Изменение нпред.Доп в зависимости от температурного режима воздуха на высотах для аэродрома Тбилиси

Gпол, т	НПРЕД.ДОП , м					∆НПРЕД.ДОП , м для G = 39 т
	СА	январь		июль
		tср	tmin	tср	tmax	tmin	tmax
45	11000	11050	11900	9750	9000
42	11400	11500	12 350	10 400	9500
39	11800	12 040	12 810	10840	9950	+ 1010	-1850
38	12 000	12 230	13 080	11 130	10120

Таблица 16

Изменение нпред.Доп в зависимости от температурного режима воздуха на высотах для аэродрома Киев

Gпол, т	НПРЕД.ДОП , м					∆НПРЕД.ДОП , м для G = 39 т
	СА	январь		июль
		tср	tmin	tср	tmax	tmin	tmax
45	11000	11050	12050	10460	9750
42	11400	11530	12 850	10 910	10250
39	11800	12050	12930	11410	10640	+ 1130	-1160
38	12 000	12 280	13120	11670	10860

Изменения ∆Н_{ПРЕД.ДОП} для полетного веса 39т рассчитаны для зимы по минимальной температуре, для лета по максимальной температуре.

При сравнении значений предельно допустимых высот, полученных графическим способам (табл. 15, 16) со значениями, рассчитанными анали­тическим путем (табл. 7-10) видно:

В холодное время года предельно допустимые высоты, определенные графическим способом, и для средних и для минимальных температур, как в Тбилиси, так и в Киеве больше предельно допустимых высот, рас­считанных для этих же температур аналитическим способом

Для средних температур в холодное время года расхождения в предельно допустимых высотах, определенных разными способами, составляют от 25м для (G = 45,42т) и до 105м (для G = 38т) в Тбилиси и от 35м (для G = 42) до 110м для (G = 39т) в Киеве. В теплое время года расхождения в пре­дельно-допустимых высотах составляют от 300м (для G = 42т) до 475м для (G = 45т) в Тбилиси и от 35м (G = 38т) до 115м (G = 45,42т) в Киеве.

Для минимальных температур расхождения в предельно-допустимых высотах, определенных разными способами, составляют от 150м (для G = 39т) до 230м для (G = 38т) в Тбилиси и от 180м (для G - 38т) до 575м (для G = 42т) в Киеве.

Для максимальных температур расхождения в предельно-допустимых высотах, определенных разными способами составляют от 480м (для G = 42т) до 565м (для G - 38т) в Тбилиси и от 325м (для G = 45т) до 350м для (G = 38,39т) в Киеве.

Для сравнения влияния температурного режима воздуха и полетного веса самолета на предельно допустимую высоту полета строим график (рис.3), который показывает изменение предельно допустимой высоты на маршруте Тбилиси - Киев за счет изменения вдоль маршрута ми­нимальной и максимальной температуры и за счет изменения полетного веса. Всего на графике построено 4 кривых.

Кривые Н_{ПРЕД.ДОП} = f (tmin) и Н_{ПРЕД.ДОП} = f (tmax) построены по данным таблиц 17 и 18.

Кривая Н_{ПРЕД.ДОП} = f (СА) показывает изменение Н_{ПРЕД.ДОП} вдоль мар­шрута полета в стандартной атмосфере для полетного веса 39т. Так как в СА на одной и той же высоте в разных пунктах температура одинакова, то пре­дельно допустимой высота в СА меняться не будет. Для полетного веса 39т это 11800м (табл.4).

Кривая Н_{ПРЕД.ДОП} = f (tmin) показывает изменение Н_{ПРЕД.ДОП} вдоль маршру­та полета за счет изменения минимальной температуры на маршруте в хо­лодное время года Из таблиц 5,6 видно, что tmin на уровне Н_{ПРЕД.ДОП} для по­летного веса 39т в Тбилиси -73,7°, в Киеве -75,2°, в. Отклонения от температуры в СА равны соответственно -17,2° и -18,7°. Н_{ПРЕД.ДОП} больше

стандартной в Тбилиси на 1010м, в Киеве на 1130м. Минимальная температура в холодное время года понижается вдоль маршрута на 1,5°. За счет этого Н_{ПРЕД.ДОП} уменьшается к концу маршрута на 120м.

Кривая Н_{ПРЕД.ДОП} = f (tmax) показывает изменение Н_{ПРЕД.ДОП} вдоль маршрута полета за счет изменения максимальной температуры на маршруте в теплое время года. Из таблиц 5,6 видно, что tmax на уровне Н_{ПРЕД.ДОП} для полетного веса 39т в Тбилиси -30,0° (отклонение от температуры в СА +26,5°), в Киеве -40,3°, (отклонение от температуры в СА +16,2°). Предельно допустимая высота меньше стандартной в Тбилиси на 1850м, в Киеве на 1160м,. Максимальная температура в теплое время года растет вдоль маршрута на 10,3°. За счет этого Н_{ПРЕД.ДОП} уменьшается к концу маршрута на 690м.

Кривая Н_{ПРЕД.ДОП} = f (G) показывает изменение Н_{ПРЕД.ДОП} вдоль маршрута полета за счет уменьшения полетного веса из-за выработки топлива. Из таб­лицы 4 видно, что при уменьшении полетного веса с 39т до 38т, т.е. на 1т, Н_{ПРЕД.ДОП} увеличивается на 200м. Протяженность маршрута Киев - Тбилиси 1450км, крейсерская скорость полета самолета ТУ-34 850км/ч, время полета 1 час 42 минут. Часовой расход топлива 3т/час. Следовательно, за время полета будет выработано 5200кг топлива и предельно допустимая высота увеличится на 1040м.

Рис.3. Изменение предельно допустимой высоты полета самолета ТУ-34 за счет изменения температуры и полетного веса за холодный и теплый месяцы

При комплексном анализе влияния полетного веса и температуры воз­духа на предельно допустимую высоту полета видно, что в холодное время года предельно допустимая высота уменьшается к концу маршрута на 120м за счет увеличения температуры и увеличивается на 1040м за счет уменьшения полетного веса. В итоге предельно допустимая высота увеличивается к концу маршрута на 920м. В теплое время года предельно допустимая высота к концу маршру­та уменьшается на 690м за счет роста температуры и на 1040м увеличивается за счет уменьшения полетного веса, таким образом, к концу маршрута предельно допустимая высота увеличивается на 350м.

Рассмотрим влияние температуры воздуха на максимальную скорость полета. Влияние атмосферы на максимальную скорость полета проявляется через сжимаемость и вязкость воздуха, которые увеличивают свое влияние с увеличением скорости полета. Критерием сжимаемости является скорость звука (а). Для характеристики условий обтекания самолета воздушным пото­ком используется число М, выражающее отношение скорости полета V к скорости звука. М = V/a

скорость звука равна а = 20,05 (м/с)

а = 72,2 (км/ч), где

Т- абсолютная температура воздуха (Т= t°С + 273,15)

Из этих формул видно, что скорость звука зависит только от темпера­туры воздуха.

По мере увеличения скорости полета число М невозмущенного потока достигает определенного критического значения (M_кр.). При этом на обтекае­мых частях самолета появляются местные сверхзвуковые скорости. При по­лете с М_кр резко изменяются аэродинамические характеристики самолета: коэффициент лобового сопротивления С_х резко возрастает, а коэффициент подъемной силы С_у уменьшается. Эти изменения вызывают появление опас­ных вибраций, ухудшение управляемости самолета. Для обеспечения безо­пасности полетов в практике используются предельные значения V_пр. и M_пр..

Эти значения несколько меньше V_пр. и M_пр, и равны M_пр =

отсюда V_пр. = M_пр*a= M_пр*72,2

Значение чисел M_пр постоянны и занесены в РЛЭ каждого типа ВС. Их значения представлены в таблице 17.

Таблица 17