2 Влияние температуры воздуха на летно-технические характеристики самолета

В данной главе проводят количественную оценку влияния температуры воздуха на предельно допустимую высоту и максимальную скорость полета для указанного в задании типа самолета.

2.1 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;
	tфакт	–	фактическая температура на уровне предельно допустимой высоты полета;
	tса	–	температура на уровне предельно допустимой высоты в СА;
	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 t 0), предельно допустимая высота уменьшается (∆Н_пд0). Если фактическая температура на данной высоте ниже стандартной (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	Hca	Hmax	DHmax	Hcp	DHср	Hmin	DHmin
86	11000	10365	-635	11170	170	11855	855
80	11400	1 0750	-650	11600	200	12320	920
75	11700	11135	-665	12035	235	12790	990
70	12000	11340	-660	12240	240	12995	995

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
Gпол, т	86		80		75		70
Нпд, м	11000		11400		11700		12000
ИЛ-62
Gпол, т	160	140		120		110		95
Нпд, м	10000	10650		11300		12000		12200
ТУ-134
Gпол, т	45		42		39		38
Нпд, м	11000		11400		11800		12000

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 t, например, 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.

Р ис.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
Gпол, т	СА	январь		июль		G = 75 т
		Нпдtсp	Нпдtmin	Нпдtсp	Нпдtmax	Нпдtmin	Нпдtmax
86	11000	11050	11650	10450	9600
80	11400	1 1500	12100	10900	10050
75	11700	11900	12500	11250	10400	+800	-1300
70	12000	12250	12800	11600	10750

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

Пункт посадки
Gпол, т	СА	январь		июль		G = 75 т
		Нпдtсp	Нпдtmin	Нпдtсp	Нпдtmax	Нпдtmin	Нпдtmax
86	11000	11050	11900	10550	9950
80	11400	1 1500	12350	11000	10450
75	11700	11800	12700	11350	10900	+1000	-800
70	12000	12250	13050	11700	11100

Изменения предельно допустимой высоты (DН_пд) в табл.10, 11 рассчитываются для полетного веса G = 75 т для 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_пд в 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_пд за 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_пд при 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_пд увеличится на 540 м.

При анализе графика нужно дать поясняющий текст, в котором обратить внимание на обратно пропорциональную зависимость Н_пд от температуры 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.