Оценка влияния температуры воздуха на предельно допустимую высоту полета самолета

 

В целях обеспечения безопасности полеты в ГА осуществляются на предельно допустимой высоте (Н_пд), которая на 1…2км меньше практического потолка воздушного судна. Предельно допустимая высота устанавливается для каждого типа самолета с учетом его летно-технических характеристик. На этой высоте вертикальная и горизонтальная скорости, а также устойчивость самолета обеспечивают возможность уверенного его пилотирования и маневрирования.

Анализ температурного режима на высотах и знание предельно допустимой высоты полета необходимы при принятии решения на обход кучево-дождевых и мощно-кучевых облаков сверху, при изменении эшелона для выхода из зон повышенной турбулентности, обледенения, а также при выборе наиболее выгодного эшелона полета.

Предельно допустимые высоты, как и другие летно-технические характеристики, приводимые в технической документации, даются для условий СА.

Определение изменения Н _пд за счет отклонения температуры от СА можно проводить по формуле (2) или графически:

, (2)

где:		–	изменение предельно допустимой высоты полета за счет отклонения температуры от СА;
	t факт	–	фактическая температура на уровне предельно допустимой высоты полета;
	t са	–	температура на уровне предельно допустимой высоты в СА;
	D t	–	отклонение температуры от стандартного значения на соответствующем уровне;
	К	–	эмпирический коэффициент, показывающий, насколько изменится потолок или предельно допустимая высота при отклонении температуры от СА на 1°С. Для самолетов с ТРД коэффициент приближенно равен 50 м/1°С.

Для учета изменений предельно допустимой высоты полета самолета в зависимости от температуры воздуха используются данные радиозондирования атмосферы.

В тех случаях, когда фактическая температура воздуха на данной высоте превышает стандартную температуру D t >0), предельно допустимая высота уменьшается (∆ Н _пд<0). Если фактическая температура на данной высоте ниже стандартной
(D t < 0), предельно допустимая высота увеличивается (∆ Н _пд> 0).

Расчет Н _пд по данным таблиц 1…4 для самолета, указанного в задании на курсовую работу, проводится на ПК. Результаты расчета в виде таблиц (табл. 5…8), помещают в данном разделе по тексту.

 

Таблицы 5...8. Изменение предельно допустимой высоты полета в зависимости от температурного режима воздуха на высотах (образец)

 

Пункт вылета	Самолет: ТУ-154М	Месяц:январь
G	H ca	H max	D H max	H cp	D H ср	H min	D H min
			-635
		10750	-650
			-665
			-660

 

Графическое определение Н _пд производится при помощи специальной номограммы на АД. Для этого необходимо из руководства по летной эксплуатации выбрать значения предельно допустимых высот полета в зависимости от полетного веса
(табл. 9).

Таблица 9. Зависимость предельно допустимой высоты полета самолета от полетного веса для различных типов ВС

 

ТУ-154М
G пол, т
Н пд, м
ИЛ-62
G пол, т
Н пд, м
ТУ-134
G пол, т
Н пд, м

 

Построение номограммы на АД производится в следующем порядке:

1. На кривой стратификации СА ставят точку А, соответствующую Н _пд в условиях СА для одного из полетных весов – например, 11000м для самолета ТУ-154М. (Здесь и дальше все расчеты приведены для самолета ТУ-154М и полетного веса 86т).

2. Задавая произвольные значения D t, например, D t =±10°С, находят соответствующие значения Н _пд и по ним наносят еще две точки В и С. Находят их следующим образом. В нашем примере на высоте 11000м температура в СА -56,5°С. Сначала уменьшают ее на 10°С (-66,5°С), проводя пунктир влево от точки А до изотермы -66,5°С. Затем по изотерме (это условие особенно важно соблюдать на косоугольной АД) -66,5°С поднимаются вверх на 500м (50м/1°С´10°С=500м) и находят точку В. Аналогично поступают при увеличении температуры на 10°С (-46,5°С) от точки А вправо проводят пунктир до изотермы -46,5°С, опускаются вниз на 500м и находят точку С.

3. Через полученные три точки А, В, С проводят прямую, которая отражает изменение Н _пд в зависимости от температуры для заданного полетного веса.

4. Параллельно построенной линии проводят прямые для других полетных весов через точки c Н _пд в СА (D, E, F).

Порядок построения номограммы на АД показан на рис. 3.

Рис.3. Вспомогательная номограмма для расчёта
предельно допустимой высоты полета

 

Номограмма позволяет рассчитывать Н _пд по любым кривым стратификации, построенным по данным радиозондирования
на АД.

Расчеты производят для средних, минимальных и максимальных значений температур для двух пунктов (вылета и посадки) за холодный и теплый месяцы для каждого полётного веса.

Примеры результатов расчета Н _пд в зависимости от температуры представлены в табл. 10 и 11.

Таблица 10. Изменение предельно допустимой высоты полета в зависимости от температурного режима воздуха на высотах в пункте вылета (образец)

 

Пункт вылета
G пол, т	СА	январь	июль	G = 75 т
Н пд tсp	Н пд t min	Н пд tсp	Н пд t max	D Н пд t min	D Н пд t max
		11500
						+800	-1300

 

Таблица 11. Изменение предельно допустимой высоты полета в зависимости от температурного режима воздуха на высотах в пункте посадки (образец)

 

Пункт посадки
G пол, т	СА	январь	июль	G = 75 т
Н пд tсp	Н пд t min	Н пд tсp	Н пд t max	D Н пд t min	D Н пд t max
		11500
						+1000	-800

 

Изменения предельно допустимой высоты (D Н _пд) в
табл.10, 11 рассчитываются для полетного веса G = 75 тдля холодного времени года − по минимальной температуре, а для теплого времени года − по максимальной.

Для характеристики точности графического определения Н _пд необходимо сравнить полученные результаты (табл. 10, 11) с данными, рассчитанными по формуле (табл. 5…8).

После проведенных расчетов нужно для сравнения влияния температурного режима воздуха и полетного веса на предельно допустимую высоту полета построить график (рис. 4). На этом графике нужно показать 4 кривые:

− Н _пд = f (СА) − это Н _пд на маршруте для стандартной атмосферы;

− Н _пд = f (t _min) − изменение Н _пд за счет отклонения минимальной температуры от стандартных значений;

− Н _пд = f (t _max) − изменение Н _пд за счет отклонения максимальной температуры от стандартных значений

− Н _пд = f (G) − изменение Н _пд за счет изменения полетного веса.

На графике кривые изменения Н _пдв зависимости от минимальной и максимальной температуры строят по данным табл. 10, 11 для полетного веса 75 т

 

Рис. 4. Изменение предельно допустимой высоты полета
самолета за счет изменения температуры и полетного веса за холодный и теплый месяцы

 

Для построения кривой изменения Н _пдза счет изменения полетного веса нужно использовать данные табл. 9 (ТУ-154М). При уменьшении полетного веса с 75 т до 70 т, т.е. на 5 т, Н _пд увеличивается на 300 м, следовательно, при уменьшении полетного веса на 1 т, Н _пд увеличивается на 60 м.

Далее нужно определить изменение Н _пдпри изменении полетного веса за счет выработки топлива при полете по маршруту. Например, протяженность маршрута 1700 км, крейсерская скорость полета 850 км/ч, время полета 2 часа. Часовой расход топлива
4,5 т/ч. Следовательно, за время полета топлива будет выработано 9000 кг, a Н _пдувеличится на 540 м.

При анализе графика нужно дать поясняющий текст, в котором обратить внимание на обратно пропорциональную зависимость Н _пд оттемпературы и полетного веса. Привести конкретные цифры насколько при положительном и отрицательном отклонении температуры воздуха относительно СA и полетного веса будет уменьшаться или увеличиваться Н _пд.