Влияние физических характеристик на диапазон скоростей

 

Влияние атмосферы на максимальную скорост ь полета проявляет ся через сжимаемост ь и вязкость воздуха, которые увеличивают свое влияние с увеличением скорости полет а. Критерием сжимаемост и является скорость звука (а). Для характеристики условий обтекания самолета воздушным потоком используется число М, выражающее от ношение скорост и полета V к скорости звука а:

 

скорость звука, равна:

M = V, (3.16)

а

 

а =20,05

 

T (м/с) (3.17)

 

 

или

а =72,2

T (км/ч), (3.18)

 

где: Т - абсолютная температ ура воздуха.

 

Отсюда видно, что скорость звука зависит только от температуры воздуха. В тропосфере она понижается с высотой, а в стратосфере ост ается постоянной.

По мере увеличения скорости полета, число М невозмущенного потока достигает определенного критического значения (М = Мкр). При э том на обт екаемых част ях самолет а появляют ся первые (мест ные) сверхзвуковые скорости. При полете с Мкр резко изменяются аэ родинамические характеристики самолета: коэффициент лобового сопротивления (Сх) резко возраст ает, а коэффициент под ъемной силы (Су) - падает. Эти изменения аэ родинамических характеристик, вмест е с вызвавшими их причинами, называются волновым кризисом. При волновом кризисе начинаются непроизвольные кабрирования самолета, опасные вибрации, ухудшение его управляемост и. Для обеспечения безопасност и полетов в летной практ ике используются предельные значения М и V (Мпр и Vпр). Эти значения несколько меньше Мкр и Vкр и равны:

 

Vпр

М пр =

а

, (3.19)

 

Vпр = М пр а = М пр ×20,05

 

T. (3.20)

 

Максимальная скорость установившегося полета достигает ся при равенст ве силы лобового сопротивления и располагаемой тяги двигат еля (Рр). Из (3.2) и (3.5) можно определить, что

2 Pp 2 Pp RT

= =

 

. (3.21)

V max

C x S r

 

C x SР

 

Выражение (3.21) записано для произвольной температуры. Аналогичное выражение можно записать для стандартного нулевого уровня с Т 0 ст. Если полученное выражение разделить на (3.21), то с учетом зависимости располагаемой тяги двигателя (Р р) от плотности (r) и температуры (Т) получим:

 

V max =

 

V 0 ст. max

Т 0 ст

Т

 

, (3.22)

 

где: V 0 ст. max - максимальная скорост ь уст ановившегося горизонт ального полет а вблизи стандартного нулевого уровня (по СА).

 

Расчеты показывают, что при понижении т емпературы на 5°С по от ношению к СА,

максимальная скорость увеличивается на 1%.

 

ВЛИЯНИЕ ФИЗИЧЕСК ИХ ХАРАКТЕРИСТИК НА ПОКАЗАНИЯ УКАЗ АТЕЛЯ СК ОРОСТИ

 

Физические характеристики атмосферы влияют на показания указателя скорости, работающ его на принципе измерения в полете разности между полным и стат ическим д авлением. Разност ь э тих давлений называет ся динамическим давлением или скоростным напором. Стрелка указат еля скорости отклоняется пропорционально скорост ному напору. Ист инная скорост ь полета самолета выражает ся формулой:

 

r0

V = V i

= V i

r D

 

, (3.23)

 

где: Vi - индикаторная скорость, представляющая собой скорость по прибору при от сутст вии инструментальных погреш ност ей;

D - относит ельная плотность.

 

Разность между истинной и индикаторной скорост ью может быть весьма существенной. Так, на высоте 8…10 км в р азные сезоны года и при разных синопт ических сит уациях она может составлять 50…70% и более.

В комбинированном указателе скорост и (КУС) истинную стандартную скорость

показывает узкая стрелка. Показания справед ливы для ст анд артного распределения плотности возд уха, так как прибор т арирован по стандарт ной ат мосфер е. Поскольку факт ическая т емперат ура на вы соте полета обычно от личается от ст андартной, возникают погрешности, которые могут составлят ь 10...15% показаний прибора.

Принимая поправку на сжимаемость воздуха постоянной, показания истинной скорости

можно записат ь следующим образом:

 

V = V уз. стр

Т

Т ст

 

. (3.24)

 

При положит ельном отклонении фактической температуры от стандартной (обычно летом) прибор занижает показания, а при отрицат ельном отклонении (зимой) - завышает их. Погреш ност ь показаний узкой стрелки КУС, в зависимост и от отклонений температуры воздуха от т емпературы в СА, может сост авлят ь 3…4% от истинной скорост и полета.