Влияние температуры и давления на взлет и посадку воздушных судов, скорость подъема и потолок самолета
Перед взлетом самолет выруливает на взлетную полосу, останавливается, а затем, получив разрешение диспетчера старта, начинает разбег по ВПП. Самолет взлетит тогда, когда при разбеге его скорость станет равна скорости отрыва, т.е.
Vотр =√2G/ сy отрS ρ. (6.14)
Очевидно, что раз в формуле есть плотность воздуха ρ, то любые изменения температуры и давления, приводящие к уменьшению плотности, увеличивают скорость отрыва. Это, в свою очередь, увеличивает длину разбега самолета. Для определения длины разбега в любых условиях можно воспользоваться формулой
Lразб,ф = Lразб.са /D3, (6.15)
где Lразб,ф - фактическая длина разбега самолета, Lразб.са - длина разбега самолета в стандартных условиях, а D = ρ0,ф ρ0,СА - соотношение фактической и стандартной плотности воздуха у земли.
Простые расчеты показывают, что увеличение температуры воздуха на 1° приводит к увеличению длины разбега на 1%, а увеличение атмосферного давления на 1% приводит к уменьшению длины разбега на 2%,
Аналогичные процессы происходят и при посадке ВС. Так, при увеличении температуры воздуха и уменьшении давления (уменьшении плотности) посадочная скорость самолетов увеличивается, а следовательно, увеличивается и длина пробега. Фактическую длину пробега самолета при любой температуре можно определить по формуле
Lпроб,ф = Lпроб.са (0,95 + 0,0031t), (6.16)
где t - температура воздуха, °С; Lпроб,ф и Lпроб.са - фактическая и стандартная длина пробега соответственно.
Установлено, что изменение температуры воздуха на 3° изменяет посадочную скорость на 1 км/ч, что соответствует изменению массы самолета на 250-300 кг.
Увеличение плотности воздуха приводит к увеличению тяги двигателя, а следовательно, и к увеличению потолка самолета. Величина фактического потолка ВС может быть определена по следующей формуле:
Н пот..ф = Н пот..са - (760 - р о.,ф) 10 - (Ттроп..ф - Ттроп.са)80, (6.17)
где Н пот..ф , Н пот..са - высота потолка самолета фактическая и в стандартных условиях соответственно; р о,.ф - фактическое давление воздуха у земли, мм рт. ст.; Ттроп..ф и Ттроп.са - фактическая и стандартная температура тропопаузы соответственно.
Иногда последнее выражение записывают несколько иначе, определяя по формуле не потолок самолета, а его отклонение от стандартного значения, В этом случае выражение (6.17) принимает вид:
D Н пот. = Н пот..ф - Н пот..са = (р о.,ф - 760) 10 - (Ттроп..ф - Ттроп.са)80. (6.18)
Анализируя формулу (б.18), легко убедиться в том, что повышение давления у земли и понижение температуры на высоте полета (и то, и то приводит к увеличению плотности воздуха, а, следовательно, и тяги двигателя) являются теми причинами, из-за которых потолок самолета может быть выше стандартного значения. Из этой же формулы видно, что влияние температуры на изменение потолка самолета примерно на порядок больше, чем влияние атмосферного давления у земли. Поэтому для определения потолка самолета иногда пользуются упрощенной формулой
D Н пот = к DТН (6.19)
где к - коэффициент, зависящий от типа самолета и показывающий, на сколько метров изменится потолок при изменении температуры на 1°; DТН - отклонение температуры воздуха от стандартного значения на высоте потолка самолета.
Коэффициент к измеряется в м/град и равен для Ту-134 (-40), для Ту-154 -(-55), для Ил-62 - (-100) и для Ил-86 - (-130).
Имеет свои особенности определение потолка сверхзвуковых самолетов. Как известно, выполнять полеты на сверхзвуковой скорости на высотах ниже 10 000 м запрещено. Поэтому самолет сначала на дозвуковом режиме набирает высоту 10 000-11 000 м, затем летчик в горизонтальном полете разгоняет самолет до сверхзвуковой скорости и только после этого снова переводит самолет на режим набора высоты. Используя инерцию разгона и свои аэродинамические качества, самолет или попадает в область динамических высот, или набирает заданную высоту полета (рис. 6.4).
Рис. 6.4. Траектория полета сверхзвукового самолета при полете на потолок.
Совершенно очевидно, что стратосферный самолет всегда наберет высоту 10 000-11 000 м (высоту разгона), а на его потолок будет оказывать влияние, в основном, только распределение температуры воздуха в слое от высоты разгона до потолка (рис. 6.5).
Рис. 6.5. К определению потолка сверхзвукового самолета.
На рис. 6.5 приведены три возможных варианта распределения температуры воздуха в слое от высоты разгона до потолка. Естественно, что в первом случае, при котором температура воздуха продолжает понижаться (плотность воздуха уменьшается медленнее, чем в двух других случаях), потолок самолета будет самым высоким. Следовательно, можно в слое от высоты разгона самолета до его потолка найти такую высоту, на которой температура будет характеризовать общие температурные условия набора высоты во всем этом слое. Если учесть, что разгон производится на высотах 10 000-11 000 м, а потолок самолетов близок к 20 000 м, то такой «реперной» высотой может служить высота поверхности 100 гПа (это около 16 км). Эта высота удобна еще и тем, что информация о температуре на уровне 100 гПа всегда есть в данных температурно-ветрового зондирования атмосферы. Поэтому мы можем построить график зависимости потолка самолета от температуры воздуха на уровне 100 гПа и конечной скорости разгона. Образец такого графика приведен на рис. 6.6.
Рис. 6.6.График зависимости потолка самолета от температуры на уровне 100 гПа
и конечной скорости разгона.
Пользование последним графиком дополнительных пояснений не требует и дает преимущества перед другими методами определения потолка.
Дата добавления: 2020-12-11; просмотров: 1398;