Принцип непрерывности.

Основополагающий закон физики гласит, что масса и энергия не могут быть созданы или уничтожены, а только могут переходить из одной формы в другую.

Рассмотрим поток воздуха через трубу, сужающуюся в середине. Массовый расход воздуха за единицу времени в любом сечении данной трубы одинаков. Его можно найти как произведение площади сечения (F) на скорость (V) и на плотность (r).

Уравнение непрерывности выглядит так: F * V * r = Const

При малых дозвуковых скоростях (М < 0,4) изменениями плотности можно пренебречь и упростить уравнение: A * V = Constant, или V = Constant /A.

Поскольку массовый расход воздуха должен быть постоянным во всех сечениях, то скорость потока будет увеличиваться при уменьшении проходного сечения и наоборот. Ещё раз заметим, что это верно при малых числах Маха, когда можно пренебречь изменениями плотности.

Уравнение Бернулли

В 1700 году в Швейцарии родился Дэниел Бернулли. Несколько позже он стал великим ученым и открыл закон, или “уравнение Бернулли”. Суть заключается в том, что любой поток жидкости или газа сохраняет постоянной свою энергию. Скорость потока увеличивается - его давление уменьшается, и наоборот. Давление находится в обратной зависимости от скорости потока.

Причиной падения давления является то, что воздушный поток не производит никакой работы (трение не учитываем) и поэтому полная энергия воздушного потока остается постоянной. Если не учитывать трение, то можно считать температуру, плотность и объем воздушного потока в различных сечениях постоянными (T₁=T₂=T₃; р₁=р₂=р₃, V₁=V₂=V₃),т.е. изменение внутренней энергии можно не рассматривать.

Значит, в данном случае возможен переход кинетической энергии воздушного потока в потенциальную и наоборот.

Когда скорость воздушного потока увеличивается, то увеличивается и скоростной напор и соответственно кинетическая энергия данного воздушного потока.

ПОНЯТИЕ О СКОРОСТИ

Приборная скорость (Indicatedspeed; IAS) – величина, полученная при измерении скоростного напора в приборе (ASI).

Приборная скорость отрыва (в отличие от истинной) не зависит от метеорологических условий взлета (полета, посадки), так как изменения температуры и давления воздуха сказываются на показаниях указателя скорости в точно такой же пропорции, как и на значении потребной скорости при постоянном заданном угле атаки. Поэтому при постоянном взлетном весе приборная скорость отрыва для самолета данного типа будет также постоянна.

Индикаторная земная скорость (Calibratedspeed; CAS).

Изменение углов атаки и скольжения в полете меняет картину обтекания самолета. Это может неблагоприятно сказываться на точность восприятия давлений датчиками (особенно приёмниками статического давления). Также сам прибор может обладать погрешностями. Эти ошибки устраняют введением соответствующих поправок. Таким образом, индикаторная земная скорость это приборная скорость с учетом аэродинамической и инструментальной погрешности.

Индикаторнаяскорость (Equivalent speed; EAS).

Воздух – сжимаемая среда. Поэтому воздух сжатый внутри приёмника полного давления будет иметь повышенную плотность. Особенно это проявляется на больших скоростях полёта и ведёт к погрешностям индикации. Индикаторную скорость получают из индикаторной земной скорости путём введения поправки на сжимаемость.

Истинная скорость (Truespeed; TAS; V).

Скорость относительно воздуха. Все скорости, рассмотренные ранее, фактически скоростями не являются, а представляют собой величину скоростного напора набегающего потока. Истинную скорость получают из индикаторной путём введения поправки на различие фактической плотности окружающего воздуха от стандартной.

TAS = EAS/ Ös, где s = r/r₀ - относительная плотность воздуха.

Скорость звука (а). Звук – это «слабые» волны давления, которые распространяются в атмосфере сферически от своего источника. Скорость распространения звука пропорциональна корню квадратному из абсолютной (по шкале Кельвина) температуры воздуха. Скорость звука у земли в стандартной атмосфере равна 340 м/с (660 узлов).

Число Маха (М).

Отношение истинной скорости полета к местной скорости звука называется числом Маха.

M = V / a

Критическое число Маха (M_CRIT).

Это такое число Маха, когда скорость воздушного потока возле какой либо части самолета (обычно возле точки максимальной толщины профиля крыла) впервые достигает скорости звука.