Здавалка
Главная | Обратная связь

Стандартная атмосфера и приведение летных характеристик к ее условиям



ЛЕКЦИЯ

По учебной дисциплине

 

«Авиационная метеорология»

 

Т Е М А № 1: Влияние физического состояния атмосферы на полеты летательных аппаратов. Навигационный треугольник скоростей

Занятие 1   Стандартная атмосфера и способы измерения высоты полёта.

 

Цель занятия Раскрыть физическую сущность и способы измерения высоты полета, методические поправки барометрического высотомера. Формировать чувство ответственности за точное измерение атмосферного давления при обеспечении полетов и перелетов.

РАСПРЕДЕЛЕНИЕ ВРЕМЕНИ

№ п/п СТРУКТУРА ЗАНЯТИЯ Время (мин.)
1.   2.     3.   Введение   1. СА и её использование в авиации. 2. Способы измерения высоты полёта, методические ошибки барометрических высотомеров. 3. Эшелонирование полётов. Заключительная часть      

ИНФОРМАЦИОННО-МЕТОДИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1 Баранов А.М. Солонин С.В. Авиационная метеорология. Л.; Гидрометиздат, 1981 г. с 22-28

МАТЕРИАЛЬНО-ТЕХНИЧЕСКОЕ ОБЕСПЕЧЕНИЕ

1. 2. Наглядные пособия: плакат № Технические средства обучения: кодоскоп, слайды  

 

Введение

 

Движение летательных аппаратов в атмосфере сопровождается сложным взаимодействием его с окружающей средой. Поэтому при определении параметров полета необходимо рассматривать ЛА и атмосферу как единую систему.

Так как влияние физических характеристик в разное время различно, то для получения сравнимых характеристик используют параметры некоторой условной атмосферы.

Для обеспечения безопасности полетов необходимо знать как будут изменяться характеристики полета самолета от состояния атмосферы. В данной теме и будут рассмотрены вопросы влияния физического состояния атмосферы летно-технические характеристики самолетов и вертолетов.

В лекции рассматриваются вопросы стандартной атмосферы, способов измерения высоты полета и эшелонирование самолетов.

 

Стандартная атмосфера и приведение летных характеристик к ее условиям

 

Движение летательного аппарата в атмосфере сопровождается сложным взаимодействием его с окружающей физической средой. Поэтому при определении параметров полета необходимо рассматривать летательный аппарат и атмосферу как единую систему. Основные физические характеристики состояния атмосферы (температура, давление, плотность воздуха) оказывают большое влияние на аэродинамические и летно-технические данные летательных аппаратов, на работу авиационных силовых установок и различных агрегатов, на показания некоторых аэронавигационных приборов. Например, показания барометрического высотомера зависят от вертикального распределения температуры воздуха, потолок самолета – от температуры воздуха на высоте полета, подъемная сила самолета, лобовое сопротивление, а также тяга двигателей определяются плотностью воздуха и т.д.

Анализ пространственного (горизонтального и вертикального) распределения метеорологических элементов и их временной изменчивости свидетельствует о том, что летно-технические данные летательных аппаратов могут изменяться в очень широких пределах. В связи с этим при конструировании летательных аппаратов, их оборудования и приборов, при приведении результатов летных испытаний исходят из заранее заданного, постоянного (стандартного) распределения физических характеристик состояния атмосферы по высоте. Другими словами, используется некоторая, не зависящая от времени суток и года, а также от географического района, одинаковая во всех случаях атмосфера, называемая стандартной. Введение стандартной атмосферы (СА) позволяет получить сравнимые между собой показания приборов, данные летных испытаний, результаты аэродинамических расчетов, геофизических и метеорологических измерений.

Для определения параметров и физических характеристик СА используются осредненные данные многолетних метеорологических наблюдений в приземном слое, результаты радиозондирования атмосферы, измерений с помощью метеорологических ракет. По мере совершенствования средств и методов наблюдений данные СА изменяются и уточняются.

В настоящее время в нашей стране принята стандартная атмосфера ГОСТ 4401-81 (сокращенно СА-81), которая соответствует международной стандартной атмосфере. СА-81 определяет средние значения основных параметров атмосферы в диапазоне высот от минус двух до 120 км для широты 45 32¢33², соответствующие среднему уровню солнечной активности. Атмосфера считается неподвижной относительно поверхности земли (ветер отсутствует).

В качестве основных параметров и физических констант в СА-81 использованы: температура, давление, плотность воздуха, ускорение свободного падения, скорость звука, динамическая и кинематическая вязкость, а также относительные величины (по отношению к их значениям на уровне моря) давления и плотности воздуха. На уровне моря основные физические параметры СА-81 принимают следующие значения:

Ø давление p0 = 1013,25 мбар = 760 мм рт. ст.;

Ø температура воздуха T0 = 15 °С = 288,15 °К;

Ø плотность воздуха r0 = 1,225 кг/м3;

Ø относительная молярная масса воздуха M0 = 28,96 кг/кмоль;

Ø относительная влажность воздуха f = 0 %;

Ø ускорение свободного падения g = 9,80665 м/с2;

Ø скорость звука a0 = 340,28 м/с.

В слое 0-11 км вертикальный градиент температуры g равен 0,65 °C/100 м, так что на уровне 11 км, который условно принимается за уровень тропопаузы, температура понижается до –56,5 °C, или 216,5 °К. Выше располагается слой изотермии (11-20 км). На высотах 20-50 км температура растет с высотой или постоянна. На всех высотах в СА влажность равна нулю.

Для расчета параметров СА температура каждого слоя аппроксимируется линейной функцией потенциальной высоты, значения остальных параметров определяются по уравнению состояния для идеального газа и уравнению гидростатики (по барометрической формуле).

В реальной атмосфере давление p, температура T и плотность воздуха r изменяются. Поэтому в показания приборов вводятся соответствующие поправки на отклонение реальных значений этих метеорологических величин (p, T, r) от стандартных значений.

Стандартная атмосфера широко применяется при решении научно-практических задач, в том числе при конструировании и эксплуатации ЛА. Возникающие в полете аэродинамические силы, сила тяги двигателя и расход топлива, а также скорость, предельно допустимая высота полета и показания некоторых аэронавигационных приборов могут значительно изменяться в условиях реальной атмосферы, параметры которой отклоняются зачастую от стандартных.

Вследствие этого на практике возникает необходимость решения задач двух видов:

1) задач, связанных с переходом от фактически наблюдающихся атмосферных условий к стандартным, и наоборот;

2) задач, связанных с учетом отклонения фактических условий от стандартных для получения реальных значений интересующих характеристик и параметров.

Для пояснения приведем два примера.

Пример 1. Два самолета выполнили полеты на максимальную высоту в различные дни. Один самолет достиг высоты 18 400 м, другой 17 200 м. Какой самолет имеет более высокий потолок? Чтобы ответить на этот вопрос, необходимо привести результаты полетов к одним и тем же условиям, т. е. перейти от реальной атмосферы к СА.

Пример 2. Расчетная максимальная скорость самолета 2500 км/ч. Какую максимальную скорость может развить этот самолет в различные дни (сезоны)?. Для ответа на поставленный вопрос необходимо перейти от условий СА, использованных при проектировании самолета, к реальным условиям, наблюдающихся в различные дни (сезоны).

Задачи первого вида называются приведением результатов летных испытаний самолетов к стандартным условиям. Исходным положением является равенство в реальных условиях и на некоторой условной высоте в СА значений приводимой летно-технической характеристики летательных аппаратов, которая рассматривается как функция давления и температуры воздуха, т.е. F = F (p, T).

Высоты, на которых реальные атмосферные условия такие же, как в СА, называются стандартными. Они могут определяться отдельно по давлению, по температуре или по плотности воздуха.

При решении различного рода задач наиболее часто применяется стандартная барометрическая высота Hp – высота в СА, на которой атмосферное давление равно фактическому давлению на уровне полета.

Другой вид стандартной высоты, используемой в авиационной практике – высота по плотности воздуха Hr. Она определяется как высота в СА, на которой плотность воздуха равна фактической плотности на уровне полета. Эта высота используется в расчетах летно-технических характеристик летательных аппаратов при взлете и посадке на горных аэродромах.

Вследствие отклонения температуры воздуха от стандартных значений высоты, приведенные по давлению и плотности, не совпадают.

Задачи второго вида связаны с учетом влияния физического состояния атмосферы на полет самолета и на показания некоторых аэронавигационных приборов (барометрического высотомера, указателя скорости и др.) с целью получения истинных значений интересующих параметров, т. е. определения их методических погрешностей. Такие задачи приходится решать постоянно при выполнении полетов и при всевозможных аэронавигационных расчетах. Более детально эти задачи будут рассмотрены ниже.

 

Высота полета и способы ее измерения

 

В авиационной практике наряду со стандартной высотой при полетах широко используется геометрическая высота. Она определяется в полете с помощью радиотехнических средств (радиовысотомеров) или барометрическим способом (по показаниям барометрического высотомера). В зависимости от исходного уровня отсчета различают абсолютную (над уровнем моря), относительную (над уровнем аэродрома вылета или посадки) и истинную (над пролетаемой местностью) высоты (рис. 1).

 

М                         М                                

Рис. 1. Определение абсолютной Hабс, относительной Hотн, истинной Hист высот.

 

Рис. 1. Определение абсолютной Hабс, относительной Hотн, истинной Hист высот и барометрической высоты полета Hp

При использовании радиовысотомера определяется истинная высота полета (Нист). Принцип работы прибора основан на измерении времени (t) прохождения радиоволной расстояния от передатчика, установленного на борту самолета, до поверхности земли и обратно, т. е.

 

, (1)

 

где c – скорость распространения радиоволны.

Радиовысотомеры обеспечивают высокую точность измерений, их показания практически не зависят от метеорологических условий. Однако, то обстоятельство, что радиовысотомеры непрерывно показывают истинную высоту полета и «чувствительны» ко всякому изменению рельефа местности, является не только их достоинством, но и серьезным недостатком. Использовать радиовысотомеры при полетах над пересеченной местностью трудно, так как при выдерживании постоянной высоты по радиовысотомеру траектория полета летательного аппарата повторяет профиль рельефа местности. Вместе с тем при полете, например, за облаками или в условиях ограниченной видимости летчик не в состоянии установить, чем вызвано изменение высоты полета – нарушением режима полета или влиянием рельефа местности. Кроме того, при полете со значительным креном показания радиовысотомера становятся ошибочными и пользоваться ими в этих случаях не рекомендуется. Всё это ограничивает возможности применения радиовысотомера. Поэтому радиовысотомеры используют главным образом в качестве контрольных приборов (например, в системе сигнализации опасного сближения с землей, ССОС), а также при посадке в сложных метеорологических условиях, когда необходимо знать истинную высоту полета.

Основным методом измерения высоты в полете является барометрический метод, использующий закономерности изменения атмосферного давления с высотой. Зависимость давления воздуха от высоты до 11000 м выражается формулой:

 

, (2)

 

где ph – давление на высоте полета; p0 и T0 – соответственно давление и температура на уровне начала отсчета; g – градиент температуры; h – высота; R – газовая постоянная.

Решая это уравнение относительно высоты, получим

 

. (3)

 

Отсюда следует, что измеряемая высота является функцией четырех параметров: ph, p0, T0 и g.

Если принять параметры p0, T0 и g постоянными (в условиях СА), то высоту можно определить как функцию атмосферного давления ph, которое на высоте полета можно измерить непосредственно с помощью барометра-анероида.

Основным навигационно-пилотажным прибором является барометрический высотомер.

Барометрический вмсотомер.

1 — шкала барометрического давления, 2 — шестерня, 3 — рычаг, 4 — пружина, 5 — биметаллический компенсатор, 6 — ось, 7 — сектор, 8 — тяга, 3 — трибка, 10 — противовес, 11 — биметалличєский компенсатор, 12 — блок анероидньіх коробок, 13 — шестерня, 14 — ось, 15 — ось стрелки, 16 — шєстерня, 17 — ось стрелки, 18 — кремальєра

 

В принципе он представляет собой высокочувствительный барометр-анероид, основная шкала которого градуируется в единицах высоты по барометрической формуле для условий СА:

 

, (4)

 

где Hp – показания барометрического высотомера при давлении p (стандартная барометрическая высота); T0 ст и Tm ст – температура воздуха на уровне моря и средняя барометрическая температура воздуха в условиях СА в слое от нулевого уровня до высоты полета соответственно; p0 и p – атмосферное давление на уровне моря (нулевом уровне) и высоте полета соответственно.

Поскольку высотомер устанавливается на приборной доске в кабине самолета, где давление существенно отличается от атмосферного (особенно в герметических кабинах), его корпус соединяется при помощи специального трубопровода с приемником воздушного давления (ПВД), который имеет отверстия для связи с атмосферой (рис. 2).

 

К барометрическому вьісотомеру

Рис. 2 Принципиальная схема указателя воздушной скорости. А— указатель скорости, Б — приемник воздушного давления. / — шкала, 2, 3пе-

редаточньій механизм, 4 — манометрическая коробка,.5 — трубопровод, 6 — приемник ста-тического давления, 7 — приемник полного давления.

 

Рис. 2. Принципиальная схема приемника воздушного давления (А), барометрического высотомера (Б)

1 – приемник полного давления; 2 – приемник статического давления; 3 – трубопровод;

4 – кремальера; 5 – шкала высот; 6 – подвижная шкала давления; 7, 8 – передаточный механизм барометрического высотомера; 9 – барометр-анероид; С – статическая камера ПВД; Д – динамическая камера ПВД

 

ПВД устанавливается таким образом, чтобы самолет не оказывал искажающего влияния на воздушный поток (впереди крыла, под фюзеляжем и т. д. на значительном расстоянии от них, особенно у скоростных самолетов. Вследствие этого уменьшаются аэродинамические ошибки (DHa), зависящие от скоростных характеристик самолета, типа ПВД и места его установки. Эти ошибки прибора, наряду с инструментальными ошибками (DHинст), зависящими от несовершенства изготовления высотомера, износа деталей и изменения упругих свойств чувствительного элемента, определяются при испытаниях и задаются в виде таблицы суммарных поправок в показания прибора.

Из принципа работы барометрического высотомера следует, что если в полете выдерживается постоянная высота по прибору, то самолет перемещается по изобарической поверхности (p = const). Так как изобарические поверхности имеют небольшой наклон, то полет по изобарической поверхности практически тождественен горизонтальному полету. Однако, положение изобарической поверхности может изменяться в пространстве при изменении атмосферных условий, а в показания прибора будут внесены методические ошибки, которые рассмотрим ниже.

 

Q Методические ошибки барометрических высотомеров

 

Шкала барометрического высотомера, как указывалось выше, градуируется применительно к условиям СА. При полете в реальной атмосфере, при пересечении атмосферных фронтов, циклонов, антициклонов и других барических образований при одинаковых показаниях прибора истинная высота соответствующей изобарической поверхности будет различной, особенно на больших высотах.

Поэтому в показания барометрического высотомера необходимо ввести поправку DHпр на отклонение реальных атмосферных условий от СА

 

,

 

т. е. учесть методические ошибки прибора.

Методические ошибки включают три составляющие:

Ø барометрическую ошибку (DHp);

Ø температурную ошибку (DHT);

Ø ошибку вследствие того, что высота в полете определяется относительно уровня той изобарической поверхности, атмосферное давление которой установлено на приборе.

Барометрическая ошибка DHp – это ошибка, обусловленная непостоянством атмосферного давления у земной поверхности .

Если атмосферное давление у земной поверхности pз, над которой пролетает самолет, отличается от давления на уровне ВПП аэродрома pвпп и от стандартного давления на уровне моря (нулевом уровне) p0 ст, то приборная высота будет отличаться от истинной высоты, т. е. измеряться с ошибкой.

если pз < p0 ст, то Hпр > Hист,

т. е. прибор будет показывать завышенную высоту;

если pз >p0 ст, то Hпр < Hист,

т. е. прибор будет показывать заниженную высоту.

Эти рассуждения сделаны при условии, что средняя барометрическая температура воздуха в условиях СА в слое от нулевого уровня до высоты полета постоянная (Tm ст = const).

Ошибку в показаниях барометрического высотомера из-за непостоянства атмосферного давления у земной поверхности легко устранить конструктивным способом в самом высотомере или поправкой, приблизительно вычисляемой по формуле:

 

DHp = (pз - p0 ст)Dz = (pз - 760)Dz » 11Dp, (5)

 

где pз – атмосферное давление на уровне земной поверхности; Dz –барическая ступень.

Эта барометрическая ошибка устраняется при внесении поправки на давление путем установки подвижной шкалы высотомера в соответствующее положение. В дальнейшем высотомер будет показывать высоту относительно аэродрома вылета.

Чтобы выдерживать в полете заданную высоту эшелона, летчик при достижении высоты перехода обязан на подвижной шкале установить давление 760 мм рт. ст. в качестве исходного значения для отсчета высоты эшелона относительно давления на уровне моря в условиях СА.

В ходе снижения для захода на посадку летчик переводит шкалу давления барометрического высотомера со стандартного давления (760 мм рт. ст.) на давление аэродрома (на уровне ВПП). Перевод осуществляется в горизонтальном полете на эшелоне перехода после получения разрешения от органа ОВД (РП) аэродрома на снижение до высоты полета по кругу, а для самолетов с автоматизированной системой захода на посадку – на дальности рубежа начала снижения. Фактическое атмосферное давление на уровне ВПП (в мм рт. ст.) измеряется специалистами метеорологического подразделения и докладываются руководителю полетов, который сообщает его на борт самолета, совершающего посадку. Неправильное определение давления на уровне ВПП может явиться причиной летных происшествий или предпосылок к ним. Например, если на борт самолета передано значение давления с ошибкой на 5 мм рт. ст. в сторону превышения, то высота по барометрическому высотомеру при заходе на посадку будет завышена примерно на 50 м, что в сложных метеорологических условиях может привести к столкновению самолета с наземными объектами.

Температурная ошибка DHT – это ошибка, вызванная несоответствием фактического распределения температуры воздуха в слое между поверхностью земли и уровнем полета стандартным значениям.

Температурная ошибка барометрического высотомера устраняется путем учета отклонений фактического распределения температуры от стандартного. Это особенно важно при полетах на малых и предельно малых высотах, а также в горных районах в холодное время года. В холодном, более плотном, воздухе давление с высотой падает быстрее, чем в теплом воздухе. Поэтому на некоторой высоте показание барометрического высотомера в холодном воздухе окажется большим, чем на той же геометрической высоте в теплом воздухе.

Поправку на отклонение фактического распределения температуры воздуха с высотой от ее распределения в стандартной атмосфере приходится рассчитывать, поскольку барометрические высотомеры не имеют устройств, позволяющих конструктивно учесть ее.

Для получения формулы поправки на отклонение фактической температуры воздуха от стандартной воспользуемся барометрической формулой (4). В условиях реальной атмосферы истинная высота полета Hист над изобарической поверхностью p0 определяется выражением

 

, (6)

 

или

 

, (7)

 

где Tm – фактическая средняя барометрическая температура воздуха в слое от нулевого уровня до высоты полета. Обычно при штурманских расчетах Tm заменяют средней арифметической температурой Tср равной (T0 + T)/2. Погрешность определения истинной высоты полета Hист вследствие такой замены минимальна, если вертикальный градиент температуры в слое не изменяется. Однако при наличии слоев инверсии и изотермии погрешность может достигать 10 % высоты.

Так как

 

DHT = Hист - Hпр ,

 

то подставляя в него значения Hист и Hпр из (6 и 7) и проведя соответствующие преобразования, получим формулу для вычисления поправки на температуру DHT:

 

,(8)

 

где DT = TmTm ст – отклонение средней фактической температуры воздуха (Tm) от средней стандартной (Tm ст) в слое от условного нуля (уровень моря) до высоты полета.

Для высот более 11 км к поправке, рассчитанной по выражению (8), прибавляется дополнительная поправка, вычисляемая по формулам:

 

, (9)

 

, (10)

 

где Tm – средняя температура в слое от высоты 11 000 м до высоты

полета, 216,5 – величина температуры (по абсолютной шкале) в стратосфере согласно её стандартному распределению.

При оценке этой зависимости было установлено, что при отклонении средней фактической температуры слоя от средней стандартной на 2,5 °C, ошибка составляет 1 % высоты. Следовательно, при полете, к примеру, на высоте 10000 м и DTm = 2,5 °C ошибка в высоте составляет приблизительно 100 м.

Из анализа формул (6) и (7) видно, что показания прибора окажутся завышенными, если Tm < Tm ст, и заниженными, если Tm> Tm ст.

Для определения поправки по выражению (8) удобно использовать аэрологические диаграммы, а для обеспечения маршрутных полетов карты относительной топографии для различных толщин слоев.

 







©2015 arhivinfo.ru Все права принадлежат авторам размещенных материалов.