Влияние температуры и давления на взлет и посадку воздушных судов, скорость подъема и потолок самолета

Перед взлетом самолет выруливает на взлетную полосу, останавливается, а затем, получив разрешение диспетчера старта, начинает разбег по ВПП. Самолет взлетит тогда, когда при разбеге его скорость станет равна скорости отрыва, т.е.

V_отр =√ 2G/ с_{y отр}S ρ. (6.14)

Очевидно, что раз в формуле есть плотность воздуха ρ, то лю­бые изменения температуры и давления, приводящие к уменьшению плотно­сти, увеличивают скорость отрыва. Это, в свою очередь, увеличивает длину разбега самолета. Для определения длины разбега в любых условиях можно воспользоваться формулой

L_разб,ф = L_{разб.са} /³, (6.15)

где L_разб,ф - фактическая длина разбега самолета, L_{разб.са} - длина разбега самолета в стандартных условиях, а  = ρ_0,ф ρ_0,СА - соотношение фактической и стандартной плотности воздуха у земли.

Простые расчеты показывают, что увеличение температуры воздуха на 1° приводит к увеличению длины разбега на 1%, а увеличение атмосферного дав­ления на 1% приводит к уменьшению длины разбега на 2%,

Аналогичные процессы происходят и при посадке ВС. Так, при увеличении температуры воздуха и уменьшении давления (уменьшении плотности) посадоч­ная скорость самолетов увеличивается, а следовательно, увеличивается и длина пробега. Фактическую длину пробега самолета при любой температуре можно определить по формуле

L_проб,ф = L_{проб.са} (0,95 + 0,0031t), (6.16)

где t - температура воздуха, °С; L_проб,ф и L_{проб.са} - фактическая и стандартная длина пробега соответственно.

Установлено, что изменение температуры воздуха на 3° изменяет посадочную скорость на 1 км/ч, что соответствует изменению массы самолета на 250-300 кг.

Увеличение плотности воздуха приводит к уве­личению тяги двигателя, а следовательно, и к увеличению потолка самолета. Величина фактического потолка ВС может быть определена по следующей формуле:

Н _пот..ф = Н _пот..са - (760 - р _о.,ф) 10 - (Т_троп..ф - Т_{троп.са})80, (6.17)

где Н _пот..ф , Н _пот..са - высота потолка самолета фактическая и в стандартных усло­виях соответственно; р _о,.ф - фактическое давление воздуха у земли, мм рт. ст.; Т_троп..ф и Т_{троп.са} - фактическая и стандартная температура тропопаузы соответ­ственно.

Иногда последнее выражение записывают несколько иначе, определяя по формуле не потолок самолета, а его отклонение от стандартного значения, В этом случае выражение (6.17) принимает вид:

 Н _пот. = Н _пот..ф - Н _пот..са = (р _о.,ф - 760) 10 - (Т_троп..ф - Т_{троп.са})80. (6.18)

Анализируя формулу (б.18), легко убедиться в том, что повышение давле­ния у земли и понижение температуры на высоте полета (и то, и то приводит к увеличению плотности воздуха, а, следовательно, и тяги двигателя) являются теми причинами, из-за которых потолок самолета может быть выше стандарт­ного значения. Из этой же формулы видно, что влияние температуры на изме­нение потолка самолета примерно на порядок больше, чем влияние атмосфер­ного давления у земли. Поэтому для определения потолка самолета иногда пользуются упрощенной формулой

 Н _пот = к Т_Н (6.19)

где к - коэффициент, зависящий от типа самолета и показывающий, на сколько метров изменится потолок при изменении температуры на 1°; Т_Н - отклонение температуры воздуха от стандартного значения на высоте потолка самолета.

Коэффициент к измеряется в м/град и равен для Ту-134 (-40), для Ту-154 -(-55), для Ил-62 - (-100) и для Ил-86 - (-130).

Имеет свои особенности определение потолка сверхзвуковых самолетов. Как известно, выполнять полеты на сверхзвуковой скорости на высотах ниже 10 000 м запрещено. Поэто­му самолет сначала на дозвуковом режиме набирает высоту 10 000-11 000 м, затем летчик в горизонтальном полете разгоняет самолет до сверхзвуковой скорости и только после этого снова переводит самолет на режим набора высо­ты. Используя инерцию разгона и свои аэродинамические качества, самолет или попадает в область динамических высот, или набирает заданную высоту полета (рис. 6.4).

Рис. 6.4. Траектория полета сверхзвукового самолета при полете на потолок.

Совершенно очевидно, что стратосферный самолет всегда наберет высоту 10 000-11 000 м (высоту разгона), а на его потолок будет оказывать влияние, в основном, только распределение температуры воздуха в слое от высоты разго­на до потолка (рис. 6.5).

Рис. 6.5. К определению потолка сверхзвукового самолета.

На рис. 6.5 приведены три возможных варианта распределения температу­ры воздуха в слое от высоты разгона до потолка. Естественно, что в первом случае, при котором температура воздуха продолжает понижаться (плотность воздуха уменьшается медленнее, чем в двух других случаях), потолок самолета будет самым высоким. Следовательно, можно в слое от высоты разгона само­лета до его потолка найти такую высоту, на которой температура будет харак­теризовать общие температурные условия набора высоты во всем этом слое. Если учесть, что разгон производится на высотах 10 000-11 000 м, а потолок самолетов близок к 20 000 м, то такой «реперной» высотой может служить высо­та поверхности 100 гПа (это около 16 км). Эта высота удобна еще и тем, что ин­формация о температуре на уровне 100 гПа всегда есть в данных температурно-ветрового зондирования атмосферы. Поэтому мы можем построить график зависимости потолка самолета от температуры воздуха на уровне 100 гПа и конечной скорости разгона. Образец такого графика приведен на рис. 6.6.

Рис. 6.6. График зависимости потолка самолета от температуры на уровне 100 гПа

и конечной скорости разгона.

Пользование последним графиком дополнительных пояснений не требует и дает пре­имущества перед другими методами определения потолка.