1

РОССИЙСКИЙ ГОСУДАРСТВЕННЫЙ

ГИДРОМЕТЕОРОЛОГИЧЕСКИЙ УНИВЕРСИТЕТ

ВОЕННАЯ КАФЕДРА

Экз._ УТВЕРЖДАЮ

Ректор РГГМУ

Только для преподавателей. Л.Н.Карлин «_»_2006г.

МЕТОДИЧЕСКАЯ РАЗРАБОТКА

по проведению группового занятия по учебной дисциплине

«АВИАЦИОННАЯ МЕТЕОРОЛОГИЯ».

Экспериментальная программа 2006 года издания

ТЕМА N 5 “ВЛИЯНИЕ ФИЗИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ СОСТОЯНИЯ АТМОСФЕРЫ НА ПОЛЕТЫ И ЛЕТНО-ТЕХНИЧЕСКИЕ ДАННЫЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ АППАРАТОВ”.

ЗАНЯТИЕ 3. ВЛИЯНИЕ ФИЗИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ АТМОСФЕРЫ

НА ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ.

РАЗРАБОТАЛ:

ПОЛКОВНИК АКСЕЛЕВИЧ В.И.

Обсуждено на заседании кафедры.

Протокол № от 2006 г.

г.Санкт-Петербург

ЗАНЯТИЕ 3. ВЛИЯНИЕ ФИЗИЧЕСКИХ ПАРАМЕТРОВ

АТМОСФЕРЫ НА ФУНКЦИОНИРОВАНИЕ ЛЕТАТЕЛЬНЫХ

АППАРАТОВ.

УЧЕБНЫЕ И ВОСПИТАТЕЛЬНЫЕ ЦЕЛИ:

1. Изучить влияние основных параметров атмосферы на летнотехнические характеристики летательных аппаратов (ЛА).

2. Показать важность учета влияния метеоусловий для решения задач, выполняемых авиацией ВС РФ.

3. Способствовать формированию правильного представления о влиянии метеорологических величин на полеты авиации ВРЕМЯ: 2 часа (90 минут).

МЕТОД: Групповое занятие.

МЕСТО: Класс авиационной метеорологии.

УЧЕБНО-МАТЕРИАЛЬНОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ:

1. Литература.

1.1. Авиационная метеорология. - Спб.: Гидрометеоиздат. 1992.

1.2. Синоптическая и авиационная метеорология. - Ч.2. -.: Военное издательство.1985.

2. Учебные и наглядные пособия.

2.1. Плакаты:

2.1.1. Влияние на полет самолета положительных отклонений температуры.

2.1.2. Влияние параметров атмосферы на полет.

2.2. Фоли:

2.2.1. Аэродинамические силы, действующие на ЛА в полете.

2.2.2. Принципиальная схема указателя воздушной скорости.

2.2.3. Принципиальная схема ТРД.

z T 2.2.4. Изменение множителя в СА с высотой.

0T z 2.2.5. Метод Жуковского для определения скоростей установившегося горизонтального полета самолета с ТРД.

2.2.6. Схема взлета самолета с разбегом.

2.2.7. Схема посадки самолета.

2.2.8. Потолки полета ЛА.

3. Технические средства обучения, приборы.

3.1. Проектор.

3.2. Трубка ПВD.

УЧЕБНЫЕ ВОПРОСЫ И РАСЧЕТ ВРЕМЕНИ.

ВРЕМЯ, N п/п УЧЕБНЫЕ ВОПРОСЫ мин.

1. Организационная часть занятия. 2. Учебные вопросы:

2.1. Влияние давления и температуры воздуха на аэродина- мические характеристики летательных аппаратов (ЛА).

2.2. Влияние давления и температуры воздуха на показания указателя воздушной скорости.

2.3. Влияние давления и температуры воздуха на силу тяги двигателя и расход топлива.

2.4. Влияние температуры и давления воздуха на взлет и посадку, грузоподъемность и потолок летательных аппаратов.

2. ОБЩИЕ ОРГАНИЗАЦИОННО-МЕТОДИЧЕСКИЕ УКАЗАНИЯ.

2.1. Занятие проводится в составе взвода в классе.

2.2. В организационной части занятия преподаватель проверяет наличие студентов, их внешний вид, делает замечания. Затем проверяет готовность обучаемых к занятию и качество усвоения предыдущего материала.

2.3. Проверка готовности к занятию проводится путем опроса 2 - 4 студентов. Рекомендуется поставить следующие вопросы:

2.3.1. Какие погрешности показаний баровысотомера Вы знаете?

2.3.2. В чем сущность барометрического способа определения высоты полета?

2.3.3. Какие существуют виды эшелонирования ЛА?

2.3.4. Как выглядят основные законы изменения давления, температуры и плотности в стандартной атмосфере?

2.4. Учебные вопросы занятия рассматриваются последовательно. Начать необходимо с краткого введения. При этом целесообразно напомнить основные вопросы, рассмотренные ранее, на которые будет производиться ссылка в настоящем занятии, довести цели и учебные вопросы занятия, литературу и учебные пособия, используемые для изучения учебного материала данного занятия.

2.5. В процессе изложения материала первого учебного вопроса целесообразно нарисовать рис. 1.1. на доске и, последовательно выписывая формулы, показать влияние давления и температуры воздуха на аэродинамические характеристики летательных аппаратов (ЛА). При желании можно использовать плакат 2.1.1. и фоли 2.2.1.

2.6. Второй учебный вопрос посвящен рассмотрению указателя воздушной скорости (УВС). Необходимо продемонстрировать трубку ПВД и с помощью фоли 2.2.2. пояснить работу УВС. Целесообразно представить на доске алгоритм решения задачи определения истинной скорости полета и рассказать о поправках к показаниям УВС.

2.7. В ходе изучения третьего учебного вопроса следует обратить особое внимание на зависимость работы двигателя от физических параметров состояния атмосферы и необходимость учета метеоусловий при планировании полетных заданий. Преподаватель использует фоли 2.2.3., 2.2.4., 2.2.5 и доску для записи формул.

2.8. При изложении учебного материала четвертого учебного вопроса целесообразно использовать фоли 2.2.6, 2.2.7, 2.2.8 и плакат 2.1.2. Главной задачей преподавателя является доведение до обучаемых выводов о том, что практически все основные характеристики полета ЛА, работа их узлов и показания приборов существенно зависят от метеорологических условий. Поэтому для обеспечения безопасности полетов и повышения эффективности применения авиации необходимо производить метеорологическое обеспечение полетов ЛА.

2.9. В заключительной части занятия преподаватель подчеркивает значимость отработанных вопросов, подводит итоги занятия. При этом удобно проиллюстрировать основные выводы по всей теме в целом с помощью плаката 2.1.2. После этого следует ответить на вопросы и дать задание на самоподготовку.

На предыдущих занятиях были рассмотрены законы изменения физических параметров состояния атмосферы в стандартной атмосфере, изучены принципы работы баровысотомера и порядок учета погрешностей барометрического способа при определении высоты полета. При этом подчеркивалась важность точного определения давления и температуры и их учета при выполнении полета.

На данном занятии будет продолжено изучение влияния физических параметров атмосферы на аэродинамические характеристики и тактикотехнические данные ЛА. Этот учебный материал поможет понять значение метеорологического обеспечения для нормального функционирования авиации, позволит метеоспециалистам грамотно оценивать физические процессы, происходящие в атмосфере, и осознанно подходить к выполнению задач метеообеспечения авиации.

3.1. Влияние давления и температуры воздуха на аэродинамические характеристики летательных аппаратов (ЛА).

В полете на ЛА действуют подъемная сила - Y; сила лобового сопротивления - Х; сила тяги - P, создаваемая двигателем; сила тяжести - G (показать на рисунке).

Рис. 1.1. Аэродинамические силы, действующие на ЛА в полете. (Фоли 2.1.1.).

Аэродинамические силы Y и X связаны с аэродинамическими характеристиками самолета соотношением:

где V - скорость полета самолета относительно воздуха (воздушная скорость);

Сy и Сx - коэффициенты подъемной силы и лобового сопротивления, зависящие от угла атаки, числа Маха М (характеризующего сжимаемость воздуха) и числа Рейнольдса Re (характеризующего вязкость воздуха).

Таким образом, величина аэродинамических сил прямо пропорциональна давлению и плотности воздуха и обратно пропорциональна температуре воздуха. Для горизонтального полета необходимо выполнение условия равенства силы тяжести G и подъемной силы Y:

Из системы (1.1) и условия (1.2.) легко выразить величину воздушной скорости, необходимой для осуществления установившегося полета:

Эта величина называется потребной скоростью горизонтального полета. Заменяя через уравнение состояния можно записать:

где R - удельная газовая постоянная;

Из формул (1.3) и (1.4) следует, что потребная скорость горизонтального полета увеличивается с высотой за счет уменьшения плотности воздуха и растет при увеличении температуры. Практика полетов показывает, что при изменении температуры воздуха на 20-30оС воздушная скорость изменяется на 50 км/ч и более.

По мере увеличения скорости полета (числа М) возрастает влияние сжимаемости и вязкости воздуха на аэродинамику самолета. Показателем сжимаемости воздуха является скорость звука:

где = = 1, 4 - отношение удельной теплоемкости при постоянном давлении к удельной теплоемкости при постоянном объеме.

Подставляя эти соотношения в формулу для подъемной силы (1.1), получим ее зависимость от числа М При небольших значениях чисел М (порядка М 0,5) воздух можно рассматривать как несжимаемую жидкость со всеми преимуществами такого упрощенного рассмотрения.

Однако, при увеличении чисел М, сопротивление воздуха начинает сильно возрастать. Последнее объясняется тем, что на больших скоростях значительную роль начинает играть сжимаемость воздуха, особенно на скоростях, близких к скорости звука.

В зависимости от степени сжимаемости воздуха различают несжимаемое дозвуковое (0 < М 0,5), сжимаемое (0,5 < М 0,8) околозвуковое (0,8 < М 1,2), сверхзвуковое (1,2 < М 5) и гиперзвуковое (М > 5) течения.

В целях обеспечения безопасности полета для каждого типа ЛА вводятся предельные значения Мпред и Vпред. Для них можно записать Таким образом, на основании данных о распределении температуры в атмосфере можно оценить скорость звука и определённую скорость полета самолета.

3.2. Влияние давления и температуры воздуха на показания указателя воздушной скорости.

Для определения воздушной скорости, т.е. скорости движения самолета относительно воздуха, применяется прибор, называемый указателем скорости и работающий на принципе измерения разности между полным и статическим давлением воздуха в полете, т.е. динамического давления (скоростного напора).

В качестве приемника в указателе воздушной скорости (УВС) используется та же трубка ПВД, что и в баровысотомере. (Показать трубку ПВД).

Принципиальная схема УВС показана на рис. 2.1.:

Рис.2.1. Принципиальная схема указателя воздушной скорости. (Фоли 2.2.2.).

Динамическая камера ПВД с отверстием, обращенным в сторону потока, воспринимает полное давление, которое по трубопроводу передается в полость прибора (внутрь гофрированных коробочек Види). Второй трубопровод соединяет статическую камеру ПВД с герметическим корпусом прибора.

Таким образом, деформация гофрированной коробочки, передаваемая при помощи специального механизма на стрелки указателя скорости, происходит под действием разности полного и статического давления.

Если обозначить давление в невозмущенном потоке (статическое) через Р, а скорость через V, то полное давление Р1 в динамической камере можно определить с помощью уравнения Бернулли:

Тогда для УВС справедливо:

где 1V1 - плотность и скорость потока в динамической камере.

Динамическое давление, под действием которого происходит деформация гофрированных коробочек Види и смещение стрелки прибора, будет равно:

Из формулы видно, что между величиной динамического давления и показанием прибора существует однозначная связь.

Если бы при этом плотность воздуха () оставалась постоянной, существовала бы также однозначная связь между положением стрелки на шкале и действительной (истинной) скоростью полета.

В обычных указателях скорости шкалу прибора градуируют по плотности в СА на уровне моря о.

При полетах в других условиях, когда не равно о, показания прибора не будут соответствовать действительной скорости полета. Для определения истинной скорости необходимо ввести так называемую методическую поправку, т.е. поправку на отклонение фактической плотности воздуха от стандартной.

Так как динамическое давление g остается постоянным, то можно записать, что где Vприб - индикаторная скорость (скорость по прибору, если бы он не имел инструментальной погрешности);

Vист - истинная скорость полета.

Отсюда следует, что Выражение [2.6.] позволяет учесть возникающие за счет несоответствия стандартной плотности ошибки, которые могут достигать на высоте 8-10 км 50-70% от величины скорости полета.

На современных ЛА для определения воздушных параметров полета используются комплексные автоматические измерительные системы - система воздушных сигналов (СВС) и информационный комплекс высотноскоростных параметров (ИКВСП). В этих приборов применяются вычислительные устройства, с помощью которых по измеренным значениям динамического и статического давления и температуры заторможенного воздуха рассчитываются истинные значения скорости и высоты полета. Однако эти системы также имеют методические погрешности вследствие отличия фактического состояния атмосферы от стандартных условий.

Алгоритм решения задач, связанных с определением истинной скорости полета, как правило, сводится к следующему:

1. Vприб.точн. = Vприб. + Vинстр. + V аэр+V ст, Vинстр - инструментальная поправка;

где Vаэр - аэродинамическая поправка;

Vсж - поправка на сжимаемость воздуха.

где Pо = 760 мм.рт.ст. - давление на уровне моря в СА;

То = 288оК - температура на уровне моря в СА;

Pz - давление на высоте полета в мм.рт.ст.;

Tz - температура на высоте полета в градусах Кельвина.

Решать такие задачи целесообразно перед вылетом, имея информацию о параметрах запланированного полета и метеоусловиях 3.3. Влияние давления и температуры воздуха на силу тяги двигателя и расход топлива.

Принято различать потребную силу тяги двигателя, которая необходима для преодоления лобового сопротивления и набора высоты, и располагаемую силу тяги, которую максимально может развить двигатель на данной высоте при допустимом режиме работы.

Вспомним изучавшийся в «Основах авиатехники» принцип работы турбореактивного двигателя, одного из наиболее распространенных в авиации (рис.3.1).

Рис.3.1. Принципиальная схема ТРД. (Фоли 2.2.3).

Атмосферный воздух, поступающий в ТРД при полете самолета со скоростью V, сжимается в воздухозаборнике и далее в турбокомпрессоре. Сжатый воздух подается в камеру сгорания, в которую впрыскивается жидкое топливо (как правило, керосин). Образовавшиеся при сгорании топлива газы, через сопловый аппарат попадая на турбину, частично расширяются в турбине, вращающей компрессор. Окончательное расширение газов происходит в реактивном сопле, откуда струя газов, создающая реактивную тягу, вытекает со скоростью истечения С, значительно превышающей скорость полета V.

Таким образом, происходит изменение количества движения газов, которое равно импульсу реактивной силы тяги.

Тогда на основании второго и третьего законов механики можно записать:

где Pр - располагаемая сила тяги;

m - масса расходуемого воздуха и топлива, Если положить dt = 1 сек., т.е. рассматривать секундный импульс силы и обозначить: вес воздуха, проходящего через двигатель за 1 сек., -Gb; секундный расход топлива - Gt; ускорение силы - g, скорость истечения газов С, то после дифференцирования и замены дифференциала конечными разностями получим:

Величина секундного расхода воздуха Gb во много десятков раз больше секундного расхода топлива Gt, поэтому последним слагаемым в полученной формуле можно пренебречь, вычисляя располагаемую тягу с достаточной точностью по формуле:

Из формулы видно, что величина располагаемой тяги прямо пропорциональна расходу воздуха. Весовой расход воздуха, в свою очередь, зависит от плотности воздуха.

где В - объем камеры сгорания;

Отсюда, уменьшение плотности воздуха (увеличение температуры воздуха или уменьшение давления) должно вызывать уменьшение располагаемой тяги, а увеличение плотности - увеличение располагаемой тяги.

Изменение силы тяги ТРД с высотой при измененном числе оборотов можно выразить приближенной формулой:

где Pрz - располагаемая тяга на высоте полета Z;

Pро - располагаемая тяга у поверхности земли;

о, То - плотность и температура воздуха на высоте Z;

m - показатель степени, зависящий от характеристик двигателя (компрессора). M колеблется от 1 до 2.

Для стандартной атмосферы рассчитана величина сомножителя Она представлена в таблице 3.1.

Таким образом, согласно (3.6) располагаемая сила тяги с высотой уменьшается.

Начиная, примерно, с высоты 11 км, уменьшение тяги происходит более интенсивно, так как температура воздуха перестает уменьшаться.

Фактическое изменение силы тяги с высотой зависит от величины вертикального градиента температуры воздуха. Чем больше, тем медленнее уменьшается и медленнее падает сила тяги.

Зависимость располагаемой тяги от метеорологических условий определяет их влияние и на другие важные летно-технические характеристики самолета - максимальную скорость полета, скороподъемность, потолок самолета, а также на расход топлива.

Располагаемая сила тяги развивается двигателем при полете с максимально возможной на данной высоте скоростью. На других режимах горизонтального полета используется лишь часть ее - потребная сила тяги Рп, необходимая для преодоления силы лобового сопротивления Х. Разность между располагаемой и потребной силой тяги Р называют избытком тяги, который и определяет ресурсы тяговооруженности и маневренности ЛА.

В установившемся горизонтальном полете выполняются соотношения:

Каждой потребной скорости полета соответствует определенное значение потребной тяги Pn:

где К = Y/ Х - аэродинамическое качество самолета.

Отсюда следует, что потребная тяга Pn от температуры не зависит. Для определения максимальной скорости установившегося горизонтального полета Vmax кривые Н.Е.Жуковского, описывающие изменение располагаемой и потребной тяги со скоростью (рис.3.2.).

Рис.3.2. Метод Жуковского для определения скоростей установившегося горизонтального полета самолета с ТРД. (Фоли 2.2.5).

Аналитически можно записать:

Если принять в формуле (3.6) m= 1 и подставить в (3.10) значения Pро и Pрz, то можно записать, что Из выражения [3.12] следует, что максимальная скорость на заданном эшелоне обратно пропорциональна квадратному корню из абсолютной температуры воздуха и возрастает при понижении температуры.

Кроме того, существуют понятия минимально допустимой Vmin, наивыгоднейшей Vнаив. и крейсерской Vкр. скоростей полета, которые можно определить из рис.3.2.

Минимально допустимая скорость установившегося горизонтального полета определяется выражением:

Следовательно она растет с высотой и с уменьшением плотности воздуха. Кроме того, она прямо пропорциональна температуре и обратно пропорциональна давлению воздуха.

Наивыгоднейшая скорость полета соответствует минимальной величине потребной тяги и максимальному аэродинамическому качеству.

Крейсерская скорость полета соответствует минимуму соотношения Pn/V и близка к скорости, обеспечивающей наименьший километровый расход топлива.

Расход топлива является важным показателем экономичности двигателя и играет важную роль при планировании и обеспечении движения полетных заданий.

Различают часовой расход топлива Сч, километровый расход топлива Ск и удельный расход топлива Се.

Часовой расход топлива (Сч)- это количество топлива, расходуемое за один час полета.

Кроме того, он может быть определен через потребную тягу ТРД и удельный расход топлива.

На практике часовой расход топлива в стандартных условиях известен заранее, а реальный часовой расход оценивают по формуле При горизонтальном полете по баровысотомеру Р = Р ст и Значит при понижении давления и температуры часовой расход топлива уменьшается. Поэтому дальняя и транспортная авиация часто используют полет «по потолкам» для более эффектного выполнения задач и экономии топлива. Например, для обеспечения перелета самолета «Конкорд» со скоростью М= 3 по маршруту длиной 5900 км в условиях СА требуется 82575 кг топлива, а если температура превысит стандартную на 16оС, то запас топлива надо будет увеличить на 5000 кг.

В целом при повышении температуры на 10оС часовой расход топлива увеличится на 1,7-2,3% (см.плакат 2.1.2.).

Километровый расход топлива (Ск) - это количество топлива, необходимое для пролета расстояния в 1 км где L - дальность полета.

Кроме того, километровый расход топлива связан с часовым и удельным расходом топлива.

Отсюда следует, что режим максимальной дальности обеспечивается крейсерской скоростью полета. С увеличением высоты Pn уменьшается и Ск падает.

Удельный расход топлива является важной характеристикой двигателя и определяется как количество топлива, необходимое для создания единичной силы тяги в единицу времени. Он зависит от типа двигателя, режима его работы, высоты и скорости полета.

В общем, при полете по баровысотомеру километровый расход топлива напрямую не зависят от метеорологических условий, но на практике при планировании полета и выборе оптимального профиля полета обязательно учитывают поля давления, температуры и ветра по трассе, а также наличие опасных для авиации метеорологических явлений погоды.

3.4. Влияние температуры и давления воздуха на взлет и посадку, скороподъемность и потолок летательных аппаратов.

Взлетные и посадочные характеристики самолета (длина разбега, скорость отрыва при взлете, посадочная скорость, длина разбега при посадке и другие) в значительной степени зависят от физических характеристик состояния атмосферы.

Для того, чтобы самолет смог взлететь, необходимо, чтобы величина подъемной силы стала равна весу самолета. Равновесие сил (подъемной и силы тяжести) наступает уже на минимальной скорости.

Рис. 4.1. Схема взлета самолета с разбегом. (Фоли 2.2.6).

Однако, отрыв самолета на минимальной скорости опасен по причине возможности потери устойчивости и управляемости самолета. Поэтому установлено, что скорость отрыва у самолета с турбовинтовыми двигателями на 10-15% больше минимальной.

Величина коэффициента подъемной силы, соответствующего углу атаки, при котором самолет может безопасно оторваться от земли, обозначается Су отр. Тогда, исходя из условия равенства веса самолета и подъемной силы, можно записать Выразив плотность воздуха через температуру воздуха и давление имеем:

Из формулы видно, что увеличение температуры воздуха приводит к увеличению скорости отрыва, а увеличение атмосферного давления, наоборот, к уменьшению скорости отрыва.

Значительные колебания температуры и давления воздуха вызывают существенные изменения скорости отрыва. В свою очередь изменение скорости отрыва влияет на длину разбега и всей взлетной дистанции. Это особенно важно иметь в виду при взлете с аэродромов, имеющих ограниченной длины взлетные полосы, и при максимальных загрузках самолетов, а также в районах с жарким климатом и в горах.

Например, повышение температуры воздуха на 10оС приводит к увеличению скорости отрыва на 1,75%, длины разбега на 13%. Это эквивалентно изменению взлетной массы самолета на 3,5% или примерно на 2000 кг.

Приближенно оценить влияние плотности на длину разбега можно с помощью формулы:

где Lразбо, о - дальность разбега и плотность воздуха у земли в условиях СА;

n - показатель степени (n=2 для самолетов с поршневыми двигателями, n=3 для самолетов с турбореактивными двигателями).

Следовательно, изменение плотности воздуха, а соответственно его температуры и давления существенно влияет на взлетные характеристики ЛА. Скорость посадки Vпос. и длина пробега Lпроб. также подвержены влиянию метеоусловий.

Рис.4.2. Схема посадки самолета (Фоли 2.2.7).

Скорость посадки самолета Vпос. с посадочной массой mпос и коэффициентом подъемной силы Сy пос в посадочной конфигурации равна:

Анализ этой формулы показывает, что изменение температуры на 3оС приводит к изменению скорости посадки на 1 км/ч, что эквивалентно изменению посадочной массы самолета на 1%. Повышение давления воздуха вызывает уменьшение посадочной скорости и длины пробега ЛА. Учет влияния изменений давления и температуры осуществляется по формуле, аналогичной (4.3):

Отклонение температуры воздуха от стандартной приводит к изменению длины пробега на 3,5 %, а изменение давления на 10 мм рт.ст. - на 1,3 %.

Таким образом, взлетно-посадочные характеристики весьма существенно зависят от давления и температуры воздуха и должны учитываться, особенно в летний период и в горных районах.

Скороподъемностью называется время набора самолетом заданной высоты полета. Время набора высоты в некотором слое атмосферы обратно пропорционально вертикальной скорости.

где h - толщина слоя, в котором происходит набор высоты.

Из формулы (4.6) видно, что при уменьшении вертикальной скорости самолета время набора высоты возрастает. Зимой при отрицательном отклонении температуры от стандартной набор высоты самолетом происходит быстрее, чем летом, в условиях положительных отклонений от СА.

Скороподъемность с повышением температуры воздуха уменьшается.

Учет влияния температуры воздуха на вертикальную скорость и скороподъемность имеет большое значение для оценки режима полета при решении различных тактических задач, особенно в случае перехвата истребителями воздушных целей. Пренебрежение таким учетом может привести к тому, что летчику будет задан режим, который он не сможет выполнить.

Одной из важнейших летно-технических характеристик самолета является его потолок - наибольшая высота, на которую может подняться самолет при определенном режиме полета. Различают теоретический, практический, статический и динамический потолок (Фоли 2.2.8).

Теоретическим потолком называется высота, на которой избыток тяги и вертикальная скорость равны нулю.

Практическим потолком называется высота, на которой максимальная вертикальная скорость для реактивных самолетов равна 5 м/с, а для поршневых - 0,5 м/с.

Статическим потолком называется наибольшая высота горизонтального полета с постоянной скоростью.

Динамическим потолком называется наибольшая высота, достигаемая за счет использования кинетической энергии самолета, т.е. за счет потери скорости.

Последние два понятия применимы только для сверхзвуковых самолетов.

Полеты вблизи потолка выгодны не только с тактических соображений.

На этих высотах уменьшается расход топлива, увеличивается дальность полета. Если потолок самолета позволяет летать выше тропопаузы, то это, кроме указанных выше преимуществ полета вблизи потолка, способствует преодолению зон грозовой деятельности, интенсивной турбулентности, обледенения и других неблагоприятных метеорологических условий, наблюдающихся в тропосфере. Однако, следует иметь в виду, что вблизи потолка ухудшаются аэродинамические качества самолета, так как здесь используются большие углы атаки, потере устойчивости и управляемости. Потолок самолета зависит от физического состояния атмосферы. Он для большинства современных самолетов превышает высоту тропопаузы.

Температура воздуха оказывает большое влияние на высоту полета и потолок ЛА. Существует формула, выражающая зависимость силы тяги от высоты полета (через давление и температуру) и числа оборотов двигателя n (для скоростей до 1200 км/ч):

где индекс о соответствует начальному уровню, а z - верхнему уровню.

Вблизи практического потолка вследствие малой величины избытка тяги самолет в условиях повышенных значений температуры на уровне Z может быть вынужден перейти на более низкий уровень полета.

Изменение барометрической высоты потолка самолета (H) можно рассчитать по формуле:

где К - эмпирический коэффициент, показывающий на сколько метров изменится потолок самолета при отклонении температуры от стандартной на 1оС (например, для поршневых самолетов К=30 м/град, для дозвуковых самолетов с ТРД К=-40-130 м/град, для сверхзвуковых - 150 м/град).

С повышением температуры воздуха потолок самолета уменьшается.

Определенное влияние на высоту потолка оказывает и изменение давления у земли относительно условий СА. Для дозвуковых самолетов с ТРД понижение давления у земли на 10 гПа приводит к понижению высоты потолка примерно на 80 м.

Большая зависимость высотно-скоростных параметров полета от физического состояния атмосферы требует качественного прогноза ряда метеорологических величин, особенно температуры воздуха у земли и на высотах.

Таким образом, на данном занятии подробно рассмотрено влияние метеорологических величин на летно-технические и аэродинамические характеристики ЛА, работу приборов, узлов и механизмов ЛА.

Подводя итоги, можно еще раз указать (показать плакат 2.1.2):

На взлете скорость отрыва зависит от температуры и давления воздуха, длина разбега от температуры воздуха. Длина разбега увеличивается на 7- %, скорость отрыва на 1,8 % при положительном отклонении температуры от стандартной на 10оС.

При наборе высоты при том же условии вертикальная скорость уменьшается на 10-20%, время набора высоты увеличивается на 6-10 %.

В горизонтальном полете дальность и продолжительность полета с ростом температуры уменьшаются, часовой расход топлива увеличивается на 1,7-2,3 % при повышении температуры на 10оС.

Разгон самолета целесообразно выполнять в зоне наиболее низких температур, где время и путь разгона минимальны. Такие условия наблюдаются у нижней границы тропопаузы.

Максимальная скорость при повышении температуры на 5оС уменьшается на 1 %. Потолок самолета с ростом температуры понижается. Длина пробега увеличивается в среднем на 3,5 % при положительном отклонении температуры на 10оС.

Все вышесказанное свидетельствует о важности учета метеоусловий при обеспечении полетов авиации и необходимости для метеоспециалистов ясно понимать причины такого положения.

4. ЗАДАНИЕ НА САМОПОДГОТОВКУ.

4.1. Изучить:

Авиационная метеорология.- М.: Гидрометеоиздат, 1992. - с.88-105.

Синоптическая и авиационная метеорология. Ч.2.-М.: Военное издательство,1985. -с.53-67, 70-74.