Архитектура Аудит Военная наука Иностранные языки Медицина Металлургия Метрология
Образование Политология Производство Психология Стандартизация Технологии


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 vист – 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: vг – горизонтальная составляющая vист ; vв – 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 vист и скорости ветра vв:

. (3.1)

Вертикальная скорость vН – 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 Pп 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 vmin ЭР (vMCG) 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 vmin ЭВ (vMCA) 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 vmin ОТР (vMU) 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;

- vОТК (vEF) – скорость в момент отказа двигателя;

- скорость принятия решения v1 – 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: v1vminЭР; v1vп.ст;

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

- безопасная скорость взлета v2 должна быть не менее чем: 1, 2vС1 при взлетной конфигурации; 1, 1vminЭВ; 1, 08vα доп тоже при взлетной конфигурации;

- скорость отрыва vОТР (vLOF) – 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 v3;

- скорость при полетной конфигурации на взлете v4. Она должна быть не менее чем 1, 3vС1 и 1, 2vminЭВ;

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

- максимальная скорость захода на посадку vЗП max;

- скорость захода на посадку vЗП max (vREF);

- vC (vS) – скорость сваливания, минимальная скорость самолета при торможении до угла атаки α пред;

- vС1 (vS1) – скорость сваливания самолета при работе двигателей в режиме малого газа;

- vα доп (vСy доп) скорость при допустимом угле атаки при ny = 1;

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

- vmax max – расчетная предельная скорость. Она устанавливается исходя из возможности непреднамеренного ее превышения. vmax max - vmax ≥ 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 v1 и v2 – скорость потока в сечениях 1 и 2 в м/с; P1 и P2 – давления воздуха в сечениях 1 и 2 в кг/м2; ρ 1 и ρ 2 – плотность воздуха в сечениях 1 и 2 в кг с24.

Так как сечение 1 взято в невозмущенной среде, то скорость v1 равна истинной воздушной скорости vист, давление P1 равно статическому давлению Pст. Давление P2 в точке полного торможения равно полному давлению Pп, так как в этой точке скорость v2 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 ; qсж – скоростной напор с учетом сжимаемости воздуха.

Рис. 3.3. Зависимость давления Pдин 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: Рст = Ро ст = 760 мм рт. ст. (10332, 276 кг/м2), Т = То = 288 оК (t = +15 оС), R = 29, 27 м/град, массовая плотность ρ о = 0, 124966 кг с24, k = 1, 405. После этого оказывается, что индикаторная скорость по формулам (3.11) и (3.12) зависит только от динамического давления Рдин. 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 Рп и Рст. Полное давление Рп = Рд + Рст 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 Рст . Под действием разности давлений Рп - Рст = Рд + Рст - Рст = Рд мембрана манометрической коробки прогибается и поворачивает стрелку относительно индикатора – шкалы 4.

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

 

Рис. 3.5. Структурная схема указателя приборной скорости: 1 – приемник давлений Рп и Рст; 2 – пневмопровод Рп; 3 – пневмопровод Рст; 4 – отстойники-фильтры канала Рп; 5 – отстойники-фильтры канала Рст; 6 – полость коробки; 7 – полость корпуса; 8 – условное звено образования динамического давления Рд; 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.

 

Приемник полного давления

 

   
Рис. 3.6. Характер обтекания цилиндра потоком воздуха Рис. 3.7. Распределение скоростного напора по длине ППД

 

Для работы указателя индикаторной скорости по принципу его действия необходимо воспринять в полете полное и статическое давления. В практике авиаприборостроения имеют место применение отдельных приемников полного и статического давлений (рис. 3.4). Давления необходимо воспринимать точно, так как динамическое давление зависит от скорости в квадрате.

Приемник полного давления (ППД) предназначен для восприятия только полного давления встречного потока воздуха. Под понятием " полное давление" подразумевается давление, приходящееся на единицу поверхности тела, плоскость которого перпендикулярна направлению набегающего потока. Для ППД применяется цилиндрическое тело, в центре которого делается сквозное отверстие.

Из рисунков 3.6 и 3.7 видно, что полное торможение набегающего потока воздуха будет только в точке А. Если в цилиндре в районе точки А сделать отверстие, то вдоль ее полости установится давление, равное полному Рп = Рст + Рд. Как всякий инструмент, ППД обладает погрешностью восприятия Рп, связанной с несовершенством его конструкции.

Из самого определения полного давления следует, что лучшим расположением ППД относительно потока воздуха является то, когда плоскость сечения входного отверстия приемника будет перпендикулярна вектору скорости. При этом погрешность приемника будет вызвана только потерями потока в полости канала Рп (рис. 3.8). Это условие установки равносильно тому, когда продольная ось приемника ППД совпадает с направлением воздушного потока.

Но даже в этом случае приемник обладает погрешностью порядка 2 %, которая определяется как отношение абсолютной величины погрешности Δ Рп к скоростному напору 0, 5ρ v2.

 

  Рис. 3.8. Зависимость коэффициента ξ приемника ППД от скорости при α = β = 0

 

В этих условиях формулу (3.11) можно переписать в виде

, (3.13)

где ξ – коэффициент приемника при α = β = 0. Если же установка ППД такова, когда α ≠ 0, β ≠ 0, то появляются дополнительные угловые погрешности Δ Рп = ± Δ Рп f(α ) и Δ Рп = Δ Рп f(β ). Следующей причиной появления погрешности ППД является скос потока воздуха в месте установки приемника на борту самолета. Эта погрешность нормируется НЛГС [4] в пределах не более 10 км/ч или 3 % (в зависимости от того, что больше) во всем диапазоне измерения скорости. За счет выбора места установки на борту самолета, за счет конструкторских приемов и тарировки в аэродинамических трубах погрешность ППД можно свести до ± (0, 005 – 0, 01)q.

Диапазон скоростей от 40 до 1100 км/ч; масса 0, 17 кг; погрешность в диапазоне скоростей до 150 км/ч не более ± 0, 05q при углах α = β = ± 25о; погрешность при скоростях свыше 150 км/ч и углах α = β = ± 20о не более ± 0, 025q; обогрев постоянным током мощностью до 135 Вт.

 

Рис. 3.9. Конструкция приемника ППД-4: 1 – наконечник; 2 – дренажное отверстие;

3 – обогревательный элемент; 4 – отверстие; 5 – щека; 6 – основание; 7 – розетка; 8 – вилка; 9 – провод; 10 – штуцер

 

Рис. 3.10. Внешний вид приемника полного давления ППД-9В

 

 


Поделиться:



Популярное:

Последнее изменение этой страницы: 2017-03-11; Просмотров: 765; Нарушение авторского права страницы


lektsia.com 2007 - 2024 год. Все материалы представленные на сайте исключительно с целью ознакомления читателями и не преследуют коммерческих целей или нарушение авторских прав! (0.037 с.)
Главная | Случайная страница | Обратная связь