ТОВ «РОТОР УКРАЇНА»

ROTOR UKRAINE LLC

Парашютисты (из самолета и обратно) http://www.youtube.com/watch?v=t9PxJU3eIcA&feature=related

Лекция Рыжкова http://www.tvkultura.ru/news.html?id=657650&cid=10524

СВЕРХЗВУК http://rutube.ru/video/8dbf3e65d09d17e1dbbe0ecc83fb885d/#.UHB51q7Nj1U

Самолет на парашюте https://www.youtube.com/watch?v=JrVxp_gyTcI&feature=youtube_gdata_player

МАРКУША http://scilib.narod.ru/Fiction/Markusha/First/index.html

юдллл

ПОЛЕЗНЫЕ СОВЕТЫ ЛЕТЧИКУ

Высота. Полезный совет: Футы лучше умножать, а метры делить. В этом случае погрешность перевода одних величин в другие уменьшается на порядок. Пересчет футов в метры и наоборот: - футы умножаются на 3 и отнимается ноль; - метры делятся на 3 и прибавляется ноль. Погрешность расчетов менее 2%. Перевод км/ч в м/с и наоборот: - км/ч делятся на 4 и прибавляется 1/10 результата деления; - м/с умножаются на 4 и отнимается 1/10 результата умножения. Перевод NM (навигационных миль) в KM и наоборот: - километры делятся на 2 и прибавляется 1/10 результата деления; (погрешность метода менее 2%). - нав. мили умножаются на 2 и отнимается 1/10 результата умножения. (погрешность метода менее 3%). PS. Метод применим как для пересчета расстояний так и скоростей. Примеры перевода навигационных (морских) миль в статутные (сухопутные): 120 + 12 + 6 = 138 140 + 14 + 7 = 161 160 + 16 + 8 = 184 (второе слагаемое меньше первого в 10 раз, А третье – меньше второго в 2 раза) Погрешность равна нулю. PS. Метод применим и для скоростей: Knots в mph. Перевод статутных миль в навигационные: 120 - 12 - 6 = 102 140 - 14 - 7 = 119 160 - 16 - 8 = 136 Погрешность 2% PS. Метод применим и для скоростей: mph в knots Ветер на посадке. Перевод узлов в м/с производится простым делением оных на два. Погрешность не превышает 3%, но и её можно уменьшить добавляя 1 м/с к результатам более 20 м/с. PS. 40 узлов равны 20.56 м/с Вертикальная скорость: футы в минуту делим на 200 и получаем м/с Обратный пример: 5 м/с х 200 = 1000 футов/мин. Погрешность 2% Решение задачи на пересечение занятого эшелона используя вертикальную скорость в футах в минуту: 1000 футов в минуту - каждую минуту пересекаем один эшелон. 2000 футов в минуту - каждую минуту пересекаем два эшелона. и т.д. Погрешность равна нулю. Штурманам, потерявшим ветрочет и нав. линейку! Синусы и тангенсы малых углов равны самим углам выраженным в радианах. Округляя радиан до 60 градусов мы упрощаем (до безобразия) вычисления углов сноса и боковых отклонений. Приемлемый результат достигается вплоть до 20 градусов... Если в полете Вы вдруг обнаружите, что масштаб вашей карты: 5 миль в 1 дюйме (был грех), то знайте - один сантиметр на ней равен 3.6 км.

4САМЫЕ РАСПРОСТРАНЕННЫЕ ЗАБЛУЖДЕНИЯ:

ПРАКТИЧЕСКАЯ АЭРОДИНАМИКА

одномоторного самолета с поршневым двигателем

Diamond - Алмаз

DA40 New Generation

АТМОСФЕРА ЗЕМЛИ

Атмосферой называется газовая оболочка, окружающая земной шар. Газ, составляющий эту оболочку, называется воздухом

ТЕМПЕРАТУРА ВОЗДУХА

Температура - величина, характеризующая степень теплового состояния тела (газа) или скорость хаотического движения молекул (чем выше температура, тем больше скорость их движения, и наоборот). Температуру воздуха можно измерять по двум шкалам: Цельсия и абсолютной шкале Кельвина. За нуль градусов по шкале Цельсия принято считать температуру таяния льда, а за 100° - температуру кипения воды при атмосферном давлении, равном 760 мм рт. ст.

Температура, отсчитываемая от абсолютного нуля по шкале Кельвина, называется абсолютной температурой.

За нуль Кельвинов (К) принята температура, при которой прекращается тепловое передвижение молекул, она составляет-273° по шкале Цельсия (°С).

ДАВЛЕНИЕ ВОЗДУХА

Давление - это сила, действующая на единицу площади перпендикулярно к ней. Всякое тело, находящееся в неподвижном воздухе, испытывает со стороны последнего давление, одинаковое со всех сторон (закон Паскаля). Атмосферное давление объясняется тем, что воздух подобно всем другим веществам обладает весом и притягивается землей.

Атмосферным давлением называется давление, вызываемое весом вышележащих слоев воздуха и ударами его хаотически движущихся молекул. За единицу давления принята техническая атмосфера (атм.) - давление, равное одному килограмму силы на один квадратный сантиметр (кгс/см²). Давление обозначается буквой Р, на уровне моря - Ро.

По международной системе СИ давление измеряется в Паскалях, т. е. ньютонах на квадратный метр (Н/м²).

Барометрическое давление - это давление, измеренное в миллиметрах ртутного столба (мм рт. ст.). Обозначается буквой В, на уровне моря – В₀.

Стандартным барометрическим давлением называется давление на уровне моря в мм рт. ст. Оно в зависимости от температуры и влажности колеблется от 700 до 800 мм рт. ст. и в среднем равно 760 мм. рт. ст.

Давление в 1 кгс/см² равнозначно столбу ртути высотой 735,6 мм и называется технической атмосферой.

В физике под барометрическим давлением 1 атм. подразумевается давление воздуха, равное 1,0332 кгс/см² или стандартному барометрическому давлению 760 мм рт. ст.

Высота полетапо высотомеру не всегда совпадает с реальной высотой воздушного судна. Высотомеры в самолётах — по сути, калибруемые барометры, то есть высоту они вычисляют по разнице давления на земле и в воздухе. Для вычисления истинной высоты потребовалось бы постоянно вносить в приборы данные об атмосферном давлении в каждой точке маршрута, учитывать высоту этих точек над уровнем моря.

Футы (ft.)

0.3048

Метры (м)

Поэтому принято пользоваться стандартным давлением. Если на всех воздушных судах будет установлено одинаковое значения давления на альтиметре, то и показания высоты на приборе в заданной точке воздушного пространства будут одинаковыми. Поэтому с определённого момента при наборе высоты (высота перехода) и до определённого момента при снижении (эшелон перехода) высота воздушного судна рассчитывается по стандартному давлению.

Значение стандартного давления (QNE) — 760 мм рт. ст. (1013,2 гектопаскаля, 29,921 дюйма рт. ст.) — одинаково во всем мире.

QNE (Q-code Nautical Elevation)- стандартноеатмосферноедавление, равное 760 ммрт.ст. (1013 ГПа).

QNH (Q-code Nautical Height)- давление, приведенноекуровнюморя. ПриустановкеэтогодавлениявысотомернаВППбудетпоказывать превышение относительносреднегоуровняморя.

QFE (Q-code Field Elevation)- давлениенаторцеВППаэродрома. ПриустановкеэтогодавлениявысотомербудетпоказыватьвысотуотносительноВПП. Поэтому, находясьнасамойВПП, навысотомеребудет“0”.

Вбольшинствестранмира (втомчислеЕвропеиКитае) используетсядавление QNH иорганОВДвыдаетвысотыпоэтомудавлению.

ВРоссиижеинекоторыхстранахСНГ (напримерБелоруссии) используетсядавление QFE.

ПОЛЕЗНЫЙ СОВЕТДавление В 4-х мбр. - 3 мм.рт.столба. Для диапазона давлений 735 -765 мм.рт.ст. достаточно помнить что 1000мбр. = 750 мм., 10мбр. = 7.5мм., 1мбр. = 0.75мм. Перевод давления из мм. в дюймы ртутного столба. Ключевыми здесь являются два числа 3000 и 762. В нашем примере необходимо перевести 752 мм. в дюймы. Решение: 762 - 752 = 10; 10 х 4 = 40; 3000 - 40 = 2960 Осталось только правильно поставить точку. 29.60 ! Погрешность метода не превышает 0.01 дюйма (0.25 мм.) в диапазоне 738 - 786 мм. рт. ст.

ПЛОТНОСТЬ ВОЗДУХА

Плотность воздуха - это количество воздуха, содержащегося в 1 м³ объема. В физике существует понятие двух видов плотности - весовая (удельный вес) и массовая.

В аэродинамике чаще всего пользуются массовой плотностью.

Весовая плотность (удельный вес) воздуха - это вес воздуха в объеме 1 м³.

Весовая плотность (удельный вес) 1 м³ объема воздуха - 1,225 кгс/м³.

Массовая плотность воздуха - это масса воздуха в объеме 1 м³ – 0,1250 кг с²/м⁴

Согласно закону Бойля-Мариотта плотность воздуха будет тем больше, чем больше давление, а согласно закону Гей-Люссака плотность воздуха тем больше, чем меньше температура воздуха. Объединив эти два закона для определения зависимости между плотностью, давлением и температурой воздуха, получим уравнение состояния газа (закон Бойля-Мариотта - Гей-Люссака)

pv= p/ρ=RT,

где Р - давление, кгс/м²;

v - удельный объем, м³/кг;

R - газовая постоянная, кгс м/кг град или Дж/кгК (для воздуха равная 27,3);

ρ– плотность, кг/м³.

Абсолютная влажность — количество влаги содержащейся в одном кубическом метре воздуха. Из-за малой величины обычно измеряют в г/м³.

Воздух становится насыщенным водяным паром, когда количество последнего при данной температуре достигает максимума. Если насыщенный воздух охлаждается, появляются излишки водяного пара, которые, конденсируясь, выпадают в виде осадков. Их характер (жидкие или твердые) зависит от температуры воздуха. Если насыщенный водяным паром воздух, наоборот, нагревается, происходит удаление его. Главной причиной образования облаков является адиабатическое расширение, осуществляющееся при восходящем движении воздуха. Скорость его небольшая, в среднем около 3—5 см/с. Но поскольку процесс поднятия или опускания масс воздуха происходит продолжительное время, восходящее движение больших объемов воздуха образовании облаков и осадков играет огромную роль. Если принять, что средняя скорость подъема равна 3 см/с, то масса воздуха в течение суток может подняться более чем на 2,5 километра и при обычных условиях охладиться на 20—25° С. При хорошем влагосодержании воздуха такое охлаждение достаточно для образования мощной облачности и выпадения обильных обложных осадков.

Относительная влажность — отношение парциального давления паров воды в газе (в первую очередь, в воздухе) к равновесному давлению насыщенных паров при данной температуре.

Относительная влажность (эквивалентное определение)  — отношение массовой доли водяного пара в воздухе к максимально возможной при данной температуре. Измеряется в процентах.

При изобарическом (то есть, при постоянном давлении) охлаждении воздуха с постоянной концентрацией пара наступает момент (точка росы), когда пар насыщается. При этом «лишний» пар конденсируется в виде тумана или кристалликов льда. Процессы насыщения и конденсации водяного пара играют огромную роль в физике атмосферы: процессы образования облаков и образование атмосферных фронтов в значительной части определяются процессами насыщения и конденсации. Теплота, выделяющаяся при конденсации атмосферного водяного пара, обеспечивает энергетический механизм возникновения и развития тропических циклонов (ураганов).

Точкой росы при данном давлении называется температура, до которой должен охладиться воздух, чтобы содержащийся в нём водяной пар достиг состояния насыщения и начал конденсироваться в росу.

Точка росы определяется относительной влажностью воздуха. Чем выше относительная влажность, тем точка росы выше и ближе к фактической температуре воздуха. Чем ниже относительная влажность, тем точка росы ниже фактической температуры. Если относительная влажность составляет 100 %, то точка росы совпадает с фактической температурой.

Плотность влажного воздуха всегда меньше плотности сухого воздуха, так как молекулярная масса пара меньше молекулярной массы воздуха.

ФИЗИЧЕСКИЕ СВОЙСТВА ВОЗДУХА

На характер обтекания самолета воздушным потоком и на величину сил, возникающих при взаимодействии частей самолета и воздушного потока, существенное влияние оказывают физические свойства воздуха: инертность, вязкость, сжимаемость.

Инертность - свойство воздуха сопротивляться изменению состояния покоя или равномерного прямолинейного движения (второй закон Ньютона). Мерой инертности является массовая плотность воздуха. Чем больше массовая плотность воздуха, тем большую силу необходимо приложить к воздуху, чтобы вывести его из состояния покоя или равномерного прямолинейного движения. Следовательно, чем больше сила самолета, действующего на воздух, тем больше сила, действующая со стороны воздуха на самолет (третий закон Ньютона).

Вязкость-свойство воздуха сопротивляться взаимному сдвигу частиц. Молекулы воздуха обладают определенной скоростью беспорядочного хаотического движения, зависящего от температуры, а также скоростью общего поступательного движения. Попадая из быстро движущегося слоя в медленный, молекулы ускоряют движение медленно движущихся молекул, и наоборот - медленно движущиеся молекулы, попадая в быстро движущийся слой воздуха, притормаживают быстро движущиеся молекулы.

При движении самолета в воздушном потоке возникает сопротивление трения, которое определяет вязкость воздуха. Вязкость воздуха также определяет динамический коэффициент вязкости Чем больше температура воздуха, тем больше коэффициент вязкости, обусловленный увеличением хаотического движения молекул и ростом эффективности воздействия одного слоя воздуха на другой.

Сжимаемость - свойство воздуха изменять свою плотность при изменении давления.

На скоростях менее 450 км/чсущественного изменения давления при обтекании самолета воздушным потоком не происходит и сжимаемость воздуха на аэродинамические характеристики и летные данные самолетов влияния практически не оказывает.

СЖИМАЕМОСТЬ ВОЗДУХА И СКОРОСТЬ ЗВУКА

Помимо стационарных движений газовых потоков в аэродинамике изучаются и некоторые нестационарные процессы, например образование и распространение звуковых волн.

Способность воздуха сжиматься объясняется большими расстояниями между молекулами. Так как у любого газа (а следовательно, и воздуха) межмолекулярные силы сцепления малы, то газ, всегда стремясь расшириться, занимает весь предоставленный ему объем.

Со сжимаемостью связана скорость распространения в воздухе звуковых волн.

Под звуковыми волнами следует понимать всякие малые возмущения плотности и давления, распространяющиеся в воздухе, а под скоростью звука - скорость распространения этих возмущений.

СКАЧКИ УПЛОТНЕНИЯ

Рассмотрим картину распространения звуковых волн (малых возмущений) при движении источника возмущений (источника звука).

Если источник возмущений неподвижен, то волны будут распространяться с одинаковой скоростью во все стороны в виде концентрических сфер, в центре которых находится источник возмущения. Каждое возмущение (звуковая волна) представляет собой местное уплотнение молекул воздуха, которое передается от одного слоя молекул к другому, удаляясь от источника возмущения

При движении точечного источника возмущения со скоростью, меньшей скорости звука, звуковые волны идут как вперед, так и назад. В результате сферические волны будут смещены в сторону, обратную движению источника возмущений, однако источник останется внутри сфер.

Если скорость движения точечного источника возмущений сравняется со скоростью звука, то возмущения, вызванные источником, не успевают уйти от источника и в месте нахождения источника возмущений в каждый данный момент происходит наложение возмущений друг на друга. Образовавшаяся в результате этих наложений фронтальная поверхность разделяет пространство на две области: возмущенную (сзади источника) и невозмущенную (перед источником).

При движении точечного источника возмущений со скоростью, превышающей скорость движения звуковой волны (скорость звука), возмущения, им создаваемые, должны оставаться позади источника. Область, в которой распространяются малые возмущения от точечного источника возмущений, называется конусом слабых возмущений. Внутри конуса среда возмущена, вне конуса находится область, где возмущений от данного источника нет. Поверхность конуса служит естественной границей, разделяющей среду на две области - возмущенную и невозмущенную. Эту поверхность называют граничной волной слабых возмущений или границей возмущений. Граничные волны слабых возмущений образуются при движении со скоростью, превышающей скорость звука не только материальной точки, но и тонких тел с острой передней кромкой, а также при обтекании сверхзвуковым потоком поверхностей крыла, фюзеляжа и других частей самолета. Угол  между границей возмущений и направлением движения источника возмущений называется углом малых возмущений.

Что такое число Рейнольдса?

   При малой скрорсти движения тела в жидкости или воздухе обтекание тела потоком происходит ламинарно. При большой скорости - турбулентно. Оказывается, что, если модель самолета испытать в воде со скоростью 7 км/час и в воздухе со скоростью 100 км/час, то результат будет одинаков. Поэтому модель самолета можно испытывать в гидроканале. Можно модель уменьшить в два раза, а скорость обтекания увеличить в два раза и от этого тоже ничего не изменится. Поведение тела в среде характеризуется безразмерным коэффициентом - числом Рейнольдса. Оно равно произведению характерного размера тела (диаметру трубы, по которой течет жидкость, хорде крыла...) на скорость движения деленное на вязкость среды.

   Переход от ламинарного к турбулентному движению происходит при значении числа Рейносльса, которое называют критическим. Для движения воды по трубам критическое значение лежит в пределах 1200 - 20 000. При превышении критического значения сопротивление значительно возрастает. Для авиационных профилей, движущихся в воздухе или воде картина обратная.

   Как считается число Рейнольдса? Формула очень проста.

Для воздуха Re = 68  500* Vb, где V – скорость набегания потока на крыло, b – хорда. Для воды Re = 1 000 000 V*b.

   Существует критическое значение числа Рейнольдса. Меньше этого значения сопротивление крыла велико, а подъемная сила мала. Выше этого значения сопротивление в несколько раз падает, а подъемная сила в несколько раз возрастает. Для плоской пластины это значение равно 10 000, для обычных крыльев (профилей) в районе 50 000 – 100 000, для толстых крыльев - до 150 000, для шара - 410 000. Эти цифры приведены для плавно текущего (ламинарного) потока. Если в воздухе присутствуют многочисленные мелкие вихри (повышенная турбулентность воздуха), то критическое значение числа Рейнольдса понижается. Может понизиться даже в три раза. Насекомые, летающие при малых числах Рейнольдса, имеют жесткие ворсинки на передней части крыла. Эти ворсинки создают искусственную турбулентность, и вследствие этого повышают подъемную силу. Эти щетинки одновременно увеличивают лобовое сопротивление. Выигрыш для насекомых все же есть.

Один комментарий: при изменении структуры, фактуры, шероховатости поверхности изменяется не Re, а критическое значение Re, а это "две большие разницы". К сожалению, универсального аналитического решения для определения критического значения Re до сих пор нет - либо эксперимент, либо для некоторых наиболее популярных форм - эмпирические зависимости, которые, в общем, тоже результаты многочисленных экспериментов.

По влиянию числа Re на Cy max профили можно условно разделить на четыре группы:

* к первой группе относятся симметричные профили и профили с малой кривизной не свыше 2-2,5% от хорды, тонкие профили со средней кривизной, максимальная ордината которой находится в задней половине хорды профиля. Cy max профилей этой группы возрастает при увеличении числа Re * ко второй группе профилей относятся профили с толщиной 12-16% со средней кривизной 3-4% от хорды, максимальная ордината которой расположена на расстоянии (0,4-0,45)b от носка. Величина Cy max профилей этой группы весьма слабо убывает при возрастании Re * к третьей группе относятся сильно вогнутые профили со средней кривизной около 3-4%, но с ординатой максимальной кривизны, расположенной на расстоянии (0,2-0,25)b от носка и толстые профили со средней кривизной. Cy max этих профилей сильно убывает при возрастании Re * к четвертой группе принадлежат профили с острой или слегка закругленной передней кромкой. Cy max этих профилей весьма мал (0,4-0,5). Увеличение Re слегка увеличивает значение Cy max

Все профили можно разделить на несколько групп:

• профили серий P-II, P-III, NACA 44, ЦАГИ-846, Go относятся к классическим профилям, разработанным в 30-е годы. Эти профили обладают хорошими несущими свойствами, плавной зависимостью C_y (a) в области критических углов атаки, не предьявляют особых требований к качеству поверхности и точности выполнения контура профиля. Такие профили могут быть использованы для крыльев с мягкой обшивкой, при этом потери в несущих свойствах и аэродинамическом сопротивлении, по сравнению с жестким крылом, будут не очень значительны. По этой причине такие профили могут найти широкое применение на легких самолетах схематических конструкций

• к другой группе профилей относятся P-III, MS 16/209, Д-2, К-3, NACA 230, NACA 430, GA(W)-1. Они обладают хорошими несущими свойствами и высоким значением отношения C_{y max}/C_{xp min}. Эти профили предьявляют более высокие требования к соблюдению формы контура и могут быть рекомендованы для применения на легких самолетах с жестким крылом

• профили серии С обладают высокими несущими свойствами и резким изменением зависимости C_y (a) в области критических углов атаки. Они предьявляют высокие требования к чистоте поверхности и точности контура профиля и предназначены для пилотажно-акробатических самолетов. Применение таких профилей для крыльев любительских самолетов общего назначения нежелательно из за повышенной опасности к сваливанию

• ламинаризированные профили серии FX, разработанные Вортманом, обладают высокими несущими свойствами и аэродинамическим качеством, в том числе на малых числах Re. Такие профили могут быть рекомендованы для планеров и легких рекордных самолетов с жестким крылом. Эти профили предьявляют повышенные требования к качеству поверхности и точности выполнения контура профиля при создании летательного аппарата и в процессе эксплуатации.

турбулентный поток это большее сопротивление чем ламинарное и в трубе.и для мячика гольфа в полете. но турбулентный поток более энергитичен (тут с термином проблемка. я так его назвал. кому не нравится может назвать по другому) за счет перемешивание частиц потока и он более устойчив. его сложнее "оторвать" от профиля(поверхности мяча), а ламирнарный "отрывается" раньше и сорванный ламинарный поток создаёт большее сопротивление чем прижатый турбулентный.

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 ().

Уравнение непрерывности выглядит так: F * V *  = 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/ , где  = /₀ - 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.

Погрешности и поправки.

Ещё раз отметим, что индикатор приборной скорости является манометром, измеряющим перепад давлений. Он проградуирован в единицах скорости из условий стандартной плотности воздуха.

В работе этого прибора бывают следующие погрешности:

- Инструментальная погрешность (Instrumenterror).

Эта ошибка может возникнуть из-за несовершенства конструкции или погрешностей изготовления прибора. В наше время подобные погрешности очень малы, и их можно проигнорировать. На тех самолетах, где инструментальную погрешность надо учитывать, соответствующие поправки внесены в таблицу индикаторной земной скорости (calibrated).

- Аэродинамическаяпогрешность (Position error; Pressure error).

Эта погрешность может проявляться в неправильном измерении статического и полного давлений. На давление, воспринимаемое приёмником статического давления, оказывает влияние место его установки на фюзеляже, выпуск механизации крыла, близость земли и т.п. Поэтому принятое давление может отличаться от статического давления невозмущённого потока.

Погрешности в измерении полного давления могут возникнуть, если поток будет набегать на приёмник полного давления не прямо, а под углом (при изменении угла атаки самолёта).

- Поправка на сжимаемость (Compressibilityerror).

При полете на больших числах М, скоростной напор не определяется выражением

Q = ½ V², а увеличивается за счёт сжимаемости. Таким образом, если не вводить поправку, то прибор будет показывать ошибку в сторону увеличения.

Скорости «V».

При пилотировании самолета используются большое количество контрольных (опорных) скоростей, таких как Vs, V₁, Vr, V₂ и так далее. Всё это индикаторные земные (Calibrated) скорости, потому что они относятся к пилотированию самолёта на малых скоростях. Тем не менее, все требуемые поправки внесены, и данные скорости представляются в руководстве по летной эксплуатации для пилотов, как приборные (IAS).

Vmo – максимально допустимая в эксплуатации скорость, является индикаторной (EAS), поскольку это большая скорость. Но в руководстве по летной эксплуатации она также приведена, как приборная (IAS).

В качестве итога можно сделать следующее замечание: Самолету, взлетающему с аэродрома при низком атмосферном давлении и/или высокой температуре воздуха и/или высокой влажности, потребуется развить более высокую скорость относительно воздуха (TAS), чтобы достичь требуемого уровня скоростного напора (IAS).

ПОЛЕЗНЫЙ СОВЕТ

Пересчёт приборной скорости в истинную. 1.При стандартной температуре (+15 градусов у земли) разница между истиной и приборной скоростями увеличивается на 5% на каждые 1000 метров высоты. Отклонение давления у земли от стандартного практического влияния на эту разницу не оказывает. 2.Отклонение температуры от стандартной оказывает одинаковое воздействие на изменение разницы скоростей как у земли так и на высоте. Повышение температуры (от стандартной) на каждые 10 градусов дает прирост разницы скоростей на 2%, а её уменьшение - те же 2% уменьшения этой разницы.

КРЫЛО САМОЛЕТА В ПОТОКЕ ВОЗДУХА

Используемые термины.

Профиль – контур, позволяющий получить подъёмную силу с относительно высокой эффективностью.

Линия хорды – прямая линия, соединяющая наиболее удаленные точки передней и задней кромок профиля.

Хорда – длина линии хорды.

Угол установки крыла – угол между хордой крыла и горизонтальной осью самолета. Этот угол фиксирован для крыла, но может быть переменным для стабилизатора.

Средняя линия – линия, соединяющая переднюю и заднюю кромки и равноудалённая от верхней и нижней границы профиля.

Максимальная кривизна профиля – максимальное расстояние между средней линией и линией хорды. Это расстояние выражается в процентах от длины хорды. Также указывается координата точки максимальной кривизны от передней кромки, тоже выраженная в процентах от хорды. Если средняя линия выше линии хорды – кривизна считается положительной и наоборот. У симметричных профилей кривизна равна нулю.

Толщина профиля. Толщина и координата точки максимальной толщины профиля выражаются в процентах от длины хорды. Эти величины имеют очень большое влияние на характеристики воздушного потока.

Радиус закругления передней кромки – оказывает существенное влияние на первоначальное обтекание профиля.

Невозмущённый поток воздуха (Relative). Имеет три характеристики:

• Направление. Воздух движется в направлении противоположном направлению движения центра масс самолета, независимо от направления продольной оси самолёта.

• Состояние. Воздух находится в невозмущённом присутствием самолёта состоянии.

• Скорость потока определяется истинной (TAS) скоростью самолёта.

Если поток воздуха не соответствует всем трём пунктам, то это уже местный, возмущённый поток (Effective).

Угол атакипрофиля() – угол между хордой крыла и направлением невозмущённого потока.Если поток уже возмущённый, то этот угол называют эффективным углом атаки профиля.

Угол атакикрыла() – угол между хордой профиля в корневой части крыла и направлением невозмущённого потока.

Результирующая сила – полная аэродинамическая сила, действующая на профиль.

Центр давления (СР) – точка на хорде, через которую действует подъёмная сила.

Если угол атаки плоско-выпуклого профиля отрицательный, предположим -5°, центр давления расологается на задней кромке крыла, вслед­ствие чего подъемная сила уменьшается вместе с силой лобового сопротивления. Когда угол атаки меняется от 0° до положительного угла, например, +5°, центр давления перемещается вперед, подъемная сила, а также и сила лобового сопротивле­ния значительно увеличиваются.

Если мы поставим движущееся крыло под углом атаки +10°, то центр давления не­медленно переместится в переднюю часть крыла, и подъемная сила, а также сила лобо­вого сопротивления достигнут большой величины.

Подъёмная сила – поперечная составляющая полной аэродинамической силы по отношению к направлению набегающего потока.

Лобовое сопротивление – продольная составляющая полной аэродинамической силы по отношению к направлению набегающего потока.

Экспериментальные и теоретические исследования А. летательных аппаратов показали, что для самолётов с хорошо обтекаемыми формами основным источником сопротивления является трение воздуха об обтекаемую поверхность, обусловленное его вязкостью. Самый естественный способ снижения сопротивления трения заключался в уменьшении площади трения (прежде всего площади крыльев). Это привело к отказу от бипланной схемы и переходу к свободнонесущему моноплану с повышенной удельной нагрузкой на крыло. С целью дальнейшего уменьшения сопротивления трения начались работы по созданию ламинарных профилей крыла, обладавших пониженным профильным сопротивлением.