Набор высоты и аэродинамические характеристики ВС на больших высотах

1.

Набор высоты
и
аэродинамические
характеристики ВС
на больших высотах
Материал подготовлен
группой организации профессиональной подготовки летного состава
отдела летно-методического обеспечения службы летных стандартов
летного комплекса ОАО «Аэрофлот»
тел. 723-82-38
NEC 25-82

2.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
IAS – на всех самолетах индицируемая приборная скорость, независимо от
способа индикации (на механическом приборе или через систему
электронной индикации) представляет собой не что иное как разность между
полным давлением (измеряемым приемником полного давления ППД (pitot
tube)) и статическим давлением (измеряемым приемником статического
давления (static port)).
Имеет аэродинамическую и инструментальную погрешности.
Аэродинамическая погрешность:
погрешность, возникающая ввиду искажения воздушного потока в месте установки
приемников полного и статического давлений.
Инструментальная погрешность:
погрешность, возникающая ввиду технологичности изготовления указателя
скорости.
С точки зрения практического выполнения полетов сумма аэродинамической и
инструментальной погрешностей не велика и не имеет практического применения.

3.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Рполн = Рст + Рдин = const
2
ρVист
Рдин
2
IAS
где:
ρ0
2 Рполн Рст
ρ0
- плотность воздуха при стандартных давлении и температуре на уровне земли.

4.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
С учетом сжимаемости воздуха на приемник полного давления действует большее
давление, чем при несжимаемом потоке:
Рполн = Рст + Рдин + ΔРсж
где ΔРсж – увеличение давления в приемнике полного давления за счет
сжимаемости воздуха:
2
ρVист
М2
Рсж
2
4
С учетом сжимаемости воздуха, с увеличением высоты и скорости полета
указатель приборной скорости показывает больший скоростной напор,
чем реально действует на самолет.

5.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
TAS – истинная скорость полета - зависит от измеренной Vпр, статического
давления (высоты полета) и температуры воздуха на этой высоте рассчитывается в системах СВС (ADC – air data computer).
Vкус – индицируемая истинная скорость полета на указателях тип КУС - зависит от
измеренной Vпр и статического давления (высоты полета) в предположении
что температура воздуха на этой высоте соответствует стандартной.
Для определения Vист (TAS) необходимо внести поправку на температуру:
TAS Vкус
Тф
Тст

6.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
CAS –calculated airspeed – скорость, которую показал бы указатель приборной
скорости, не имеющий аэродинамической и инструментальной
погрешностей.
EAS –equivalent airspeed (индикаторная скорость) – скорость, которую показал бы
указатель приборной скорости не имеющий аэродинамической и
инструментальной погрешности при условии отсутствия влияния
сжимаемости воздуха.
На уровне моря при стандартной температуре воздуха EAS = CAS = TAS.
EAS характеризует реально действующий на самолет скоростной напор (q),
который определяет подъемную силу:
q
ρ факт TAS 2
2
ρ 0EAS 2
2
Взаимосвязь EAS и CAS с практической точки зрения определяется по формуле:
EAS = CAS + ΔVс
где ΔVс – поправка на сжимаемость воздуха (всегда 0), которая определяется по графику:

7.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА

8.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Взаимосвязь между EAS и TAS определяется формулой:
EAS TAS
где:
ρ факт
ρ0
ρ факт- фактическая плотность воздуха на высоте полета,
ρ 0 - плотность воздуха на уровне моря при стандартной температуре.
EAS также может быть определена по формуле:
EAS a 0 M
Pфакт
P0

9.

ОБ ИЗМЕРЕНИИ И ИНДИКАЦИИ СКОРОСТЕЙ ПОЛЕТА
Примечательно:
Для заданной барометрической высоты полета
имеется единственное соотношение между
индицируемой приборной скоростью IAS и индицируемым числом М
вне зависимости от температуры воздуха.
С изменением температуры воздуха
на постоянной барометрической высоте полета
при неизменном соотношении IAS и числа М
изменяется истинная скорость полета –
– при повышении температуры увеличивается и наоборот.

10.

ИЗМЕНЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ВС
ПРИ ПРОЯВЛЕНИИ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА (НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ)
С учетом сжимаемости статическое давление с увеличением скорости потока
вдоль поверхности крыла уменьшается сильнее, а соответственно и увеличивается
коэффициент подъемной силы.
Взаимосвязь коэффициентов подъемной силы в сжимаемом и несжимаемом
потоках характеризуется выражением:
Cya
НЕСЖ
Cya
СЖ
1- M2

11.

ИЗМЕНЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ВС
ПРИ ПРОЯВЛЕНИИ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА (НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ)
Увеличение максимального коэффициента давления на верхней поверхности
крыла (уменьшение абсолютного давления) при увеличении числа М приводит к
увеличению градиента давления вдоль неё.
Поэтому при увеличении угла атаки критический градиент давления на верхней
поверхности крыла, приводящий к срыву потока, достигается при меньшем угле
атаки:

12.

ИЗМЕНЕНИЕ АЭРОДИНАМИЧЕСКИХ ХАРАКТЕРИСТИК ВС
ПРИ ПРОЯВЛЕНИИ СЖИМАЕМОСТИ ВОЗДУХА (НА БОЛЬШИХ ВЫСОТАХ)
На основании знаний о принципах индикации
приборной скорости полета и об изменении
аэродинамических характеристик крыла с увеличением
числа М полета (высоты полета):
С увеличением высоты полета приборная скорость
сваливания
(индицируемая
в
кабине
IAS)
увеличивается.

13.

НАБОР ВЫСОТЫ, СХЕМА СИЛ, УСЛОВИЯ РАВНОВЕСИЯ
Для установившегося набора высоты (на постоянной скорости с постоянным
градиентом набора высоты) характерны следующие соотношения:
Y G y GcosθH
а) условие постоянства угла набора:
б) условие постоянства поступательной скорости набора:
PH X GX X GsinθH

14.

НАБОР ВЫСОТЫ, ВЗАИМОСВЯЗЬ УГЛОВ НАБОРА, ТАНГАЖА И АТАКИ
Взаимосвязь угла тангажа, угла
набора высоты и угла атаки в
установившемся полете
описывается формулой:
θ α сам
где: - угол тангажа
θ - угол набора высоты
α сам – угол атаки самолета
В зависимости от конструктивных особенностей ВС на индикацию в кабине
экипажа может быть выведен угол атаки относительно хорды крыла, тогда угол
атаки, выводимый на индикацию, можно определить по формуле:
αинд α сам уст.кр
С учетом этого формула взаимосвязи углов принимает вид:
θ αинд уст.кр
и угол набора высоты в установившемся полете (на постоянной скорости) можно
определить по формуле:
θ αинд уст.кр

15.

НАБОР ВЫСОТЫ, ПРИМЕРЫ ВЗАИМОСВЯЗИ УГЛОВ
Пример для самолета Ил-96-300:
Если угол тангажа в установившемся наборе высоты составляет 50, а
индицируемый угол атаки равен 60, то с учетом угла установки крыла 30, угол
набора высоты будет составлять θ 5 – 6 + 3 = 20.
Пример для самолета Ту-134А(Б):
Следует иметь в виду, что взаимосвязь индицируемых углов атаки в кабине и
фактических углов атаки имеет достаточно сложную зависимость. Поэтому
практическое применение приведенных формул имеет ограниченное значение.

16.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА
Зная формулу подъемной силы:
Y Cy
ρ факт TAS 2
2
S
или что то же самое
ρ 0EAS2
Y Cy
S CyqS
2
и используя условие постоянства угла набора Y G y GcosθH
определим EAS, соответствующую установившемуся набору высоты на заданном
Cy (угле атаки):
2G
EAS
cosθH
C yρ 0 S
Для используемых углов (градиентов) набора высоты транспортных самолетов
cosθH 1
соответственно равны и EAS (индикаторные скорости) в наборе высоты и в
горизонтальном полете на одном и том же угле атаки. EAS в рассматриваемых
условиях зависит от коэффициента подъемной силы Cy и массы ВС.
Коэффициент подъемной силы в свою очередь зависит от угла атаки и числа М.

17.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА
Используя условие постоянства поступательной скорости набора PH X GsinθH
определим тягу, потребную для установившегося набора высоты на вычисленной
EAS.
Очевидно, что аэродинамическое сопротивление X в наборе высоты будет таким
же, как и в горизонтальном полете при условии равенства угла атаки, т.е. для
уравновешивания лобового сопротивления при наборе высоты необходима тяга
такая же, как и в горизонтальном полете:
Pгп
G
K
Составляющую веса GsinθH в установившемся прямолинейном наборе
уравновешивает избыток тяги Р. Следовательно:
G
PH Pгп ΔP GsinθH
K

18.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА
Из соотношения ΔP GsinθH можно определить угол набора высоты:
ΔP
sinθ H
G
где
ΔР РР РГП - избыток тяги – разница между располагаемой тягой и тягой
для полета на таком же угле атаки в горизонтальном
полете. Так как набор высоты производится на
номинальном режиме работы двигателей или режиме CLB
(CLB1 или CLB2), то под располагаемой тягой понимается
тяга на соответствующем для набора высоты режиме
работы двигателей.
Из треугольника скоростей в наборе высоты имеем:
ΔP TAS
Vy sinθ H TAS
G

19.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА
G
Рпотр
K

20.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА

21.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА

22.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА
Набор высоты на установившейся скорости менее
чем наивыгоднейшая скорость полета
не имеет никаких преимуществ
по отношению к набору высоты на большей скорости.

23.

НАБОР ВЫСОТЫ, РЕЖИМЫ НАБОРА
С увеличением высоты приборная скорость,
обеспечивающая набор с максимальной вертикальной скоростью
уменьшается.
Приборная скорость, соответствующая наивыгоднейшей скорости полета
с увеличением высоты
незначительно увеличивается
за счет увеличения влияния сжимаемости
(EAS при этом остается практически без изменения).

24.

ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ ПОЛЕТА

25.

ТЕОРЕТИЧЕСКИЙ ДИАПАЗОН СКОРОСТЕЙ И ВЫСОТ ПОЛЕТА

26.

ОСОБЫЕ СЛУЧАИ НАБОРА ВЫСОТЫ, НАБОР С УМЕНЬШЕНИЕМ СКОРОСТИ
PH X Gsinθ H G
ΔV
Δt
ΔV
- ускорение вдоль линии
где
Δt
набегающего потока.
ΔP ΔV
sinθ
G
Δt

27.

ОСОБЫЕ СЛУЧАИ НАБОРА ВЫСОТЫ, ПЕРЕХОД НА II РЕЖИМ

28.

ВЫВОД:
Уменьшение скорости в наборе высоты
менее скорости обеспечивающей
максимальный установившийся угол набора высоты
в данных условиях
не имеет никаких теоретических и практических
обоснований
и таит серьезную опасность потери скорости
на большой высоте
с последующим выходом ВС
на недопустимые углы атаки.

29.

ИНФОРМАЦИЯ ДЛЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ПО ТИПАМ ВС.
А-320:
Оборудование ВС А-319/320/321 является
наиболее информативным
с точки зрения обеспечения
осведомленности пилота о режиме полета по скорости –
– имеется прямая индикация
наивыгоднейшей скорости полета – «green dot»,
которую и следует использовать.

30.

ИНФОРМАЦИЯ ДЛЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ПО ТИПАМ ВС.
В-767:
В наборе высоты на чистом крыле
минимальная скорость для получения максимального градиента набора
высоты устанавливается
до FL200 Vref+80kt,
выше FL200 минимальная скорость принимается равной
скорости «one eng out speed» (приблизительно равна Vref+100kt).
В нормальных условиях полета рекомендованная скорость в наборе
определяется FMS, в случае отказа FMS скорость набора высоты
определяется как скорость максимальной скороподъемности
и равна Vref+150kt/M 0.80.
В условиях сильной болтанки рекомендованной скоростью является
скорость 290kt/M 0.780,
на FL ниже 100 рекомендованной скоростью
является скорость в диапазоне 250kt Vref+80kt.

31.

ИНФОРМАЦИЯ ДЛЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ПО ТИПАМ ВС.
DC-10:
Выдерживание скорости полета
не менее «minimum clean maneuvering speed»
гарантирует от попадания во второй режим полета.

32.

ИНФОРМАЦИЯ ДЛЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ПО ТИПАМ ВС.
Ил-96, Ил-86:
Информацию о режиме полета по скорости на «чистом»
крыле пилот может получить,
используя индикацию угла атаки.
Наивыгоднейшим углом атаки на «чистом» крыле является
индицируемый угол атаки, равный 80.

33.

ИНФОРМАЦИЯ ДЛЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ПО ТИПАМ ВС.
Ту-154М:
Информацию о режиме полета по скорости на «чистом»
крыле пилот может получить,
используя индикацию угла атаки.
Наивыгоднейшим углом атаки на «чистом» крыле является
индицируемый угол атаки, равный 9,40.

34.

ИНФОРМАЦИЯ ДЛЯ ПРАКТИЧЕСКОГО ПРИМЕНЕНИЯ ПО ТИПАМ ВС.
Ту-134А(Б):
Информацию о режиме полета по скорости на «чистом»
крыле пилот может получить,
используя индикацию угла атаки.
Наивыгоднейшим углом атаки на «чистом» крыле является
индицируемый угол атаки, равный 40.