепления avop-
соту от 0 до 12000 м. Температурный диапазон pa 1 Р
ОТ +50 С ДО—60°С. „„„ „птптп МИН
Часовой механизм имеет три сК°Р°д™’ 1 с чаСоВ.
оборот барабана происходит за 2 часа,
Отметим, что все приборы, как визуальные, так и самописцы,
перед установкой на самолет тарируются. В результате тари-
ровки, которая производится обычным способом с помощью при-
бора Гар|эа, строятся тарировочные кривые, которыми пользуются
при обработке данных испытаний.
После того, как все приборы установлены на самолет, про-
водится последняя проверка их исправности и надежности ра-
боты (особенно следует обратить внимание на герметичность
проводки). После установки приборов и устранения обнаружен-
ных недостатков можно переходить к испытательным полетам.
III. Испытательные полеты
’ «осле ознакомительного полета выполняются следующие ис-
пытательные полеты: 1) полет на мерной базе для тарировки
указателя скорости и синдографа (километраж), 2) полет „по зуб-
цам* для определения наивыгоднейших режимов подъема и
3) полет на потолок и по горизонтальным площадкам для опреде-
ленья потолка, времени набора высоты и максимальных скоро-
стей горизонтального полета по высотам.
Рассмотрим подробнее эти „испытательные полеты.
1. Тарировка указателя скорости и спидографа на мерной
базе (километраж)
Как уже указывалось выше, пслет по мерной базе, или, как
часто его называют, километраж, производится с целью опреде-
ления зависимости индикаторной скорости г\ от или от
vcaxoi Д-’1Я спидографа. Напомним, что
где Sv,— аэродинамическая поправка, зависящая от конструкции
трубки Пито и от расположения ее на самолете.
Тарировкой должен быть охвачен весь диапазон скоростей от
vmir. до vmix. При этом для построения кривой v; =/(т’гр„гп/)) же-
лательно получить не менее пяти точек.
Из условий безопасности наименьшую скорость полета сле-1
дует принимать на 20 — 25 км час выше минимальной.
В качестве мерной базы на местности выбирается какой-либо
прямолинейный участок, длиной 3—5 км, хорошо видимый с воз!
духа (например, шоссе или жел. дорога). Мерную базу можно
выбрать и в открытом поле, но тогда необходимо для ориентир
ровки летчика на всем протяжении базы поставить столбы, высо-|
той 4—6 м через каждые 200—250 м. При выборе места для
базы необходимо учесть возможность вынужденной посадки. На-
правление мерной базы должно приблизительно совпадать с на-
правлением главенствующих ветров.
.28
На концах базы устанавливаются два столба (створы) в пло-
скости, перпендикулярной направлению полета. Высота столбэз
п расстояние между ними должны быть в пределах 12-^15 мет-
ров. Столбы должны быть хорошо видны с воздуха, для чего их
следует окрасить какой-либо хорошо заметной краской. Схема
мерной базы показана на фиг. 13.
Испытания на мерной базе производятся в спокойную погоду
при отсутствии болтанки и при небольшом ветре. Допускается
скорость ветра вдоль базы до 5 м'сек и поперек базы до 3 м сек.
При испытании летчик ведет машину горизонтально на вы-
соте 80—1С0 м и параллельно базе на таком же расстоянии от нее.
Заход на базу начинается за 0,5-4-1 мин (в зависимости от
заданной скорости) до нее, чтобы летчик успел установить гори-
зонтальность полета и заданную скорость. При полете вдоль
базы скорость не должна колебаться больше чем на 1 ^-2 км. час.
Горизонтальность полета выдерживается рулями высоты, сектор
газа не трогается. При полете на заданном режиме особое вни-
мание следхет обратить на надежность фиксации сектора г:па.
В противном случае скорость будет изменяться независимо от
желания летчика.*
Горизонтальность и высоту полета на базе летчик выдержи-
вает „на глаз", так как при переходе от одной скорости к дру-
гой высотомер показывает разную высоту вследствие искажения
статического давления в трубке Пито на разных скоростях.
Существует несколько способов производства полетов на ки-
лометраж, которые отличаются друг от друга только методом
Фиксации времени прохождения самолетом мерной базы. Здесь
мы разберем два из существующих методов, которыми будем
пользоваться при учебных испытательных полетах.
26
1) Метод засечек времени с воздуха. Этот метод заключается
л следующем. После установления заданного режима летчик за-
ходит на базу с таким расчетом, чтобы створы были хорошо
видны с воздуха. Для этого самолет следует вести несколько
сбоку базы, как это показано на фиг. 13. При прохождении ориен-
тира №1 наблюдатель включает бароспидограф и приготавли-
вается к засечке времени при прохождении первых створ. В тот
момент, когда оба столба первых створ и луч зрения наблюда-
теля будут находиться в одной плоскости (точка А на фиг. 13),
последний нажимает кнопку отметчика времени бароспидографа
и одновременно включает секундомер. Не меняя положения го-
ловы, при тех же условиях на выходе с базы (точка В), наблю-
датель опять нажимает кнопку отметчика времени и останавли-
вает секундомер. Затем записывает показания секундомера в
графе 4 полетной карточки (таблица 3—см. приложение) соот-
ветственно направлению „туда". Затем нажатием кнопки ставит
секундомер на 0. В графы 5, 6 и 7 полетной карточки записы-
ваются значения скорости по прибору п и рк, снятые во вре-
мя пролета базы (от точки А до точки а). Самолет делает раз-
ворот на 180° и на том* же режиме пролетает базу в обратном
направлении. Разность скоростей при заходах „туда" и „обратно"
не должна превышать 5 км, час.
Режим устанавливается за 0,5 1 мин. до выхода на ориен-
тир №2. При прохождении вторых створ (точка С) наблюдатель
включает секундомер и нажимает кнопку отметчика* времени.
При прохождении первых створ (точка Д) останавливает секун-
домер и делает отметку времени на бароспидографе. Записывает
показания секундомера в графе 4 полетной карточки соответст-
венно направлению „обратно". В графах 5, 6 и 7 записывает
средние значения г»л/)> п, pk, снятые при полете от точки С до
точки Д. Затем тоже повторяется на других режимах полета по
мерной базе.
2) Метод петель. В этом случае засечка времени произво-
дится с земли. Метод является менее точным, так как время
прохождения самолетом базы определяется как разность засечек
временидвумя наблюдателями. Первый наблюдатель, находящийся 1
у первых створ, включает секундомер при прохождении само-
летом точки А и останавливает его при прохождении самолетом ’
точки Д, т. е. после полета по большой петле АВЕСД.
Второй наблюдатель, находящийся у вторых створ, включает ]
секундомер в момент прохождения самолетом точки В и ост;-1
навливает его при возвращении самолета в точку С, т. е. опре-
деляет время полета по малой петле. ВЕС. Показания секундо-
меров наблюдатели записывают соответственно в графы. 3 и 4
карточки километража (таблица №4—см. приложение). Графы 5,6
и 7 заполняются по данным полетной карточки (табл. № 3). Выпол-
нение самого испытательного полета в этом случае остается та-
ким же, как и при методе засечек времени с воздуха.
зо
2. Определение наивыгоднейших скоростей набора
высоты—полет „по зубцам"
*
Для определения таких важных летных характеристик само-
чета, как его скороподъемность и потолок, прежде всего необ-
ходимо определить наивыгоднейшие скорости подъема по вы-
сотам и величины вертикальных скоростей подъема.
Для этой цели производятся полеты „по зубцам”, состоящие
из серии установившихся подъемов самолета на разных скоро-
стях при моторе, работающем па полном газе. Зубцы выпол-
няются на трех высотах: одна ниже и две выше границы высот-
ности двигателя. Эти высоты -являются средними для каждого
пояса зубцов. Начинать подъем по зубцу следует ниже средней
высоты, примерно, на величину полного зачетного участка, чтобы
на зачетном участке иметь вполне установившийся режим. Вы-
соту зачетного участка следует выбирать в зависимости от ско-
роподъемности самолета. Для более скороподъемных самолетов
высоту зубца следует брать больше. Ниже приводим пример вы-
бора средних и зачетных высот зубцов.
Пример: 2-я граница высотности мотора = 4000 м. Полеты
по зубцам следует произвести на высотах: НА — 3000 ж, //а = 6000 м,
/73 = 8000 м. Если ожидаемые вертикальные скорости подъема
на этих высотах составляют соответственно 14, 10 и 7 м/сек., то
зачетные участки следует выбирать из расчета:
для //1 = 3000 м не менее 40X14 = 560 м,
„ Н3 = 6000 м — „ — 40X10 = 400 ж,
„ Яя = 8000 ж 40X 7 = 280 ж.
Округляя, будем иметь высоты зачетных участков:
A/Yj — 600 м.,
Д//2 = 500 ж.,
кН3 = 300 ж.
Следовательно, зачетный участки будут начинаться соответст-
венно на высотах 2700, 5750 и 7850 м и заканчиваться на высо-
тах 3300, 62с 0 и 8150 ж.
Однако, для того, чтобы при выходе на зачетный участок
был установившийся режим, следует начинать зубцы с некото-
рым запасом высоты (примерно, в половину зачетного участка).
В нашем примере зубцы следует начинать на высотах 2400,
5500 и 7700 ж и заканчивать их на высотах 3600, 6500 и 8300 ж.
Схема полета но зубцам представлена на фиг. 14.
Полет по зубцам выполняется на 5 — 6 режимах. При этом
скорости задаются через 10^-20 км/час.
Например: z'1^vHaai—20 км/час, v^vrMt—10 км,час, 'V3 = 'VHallt,
-п„яь, + 10 км/час, vb^vhaue + 20 км/час.
31
Заданную для данного зубца скорость летчик обязан устано-
вить на горизонтальной площадке и только после этого, давая
полный газ, переводить самолет на набор высоты.
Работа наблюдателя при полете сводится к следующему..
После отрыва от земли он включает бароспидограф. В точке А
(фиг. 14) летчик устанавливает заданный режим и переходит на
Фиг. 14. Схема полета „по зубцам*.
подъем. При переходе через точку В (по альтиметру), наблюда-
тель включает секундомер и записывает показание скорости, обо-
ротов и давление наддува соответственно в графы 3, 4 и 5 полет-
- ной карточки (табл. № 5—см. приложение). При прохождении
точки С (по альтиметру) наблюдатель останавливает секундомер
и записывает его показание в графу 6. После этого следует по-
ставить секундомер на нуль. Достигнув точку D, самолет сни-
жается для установления следующего режима и захода на новый
зубец. При спуске режим выбирается по желанию летчика. Уста-
новив режим в точке А', летчик начинает снова подъем на дру-
гом режиме.
Наблюдатель производит записи тех же величин на новом
режиме в соответствующих графах полетной карточки.
После того, как пройден последний зубец, летчик переводит
самолет на снижение до средней высоты зубца и делает гори-
зонтальную площадку на максимальной скорости. Горизонталь-
ность полета выдерживается по статоскопу или вариометру.
32
Для получения плсшадки нужного качества, летчик должен
нести самолет по горизонту не менее 2—Зл/ww после дачи" пот-
ного газа, и выход на площадку совершать с разгона при сни-
жении.
В конце плошадки наблюдатель записывает скорость, обороты
давление наддува и температуру наружного воздуха соответ-
ственно в графы 23, 24, 25 и 26 полетной карточки (табл. № 5).
После подъема на следующую высоту, аналогичным образом
выполняется полет „110 зубцам" и производятся необходимые
записи.
После выполнения задания на всех трех высотах, самолет
снижается (режим произвольный*).'При заходе на посадку наблю-
датель выключает бароспидограф.
3. Определение скороподъемности, потолка и максимальных
скоростей горизонтального полета
Обычно задание на определение скороподъемности объеди-
няется с заданием на испытание по определению максимальных
скоростей горизонтального полета на различных .высотах. Весь
полет протекает следующим образом.
На основании обработки материалов испытаний по определе-
нию наивыгоднейших скоростей подъема (методику обработки
см. ниже), экипаж получает задание, в котором указываются
значения наивыгоднейших скоростей подъема по прибору
в зависимости от высоты полета по альтиметру.
После взлета, убрав шасси и набрав высоту Н= 100 м, лет-
чик устанавливает заданную наивыголнейшую скорость и затем
без разгона, дав полный газ, начинает подъем. В то время, когда
летчик делает плсщадку для установления скорости, наблюда-
тель включает бароспидограф. В момент, когда самолет начинает
подъем, наблюдатель делает отсчеты по визуальном приборам.
Эти отсчеты следует вести следующим образом.
В момент начала подъема, по альтиметру, установленному
на „760“, берется отсчет высоты (в нашем случае 100 м) и одно-
временно включается секундомер, после чего записываются
в гра()ы 3, 4 и 5 полетной карточки (табл. № 6—см. приложение)
значение скорости, оборотов и рл. В графе 6 ставится нуль
(начало отсчета времени подъема).
По достижении высоты в 5С0 м (по альтиметру) останавли-
вается секундомер и одновременно включается второй. В графе
6 записывается время подъема с высоты 100 м до высоты 500 м.
Затем записываются показания приборов—указателя скорости,
оборотов и давления наддува. Следукщие записи ведутся ана-
логичным образом через каждые 500 м гплоть до высоты, близ-
кой к практическому потолку (по вариометру «1 mIcck').
При наборе высоты наблюдатель обязательно записывает
(в графе „примечания") высоту начала падения рк на обоих ско-
3
Торба, Свечников.
33
ростях нагнетателя и высоту переключения нагнетателя на вто-
рую скорость.
Полет на практический потолок самолета требует значитель-
ного расхода горючего и большой подготовительной работы
(тренировки в барокамере, пользование кислородным прибором
и т. д.) В то же время такой полет не вызывается необходи-
мостью в условиях учебной практики, так как методика заме-
ров остается такой же, как и на малых высотах. Поэтому испы-
тательный полет выполняется до //^3000— 4000 м. Потолок
в дальнейшем определяется экстраполяцией кривой скороподъ-
емности.
Достигнув заданной высотц, летчик прекращает подъем и
делает горизонтальную площадку для определения максималь-
ных скоростей горизонтального полета. Площадки делаются
через 500 м. Одна площадка выбирается дополнительно, при-
мерно, на границе высотности двигателя.
Задание при полете на площадках выполняется так же, как
и ври полете „по зубцам”. Показания приборов записываются
в 7, 8, 9 и 10 графы полетной карточки (табл. № 6).
Схема полета показана на фиг. 15.
IV. Обработка результатов лётных испытаний
самолета
по IgacCMOTPHM методику обработки результатов испытательных
34
1. Обработка результатов испытательных полетов на
мерной базе (километраж)
1) Обработка результатов испытаний при засечке времени
с воздуха. В этом случае обработка материалов испытаний про-
изводится в последовательности, указанной в таблице 7 (см. при-
ложение).
В графу 3 этой таблицы будем записывать время пролета
базы в соответствующих направлениях (из графы 4 табл. № 3).
В графу 4 записываем величину путевой скорости
3.6L
4^ = — км[час, (34)
здесь L — длина базы в метрах,
' — время пролета базы в секундах (из графы 3).
Затем исключаем влияние ветра и находим фактическую-
скорость самолета относительно воздуха по формуле:
тде —путевая скорость при полете „туда", v2 — путевая ско-
рость при полете „обратно" (берутся из графы 4).
Результат записываем в графу 5.
Далее находим индикаторную скорость.
Ввиду того, что при километраже давление мало отли-
чается от 7б0‘мм рт. ст. принято считать:
= (4)
Здесь —из графы 5,
Д,=0,379 /?- , (2)
1 ф
фактическое давление рф определяется по формуле:
^ = Ро~0,09Н, (36)
тде д,—давление на земле в мм рт. ст. (по данным метеостан-
ции), Н— превышение высоты полета над метеостанцией в мет-
pax'.
Изменение температуры по высоте при километраже можно
не учитывать и принимать Тф^7\.
Подсчитанное значение индикаторной скорости записы-
вается в графу 6.
В графу 7 записываем показания скорости по прибору
(из графы 5 табл. № 3).
В графу 8 заносим расшифрованную запись спидографа. Рас-
шифровку производим следующим образом.
35
а) Определяем участки записи скоростной части бароспидо-
графа, соответствующие, времени пребывания самолета на базе
на каждом заходе — см. фиг. 16;
б) на нулевой линии пера скорости наносим штрихи, соответ-
ственно штрихам, прочеркнутым на нулевой линии отметчика
времени, но смещенные на величину расстояния между началь-
ными положениями пера скорости и пера отметчика времени)
(расстояние а на фиг. 16);
в) прочерчиваем линию центров вращения пера скорости,
(параллельно нулевым линиям на высоте h пера от нулевой линии
отметчика времени. Для бароспидографа К2Л74 h — 46 лш);
Линия центров вращения пера
0T.I
Фиг. 16. Схема расшифровки спидограммы.
„Нулевая "линия отметчика времени
g П~ ,,^Рле^аллинил скоростиг'_______________________________________________
г) от штрихов проводим дуги радиусом Z, равным длине пера
скорости до пересечения с записью пера (для К2-74 2 = 125 мм),
при этом центры дуг находятся на линии центров вращения пера;
д) снимаем высоту hv и по тарировочной кривой самописца,
полученной в лаборатории (см. фиг. 17), определяем т/„Л(0,.
Далее, в графы 9 и 10 записываем средние значения скорости
по прибору:
(37>
и средние значения скорости по самописцу:
* -г/ 4- чв* *
и canon1 v canon
®самоп ср —------2------ ’ '
Здесь и v'caMO„— соответственно значения скоростей по при-
бору и самописцу при полете „туда", v"rp и v"taMOn —соответ-
ствующие значения скорости при полете „обратно".
По данным, граф 6 и 10 строим тарировочную кривую
(Фиг. 18).
На эту кривую наносятся только точки, соответствующие
записи самописца. Точки, соответствующие показаниям визуаль-
ного прибора наносятся на черновой график (в порядке контроля),,
S6
так как точность отсчетов по визуальному прибору значительно
ниже точности записи самописца.
На этом же графике обычно строятся кривые поправок
высоты: *
с,Н —f (vcaMon).
Фиг. 17. Тарировочная кривая спидографа (лабораторная).
Зная эту поправку, высоту по стандартным условиям опре-
деляем по формуле:
Нст^Нб + »Н.
Здесь: Н6—высота, записанная барографом,
127AW Ltm ’
(34)
(9)
— относительная плотность в стандартных условиях.
Zva = z>i—vcaMO„ (графы 6 и 10 табл. № 7).
Результаты расчетов записываем в графы 11—>17 табл. №7.
Кривые ^fi=f(veaJllon) показаны в нижней части фиг. 18.
2) Обработка результатов испытаний при засечке времени
с земли по методу петель. В, случае полета по методу петель
•обработку результатов будем производить согласно таблице
№ 8—см. приложение.
В графу 3 записываем время пролета большой петли (из
графы 4 табл. № 4).
37
В графу 5 записываем время пребывания самолета на базе.
(40)
Здесь ti и i2 соответственно времена пролета большбй и малой
петель.
Фактическая скорость самолета относительно воздуха:
Фиг. 18. Тарировочная кривая спидографа (километражная).
Записываем ее величину в графу 6.
В графу 7 записываем индикаторную скорость, определений
которой аналогично предыдущему методу.
В графы 8 и 9 заносим показания указателя скорости, записан-
ные в полете (графа 5 табл. № 4) и расшифрованную запись
спидографа. По данным граф 7 и 9 строим тарировочную кривую
f (V салоп)"
2. Обработка результатов испытательного полета
„по зубцам"
В результате обработки данных полета „по зубцам" необ-
ходимо получить значения наивыгоднейших скоростей подъема
Е8
по высотам и зависимость вертикальных скоростей подъема от
скорости полета.
1) Определение наивыгоднейших скоростей подъема. В резуль-
тате обработки данных испытательного полета „по- зубцам0 мы
должны получить для ряда высот величину скорости самолета
по траектории, обеспечивающей наибольшее значение вертикальной
скорости подъема.
Значение этой скорости необходимо знать для определения
режимов полета на скороподъемность и потолок.
Иными словами, необходимо знатр, какую скорость по при-
бору должен держать летчик на различных высотах, чтобы
обеспечить наиболее быстрый подъем. Поэтому, в данном случае
нет необходимости искать истинные значения скоростей, что
значительно упрощает задачу.
Поступим следующим образом.
По данным табл. № 5, для каждой высоты полета строим
кривые зависимости времени набора зачетного участка зубца от
скорости по прибору (фиг. 19). Минимум этой кривой для каж-
дой высоты определит наивыгоднейшую скорость по траектории
по прибору.
Иногда не удается выдержать один и тот же перепад высоты
для всех зубцов на заданной высоте. В этом случае для каждого
зубца подсчитывается кажущаяся вертикальная скорость подъ-
ема:
Д/У
vyp~ дт
(42)
где ДА/—зачетная высота зубца,
Дт—время набора этой зачетной высоты.
Далее строим кривую зависимости г)у11 от скорости по прибору
(фиг. 20). По максимуму - этой кривой определяем наивыгодней-
шую скорость по траектории по прибору.
По полученным значениям строим кривую зависимости v„p Hai.t
от высоты (фиг. 21).
2) Определение вертикальных скоростей подъема. В резуль-
тате обработки дойных полета „по зубцам" можно получить
39
зависимость вертикальной скорости подъема в стандартных усло-
виях от скорости по самописпу. (vca/uo„), или по v„put р. Весь
расчет сводится в табл. № 9—см.,
приложение.
В графе 1 записывается средняя
высота зубца. Ее значение найдем
по барограмме (фиг. 22) и тариро-
вочной кривой барографа (фиг. 23).
В графу 2 записывают значение
скорости по самописцу (по спи-
дограмме и тарировочной кривой)
па данном зубце. Из кривой тт —
=f(veaM.,n) (фиг. 18), по найден-
ным значениям v сами„ снимаем V, и
записываем в графу 3.
В графу 4 заносим значения
снятые с фиг. 18 по Нб и v самоп
(из граф 1 и 2 —табл. 9). В графу >5
записываем среднее значение по-
правки ьН, как среднее арифмети-
ческое поправок на всех зубцах
данной высоты Н6. Далее опреде-
ляем Нст—Нб + ЪН и записываем
фиг. 22 и тарировочной кривой
ее величину
ее значение в графу 6. По
данного барографа определяем Л/У и заносим
Фиг. 22. Схема расшифровки «зубцов*.
в графу 7. В графу 8 записываем время (Д*) набора зачетной
высоты зубца \Н. Для определения этого времени поступаем
следующим образом.
40
На барограмме (фиг. 22) проводим линию центров пера за-
писи давлений. На этой линии, начиная от точки нулевого
положения пера, размечаем масштаб времени. Масштаб получаем
на основе прогонки барографа с засечкой времени через опре-
деленные промежутки (напр., через 30 секунд). Масштаб запи-
шется на линии отметчика времени. Затем из точек А и В
(фиг. 22), радиусом, равным длине пера L, на линии центров
делаем засечки (точки а и в). Расстояние между точками айв,
Фиг. 23 Тарировочная кривая барографа.
в нанесенном масштабе времени, даст искомую величину вре-
мени набора зачетной высоты зубца Дт. Далее определяем ве-
личину кажущейся вертикальной скорости
ДЯ ,
лЧсек
и записываем ее значение в графу 9.
Теперь следует привести найденное значение v,p к стандарт-
ным условиям. Для этого необходимо знать поправку &vy, кото-
рая определяется по разнице ьТ между температурой окружаю-
щего воздуха и стандартной температурой на той же высоте.
Величина ьТ и vytm определяется следующим образом.
В графу 10 запишем расшифрованное (по спидограмме) зна-
чение ,пах салюп< полученное нами на площадках. В графу 11
заносим замеренную на тех же площадках температуру окружаю-
щего воздуха по термометру (t °C). По величине "V max слмоп (гра-
фа 10) и тарировочной кривой (фиг. 18) находим значение vimax
41
и записываем в графу 12. По Нст (гр. 6) и найденной ц/тяг с
фиг. 2 снимаем значение поправки U и записываем ее в графу 13.
В графу 14 заносим фактическую абсолютную температуруг
Tfl9=(f+273)-8t
(7а)
По Нст (графа 6) из таблицы международной стандартной
атмосферы находим значение температуры в стандартных усло-
виях и записываем в графу 15.
В графу 16 записываем отклонение фактической температуры
от стандартной:
вую зависимости Vytm=f(Vra.o,} Для
По фиг. 6 и 7 (в за-
висимости от высоты)*
определяем поправку
6цу и записываем в гра-
фу 17.
В графу 18 ,запи-
сываем величину вер-
тикальной скорости
подъема в стандартных
условиях:
= (43)
По графам 2 и 18
табл. № 9 строим при-
данной стандартной вы-
соты. Затем проделываем аналогичные расчеты и строим такие же
кривые для остальных высот (фиг. 24).
3. Обработка результатов испытательного- полета на
скороподъемность и на максимальную скорость по высотам
Обработка результатов этого испытательного полета сводится
к определению максимальных скоростей горизонтального полета
по высотам, скороподъемности и потолка самолета.
1) Определение максимальных скоростей горизонтального
полета. Максимальные скорости определяем по данным испыта-
ний самолета на горизонтальных площадках при снижении после
полета на потолок. х
Обработка результатов полета показана в табл. № 10 (см. при-
ложение). Эта обработка и запись величин производится в сле-
дующем порядке.
1 и 2—показания альтиметра и указателя скорости, записан-
ные, наблюдателем в полете (по графам 2 и 7 табл. № 6).
3 и 4— по расшифрованным записям бароспидографа.
5—по фиг. 18 и найденным значениям vtaMLn и Нб.
42
6— по формуле Нст — Нб + <>Н.
7—по тарировочной кривой ®,=/(^«ЛОП) (фиг. 18) и по най-
денному значению veaMon (графа 4).
8—по записям наблюдателя (графа 10 табл. № 6).
9—из фиг. 2 по найденным 'значениям и 7/fw.
10—по формуле 7^= (£+273)—St
11—по Нгт из таблицы международной стандартной атмосферы.
12—по формуле ЪТ=Тф—L'ст.
13—по фиг. 5 и найденным значениям (графа 7) и о Г
(графа 12).
14—по фиг. 1 и найденным значениям (графа 7) и Hent
(графа 6).
15—по формуле
16—по найденному значению Н(т (графа 6) из таблицы между-
народной стандартной -атмосферы.
17— по
18— по
19—*по
формуле
V ^ст
записям наблюдателя (графа 9 табл. № 6).
записям самописца рк и его тарировочной кривой.
20—по фиг. 4, по записям самописца рк (графа 19) и по^нап-
денным значениям пТ (графа 12).
21 — по формуле рк (п=ркф + Ьрк.
По таблице № 10 (графы 17, 21 и 6) строим кривые ркст =
И ^тахчп—СМ. фиг. 25.
Построение удобно начинать с кривой pKtm—fAHcmh п0
которой четко определяются границы высотности.
Кроме того, для дальнейшего необходимо построить кривые
Тст(Нст) и Тф(Нсгп) — фиг. 26.
2) Определение времени набора высоты и вертикальных
скоростей по высотам. Интересующие нас величины получим
в результате обработки барограммы подъема, полученной при
испытательном полете на скороподъемность. Прежде чем начи-
Фиг 26.
выяснено при определении вертикальных скоростей подъема
по зубцам.
Затем радиусом L, равным длине пера, делаем засечки на
барограмме, передвигая ножку циркуля по линии оси пера через
бт = 30 сек (по размеченному масштабу времени). Для ускоре-
ния этой операции можно воспользоваться шаблоном (фиг. 27) *)-
Получаем точки 1, 2, 3 и т. д. Расстояние между этими точ-
ками по вертикали равно высоте, которую самолет набирает за
= 30 сек. Аналогично расшифровывается запись самописца рк.
Разбивка этой записи производится строго синхронно с
записью барографа. ;
’) К моменту выхода из печати настоящего руководства инженер-капита-
ном Фат.ху.тлиным X. X. был предложен другой шаблон, значительно уско-
ряющий обработку записей самописца.
-44
. Всю обработку сведем к таблице № Ц (см. приложение) в
следующем порядке.
1—задаемся при разметке барограммы.
2—-по барограмме (фиг. 27) и тарпровочпой кривой баро-
графа. ‘ 1
3—время'набора стандартной высоты получаем последова-
тельным суммированием величин графы 10, начиная
сверху
____v I -
'em — ст' 'О’
где т0—время набора высоты, с которой начинается запись баг
рограммы (в нашем случае время набора высоты от 0 до 100 м.
по альтиметру).
Это время определяется по формуле: •
20 (Vy ст t + v у Сп13 -| Vу ст 3)
Здесь: Ннач — высота, с которой начинается запись барограммы
//////t Т---------------:----
.Шкало делений шаблона
/S, ’ J I
Пулевой линий
Последовательные* *
положений ножки циркуля
Фиг. 27.
{момент т66 = 0);вее значение соответствует первой цифре графы
2, табл. № 11;
Уустм —значения стандартных вертикальных
скоростей в начале подъема: их величины соответствуют первым
трем числам графы 9 табл. № 11.
4—время набора высоты АН между соседними, размечен-
ными точками на барограмме (точки 0, 1, 2 и т. д. на
• фиг. 27); этб время получаем, как разность величин в
двух соседних строках графы 1.
5— разность значения Нб в двух соседних строках графы 2.
6—кажущаяся вертикальная скорость подъема; определяется:
по формуле
__ АН
м/ек.
Значения АН и — из граф 4 и 5.
45
7— по фиг. 26, построенный при обработке данных полета
на определение T'mov:
*т=тф-тст-,
значения Т$ и Ttm берутся по фиг. 26 для соответствую-
щих высот Нср из графы И.
-8—по фиг. 6 или 7 и найденным значениям vyp и ЪТ.
•9— вертикальная скорость подъема в стандартных условиях
на Нср определяется по формуле:
Ю—время набора высоты ДЯ при стандартной вертикальной
fe. ^скорости подъема определяется по формуле:
. ДЯ
Значения ДЯ и vycm берем из графы 5 и 9. ,
11 — среднее значение высоты Нб из графы 2.
12—давление наддува рк; получаем его величину по разметке
записи самописца рк и соответствующей тарировочной
кривой, в случае отсутствия самописца — замеренное при
полете рк по визуальному прибору (гр. 5 табл. № 6).
13—по фиг. 4 и найденным значениям ркф и 8Т.
14—значение рк, приведенное к стандартным условиям по
формуле: рк ет — ркф + Ърк,
В результате обработки, по табл. № 11 строим кривые
fl (ffm)’ Пуст—fi^f^rnfi Ркст—f'S^f^ctn} И Определяем
потолок самолета (фиг. 28).
При этом, ввиду малости поправки принимается Нет~Нб.
46
М с* п м
’i’t’ssi
+1+1
П И И И II II
« « Е « , ,
N О С1
+1+1+1
CJ
X
ас
0J
6
47
Взвешивание самолета и определение положения центра тяжести
Гпп самолета — № самолета Дата В е с кг I Р а з м е р ы мм Полный Вес подставок . 1 п * н подкладок чистым вес Положение вес » т , , » а. Опиши RPC 111. И. 1. /7 г /7.» X 3? 3- is 5= 5г 6 2 ТО хэоях ОЭ31ГОН aoaaif ОЭЭ1ГОЯ эоявёц ХЭОЯХ оээеоз ЭОЯЭ{/ ОЭЭГОЯ зоявёд хэоях ОЭЭ1ГОХ ЭОЯЭ1/ ОЭЭЕОИ ЭОЯЕЙЦ ГЗ ь о 2 * • од' - »х 1 ' , _ —- i * => 1 о < II ^i'- ll 14 «
е.ЧЕАблвн АЗЕОИеЭ мохэХц 1 BHiAdJBH BBH4irBNdoi-j
Слушателе факулыс): Отделение:
48
. Таблица Ns 3
Полетная карточка наблюдателя при полете по мерной базе
. (засечка времени с воздуха)
Самолет-------«--------№-------------- ,«_______________________-1947 г.
Наблюдатель Бароспидограф №.___________
Летчик Указатель скорости №
Высота по альтиметру Н = Длина базы L -» м
Данные метеостанции: ца высоте Н = 100 м
Ро “ жж рт. ст. Время взлета 4 - ’С Время посадки IV - м/сек
№№ п/п. Режим Направление т сек vnp км/час п об/миь Рк мм рт. ст. Примечание
1 2 3 4 5 6 7 8
1 I Туда 1 »
Обратно
2 11 Туда
Обратно
3 III Туда
Обратно
4 IV Туда
Обратно
5 Самол Наб л ю V ет датели: Туда
Обратно Карточка к» 1) 2) Зремя прихода Впемя vxona сал лометража по № — самолета на баз. лолета с базы методу а у Таблица Ns 4 тетель 1947 г. (первые створы) (вторые створы)
№№ п/п. Режим Большая петля сек Малая петля т2. сек v«p км 1 час п об/мин Рк см рт. ст. ~6 Примечание
1 2 •з 4 5 6 ' 7
•
2 II
з 1 ш 1
4 1 IV 1
5 1 4 Yope v 1 я, Свечников. I 1 к 49
Таблица № 5
Самолет . .
Наблюдатель
Летчик . . .
ДАЛи
1 | 2
Полетной Карточка наблюдателя при полете „по зубцам11.
№
. . Бароспидограф '№ . . , . . Указатель скорости № . , Данные метеостанции . ....... Ро = Т'о = . • 1947 Г.’ Время взлета . . . . Время посадки . . . - ' ’ - ' .X- _
Подъем Площадка
р!Смм рт.ст. Р у км/час 1 х- д о Р/с мм рт.ст. т сек • v км/час. п об/мин рк лофт.ст. яаэ х v км 1 час п об/мин S. т сек V км/час п юб/мин Рк мм рт.ст. Примечайте
9| Ю| 111 121 131 14| 151 16| 17 18 19| 20 21 22 23 24 25 26 27
1 1 » » - • '♦ 1 1
Нср^
I-— Jp о . 00 б(ЮЯ | L СП сл 00 N0 — №№ .по ло/м. :з = г. О Вз Сс 5 о г
Си о о 8 О х*э Сл 3 2500 М С с е 1500 э 3> о ё о 3 о N3 се "□ “О “ о го S 2 и юда re. Полетная карточка наблю; олет . №
- т- OJ v км/час 1 П о д ъ е м К4 а св °" о S (-1 -3
— —-— » — — —1— — СЛ п об/мин рк мм рт. ст. м О 2 3 м S а
j СП т сек
- v км/час I Площадки
00 п об/мин
\ СО ркмм рт.ст. У н о 1=1 << Я а аз ~ оз а . к _,аз нз □
J ♦ 3 г с
1 * * ! Высота падения Рк на II скорости *3 • s'* S I Высота переключ. • I рк нд 1 скорости . * « Высота падения При м е ч а н и е 3Q1CJID tKVpUCiH ГС. ные метеостанции: /1= • 1ол п । । ! . i < i Таблица Г> рн полете на пОтолок П II НГ\|'ПЙг1т Мп
Километраж самолета (метод засечки времени с воздуха)
Таблица Лд 7
_С а м ол ет------------—------------------№----------—-
При Спол =------------кг; п =------------об/мин
Н а бл юда тел ь -----------------------------—--------
Летчик---------------------------------------------------
Время вылета ------------------
Время посадки------------------
Бароспидограф №-------------
Указатель скорости №-----------
Дата тарировки приборов--------
Направ-
ление
У
о*
/7=1000 м
Значения ЪН = м
_____________ __________
/7=2000 м Я=30С0 м /7=40С0 jk
Я=5000 м
9 10
11 12 13
14 15
Приме-
чание
is
Туда
Обратно
Туда
Обратно
Туда
Обратно
Туда
Обратно
Туда
Обратно
Длина
базы
I. м
Данные на высоте 100ж
Рф мм рт. ст. Т°ф
Данные на земле
р0 мм рт. ст.| ГС
Расчет производил:
Расчет проверил:
й
а 5е
в
«э «
S ч
4 5 6
Таблица ЛЬ 8
Километраж самолета (метод петель)
Самолет № • 194 г. ТИП При ОпоЛ = кг п= об/мин Время вылета Наблюдатели: Время посадки 1) (первые створы) Бароспидограф № 2) (вторые створы) Указатель скорости №
№№ по пор. Режим *4 сек т2 сек т сек У км/час V. 1 км/час Vnp км/час vc-u,a км/час Примечание
1 2 3 4 5 6 7 8 9
1 I
2 11
3 П1 '
4 IV
5 v
Длина базы "L м Данные на земле Данные на высоте 100 м
pQ мм рт. ст. Рф мм рт. ст. Т”ф
Сп Со . -
Расчет производил:
Расчет проверил:
Таблица Xs 9
Определение вертикальной скорости подъема
Таблица Х> 1(Т
Определение максимальных скоростей
*.........:........194 г.
Самолет............. №........
GnM= • • кг п = . . .. ...об/мин
Наблюдатель
§
5?
е
se
2
*
tt
3
в s*
4
оН м | Нет м 1
5 6
О
с
3“
7
7
О
•а
8
9
10
Расчет производил:
Самолет . .
6пол~ • • •
Наблюдатель
Летчик . . ,
Летчик . . .
Время взлета
{Врема посадки
Бароспидограф №....
Указатель скорости . . .
Дата тарировки приборов
е
И
во
12
У
$
13
И?
40 is |
14
«
е*
я «
ТГ
е
16
«3
з*
•С
в
Тт~
а* '
1~
19
20
тг
Примечание
Расчет проверил:
Определение времени набора высоты и вертикальных скоростей
кг. п= .
. . об/мин . .
мин Иб м *ст мин ^ф мин &Н м иУР м1 сек г г ^Vy Ml Лк vy cm м/сек Дтгяг мин
1 2 3 4 5 6 7 8 9 10
Нср
м
Время взлета...............
Время посадки .............
Бароспидограф № ...........
Указатель скорости № . , .
Дата тарировки приборов . .
Рк ф
мМ рт.ст.
12
22
Таблица № Т'т
-194 г.
М-
мм рт.ст.
Рк ст
мм рт.ст.
13 | 14
П
чанпе
15'
Расчет производил:
Расчет проверил:
г
"аблица 12
Международная стандартная атмосфера (MCA)7
Н м р мм рт. ст. Т абс. град. д
_ —
-1000 854,6 294,5 1,100 1,041
—500 806,2 291,3 1,049 1,024
0 760,0 288,0 1,000 1,000
500 715,9 284,7 0,953 * 0,976
1000 674,1 281,5 0,907 0,953
1500 633,0 278,2 0,861 0,929
2000 595,1 275,0 0,821 0,906
2500 560,0 271,7 0,781 0,884
3000 525,7 268,5 0,742 0,861
3500 493,1 265,2 0,704 0,839
4000 462,2 262,0 0,668 0,818
4500 432,8 258.7 0,634 0,796
5000 405,1 255,5 0,601 0,775
5500 378,6 252,2 0,596 0,754
6000 353,7 249,0 0,538 0,734
6500 330,2 245,7 0,509 0,713
7000 307,8 242,5 0,481 0,693
7500 286,7 239,2 0.454 0,674
8000 266,8 236,0 0.428 0,655
8500 248,1 232,7 0,404 0,636
9000 230,4 229,5 0,380 0,617
9500 213,7 226,2 0,358 0,598
10000 198,1 223,0 0,337 0,580
10500 183,4 219,7 0,316 0,562
11000 169,6 216,5 0,297 0,545
11500 156,7 216,5 0,274 0,534
12000 144,8 216,5 0,253 0,503
12500 133,8 216,5 0,234 0,484
13000 1‘3,7 . 216,5 0,216 0,465
13500 114,3 216,5 0,200 0,447
14000 105,6 216,5 0,185 0,430
14500 97,8 Г» 216,5 0,171 0,413
15000 90,2 1 «216,5 Ич0Ц58 “г ф /°-397
1 Г—.
1
56
4
ж, «
ОГЛАВЛЕНИЕ
Стр.
Предисловие . ........ 3
I. Теоретические основы методики летных испытаний
и приведения к стандартным условиям
1. Определение скорости самолета................................ 4
2. Учет изменения влияния сжимаемости воздуха на работу трубки
Пнто при изменении высоты полета (переход от V. к V.&)........ 6
3. Определение в полете температуры наружного воздуха........... 8
4. Определение статического давления (высоты) в полете......... 10
5: О приведении летных характеристик самолета к стандартным
условиям....................................................... 13
II. Подготовка к летным испытаниям
1. Нивелировка и обмер самолета................................ 20
2. Взвешивание и определение положения центра тяжести самолета . 21
3. Подготовка приборов......................................... 26
III. Испытательные полеты
1. Тарировка указателя скорости и спидографа на мерной базе (ки-
лометраж) ................................................ . 28
2. Определение наивыгоднейших скоростей набора высоты—полет „по
зубцам"........................................................ 31
3. Определение скороподъемности, потолка и максимальных ско-
ростей горизонтального полета ................................. 33
IV. Обработка результатов летных испытаний самолета
1. Обработка результатов испытательных полетов на мерной базе (ки-
лометраж) .................................................... 35
2. Обработка результатов испытательного полета „по зубцам"..... 38
3. Обработка результатов испытательного полета на скороподъемность
и на максимальную скорость по высотам.........................42
Приложения........................................... ..... 47