2.4. Содержание работы.

Курсовая работа должна состоять из введения, трех глав, заключения и списка использованной литературы.

Во введении следует указать задачи и конечную цель выполняемой работы. Объяснить необходимость учета отклонений реальной температуры от СА для обеспечения безопасности полетов воздушных судов на эшелоне.

В первой главе следует кратко описать физико-географические и авиационно-климатические особенности рассматриваемого района полета. Привести схему трассы и профиль местности вдоль нее. Дать характеристику исходных аэроклиматических данных, на основе которых будут выполняться расчеты. При этом нужно использовать материалы из энциклопедии, аэроклиматических справочников.

Во второй главе необходимо проанализировать многолетний режим температуры воздуха до уровня 100 мбар для указанных в задании месяцев и пунктов. Для этого на бланках аэрологических диаграмм следует построить кривые распределения средней, минимальной и максимальной температуры по высотам, соответственно за теплый и холодный период года. При построении по данным справочника или приложения к заданию на бланк аэрологической диаграммы наносят значения указанных температур на уровнях 1000, 850, 700 500, 300, 200, 100 мбар, а также на уровне тропопаузы. Полученные точки последовательно соединяют отрезками прямых линий.

Т аким образом, получают кривую распределения температуры с высотой, которая называется – кривая стратификации (рис.1). Кривые стратификация строятся разным цветом и подписываются по обрезу бланка. При этом указывается пункт, месяц и какая температура. Всего на одном бланке аэрологической диаграммы должно быть построено 12 кривых стратификации.

Рис. 1. Распределение средней, минимальной и максимальной температур на высотах над Санкт-Петербургом в январе и в июле.

В настоящее время в метеорологической практике используют аэрологическую диаграмму, на которой наряду с логарифмической шкалой давления Р^0,286 приведена стандартная барометрическая высота H_p, идентичная высоте, определяемой по барометрическому высотомеру, установленному на 760 мм.рт.ст.

Кроме того, на диаграмме нанесена кривая распределения температуры воздуха на высотах в СА. Это дает возможность после построения кривых стратификации произвести качественный анализ температурного режима. Если кривые стратификации находятся правее аналогичной кривой в СА –воздух теплее, чем в СА; левее – холоднее. Для определения количественных характеристик следует снять с кривых стратификации значения средней, минимальной, максимальной температуры, а также температуры в СА на высотах 1, 5, 10, 15 км.

Используя эти данные, необходимо рассчитать ∆t – отклонение реальной температуры ( t_ф) от стандартной (t_са) на указанных высотах по формуле:

∆t = t_ф – t_са . (1)

Таблица 1

Значение средней, минимальной и максимальной температуры и отклонений температуры от СА

Высота, км	Месяц
	tср	tmin	tmax	tса	∆ tср	∆ tmin	∆ tmax
1
5
10
15

В третьей главе следует количественно оценить влияние многолетнего режима температуры воздуха на предельно допустимую высоту полета самолета (выбор типа самолета по усмотрению студента).

Для этой цели используется выражение:

∆H_пр.д = - κ ∆t ,

где ∆H_пр.д – изменение потолка или предельно допустимой высоты полета за счет отклонения температуры от СА;

κ – эмпирический коэффициент, показывающий, на сколько изменяется предельно допустимая высота полета при отклонении температуры от СА на 1°С. Для турбореактивных самолетов κ ≈ 50 м/1º∆t ;

∆t – отклонение температуры от СА на соответствующем уровне.

Расчеты выполняются аналитически и графически. При графическом расчете на аэрологической диаграмме строится вспомогательная номограмма. Для этой цели из руководства по летной эксплуатации самолета выбранного типа выписывают значения предельно допустимой высоты в СА для каждого полетного веса.

Согласно формуле (1) при отклонении температуры от СА на ±10°С, изменение предельно допустимой высоты составит ∆H_пр.д = ± 50 м; при ∆t = ± 20ºС, ∆H_пр.д = ± 1000 м. При этом отрицательному отклонению температуры от СА будет соответствовать увеличение высоты, а положительному отклонению – уменьшение.

Таблица 2

Зависимость предельно допустимой высоты от полетного веса

для самолетов Ил-62, Ту-154, Ту - 134

Тип самолета	Полетный вес, т	Нпр д, м
Ил-62	160	10000
	140	10650
	120	11300
	110	12000
	≤95	12200
Ту-154	86	11000
	80	11400
	74	11700
	≤70	12000
Ту-134	45	11000
	42	11400
	39	11800
	≤38	12000

По рассчитанным значениям ∆t и ∆H_пр.д на аэрологическую диаграмму наносят точки: слева от кривой СА – отрицательные значения ∆t и положительные значения ∆H_пр.д; справа от СА – положительные значения ∆t и отрицательные ∆H_пр.д для каждого полетного веса, выбранного типа воздушного судна (табл.2) (По желанию студента, эту работу можно выполнить для своего воздушного судна, представив в отчетных материалах значения Н_пр.д. и V из РЛЭ). Затем эти точки соединяют сплошными линиями.

Таким образом, получаем вспомогательную номограмму, которая позволяет по графикам, приведенным во второй главе, рассчитать изменения потолка и предельно допустимой высоты в каждом реальном полете на заданном типе самолета.

Рис.2. Пример расчета изменения потолка и предельно допустимой высоты для самолета ТУ-134

На рис.2 показан пример графического расчета изменения ∆H_пр.д самолета Ту-134 для полетного веса 45 т при максимальных положительных и отрицательных значениях отклонения температуры от СА на уровне стандартной барометрической высоты, равной 11000 м (предельно допустимая высота полета).

В январе, температура воздуха в Санкт-Петербурге на высоте 11000 м понижалась до - 66°С, ∆t в этом случае равно – 9,5°С (рис.2). Соответственно ∆H_пр.д составляет 475 м. Это означает, что при такой температуре и полетном весе 45 т самолета ТУ-134 его предельно допустимая высота потенциально увеличивается до 11475 м.

Таблица 3

Полетный вес, т	Нпр.доп. м	месяц				месяц
		Δtmin °C	ΔНпр.доп. м	Δtср °C	ΔНпр.доп., м		Δtmax °C	ΔНпр.доп. м	Δtmax °C	ΔНпр.доп. м

Аналогично производят расчеты для средних значений температуры для заданного месяца и каждого полетного веса в пункте вылета и пункте посадки.

Результаты расчетов для всех полетных весов представляют в таблице 3.

Так как при полете по маршруту полетный вес воздушного судна уменьшается за счет выработки топлива, для сравнения влияния температурного режима воздуха и полетного веса на предельно допустимую высоту, необходимо построить по два графика для каждого месяца. На одном ( по данным приведенных выше таблиц) должно быть показано изменение ∆H_пр.д по трассе за счет средней температуры, а на другом – за счет изменения полетного веса (рис.3).

Вместо двух графиков можно построить и один, отражающий влияние на предельно допустимую высоту полета двух факторов одновременно - отклонения реальной температуры от стандартной и уменьшения полетного веса.

Рис.3. Изменение предельно допустимой высоты самолета за счет полетного веса на маршруте Санкт-Петербург – Свердловск

Например, если при полете по маршруту воздух теплее, чем в стандартных условиях предельно допустимая высота полета будет уменьшаться, а за счет выработки топлива – увеличиваться. Целесообразно, наверное, оценить реальное изменение предельно-допустимой высоты полета, определив какой из перечисленных факторов влияет больше.

Наряду с таблицами и графическим материалом в этой главе необходимо представить текст, поясняющий методику расчетов и полученные результаты расчетов. Особенно важно подчеркнуть, что влияние температурного режима на изменение предельно допустимой высоты полета часто бывает такого же порядка, как и влияние изменения полетного веса на маршруте во время полета, за счет выработки горючего.

При сохранении рабочего режима работы двигателя отрицательное отклонение температуры от стандартной может вызвать увеличение скорости полета до опасного предела.

Поэтому далее в этой же главе следует оценить влияние температурного режима на уровне предельно допустимой высоты на максимально допустимую истинную скорость полета в СА, по t_ср, t_min и t_max за каждый месяц для обоих пунктов.

Расчеты выполняются исходя из соотношения:

откуда

где M_{max (доп)} – максимально допустимое число Маха;

a – скорость звука, с достаточной степенью точности равная 20,1 .

Значения M_{max (доп)} для разных типов воздушных судов на предельно допустимой высоте полета для спокойной и турбулентной атмосферы представлены в табл.3.

Таблица 3

Значения M_{max (доп)} на предельно допустимой высоте полета

для спокойной и турбулентной атмосферы

Тип самолета	Предельно допустимые значения в атмосфере
	спокойной	турбулентной
Ил-62	0,83	0,78
Ту-154	0,85	0,80
Ту-134	0,82	0,75

При расчете V_max(доп) берут значения средней, минимальной, максимальной температуры в градусах Кельвина, M_{max (доп)} – для спокойной и турбулентной атмосферы. Так, например, для самолета Ту-134 при полете в спокойной атмосфере M_{max (доп)} = 0,82, в турбулентной M_{max (доп)} = 0,75.

Результаты вычислений представляются в виде таблицы, которую необходимо проанализировать.

пункт	Состояние атмосферы	Максимально допустимая скорость Vmax(доп)
		Месяц			месяц
		tср	tmin	tmax	tср	tmin	tmax
	Спокойная
	Турбулентная
	Спокойная
	Турбулентная

В заключении необходимо четко сформулировать выводы по особенностям температурного режима по заданной трассе, и дать практические рекомендации по учету отклонений реальной температуры от стандартной при определении предельно-допустимой высоты полета и оценке максимально допустимой скорости.

В конце работы приводят список использованной литературы, который составляют в следующем порядке.

Сначала – фамилия автора по алфавиту с обязательным указанием инициалов. Если книга имеет несколько авторов, то перечисляют все фамилии в последовательности, указанной на титульном листе, или указывают фамилию и инициалы только первого автора, после чего пишут « и др.». Затем - название книги, соответствующее титулу (без кавычек), место издания (без слов «город»), издательство и год издания (без слова «год»). Справочники, инструкции, таблицы, руководства и официальные издания приводят в конце списка (см. список литературы). Иностранную литературу указывают в том же порядке, что и отечественную, но в конце списка и на соответствующем языке. Переводную литературу приводят в общем списке.

После списка литературы следует оглавление. Если в работе есть приложения, то их помещают после списка литературы, перед оглавлением.

Литература

а) основная литература:

1. Баранов А.М., Лещенко Г.П., Белоусова Л.Ю. Авиационная метеорология и метеорологическое обеспечение полетов. М., Транспорт, 1993, 285 с.

2. Богаткин О.Г. Авиационная метеорология.: учебник для вузов. – СПб.: РГГМУ, 2005. – 328 с.

3. Асатуров М.Л. Основы авиационной метеорологии. Метеорологические характеристики атмосферы: Тексты лекций.– СПб.: АГА, 2002.-38с.

4. Воронина Л.И., Ярошевич Л.В., Практическое применение современной метеорологической информации на международных воздушных линиях. М., АО «ЭКОС» , 1999, 175с.

5. Руководство по летной эксплуатации самолета Як-40.-М.: Воздушный транспорт, 1980.

6. Руководство по летной эксплуатации самолета Ту-134.-М.: Воздушный транспорт, 1981.

7. Самолет Ту-154Б. Руководство по летной эксплуатации.-М: РИО МГА, 1975.

8. ГОСТ 4401-81. Таблица стандартной атмосферы. М.: ГСК при СМ СССР, 1981.

9. НМО ГА – 95. М., Транспорт, 1995, 204с.

10. Аэроклиматический справочник СССР. Основные аэроклиматические характеристики.-М: Гидрометеоиздат, 1957, вып. 1-5.

б) дополнительная литература:

1. Астапенко П.Д., Баранов А.М., Шварев И.М. Авиационная метеорология. М., Транспорт, 1985, 262с.

2. Асатуров М.Л. Основы авиационной метеорологии. Метеорологические характеристики атмосферы: Тексты лекций.– СПб.: АГА, 2002.-38с.