Увага! DНрел. може приймати негативні значення, якщо висота рельєфу місцевості, над якою виконується політ, менше висоти аеродрому!

Приклад 1. Визначити істинну висоту польоту, якщо висотомір показує 8440м

(Нпр. = 8440м), тиск на аеродромі Раер = 740 мм.рт.ст., абсолютна висота аеродрому Наер = 200м, абсолютна висота рельєфу місцевості, що пролітається, Нрел = 500м, температура біля землі t₀ = +20, тиск, що установлений на висотомірі Ро = 760 мм.рт.ст. DНсум = - 40м.

Рішення.

1) Нт.пр. = Нпр + ΔНсум = 8440 + (- 40) = 8400м

2)Нвипр = Нточ.пр. + DНтемп = 8550м

DНтемп. визначається на НЛ –10 м

tн = t₀ – tгр*Нкм = +20º – 6,5 * 8,4 = - 35º

t₀ + tн = 20º + (- 35º) = - 15º

t₀ + tн Ниспр.(8550)

======= ================

 Нточ.пр.(8400)

3) Нвідн = Нвипр. - ΔНбар. = 8550 м – 220 м = 8330 м.

ΔНбар. = (760 – 740)*11 = 220 м.

4) Ніст. = Нвідн - ΔНрел = 8330 м – 300 м = 8030 м

DНрел. = Нрел. – Наер. = 500 м – 200 м = + 300 м

Відповідь: Ніст. = 8030м.

Приклад 2. Визначити істинну висоту польоту, якщо: Нпр.= 4260м,

Раер. = 745мм.рт.ст., Наер = 200м, Нрел. = 450м, t₀ = - 20° tпр.тнв = - 25°.

Ро = 760 мм рт.ст.

Vі = 800 км/год, ΔНсум. = - 60 м.

Рішення.

1) Нточ.пр. = Нпр. + ΔНсум. = 4260м + (- 60 м) = 4200 м

2) Нвипр. = Нточ.пр. + ΔНтемп. = 3680 м

tн = tпр. - Dt = - 25° - 19° = - 44°

Увага!

Dt визначається на НЛ – 10 м тільки для ТУЭ - 48.

Для ТНВ - 15 варто користатися шкалою НРК – 2 або шкалою, що приведена в підручниках

Vист. 400 500 600 700 800 900 1000 1100 1200 1300

Dt 2° 4°7°9°11°13°16°19°23°25°29°33° 41° 49° 59°

tо + tн = - 20° + (- 44°) = - 64°

t₀ + tн (-64°) Ниспр.(3680)

======= ================

 Нт.пр.(4200)

3) Нвідн. = Нвипр. - ΔНбар = 3680 – 165 = 3515 м

де ΔНбар = (Ро – Раер.) * 11 = + 165 м

4) Ніст. = Нвідн. - ΔНрел. = 3515 м – 250 м = 3265 м

де DНрел. = Нрел – Наер. = 450 м – 200 м = + 250 м

Відповідь: Ніст. = 3265 м

ЗАДАЧА НА САМОПІДГОТОВКУ № 4

На висотомірі встановлений тиск Ро = 760 мм.рт.ст.

Нпр
t0	+10
tпр	тнв - 20°
Наер
Нрел
Vист
Раер
DНсум	- 50
Dt
Нточ.пр.
tн
tо + tн
Нвиспр
DНбар
Нвідн
DНрел
Ніст

Розрахунок приладової висоти, коли тиск на місцевості, що пролітається, невідомо, а на висотомірі встановлений стандартний тиск (760 мм рт. ст.)

Розрахунок приладової висоти польоту виробляється по формулі:

Нпр. = Ніст. + ΔНрел. + ΔНбар. - ΔНтемп. - ΔНсум.

Приклад.

Визначити приладову висоту польоту (Нпр.) для заданої істинної висоти

Ніст. = 2300м, якщо на висотомірі встановлений тиск Ро = 760 мм. рт. ст.,

абсолютна висота рельєфу місцевості Нрел. = 170 м,

абсолютна висота аеродрому Наер. = 410 м,

тиск на аеродромі Раер. = 730 мм. рт. ст,

температура в землі t₀ = + 4°,

сумарна поправка DНсум. = - 80м.

Рішення.

1)Визначити відносну висоту польоту

Нвідн. = Ніст. + ΔНрел. = 2300 + (-240) = 2060 м

ΔНрел. = Нрел. – Наер. = 170 – 410 = -240 м

2)Визначити виправлену висоту

Нвипр. = Нвідн. + ΔНбар. = 2060 + 330 = 2390 м

ΔНбар. = (760 – Раер.)11 = (760 – 730)11 = + 330 м

3) Визначити показання точного приладу.

Нточ.пр. = Нвипр. - ΔНтемп. = 2480 м

tн = То – tгр. * Нвипр. = 4° - 6,5 * 2,39 = - 12°

tо + tн = 4° + (- 12°) = - 8°

Для визначення температурного виправлення використовується ключ на НЛ - 10м

tо + tн (- 8°) Ниспр. (2390)

================================

 Нт.пр.(2480)

4) Визначити приладову висоту (Нпр.).

Нпр. = Нточ.пр. - ΔНсум. = 2480 – (- 80) = 2560 м

ΔНсум. (– 80) визначається з таблиці сумарних поправок.

ЗАДАЧА НА САМОПІДГОТОВКУ № 5

.Раер.
tо	+20
tпр.тнв	-20
Наер.
Нрел.
Vист..
Ніст.
DНсум.	-50
DНрел.
Нвідн.
DНбар.
Нвиспр.
tн
tо + tн
Нточ.пр.
Нпр.

Розробив: викладач кафедри № 803 О.Г. ПОЛИГАЛОВ

Змістовий модуль (Тема 2) 4.2.1.2. Висота та повітряна швидкість польоту.

Заняття № 2 Повітряна швидкість польоту. Визначення повітряної швидкості

НАВЧАЛЬНА ТА ВИХОВНА МЕТА

- надати студентам поняття про повітряну швидкість польоту;

- ознайомитись з сутністю аеродинамічного методу вимірювання швидкості польоту;

- розглянути погрішності аеродинамічних покажчиків швидкості.

НАВЧАЛЬНІ ПИТАННЯ

1. Сутність аеродинамічного методу виміру повітряної швидкості польоту.

2. Погрішності аеродинамічних покажчиків повітряної швидкості.

3. Розрахунок істинної швидкості польоту.

4. Розрахунок приладової швидкості польоту.

НАВЧАЛЬНА ЛІТЕРАТУРА

1. Самолетовождение. Учебник, часть 1. Воениздат. М. 1972. С. 41 - 45, 49 - 55.

2. Учебное пособие «Определение воздушной скорости полета». С. 5 - 16, 21 - 25.

3. Применение геодезических средств воздушной навигации. Учебник. Воениздат. М.1982. С. 34- 48.

Тема заняття: Повітряна швидкість польоту. Визначення повітряної швидкості

ВСТУПНА ЧАСТИНА.

Створення перших літаків показало, що політ можливий тільки при досягненні ними деякої швидкості. У той же час, значна зміна швидкості не гарантувала безпеки польотів. Таке положення змусило винахідників передбачати встановлення на літаках, поряд з іншими приладами, покажчиків швидкості польоту. Необхідна точність виходу на поворотні пункти маршруту і необхідність своєчасного прибуття на ціль в умовах складної навігаційної й тактичної обстановки свідчить про важливість вимірювання швидкості.

Неправильне визначення або не витримування швидкості польоту ЛА може привести до помилок навігації і бойового застосування засобів поразки, порушенню безпеки польотів і далі, невиконанню бойового (польотного) завдання. Тому вивчення фізичної сутності методів визначення швидкості, а також придбання твердих практичних навичок у виконанні розрахунків, зв'язаних з визначенням швидкості польоту літака або вертольота, займають важливе місце в підготовці студентів.

1. СУТНІСТЬ АЕРОДИНАМІЧНОГО МЕТОДУ

ВИМІРЮВАННЯ ПОВІТРЯНОЇ ШВИДКОСТІ

Повітряною швидкістю польоту називається швидкість переміщення ЛА щодо повітряного середовища. У повітряній навігації використовують поняття істинна повітряна швидкість і приладова повітряна швидкість.

Істинна повітряна швидкість застосовується для рішення завдань навігації, а приладова швидкість використовується льотчиком для пілотування ЛА.

Повітряна швидкість є векторною величиною. Цей вектор у загальному випадку, не збігається з подовжньою віссю ЛА.

Відхилення від подовжньої осі визначається кутом атаки (a) і кутом ковзання літака (b).

Мал. 1. Вектор повітряної швидкості ЛА.

У повітряній навігації через малі значення кутів a і b прийнято вважати, що вектор повітряної швидкості збігається з подовжньою віссю літака і лежить у горизонтальній площині.

Прилади, призначені для виміру повітряної швидкості польоту, називаються покажчиками швидкості. Найбільш розповсюдженим є метод виміру повітряної швидкості заснований на вимірі динамічного тиску зустрічного потоку повітря.

Для встановлення залежності між швидкістю польоту і швидкісним напором розглянемо струмінь повітря, що протікає через перетин I і II (Мал.2).

Мал.2. До аеродинамічного методу вимірювання висоти.

У перетині II поставимо приймач повітряного тиску, з'єднаний з манометричною коробкою. Для горизонтального струменя залежність між швидкістю, тиском і щільністю повітря в перетинах I, II характеризується рівнянням Бернуллі:

V₁² P₁ V₂² P₂

---- + ---- + е₁ = ---- + ----­­- + е₂

2g g₁ 2g g₂

де: V₁ і V₂ - швидкості повітря в I і II перетинах;

P₁ і P₂ - тиск повітря;

g - прискорення сили ваги;

g₁ і g₂ - питома вага повітря;

е₁ і е₂ - внутрішня (теплова) енергія

Перший перетин розташовується на такій відстані від корпуса літака, де потік повітря не перекручений. У цьому випадку: V ₁ = Vіст.

Р₁ = Рн = Рст. - атмосферному (статичному) тиску на висоті польоту;

Р₂ = Рп - повному тиску, що подається в манометричну коробку.

В другому перетині V₂ = 0.

З обліком переказаного, рівняння можна записати у вигляді:

V² P_СТ. P_П

---- + ---- + е₁ = ----­­ + е₂

2g g₁ g₂

Дослідженням установлено, що для повітряних швидкостей польоту до 400 км/год повітря можна вважати нестисливим газом, тобто, його питома вага і внутрішня енергія в обох перетинах залишаються постійними.

g₁ = g₂ = g_н і е₁ = е₂

тоді рівняння приймає вигляд:

V² P_п – Р_ст.

---- = -------------

2g g_н

Різниця Рп – Рст. називається динамічним тиском q або швидкісним напором.

Виразимо питому вагу g_н через масову щільність r_н і прискорення сили ваги g

g_н = r_н g

Підставимо останнє співвідношення в рівняння Бернуллі і вирішимо його щодо динамічного тиску(q) q = r_н

з цієї формули можна визначити повітряну швидкість

V =

Якщо виразити масову щільність повітря r_Н через значення статичного тиску повітря Рн, його абсолютної температури на висоті польоту Тн, газової постійної R і прискорення сили ваги g:

Рн

r_н = -------

gRTн

Підставивши значенняr_н у формулу повітряної швидкості і замінивши Рн на Рст, одержимо:

V =

З отриманої формули видно, що при швидкостях до 400 км/год для визначення істинної повітряної швидкості необхідно вимірити статичний тиск, динамічний тиск і температуру, повітря на висоті польоту. Ця формула покладена в основу побудови механізму виміру швидкості в покажчиках швидкостей. Такий прилад тарується в припущенні, що

Рст. = Ро = 760 мм рт. ст. і Тн = То = 288°К (15⁰С)

Отже, показання такого приладу будуть відповідати істинної швидкості польоту тільки на рівні моря при стандартній температурі. З підйомом на висоту статичний тиск зменшується, і покажчик швидкості буде давати занижені показання. Ці показання не будуть відповідати істинним і при зміні температури зовнішнього повітря. Для визначення істинної швидкості за показниками такого приладу в діапазоні швидкостей від 0 до 1200 км/год необхідно враховувати фактичні умови польоту. Такий облік виробляється за допомогою НЛ-10м, а так само спеціальних таблиць і графіків.

Для того, щоб прилад показував істинну швидкість польоту або близьку до неї, у всьому діапазоні повітряних швидкостей необхідно враховувати стискальність повітря й зміну статичного тиску з висотою польоту. Не облік стискальності повітря на швидкостях близьких до швидкості звуку дає помилку у вимірі швидкості 25 і більш відсотків. Стискальність повітря виявляється на швидкостях перевищуючих 400 км/год. Стиск повітря у входу в приймач повітряного тиску супроводжується зміною його питомої ваги і внутрішньої енергії.

Облік цих змін приводить до ускладнення формульної залежності, що для дозвукових швидкостей приймає вигляд:

V =

де: к – коефіцієнт адіабатичного стиску повітря. Він являє собою відношення питомої теплоємності газу при постійному тиску до питомої теплоємності його при постійному об’ємі.

Технічно ця формула визначення істинної швидкості реалізована в існуючих комбінованих покажчиках у діапазоні від 0 до 1200 км/год.

(для надзвукових швидкостей існує більш складна залежність).

У цих покажчиках виміряються два параметри - динамічний і статичний тиск на висоті польоту. Завмер тисків виробляється роздільними чуттєвими елементами. Ці прилади таруються для стандартної атмосфери. Такий прилад показує істинну швидкість тільки при збігу фактичної температури повітря на висоті польоту і стандартної. Тобто, для визначення істинної швидкості польоту, необхідно враховувати фактичну температуру повітря. Цей облік виробляється за допомогою НЛ – 10 м.

2. ПОГРІШНОСТІ АЕРОДИНАМІЧНИХ ПОКАЖЧИКІВ ПОВІТРЯНОЙ ШВИДКОСТІ.

Під погрішністю (помилкою) приладу розуміється різниця між показанням приладу (Vпр.) і точним значенням даної величини (V т.пр.)

dV = Vпр. – Vт.пр.

Аеродинамічним покажчикам швидкості властиві інструментальні, аеродинамічні й методичні погрішності.

Кожної погрішності відповідає виправлення, яку необхідно додати зі своїм знаком до показання приладу, щоб одержати точне значення вимірюваної величини.

Vт.пр. = Vпр. + ΔVсум.

де ΔVсум. = - dV

Інструментальні погрішності виникають унаслідок недосконалості виготовлення покажчика швидкості, зносу деталей і зміни пружних властивостей його чуттєвих елементів. Ці погрішності визначаються шляхом перевірки покажчиків швидкості в лабораторних умовах ТЕЧ не рідше одного разу в рік або через 100 годин роботи приладу в повітрі. За результатами перевірки складаються таблиці, у яких указуються значення інструментальних виправлень (ΔVі.) для різних швидкостей польоту.

Аеродинамічні погрішності виникають за рахунок неточного виміру статичного тиску повітря на висоті польоту. Статичний тиск виміряється приймачами повітряного тиску (ППТ). На мал. 3. показаний розподіл тиску повітря на корпус суміщеного приймача повітряного тиску.

Мал. 3. Приймач статичного тиску.

Повний тиск сприймається отвором ППТ, далі він зменшується в точці 2 і стає рівним статичному. У цій точці вибираються прийомні отвори статичного тиску. Величина аеродинамічної погрішності, крім того, залежить від правильності установки ППТ щодо подовжньої осі ЛА, а також від місця його установки. ППТ необхідно розміщати по можливості в неспотвореному потоці повітря.

Величини аеродинамічних виправлень для кожного типу ЛА визначаються на льотних іспитах і приводяться в технічних описах літака або вертольота у вигляді графіків або таблиць. Для точного витримування заданої швидкості польоту на робочих місцях членів екіпажа (штурмана і льотчика) маються таблиці (графіки) інструментальних і аеродинамічних виправлень.

DVсум. = DVі + DVа

Таблиця 1.

Vпр. Vіст.	DVсум.	D\/сум. КУС
Н = 4000	Н = 8000
	+5	+3	-2
	+6	-5	-7
	+7	-4	+1
	+10	-2	+10
	+6	+4	+10
	+8	+5	+5
	+9	-6	+7
	+10	-7	+5
	+10	-6	+3
...	...	...	...

Методичні погрішності виникають у результаті, невідповідності умов, прийнятих у розрахунку механізму покажчика швидкості, фактичному стану атмосфери, тобто через недосконалість методу виміру швидкості. Для покажчика приладової швидкості (широкої стрілки КУС) погрішності поділяються на два види:

- погрішності через зміну щільності повітря (δVщ.);

- погрішності через зміну стискальності повітря. (δVст.)

Погрішність через зміну щільності повітря виникає внаслідок розбіжності фактичної щільності повітря на висоті польоту r_н з розрахунковоюrр,для якої розрахований механізм приладу. Конструкція механізму покажчика швидкості розрахована на щільність повітря в стандартній атмосфері біля землі. Тобто, приладова швидкість буде дорівнювати істинній тільки при польоті біля землі при стандартній температурі. З підйомом на висоту польоту щільність повітря буде зменшуватися і прилад буде давати занижені показання. Облік погрішності за рахунок зміни щільності повітря з висотою виробляється за допомогою НЛ-10 м по температурі зовнішнього повітря і приладовій висотіщодо

рівня відліку 760 мм рт.ст.

tн Vиспр.

¾¾¾¾¾¾¾¾¾¾¾

Нпр. Vпр.

Погрішності покажчика приладової швидкості через зміну стискальності повітря виникають унаслідок збільшення швидкості. Повітря перед літаком стискується. Його щільність збільшується, що викликає збільшення швидкісного напору і в остаточному підсумку завищення показань покажчика швидкості. Стискальність повітря залежить від висоти і швидкості польоту. На малих висотах погрішність через зміну стискальності незначна. Зі збільшенням висоти і швидкості ця помилка помітно зростає. Виправлення за стискальність визначається за допомогою графіка (мал. 4) або спеціальної шкалі НРК - 2.

ΔVст. км/год.

200 300 400 500 600 700 800 900 1000 1100 1200 Vпр. км/год.

Мал.4. Графік стискальності.

Поправка завжди має знак “мінус”. При розрахунку істинної швидкості польоту виправлення за зміну стискальності завжди прибавляється зі своїм знаком, а при розрахунку приладової швидкості віднімається зі своїм знаком.

Методична помилка вимірів істинної швидкості комбінованого покажчика швидкості (КУС) викликається тільки відхиленням фактичної температури на висоті польоту від стандартної. Ця помилка називається температурною. Враховується на НЛ – 10 м по червоній шкалі висоти (від 0 до 11 км) для КУС.

tн Vиспр.

Н для КУС Vпр.

Комбінований покажчик швидкості має спеціальний механізм (анероїдну коробку) для обліку зміни статичного тиску повітря з висотою польоту. При розрахунку механізму вузької стрілки КУС температура зовнішнього повітря приймається рівною її стандартному значенню на висоті польоту. Таким чином, помилка за рахунок зміни щільності повітря буде викликатися тільки зміною температури. Точність виміру повітряної швидкості аеродинамічним методом залежить від висоти і швидкості польоту літака. При правильному обліку інструментальних аеродинамічних і методичних виправлень вона характеризується відносною середньоквадратичною помилкою

= 1 – 2 % від величини істинної швидкості польоту.

3. РОЗРАХУНОК ІСТИННОЇ ШВИДКОСТІ ПОЛЬОТУ.