Взаимосвязь между воздушными скоростями.

Стр 1 из 28Следующая ⇒

Приборная скорость (Indicated speed; IAS) – величина, полученная при измерении скоростного напора в приборе (ASI) (см. рисунок выше).

Индикаторная земная скорость (Calibrated speed; CAS).

Изменение углов атаки и скольжения в полете меняет картину обтекания самолета. Это может неблагоприятно сказываться на точность восприятия давлений датчиками (особенно приёмниками статического давления). Также сам прибор может обладать погрешностями. Эти ошибки устраняют введением соответствующих поправок. Таким образом, индикаторная земная скорость это приборная скорость с учетом аэродинамической и инструментальной погрешности.

Индикаторная скорость (Equivalent speed; EAS).

Воздух – сжимаемая среда. Поэтому воздух сжатый внутри приёмника полного давления будет иметь повышенную плотность. Особенно это проявляется на больших скоростях полёта и ведёт к погрешностям индикации. Индикаторную скорость получают из индикаторной земной скорости путём введения поправки на сжимаемость.

Истинная скорость (True speed; TAS; V).

Скорость относительно воздуха. Все скорости, рассмотренные ранее, фактически скоростями не являются, а представляют собой величину скоростного напора набегающего потока. Истинную скорость получают из индикаторной путём введения поправки на различие фактической плотности окружающего воздуха от стандартной.

TAS = EAS / Ö s, где s = r/r₀ - относительная плотность воздуха.

Скорость звука (а). Звук – это «слабые» волны давления, которые распространяются в атмосфере сферически от своего источника. Скорость распространения звука пропорциональна корню квадратному из абсолютной (по шкале Кельвина) температуры воздуха. Скорость звука у земли в стандартной атмосфере равна 340 м/с (660 узлов).

Число Маха (М).

Отношение истинной скорости полета к местной скорости звука называется числом Маха.

M = TAS / a

Критическое число Маха (M_CRIT).

Это такое число Маха, когда скорость воздушного потока возле какой либо части самолета (обычно возле точки максимальной толщины профиля крыла) впервые достигает скорости звука.

Погрешности и поправки.

Ещё раз отметим, что индикатор приборной скорости является манометром, измеряющим перепад давлений. Он проградуирован в единицах скорости из условий стандартной плотности воздуха.

В работе этого прибора бывают следующие погрешности:

- Инструментальная погрешность (Instrument error).

Эта ошибка может возникнуть из-за несовершенства конструкции или погрешностей изготовления прибора. В наше время подобные погрешности очень малы, и их можно проигнорировать. На тех самолетах, где инструментальную погрешность надо учитывать, соответствующие поправки внесены в таблицу индикаторной земной скорости (calibrated).

- Аэродинамическая погрешность (Position error; Pressure error).

Эта погрешность может проявляться в неправильном измерении статического и полного давлений. На давление, воспринимаемое приёмником статического давления, оказывает влияние место его установки на фюзеляже, выпуск механизации крыла, близость земли и т.п. Поэтому принятое давление может отличаться от статического давления невозмущённого потока.

Погрешности в измерении полного давления могут возникнуть, если поток будет набегать на приёмник полного давления не прямо, а под углом (при изменении угла атаки самолёта).

- Поправка на сжимаемость (Compressibility error).

При полете на больших числах М, скоростной напор не определяется выражением

Q = ½ r V², а увеличивается за счёт сжимаемости. Таким образом, если не вводить поправку, то прибор будет показывать ошибку в сторону увеличения.

Скорости «V».

При пилотировании самолета используются большое количество контрольных (опорных) скоростей, таких как Vs, V₁, V r, V₂ и так далее. Всё это индикаторные земные (Calibrated) скорости, потому что они относятся к пилотированию самолёта на малых скоростях. Тем не менее, все требуемые поправки внесены, и данные скорости представляются в руководстве по летной эксплуатации для пилотов, как приборные (IAS).

Vmo – максимально допустимая в эксплуатации скорость, является индикаторной (EAS), поскольку это большая скорость. Но в руководстве по летной эксплуатации она также приведена, как приборная (IAS).

В качестве итога можно сделать следующее замечание: Самолету, взлетающему с аэродрома при низком атмосферном давлении и/или высокой температуре воздуха и/или высокой влажности, потребуется развить более высокую скорость относительно воздуха (TAS), чтобы достичь требуемого уровня скоростного напора (IAS).

Глава 3 Основные законы аэродинамики

Принцип непрерывности.

Основополагающий закон физики гласит, что масса и энергия не могут быть созданы или уничтожены, а только могут переходить из одной формы в другую.

Рассмотрим поток воздуха через трубу, сужающуюся в середине. Массовый расход воздуха за единицу времени в любом сечении данной трубы одинаков. Его можно найти как произведение площади сечения (А) на скорость (V) и на плотность (r).

Уравнение непрерывности выглядит так: A * V * r = Constant

При малых дозвуковых скоростях (М < 0, 4) изменениями плотности можно пренебречь и упростить уравнение: A * V = Constant, или V = Constant /A.

Поскольку массовый расход воздуха должен быть постоянным во всех сечениях, то скорость потока будет увеличиваться при уменьшении проходного сечения и наоборот. Ещё раз заметим, что это верно при малых числах Маха, когда можно пренебречь изменениями плотности.

Теорема Бернулли.

«В стационарном движении идеальной текучей среды сумма давления и кинетической энергии на единицу объёма остаётся постоянной».

Текучая среда является идеальной, если она несжимаема и не имеет вязкости. При малых скоростях движения воздух можно считать идеальной текучей средой.

Уравнение теоремы Бернулли: p + ½ r V² = Constant.

В качестве примера рассмотрим: статическое давление 101325 N/m², плотность 1, 225 kg/m³, скорость 52 m/s. Скоростной напор будет: ½ * 1, 225 * 52 * 52 = 1656 N/m².

Сумма статического давления и скоростного напора будет: 101325 N/m² + 1656 N/m² = 102981 N/m².

Поскольку скорость в горле удвоилась (см. рисунок), то скоростной напор вырос в четыре раза, а статическое давление упало.

Из Теоремы Бернулли следует вывод, что если скорость потока увеличивается, то давление в нём падает и наоборот.

Для создания подъёмной силы крылу самолёта придают определённый профиль. При его обтекании скорость потока над верхней поверхностью получается больше, чем под нижней. Вверху давление падает и возникает подъёмная сила.

12 3 4 5 6 7 8 9 10 Следующая ⇒