Классификация скоростей полета

Согласно нормам НЛГС и сложившейся практике при пилотировании и навигации самолетов различают следующие скорости полета: истинную воздушную, путевую, вертикальную, относительную истинную воздушную скорость (число М), приборную скорость, индикаторную земную скорость, индикаторную скорость [4, 13, 14].

Истинная воздушная v _ист – это скорость движения самолета относительно воздушной среды.

Путевая скорость w – это горизонтальная составляющая скорости движения самолета относительно Земли (рис. 3.1).

Рис. 3.1. Навигационный треугольник скоростей: v г – горизонтальная составляющая v ист ; v в – скорость ветра (горизонтальная составляющая); w – путевая скорость; γ – истинный курс; ψ – угол сноса; β – путевой угол; δ – направление ветра; ε – угол ветра

Из навигационного треугольника видно, что путевая скорость равна геометрической сумме горизонтальных составляющих v _ист и скорости ветра v _в:

. (3.1)

Вертикальная скорость v _Н – это вертикальная составляющая скорости движения самолета относительно Земли или скорость изменения истинной высоты

. (3.2)

Относительная истинная воздушная скорость – это скорость истинная, отнесенная к скорости звука при данной температуре. Ее называют числом М (число Маха):

. (3.3)

Приборная скорость – скорость, которую показывает указатель скорости, проградуированный по разности между полным и статическим давлениями воздуха

, (3.4)

где P _п берется с учетом сжимаемости воздуха.

Индикаторная земная скорость – приборная скорость, исправленная на инструментальную погрешность и аэродинамическую поправку:

. (3.5)

Индикаторная скорость – индикаторная земная скорость, исправленная на поправку на сжимаемость, связанную с отличием давления воздуха от стандартного давления на уровне моря:

. (3.6)

Истинная воздушная скорость связана с индикаторной скоростью следующим соотношением:

, (3.7)

где ρ _Н – плотность воздуха на высоте полета Н; ρ ₀ – плотность воздуха стандартная на уровне моря.

Часто, в технической литературе, не делается различие между приборной и индикаторной скоростями. При теоретических расчетах имеют в виду индикаторную скорость. Приборная (индикаторная) скорость является сугубо пилотажным параметром. Особенно ответственно и часто используется этот параметр на таких режимах движения самолета как разбег, взлет и посадка. На каждом этапе движения самолета нормами НЛГС и ИКАО присваиваются характерные значения приборной скорости, которые должны быть выдержаны из условия обеспечения безопасности. В связи с этим существует стандартная номенклатура скоростей [4]:

- минимальная эволютивная скорость разбега v _{min ЭР} (v _MCG) есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения самолета (в скобках приведены обозначения, принятые в ИКАО);

- минимальная эволютивная скорость взлета v _{min ЭВ} (v _MCA) есть скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью аэродинамических органов управления для поддержания прямолинейного движения самолета;

- минимальная скорость отрыва v _{min ОТР} (v _MU) устанавливается для всех принятых для взлета конфигураций самолета в диапазоне центровок, установленных регламентом летной эксплуатации (РЛЭ). При этом угол атаки не должен превышать допустимое значение α_доп;

- v _ОТК (v _EF) – скорость в момент отказа двигателя;

- скорость принятия решения v ₁ – это скорость разбега самолета, на которой возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета. Величина этой скорости устанавливается в РЛЭ и должна удовлетворять следующим условиям: v ₁ ≥ v _minЭР; v ₁ ≤ v _п.ст;

- скорость в момент подъема передней стойки шасси v _п.ст – скорость начала отклонения штурвала в направлении "на себя" для увеличения угла тангажа на разбеге;

- безопасная скорость взлета v ₂ должна быть не менее чем: 1,2 v _С1 при взлетной конфигурации; 1,1 v _minЭВ; 1,08 v _αдоп тоже при взлетной конфигурации;

- скорость отрыва v _ОТР (v _LOF) – скорость самолета в момент отрыва основных его стоек шасси от поверхности ВПП по окончании разбега при взлете;

- скорость в момент начала уборки механизации на взлете v ₃;

- скорость при полетной конфигурации на взлете v ₄. Она должна быть не менее чем 1,3 v _С1 и 1,2 v _minЭВ;

- минимальная эволютивная скорость захода на посадку v _minЭП (v _MCL) – скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью только аэродинамических органов управления;

- максимальная скорость захода на посадку v _{ЗП max};

- скорость захода на посадку v _{ЗП max} (v _REF);

- v _C (v _S) – скорость сваливания, минимальная скорость самолета при торможении до угла атаки α_пред;

- v _С1 (v _S1) – скорость сваливания самолета при работе двигателей в режиме малого газа;

- v _αдоп (v _{Сy доп}) скорость при допустимом угле атаки при n _y = 1;

- v _maxЭ – максимальная эксплуатационная скорость. Эту скорость пилот в нормальной эксплуатации не должен преднамеренно превышать при всех режимах полета;

- v _{max max} – расчетная предельная скорость. Она устанавливается исходя из возможности непреднамеренного ее превышения. v _{max max} - v _max ≥ 50 км/ч. При превышении этой скорости не исключается катастрофическая особая ситуация.

3.2. Прибор для измерения индикаторной (приборной) скорости

Указатель приборной скорости применяется в качестве пилотажного прибора для измерения аэродинамических сил, действующих на самолет в полете. Известно (2.18), что аэродинамическая подъемная сила определяется формулой

.

При увеличении угла атаки α подъемная сила увеличивается вплоть до его предельного значения. Чем больше угол атаки, тем меньше необходима скорость для удержания самолета в воздухе. Как следует из параграфа 3.1 каждому режиму полета соответствует определенное минимальное значение скорости, при котором самолет еще может держаться в воздухе. Например, условием горизонтального полета является равенство веса самолета и подъемной силы

,

где G – вес самолета. Отсюда находим скорость горизонтального полета

.

Указатель приборной скорости является одним из важнейших пилотажных приборов, он дает летчику возможность предотвратить падение самолета на малых скоростях и разрушение его на больших скоростях из-за чрезмерно больших аэродинамических сил. По физическому смыслу указатель приборной скорости измеряет не скорость, а разность между полным и статическим давлениями (3.4), или скоростной напор встречного воздуха, который зависит и от скорости, и от плотности воздуха. Поскольку летчику привычнее и легче запомнить характерные значения скорости, а не давления скоростного напора, то указатель тарируется в единицах скорости.

По определению (3.4) индикаторная (приборная) скорость основана на манометрическом методе, то есть на измерении разности между полным и статическим давлением [13 ‑ 14].

Рис. 3.2. Цилиндрическое тело в потоке воздуха

Зависимость между скоростью, полным и статическим давлениями определяется с помощью уравнения Бернулли, применяемого к воздушному потоку, воспринимаемому приемником воздушного давления (рис. 3.2). В критической точке 2 скорость воздуха падает до нуля. Напишем это уравнение, не углубляясь в вывод его [14], для случая несжимаемого воздуха:

, (3.8)

где v ₁ и v ₂ – скорость потока в сечениях 1 и 2 в м/с; P ₁ и P ₂ – давления воздуха в сечениях 1 и 2 в кг/м²; ρ ₁ и ρ ₂ – плотность воздуха в сечениях 1 и 2 в кг с²/м⁴.

Так как сечение 1 взято в невозмущенной среде, то скорость v ₁ равна истинной воздушной скорости v _ист, давление P ₁ равно статическому давлению P _ст. Давление P ₂ в точке полного торможения равно полному давлению P _п, так как в этой точке скорость v ₂ равна нулю. Учитывая, что для несжимаемой среды ρ ₁ = ρ ₂ = ρ, после соответствующей замены в уравнении (3.8), получим

(3.9)

или кг/м². (3.10)

С учетом сжимаемости потока воздуха уравнение (3.10) принимает вид:

или окончательно , (3.11)

где ; q _сж – скоростной напор с учетом сжимаемости воздуха.

Рис. 3.3. Зависимость давления P _дин от скорости потока:

1 – без учета сжимаемости воздуха; 2 – с учетом сжимаемости воздуха

Из рисунка 3.3 видно, что учет сжимаемости потока приводит к дополнительному увеличению динамического давления (линия 2). При этом зависимость динамического давления от параметров воздушного потока имеет вид:

, (3.12)

где k – отношение теплоемкостей; g – ускорение силы тяжести; R – газовая постоянная, равная 29,27 м/град; Т – температура невозмущенной атмосферы в ^оК. По формуле (3.12) тарируются указатели индикаторной и истинной воздушной скорости.

Для тарировки указателя индикаторной скорости принимаются значения, соответствующие нормальным условиям на уровне моря: Р _ст = Р _{о ст} = 760 мм рт. ст. (10332,276 кг/м²), Т = Т _о = 288 ^оК (t = +15 ^оС), R = 29,27 м/град, массовая плотность ρ _о = 0,124966 кг с²/м⁴, k = 1,405. После этого оказывается, что индикаторная скорость по формулам (3.11) и (3.12) зависит только от динамического давления Р _дин. Для практического пользования существуют стандартные таблицы, по которым для каждой скорости можно определить значение динамического давления [33].

Следует особое внимание обратить на тот факт, что показания указателя приборной скорости не зависят от статического давления, а значит и от высоты полета самолета. Говорят в связи с этим, что указатель (а также датчик и сигнализатор) приборной (приборной) скорости не имеет методической погрешности от изменения высоты полета. Это ценное качество прибора, обеспечивающего безопасность полета независимо от высоты. Важно, чтобы всегда было необходимое значение скоростного напора на любой высоте.

На рис. 3.4 представлена принципиальная схема указателя приборной скорости с раздельными приемниками давлений Р _п и Р _ст. Полное давление Р _п = Р _д + Р _ст поступает в герметичную полость манометрической коробки 5 от приемника 7 через пневмопровод 6. В герметичную полость корпуса 3 от приемника 1 через пневмопровод 2 поступает давление Р _ст . Под действием разности давлений Р _п - Р _ст = Р _д + Р _ст - Р _ст = Р _д мембрана манометрической коробки прогибается и поворачивает стрелку относительно индикатора – шкалы 4.

Рис. 3.4. Принципиальная схема указателя приборной скорости: 1 – приемник статического давления Р _ст; 2 – пневмопровод статического давления; 3 – корпус; 4 – индикатор; 5 – манометрическая коробка; 6 – пневмопровод полного давления; 7 – приемник полного давления Р _п

Рис. 3.5. Структурная схема указателя приборной скорости: 1 – приемник давлений Р _п и Р _ст; 2 – пневмопровод Р _п; 3 – пневмопровод Р _ст; 4 – отстойники-фильтры канала Р _п; 5 – отстойники-фильтры канала Р _ст; 6 – полость коробки; 7 – полость корпуса; 8 – условное звено образования динамического давления Р _д; 9 – решающее устройство; 10 – индикатор

На рисунке 3.5 представлена структурная схема указателя приборной скорости, составленная по его принципиальной схеме (рис. 3.4). Рассмотрим подробнее роль каждого звена в работе указателя индикаторной скорости.