§ 3. Влияние параметров атмосферы на полет самолетов и вертолетов

Основные параметры атмосферы - температура, давление плотность воздуха - оказывают существенное влияние на аэ динамические и летно-технические характеристики самолетов и вертолетов, работу их силовых установок и различных агрегатов, на показания некоторых аэронавигационных при­боров. Это влияние возрастает с увеличением разности между

реальными значениями указанных параметров и их значениями в стандартной атмосфере.

Стандартная атмосфера (СА) - некоторая , не завися­щая от времени суток и года, места проведения полетов условная атмосфера, в которой распределение физических характеристик постоянно. Параметры и физические характери тики такой атмосферы уточняются по мере накопления новых данных. Действующая в настоящее время СА ГОСТ 4401-81 определяет средние значения основных параметров для высот от - 2000 до 50000 м. В приложениях к данному стандарту даны таблицы параметров атмосферы для высот от 50000 до 120000 м. В табл. 7 приведены некоторые данные CA-8I до высоты 30 км.

Стандартная атмосфера (ГОСТ 4401-81)

Таблица 7

Н, км	Температура			Атмосферное давление			Плот­ность воздуха, кг/м3		Ско­рость звука, м/с
	Т,К	t,°c	гПа (мбар)		мм.рт. ст
0	288,1	15,0	1013,25		760,00	1,2250		340,29
0,1	287,5	14,3	1001,29		751,03	1,2133		339,91
0,2	286,8	13,7	989,45		742,15	1,2016		339,52
0,5	284,9	11,7	954,61		716,02	1,1673		338,37
I	281,7	8,5	898,76		674,13	1,1117		336,43
2	275,1	2,0	795,01		596,31	1,0065		332,53
3	268,7	-4,5	701,21		525,95	0,9092		328,58
4	262,2	-11,0	616,60		462,49	0,8193		324,59
5	255,7	-17,5	540,48		405,39	0,7364		320,54 1
6	249,2	-24,0	472, К		354,16	0,6601		316,45
7	242,7	-30,4	411,05		308,31	0,5900		312,31
8	236,2	-36,9	356,62		267,41	0,5258		308,10
9	229,7	-43,4	308,01		231,02	0,4671		303,85
10	223,2	-49,9	265,00		198,76	0,4135		299,53
11	216,8	-56,4	227,00		170,26	0,3648		295,15
12	216,6	-56,5	193,99		145,51	0,3119		295,07
13	216,6	-56,5	165,80		124,36	0,2666		295,07
14	216,6	-56,5	141,71		106,29	0,2278		295,07
15	216,6	-56,5	121,12		90,85	0,1948		295,07
16	216,6	-56,5	103,53		77,65	0,1665		295,07
17	216,6	-56,5	88,50		66,38	0,1423		295,07
18	216,6	-56,5	75,65		56,74	0,1216		295,07
19	216,6	-65,5	64,67		48,51	0,1040		295,07
20	216,6	-56,5	55,29		41,47	0,0889		295,07
21	217,6	-55,6	47,29		35,47	0,0757		295,70
22	218,6	-54,6	40,47		30,36	0,0645		296,38
23	219,6	-53,6	34,67		26,00	0,0550		297,06
24	220,6	-52,6	29,72		22,29	0,0469		297,72
25	221,6	-51,6	25,49		19,12	0,0401		298,39
26	222,5	-50,6	21,88		16,41	0,0343		299,06
27	223,5	-49,6	18,80		14,10	0,0293		299,72
28	224,5	-48,6	16,16		12,12	0,0251		300,39
29	225,5	-47,6	13,90		10,43	0,0215		301,05
30	226,5	-46,6	11,97		8,98	0,0184		301,71

Параметры СА используются при конструировании летательных аппаратов, их оборудования и приборов, проведении летных испытаний, в штурманских расчетах.

На практике физические характеристики атмосферы в абсолютном большинстве случаев отличаются от стандартных значений. В связи с этим возникает необходимость учета таких отклонений. Одной из таких задач является введение поправок в показания барометрического высотомера для опре­деления высоты полета.

Как известно, при полете на эшелоне пользуются пока­заниями барометрического высотомера. Из принципа его рабо­ты следует, что при выдерживании постоянной высоты по при бору самолет перемещается по изобарической поверхности с малым углом наклона. Принцип полета вдоль изобарических поверхностей (с выдерживанием постоянного давления по прибору) положен в основу вертикального эшелонирования, позволяющего обеспечить безопасность полетов самолетов на встречных и пересекающихся курсах независимо от условий погоды. Нулевым уровнем для эшелонирования принят условный уровень с давлением 760 мм.рт.ст. Высоты изобарических поверхностей непостоянны и зависят от величины приземного давления и средней температуры слоя воздуха от уровня моря до высоты полета.

Геометрическая высота полета с учетом отклонения распределения температуры воздуха от стандартного находите по формуле

Н=Н_бТ_б/Т_бса

где Нб - барометрическая высота;

Тб -.средняя барометрическая абсолютная температу­ра слоя, К ;

Tсаб- средняя температура слоя по СА, К.

Из формулы следует, что показания прибора окажутся завышенными, если средняя температура слоя ниже средней температуры в СА,и заниженными, если она выше средней температуры в СА. Так, по многолетним данным, зимой при полетах на малых высотах показания прибора завышены в средней полосе на 8-10$, а в высоких широтах- на 10-13%, на средних и больших высотах- на 3-5 и 5-9% соответственно.

В теплое полугодие барометрический высотомер дает занижен­ные значения высоты на всех эшелонах полета; завышенными они бывают лишь при полетах на малых высотах в Арктике.

Физические характеристики атмосферы оказывают влияние ни силу тяги турбореактивного двигателя. Зависимость силы тяги от изменения параметров атмосферы с высотой при неизменном числе оборотов выражается приближенной формулой

Р_н=Р_о*р*Т₀/р₀*Т_н

где,

Р_н- тяга на высоте полета; Р_о- тяга у поверхности земли; ТниТо - абсолютная температура воздуха на высоте по­лета и у земли, К;

р и р₀ - плотность воздуха на высоте полета и у земли. Из формулы видно, что сила тяги двигателя прямо пропорциональна плотности воздуха и обратно пропорциональна температуре. С высотой в связи с тем, что отношение

р/р0 уменьшается быстрее, чем увеличивается отношение Т0/Тн ,тяга двигателя уменьшается.

При полете на эшелоне при постоянном давлении плотность воздуха зависит от температуры. Поэтому сила тяги двигателя при постоянных оборотах будет изменятся только в зависимости от изменения температуры. Согласно расчетам повышение температуры от -56,5° (температура в слое 12-20 км по СА) до -31,5°приводит к уменьшению тяги на 15%.

Результаты расчетов показывают, что на каждые 4-5° отклонения температуры воздуха от стандартных, число оборотов должно быть изменено на 1%.

Зависимость силы тяги от метеорологических параметров оказывает влияние и на другие важные летно-технические характеристики самолета: максимальную скорость полета, скороподъемность, расход топлива, потолок самолета.

Максимальная скорость установившегося горизонтального полета рассчитывается по формуле

Vmakc= Vomakc

где Vo макс - максимальная скорость установившегося горизонтального полета на нулевом уровне в условиях СЛ.

При понижении температуры на 5° максимальная скорость возрастает примерно на 1%. Максимальная скорость на высоте II км увеличивается на 15% по сравнению с нулевым уровнем, если температура с высотой понижается так же, как в СA. При повышении температуры максимальная скорость уменьшает­ся . Наиболее благоприятные условия для разгона наблюдают­ся над тропопаузой и в нижней стратосфере в области са­мых низких температур.

Продолжительность полета зависит от часового расхода топлива. Часовой расход топлива рассчитывается по формуле

Сч=Сч.СА *P/Pca*

где Сч ,Сч.са - часовой расход топлива в реальных и стандартных условиях соответственно;

Т,Тса и Р Р_СА ^- температура и давление в реальных и стандартных условиях.

При понижении давления и температуры воздуха часовой расход топлива уменьшается. Из этого же соотношения видно, что современные самолеты выгодно эксплуатировать на высотах близких к их практическому потолку. Однако вблизи практи­ческого потолка заметно ухудшаются аэродинамические качес­тва самолета и даже слабая болтанка может привести к выхо­ду на критические углы атаки, потере устойчивости и управ­ляемости. Чтобы избежать превышения практического потолка при положительном отклонении фактической температуры от стандартной, нужно уменьшить высоту полета. Необходимые изменения потолка рассчитываются по формуле.

ΔH = К (Тф -Тса) ,

где Тф ,Тсд - температура воздуха соответственно в реаль­ной и стандартной атмосфере;

К - коэффициент, зависящий от типа самолета, м/°С.

От физических характеристик атмосферы зависят взлетно-посадочные характеристики самолетов. При высоких температурах и при низком давлении возрастает скорость отрыва и соответственно увеличивается длина разбега из-за уменьшения плотности воздуха и падения тяги двигателей самолетов

Скорость отрыва в реальных условиях рассчитывается по формуле

V_отр=V_отр.са/

VoTp cA - скорость отрыва в стандартных условиях;

Ρ,ρ, СА - плотность воздуха в реальной и СА.

Изменение температуры воздуха на 10°С при постоянном давлении приводит к изменению скорости отрыва на 1,75%, а изменение давления на 10 гПа при постоянной температуре - к изменению скорости отрыва на 0,65%. длина разбега зависит от изменения плотности воздуха и расчитывается по приближенной формуле

Lразб=Lразб.са/(ρ/ρса)³

ρ/ρса - относительная плотность.

Длинна пробега при посадке за счет изменения температуры выражается зависимостью

L проб =Lпроб.СА (0,99 + 0,0031Т) ,

Lпроб.са - длина пробега при стандартных условиях;

Т - абсолютная температура воздуха, К.

Так, например, повышение температуры на 10°приводит к увеличению длины разбега на 7-13%. В летний период на юге СССР суточный ход температуры составляет 20°и более, разница в длине разбега самолетов в течение одной летной смены может составлять 20-25%.

при полетах с аэродромов, расположенных в горной местности,

основное- влияние на изменение длины разбега оказывает отклонение давления на уровне ВПП от стандартного.

Так, на аэродроме, расположенном на высоте 1000 м над уровнем моря, длина разбега увеличивается на 33%.

На посадочные характеристики самолета изменения температуры и давления влияют в меньшей степени. Откло­нение фактической температуры воздуха от стандартной на 10° приводит к изменению длины пробега примерно на 3,5%.

Атмосферные условия существенно влияют на летно- технические и взлетно-посадочные характеристики вертоле­тов.

При повышении температуры воздуха и понижении атмосферного давления уменьшается тяга несущего винта вертолета, увеличивается длина разбега вертолета при взлете по-самолет­ному, а также скорость отрыва при взлете по-вертолетному. Наиболее внимательно учитываются температура и давление при полетах вертолетов в горной местности, особенно в лет­нее время. Кроме того,с высотой мощность двигателя вертолета падает из-за уменьшения плотности воздуха. Поэтому при подготовке к полетам в горах необходим учет атмосфер­ных параметров путем расчетов по известным методикам.

Наиболее существенное влияние на взлетно-посадочные характеристики самолетов оказывают скорость и направление ветра. Оценку влияния встречного ветра на длину разбега при взлете можно произвести по формуле

L/L₀=(1-u/v)²

где L и Lo - длина разбега

соответственно при встречном

ветре ветре и штиле;

V и U - скорость отрыва и скорость ветра, км/ч

Например, при скорости встречного ветра 10 м/с (36км/ч и скорости отрыва 280 км/ч длина разбега уменьшается примерно на 25%. Аналогично решается задача оценки измене­ния длины пробега самолета при посадке.

Боковой ветер оказывает существенное влияние на пилотирование и безопасность при взлете и заходе на посадку, а По этой причине для каждого типа самолета установлены предельно допустимые значения скорости бокового ветра, при] которых возможны взлет и посадка. Воздействие ветра при полете по маршруту проявляется изменением путевой скорости самолета и появлении бокового сноса. Наибольшее влияние на величину путевой скорости оказывает попутный и встречный ветер.

Выполнении полетов на больших высотах в зонах струйных течений изменения путевой скорости и боковой снос самолетов достигают максимальных величин и требуют внимательного учета.

ветер оказывает большое влияние на взлет, посадку, пилотирование и вождение вертолетов. Как показывает практика, ветер справа и слева оказывает различное влияние на раскрутку и остановку несущего винта вертолета. при сильном и умеренном боковом ветре во время раскрутки несущего винта велика вероятность удара лопастей о хвостовую балку и,следовательно,поломки вертолета. Для вертолетов одновинтовой схемы наиболее опасен также ветер справа (более 7 м/с) и попутный ветер (более 5 м/с). наиболее опасен боковой ветер справа в момент отрыва и приземления вертолета.

Таким образом, анализ влияния параметров атмосферы на полет свидетельствует о том, что наибольшее значение для оценки и учета состояния атмосферы на взлетно-посадочные характеристики самолетов и вертолетов, их полет, на работу силовых установок, показания пилотажно-навигационных приборов имеют температура , атмосферное давление, направ­ление и скорость ветра.

При решении многих задач, связанных с вероятностной оценкой влияния метеорологических элементов, широко используется авиационно- климатические показатели их пространственной изменчивости. Под изменчивостью метеорологического элемента понимают рассеяние отдельных его значений около средней величины за сезон (месяц,год). Изменчивость характеризуется средним (абсолютным), вероятным и средним квадратическим отклонениями. Для оценки

т

пространственной и временной изменчивости метеорологических элементов в метеорологии,кроме того,вводится понятие статистической структуры метеорологических полей.

Под статистической структурой метеорологических полей понимают закономерности, которым подчиняются распределения метеорологических элементов как случайных процессов. Одной из количественных характеристик статистической структуры метеорологических полей является структурная функция, с помощью которой оценивается изменчивость ме­теорологических элементов.

Если структурная функция не зависит от времени, то она является стационарной. Если структурная функция не зависит от координат точек, то поле метеорологического элемента является однородным. Если структурная функция не зависит от направления вектора между двумя точками поля, то поле метеорологического элемента является изот­ропным.

Для большинства метеорологических элементов структурные функции в пределах 18-24 ч можно принимать при­близительно стационарными, а поля этих элементов в пре­делах расстояний I000-I5Q0 км считать приближенно одно­родными и изотропными. Это обстоятельство позволяет значи­тельно упростить методику использования статистических характеристик изменчивости метеорологических элементов' при решении прикладных задач навигации и боевого примене­ния .

Структурные функции основных метеорологических элементов - ветра, давления, температуры -имеют степенной вид с показателями степеней, близкими к единице.

Для оценки изменчивости ветра при навигационных расчетах в структурных функциях ветра показатель степени берется равным единице, а коэффициенты определяются в за­висимости от высоты и сезона года. Выражения для среднего квадратического радиального отклонения, характеризующего изменчивость ветра, имеют вид:

δrs=ks

δrt=kt ,

S - расстояние, rv (до 1500 км);

T - время, ч .. (до 24x)

Δrs. Δrt- средние квадратические радиальные откло­нения, км/ч;

Ks,Kt - коэффициенты, зависящие от высоты и сезона (рис.18 и 19).

Анализ рис. 18 и 19 показывает, что измен­чивость ветра в тропосфере увеличивается с высотой, а в холодное время года она больше, чем в теплое. Изменчивость ветра зависит также и от его скорости: чем больше скорость тем меньше изменчивость его направления и тем больше изменчивость скорости.

установлены радиус действия и срок годности информации об измеренном ветре. Радиус действия -это расстояние от места измерения, на котором изменение характеристик ветра непревышает некоторого заданного значения. Срок годности - промежуток времени, в течение которого изменение характеристик ветра не превышает некоторого заданного значения.

согласно требованиям точности навигационных расчетов радиус действия измеренного ветра должен составлять 100-150км, а срок его годности-3-6 ч;

структурные функции давления и температуры имеют показатель степени, близкий к единице; В связи с этим в интервалах времени до 12 ч среднее квадратическое откло­нения у поверхности земли можно оценивать по формулам

δp=0.63 – для лета

δp=0.94 - для зимы

а среднее квадратическое отклонение температуры по формулам

δt=1,25 - для лета

δt=0.99 - для зимы

Знание основ авиационной метеорологии позволяет руководящему составу правильно разобраться в метеорологи­ческой обстановке. Особенно важно умение самостоятельно проанализировать и оценить метеорологическую обстановку по аэросиноптическим материалам, сделать правильные выводы о влиянии ее элементов на полеты и их безопасность.