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 .

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).

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 :

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 min ЭР; 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: 1,2v С1 при взлетной конфигурации; 1,1v min ЭВ; 1,08v α доп 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 1,3v С1 и 1,2v min ЭВ;

Минимальная эволютивная скорость захода на посадку v min ЭП (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 S 1) – скорость сваливания самолета при работе двигателей в режиме малого газа;

- v α доп (v С y доп) скорость при допустимом угле атаки при n y = 1;

- v max Э – 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 .

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 , 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/м 2 ; ρ 1 и ρ 2 – плотность воздуха в сечениях 1 и 2 в кг с 2 /м 4 .

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/м 2 . (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 о К. 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/м 2), Т = Т о = 288 о К (t = +15 о С), R = 29,27 м/град, массовая плотность ρ о = 0,124966 кг с 2 /м 4 , 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 .

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.

Приемник полного давления

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 Р п = Р ст + Р д. Как всякий инструмент, ППД обладает погрешностью восприятия Р п, 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 Р п (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 ΔР п к скоростному напору 0,5ρ v 2 .

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 ΔР п = ± ΔР п f (α ) и ΔР п = ΔР п f (β ). Следующей причиной появления погрешности ППД является скос потока воздуха в месте установки приемника на борту самолета. Эта погрешность нормируется НЛГС 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 = ± 25 о; погрешность при скоростях свыше 150 км/ч и углах α = β = ± 20 о 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

Приемник статического давления

Под статическим давлением понимают давление, которое существовало бы в данной точке невозмущенной прибором среды, если бы прибор двигался со скоростью потока. Статическое давление в покоящейся среде называется барометрическим или атмосферным давлением и измеряется барометром. Оно измеряется как абсолютное давление, отсчитываемое от абсолютного нуля давления. Для измерения статического давления Р ст необходим прибор такой конструкции, которая не искажала бы поток в исследуемой точке. При измерении давления Р ст прибор движется относительно воздуха, а это согласно законам аэродинамики приводит к возмущению воздуха. При этом форма прибора – приемника Р ст играет основную роль на точность измерения. Измеренное давление будет представлять собой сумму из давления в невозмущенном прибором потоке и дополнительного давления, вызванного обтеканием прибора, и зависит от его формы. Условия обтекания прибора могут быть таковы, что измеренное давление может быть больше или меньше истинного его значения (рис. 3.11).

Рис. 3.11. Распределение коэффициента давления для типичного дозвукового распределения по линии фюзеляжа самолета: 1 – только по свободному фюзеляжу; 2 – по фюзеляжу вместе с плоскостями и хвостовым оперением

Наиболее часто для измерения Р ст применяется статический зонд (статический крючок). Он представляет собой пустотелую цилиндрическую трубку диаметром d с обтекаемым закрытым носком.

На боковой поверхности трубки имеются отверстия небольшого диаметра. Для повышения точности измерения в приборе увеличивают расстояние l 1 от приемных отверстий до носка и в другую сторону – l 2 до держалки. Рекомендуются такие соотношения: l 1 = 3d , l 2 = 8δ .

В авиации часто роль пустотелой цилиндрической трубки используется сам фюзеляж самолета (на дозвуке), в котором делают приемные отверстия (рис. 3.13).

Для удобства и надежности восприятия Р ст вместо отверстий в фюзеляже применяется стандартная плита с отверстиями. Вместе с корпусом она образует прибор для восприятия статического давления (рис. 3.14). На фюзеляже выбирают такие места для установки плиточного приемника, где наименьшие отклонения линии 2 на рис. 3.11 от средней линии 0-0. Плита приемника устанавливается на самолете заподлицо с обшивкой.

Рис. 3.15. Внешний вид плиточного приемника статического давления ПДС-В3 диапазон скоростей при восприятии Р ст до 450 км/ч; масса 0,25 кг; обогрев напряжением постоянного тока 27 В при мощности до 60 Вт

Кроме рассмотренных приемников Р п и Р ст широкое применение в авиации нашли комбинированные приемники, которые называются ПВД. В этом приборе совмещены два прибора: приемники Р п и Р ст (рис. 3.16). Раздельные приемники применяются в основном на дозвуковой скорости полета. На сверхзвуковых скоростях полета обтекание фюзеляжа настолько сложное и непредсказуемое, что невозможно найти места для установки приемников давлений.

Рис. 3.16. Принципиальная схема приемника типа ПВД: 1 – камера полного давления; 2 – отверстие камеры статического давления; 3 – камера статического давления; 4 – трубопровод статического давления; 5 – трубопровод полного давления

На сверхзвуковых самолетах ПВД выносится с помощью штанги в невозмущенное пространство впереди самолета. Таким же образом устанавливают ПВД и на вертолете.

авиационные бомбы и контейнеры, ... специальной техникой, приборами , аппаратурой, медицинским...

Документ

Реферат Подготовка и начало Второй Мировой войны (документы свидетельствуют) Оглавление Введение 3 I Причины Второй Мировой войны 5 II Виновники войны 10 II 1 Кто привёл Гитлера к власти 10 II 2 Вступление СССР в войну 13 II 3 Подготовленность

Автореферат диссертации

Если тело участвует одновременно в нескольких движениях (например, человек идет по движущемуся вагону, лодка движется по реке и т.д.), то вводятся понятия переносного, относительного и абсолютного движения (рис. 5).

За неподвижную систему отсчета чаще всего принимают Землю. Тогда движение подвижной системы отсчета относительно неподвижной (движение вагона относительно земли, движение воды относительно берега) называют переносным движением.

Движение тела относительно подвижной системы отсчета (движение человека относительно вагона, движение лодки относительно воды) называют относительным движением.

Движение тела относительно неподвижной системы отсчета (движение человека относительно земли, движение лодки относительно берега) называют абсолютным движением. Тогда, согласно механическому принципу относительности Галилея, векторная сумма относительного и переносного перемещения составляет абсолютное перемещение

S п + S o = S a .

Векторная сумма относительной и переносной скорости составляет абсолютную скорость V п + V o = V a .

Векторная сумма относительного и переносного ускорения составляет абсолютное ускорение a п + a o = a a .

Приведенные выше действия означают переход из одной системы отсчета в другую. Но справедливы они лишь для поступательного движения одной системы отсчета относительно другой (координатные оси движущейся системы отсчета все время параллельны координатным осям неподвижной системы отсчета).

В качестве примера рассмотрим полет самолета в ветреную погоду. Приборы, регистрирующие выбранный летчиком курс, показывают, как расположена ось корпуса самолета по отношению к магнитной стрелке корпуса, а скорость самолета измеряется по обтеканию самолета потоком воздуха. В системе отсчета, связанной с воздухом, скорость самолета будет равна V o = V а -V п или V с-в = V с -V в (рис. 6).

Здесь V с-в – скорость самолета относительно воздуха,

V с – скорость самолета относительно точки на Земле (например, аэродрома),

V в – скорость ветра.

Обычно задают направление и скорость ветра (данные метеослужбы), направление на цель и время полета. Этих данных достаточно, чтобы геометрическим образом определить скорость самолета относительно воздуха

Задача 5 . Эскалатор поднимает неподвижно стоящего на нем пассажира за 1,5 мин. По неподвижному эскалатору пассажир поднимается за 3 мин. За какое время пассажир поднимется по движущемуся эскалатора? За какое время пассажир поднимется по движущемуся эскалатору, если удвоит свою скорость?

Если скорость человека станет V 2 , то время подъема его по движущемуся эскалатору равно: t 4 = l /(V э + V 2) = l /(l /t 1 + 2 l / t 2) = t 1 t 2 / (2 t 1 + t 2);

Подставляя данные величины, получаем: t 4 = 0,75 мин = 45 с.

Ответ: по движущемуся эскалатору человек поднимается за 1 мин, а при удвоенной скорости за 45 с.

Задача 6. Капли дождя в безветренную погоду оставляют на стекле движущегося вагона след под углом 30 0 к вертикали. Определить скорость падения дождевых капель на землю, если скорость движения вагона составляет 72 км/ч.

скорость дождевых капель относительно поверхности Земли – абсолютная V a ,= V д . Вектор этой скорости направлен вертикально вниз;

скорость дождевых капель относительно вагонного окна – относительная V o . Вектор этой скорости является векторной разностью векторов V a иV п; направлен под углом  к вертикали (рис.7).

V o = V a -V п, или V o = V д - V в .

Из получившегося треугольника скоростей находим

V д = V в Ctg ; V д = 20 Сtg 30 0 = 20 1,73 = 34,6 м/с.

Ответ: скорость падения дождевых капель равна 34,6 м/с.

Решим эту же задачу, взяв в качестве неподвижной системы вагонное окно. Тогда скорость капель в этой системе равна V o = V д - V в . Выполнив векторное вычитание, получаем рис. 7. Дальнейшие действия повторяют предыдущие выкладки и дают тот же результат вычислений.

Обращаем внимание на то, что система отсчета в кинематике выбирается исключительно соображениями удобства при математическом описании. Никаких принципиальных преимуществ у одной системы отсчета по сравнению с другой в кинематике нет. Поэтому необходимо научиться уверенно переходить из одной системы отсчета в другую, причем самым рациональным методом, используя векторный характер таких физических величин, как перемещение, скорость, ускорение.

Очень важно понимать, что физическая система отсчета и математическая система координат в выбранной системе отсчета совершенно не одно и то же. Так, в системе отсчета, связанной с Землей, координатная система может быть и прямоугольной, и косоугольной, и одномерной, и двухмерной, и трехмерной, с различным направлением координатных осей.

При этом следует помнить, что:

С одной и той же системой отсчета можно связать различные системы координат

векторном виде, имеют разный вид в различных системах отсчета , но от выбора координатной системы в данной системе отсчета их вид не зависит .

Уравнения движения, записанные в проекциях , имеют различный вид не только в разных системах отсчета , но и в разных координатных системах , связанных с одной и той же системой отсчета.

При решении задачи предлагается мысленно применить к данным условиям несколько систем отсчета и выбрать ту, в которой решение будет наиболее простым.

Переход в другую систему отсчета сопровождается обязательно вычислением относительных кинематических параметров: перемещения, относительной скорости или относительного ускорения.

S 1-2 = S 1 - S 2 V 1-2 = V 1 – V 2 a 1-2 = a 1 – a 2 .

Стартуем с азов: скорости большинства современных самолётов измеряются в узлах. Узел - это морская миля (1.852 км) в час. Связано это с навигационными задачами которые пришли ещё со времён мореплавателей. Морская миля - это минута широты.

Приборная скорость отображается в левой колонке на главном пилотажном дисплее (PFD), здесь же индицируются взлётные скорости V1, Vr и V2. На навигационном дисплее отображаются скорости TAS (истинная скорость) и GS. Давайте разберём каждую скорость по отдельности.

Для начала изучим приборную скорость (IAS). Если вы во время полёта спросите пилота: «Какова наша скорость?» - в первую очередь он укажет вам на индикатор скорости слева от авиагоризонта на главном пилотажном дисплее (PFD). При пилотировании это, пожалуй, наиболее важная скорость, именно она характеризует несущие свойства планера в текущей момент, независимо от высоты полёта. Именно по ней исчисляются взлетные, посадочные, V-сваливания и другие ключевые скорости самолёта.

Каким же образом определяется приборная скорость? На самолетах установлены приемники воздушного давления (ПВД) они же трубки Пито (Pitot tubes). Исходя из динамического давления, замеренного с их помощью, и рассчитывается приборная скорость.

Важный момент, в формуле расчёта приборной скорости используется константа, стандартное давление на уровне моря. А вы же помните, что с увеличением высоты, давление изменяется? Соответственно, приборная скорость совпадает со скоростью относительно земли только у поверхности.

Ещё один интересный факт: какой образ вам приходит в голову, когда вы слышите о пионерах авиации? Кожаная коричневая куртка, шлем с очками и длинный белый шелковый развивающийся шарф. Согласно некоторым легендам, шарф и был первым примитивным индикатором приборной скорости!

Теперь рассмотрим верхний левый угол навигационного дисплея. Здесь отображается наша скорость относительно земли GS (Ground Speed). Это та самая скорость, которую докладывают пассажирам во время полёта. Она определяется, в первую очередь, по данным от спутниковых систем, таких, как GPS. Также её используют для контроля при рулении, так как при малых скоростях на трубки Пито не создаётся достаточный динамический напор для определения IAS.

Чуть правее TAS (True Air Speed) - истинная воздушная скорость, скорость относительно окружающей самолет воздушной среды. Все фотографии сделаны примерно в один момент времени. Как видите, скорости значительно различаются между собой.

Приборная скорость IAS составляет чуть менее 340 узлов. Истинная скорость относительно воздуха TAS - 405 узлов. Скорость относительно поверхности GS - 389. Теперь-то, я думаю, вы понимаете, почему они отличаются.

Также хочу ещё отметить число Маха. Немного упрощая, это скорость тела относительно скорости звука в данной среде. Она отображается под колонкой приборной скорости и составляет в нашей ситуации 0,637.

Теперь обсудим взлётные скорости. Три основных взлётных скорости V1, Vr и V2, обозначения стандартны для всех самолетов, которые имеют больше одного двигателя, начиная с малютки Beechcraft 76 и заканчивая гигантом Airbus A380, они всегда располагаются именно в такой последовательности. Давайте представим, что наш A320 стоит на полосе, чеклист выполнен, разрешение диспетчера получено, мы полностью готовы к взлёту.

Вы перемещаете рычаги управления двигателями на 40%, убеждаетесь в стабилизации оборотов и устанавливаете взлетный режим. Первой будет достигнута скорость V1 (148 узлов в наших условиях). Это скорость принятия решения, проще говоря, после достижения V1, взлёт уже не может быть прерван, в том числе, в случае серьезного отказа. Даже если у вас отказал двигатель, а V1 уже достигнута, вы должны продолжать взлёт. До V1 в этой ситуации вы инициируете процедуру прерванного взлёта, включаете реверс, срабатывает автоматическое торможение, выпускаются спойлеры, и вы успеваете остановиться до конца полосы.

Но у нас всё хорошо, двигатели работают штатно и, после V1, пилотирующий пилот убирает руку с рычагов управления двигателями. Приближается скорость Vr (rotate speed, 149 узлов). На этой скорости пилотирующий пилот тянет штурвал (в нашем случае sidestick) на себя и поднимает носовую стойку шасси в воздух.

В это же мгновение наступила V2, в нашей ситуации Vr и V2 скалькулировались одинаковыми, но зачастую V2 превосходит Vr. V2 - безопасная скорость. В случае отказа одного из двигателей будет поддерживаться именно V2, она гарантирует безопасный градиент набора высоты. Но, как вы помните, у нас всё замечательно, активен режим SRS, и поддерживается скорость V2+10 узлов.

На PFD во время взлёта V1 обозначена голубым треугольником, точкой цвета маджента - Vr, треугольником цвета маджента - V2.

Итак, вы узнали, что же такое взлетные скорости и с чем их едят, а теперь давайте узнаем, как их готовить, и от чего же они всё-таки зависят. Сейчас мы уже подняли наш прекрасный A320 в воздух, но давайте отмотаем время немного вспять.

Представим, что мы готовимся к вылету, и настало время рассчитать скорости V1, Vr и V2. На дворе 21 век, и чудеса прогресса подарили нам электронный лётный портфель (EFB - специально обученный iPad с необходимым комплектом софта) Какую же именно информацию нужно внести в этот портфель, чтобы магия единичек и ноликов рассчитала нам скорости? Прежде всего, длину взлетной полосы. Мы с вами готовимся к вылету с полосы 14 правая столичного аэропорта Домодедово. Её длина 3500 метров.

Настаёт момент истинны. Вносим нашу взлетную массу и центровку. Решаем, можем ли мы вообще взлететь с этой полосы, или придётся оставить пару сотен бутылок из дьюти фри и четырёх самых тучных пассажиров на земле:)

Поскольку 3500 метров - это более, чем достаточно для взлёта, продолжаем вносить данные. На очереди Превышение аэродрома над уровнем моря, Составляющая ветра, Температура воздуха, Состояние полосы (мокрая/сухая), Взлётный режим тяги, Положение закрылок, Использование паков (система кондиционирования) и антиобледенительных систем. Вуаля, скорости готовы, осталось только внести их в MCDU.

Окей, мы обсудили расчёт скоростей с использованием электронного лётного портфеля, но если вы перед рейсом слишком много кидались злыми птичками или, что совсем для пилота зазорно, в танки играли и разрядили свой чудо-девайс? А если вы представитель школы обскурантизма и отрицаете прогресс? Вам предстоит увлекательнейший квест в мир документов с пугающими названиями и содержащимися в них таблицами и графиками.

Для начала проверяем, взлетим ли мы с выбранной полосы: открываем график, в котором по осям разложены необходимые переменные. Ведём пальчиком до пересечения, и, если искомое значение внутри графика, попытка обещает быть удачной.

Далее берём следующий документ и начинаем вычислять V1 Vr и V2. Исходя из веса и выборной конфигурации, получаем значения скоростей. Перемещаясь от таблички к табличке, вносим коррективы, в зависимости от ячейки прибавляем или отнимаем несколько узлов.

И так раз за разом, пока не получите все значения, а их много. Прямо как в первом классе - пальчик передвинул, символ прочитал. Очень занимательно.

Осталось совсем немного: взлететь, на тысяче футов включить автопилот и подождать ещё совсем чуть-чуть. А там уж девчонки касалетки с кормом принесут и можно будет погрузится в школьные воспоминания. А аэрбас сам хорошо летит, главное - не мешайте ему.

Но что-то мы опять замечтались. А тем временем мы оторвались от земли, удерживаем скорость V2+10 узлов и даже успели убрать шасси, чтобы они не мёрзли. На верху ведь холодно, помните? Набирать высоту мы будем без применения процедур по уменьшению шума, пусть все знают, что мы взлетели! Снова старушки на верхних этажах начнут энергично креститься, а дети радостно указывать пальцем в небо на наш блестящий в лучах солнца лайнер.

Не успели мы и глазом моргнуть, как добрались до высоты 1500 футов. Настало время переводить Рычаги Управления Двигателями в режим Climb. Нос опускается ниже, и мы начинаем разгоняться до скорости S-speed, на ней убираем механизацию (Flaps 0), следующий скоростной рубеж - 250 узлов. 10 000 футов, Нос опускается ещё ниже, скорость продолжает увеличиваться быстрее, а высота - медленнее. Выключаем Landing Lights, а самые нетерпеливые уже держат руку на готове для отключения табло «пристегните ремни».

Top of climb, достигнут заданный эшелон полёта, самолет выравнивается, идём с крейсерской скоростью. Самое время пополнить запас калорий!

Ужин на высоте нескольких километров с панорамным видом на окрестности - это прекрасно. Да, еда не тянет на звезду мишлен, зато счёт вам оплатят! Но всё хорошее, как известно, имеет свойство заканчиваться, вот и нам пора снижаться. Опускаем нос, начинаем снижение. После 10 000 футов скорость падает до 250 узлов, продолжаем снижать высоту.

Настало время переходить в фазу подхода (approach phase). При помощи магии аэрбаса (который сам посчитал все скорости) замедляемся до Green dot speed (скорость чистого крыла). Лететь на этой скорости для нас максимально экономично, но вы же помните, что всё хорошее имеет свойство...

Выпускаем закрылки в первое положение, скорость гасится до S-speed. Далее - закрылки 2 и плавно достигаем F-speed. Закрылки 3 и, наконец, закрылки полностью, замедляемся до Vapp. Vapp - минимальная скорость (VLS), но с поправкой на ветер и порывы (минимум 5 максимум 15 узлов).

1000 футов, проверяем соблюдение критериев стабилизированного захода, и, если все в норме, продолжаем снижение. Перед касанием самолет продемонстрирует своё отношение к вам, провозгласив "Retard! Retard! Retard!"" (если вы не сильны в англоязычных обзывательствах, можете воспользоваться интернет-словарём urbandictionary). Устанавливаем малый газ (Idle) и через мгновение мягко касаемся полосы.

При определении максимальной взлетной массы самолета и скоростей на взлете используется ряд новых определений:

1) Высота расположения - атмосферное давление, выраженное в единицах измерения высоты в соответст­вии с международной стандартной атмосферой.

2) Градиент набора высоты тан­генс угла наклона траектории при наборе высоты, выраженный в процентах. Для самолета Ил-86 рассматривается полный гра­диент набора не менее 35% на участке набора от момента уборки шасси до набора-высоты 120м при одном отказавшем двигателе и закрылках, отклоненных на 30°, предкрылках - на 25°.

Градиент η н =tgθ н ·100%

Полный градиент набора высоты - это предельно достигаемое значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуатационных условиях.

Чистый градиент набора высоты - наиболее вероятное значение градиента набора высоты в рассматриваемых эксплуа­тационных условиях при массовой эксплуатации самолета.

3) Полная траектория полета - траектория полета, построенная по полному градиенту набора высоты. Полная траектория взлета - это траектория взлета, построенная по полному градиенту набора высоты на взлете.

4) Чистая траектория полета - траектория, построенная по чистому градиенту набора высоты на взлете.

5) Скорость срыва V ср - минимальная скорость самолета, полученная в летных испытаниях, при торможении само­лета в прямолинейном полете.

6) Безопасная скорость взлета V 2 - скорость, которая не менее чем на 20% превышает минимальную скорость срыва. Это минимальная скорость, на которой самолет при одном отказавшем двигателе может быть переведен в набор высоты с креном без скольжения.

7) Скорость принятия решения V 1 - наибольшая скорость, при которой пилот, обнаружив отказ од­ного двигателя, должен принять решение о продолжении или пре­кращении взлета (время реакции пилота 3с).

8) Скорость отрыва передней опоры самолета V R =V п ст - на 3% меньше скорости отрыва самолета.

9) Относительная скорость принятия решения V 1 /V 2 - отношение скорости принятия решения к скорости отрыва передней опоры. Нужна для нахожденияскорости принятия решения.

10) Располагаемая длина разбега при взлете – длина ВПП, уменьшенная на длину участка выруливания (100м).

11) Располагаемая дистанция прерванного взлета - расстояние, равное сумме длины ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания, и длины концевой полосы безопасности (КПБ), в направлении которой производится взлет (рис.17).

12) Располагаемая дистанция взлета (РДВ) - расстояние, равное сумме длины ВПП, уменьшенной на длину участка выруливания, длину КПБ, и сво­бодной зоны полосы воздушных подходов. Участок свободной зоны, включенный в РДВ, должен быть не более 0,5 длины ВПП.

ПВП - участок от торца КПБ, свободный от препятствий высотой более 10,7м.(35ф) (рис. 18).

13) Потребная дистанция прерванного взлета - сумма длины разбега при четырех работающих двигателях от точки старта до точки отка­за одного двигателя, длины разгона до V 1 , при трех работаю­щих двигателях и длины участка торможения до полной останов­ки самолета (см.рис.17).

14) Потребная длина продолженного взлета - сумма длины разбега при четырех работающих двигателях от точки старта до точки отказа одного двигателя, длины разбега на трех двигателях от точки отказа до точки отрыва и длины воздушного участка взлетной дистан­ции до набора высоты 10,7м (35футов) (см.рис.17).

15) Потребная длина разбега - это условная величина, равная сумме фактической длины разбега самолета до скорости отрыва в случае отказа одного двигателя на скорости V 1 и 1/2 длины воздушного участка взлетной дис­танция до набора высоты 10,7м (35 футов).

Примечание . Условием определения взлетной массы являются требования - потребная длина разбега не превышает располагаемую длину ВПП для разбега, потребная длина продолженного взлета не превышает располагаемую длину для продолжения взлета, потребная длина прерванного взлета не превышает располагаемую длину прерванного взлета.

16) Сбалансированная длина ВПП - или сбалансированная длина взлетной дистанции Д - располагаемая ВПП+КПБ, на которой случае отказа одного двигателя на скорости V 1 самолет может завершить как прерванный взлет до полной его остановки, так и продолженный взлет до набора высоты 10,7м с разгоном до V без = V 2 (см.рис.17).

17) Д потр - потребный участок прерванного взлета, равный потребному участку продолженного взлета. При m = 210т и отказе двигателя на V = 240-260км/ч Д потр = 3000м. Условием определения взлетной масоы по Д - является требова­ние, чтобы Д потр уложилась в Д распол.

18) При нестандартных условиях Д - параметр, который зависит от располагаемой дистанции прерванного взлета (ВПП + КПБ - 100м), располагаемой дистанции продолженного взлета (ВШЫШП-ШОм) уклона, ветра, состояния ВПП. Если условия бла­гоприятные, то Д увеличивается и масса будет больше, если неблагоприятные, то Д уменьшается и масса самолета будет меньше.

19) Сбалансированная длина раз­бега Р - располагаемая длина ВПП, на которой в случае отказа одного двигателя на скорости V 1 , самолет может завер­шить как разбег, так и прерванный взлет.

20) Минимальная эволютивная скорость V min эв ≥ 1,05 V c в - это минимальная скорость, на которой достаточно рулей для балансировки самолета в горизонтальном полете с одним отказавшим двигателем с креном без скольжения.

:: Текущая]

Воздушные скорости

Что такое воздушная скорость?

Воздушная скорость – скорость самолета относительно воздуха. Другими словами: как быстро движется самолет относительно воздуха.

Существует несколько мер воздушной скорости. Приборная (IAS) и истинная (TAS) скорости чаще всего используются при полетах в ИВАО.

Как ее измерить?

Скорость отображается в полете на указатели скорости. Он подключен к приемнику воздушного давления (ПВД) за бортом самолета и соотносит давление набегающего потока воздуха с давлением неподвижного воздуха. Приемник воздушного давления называют трубкой Пито, он расположен вдали от нестабильных потоков воздуха (вдали от винтов и прочих узлов, вызывающих завихрения воздуха).

Прибор

Основной способ измерения скорости – измерение динамического давления воздуха. Это давление соответствует скорости воздуха около самолета.

Истинная воздушная скорость, True Airspeed : TAS

Фактическая скорость самолета относительно воздуха
TAS используют для планирования полета и навигации. С ее помощью рассчитывают расчетное время прибытия и отклонения.
Примечание: см. так же GS (Путевая скорость)

Приборная воздушная скорость, Indicated Airspeed : IAS

Это воздушная скорость отображаемая на приборе. Эта скорость идентичная TAS при нормальных условиях (давление 1013.25 hPa и 15° C)
IAS – скорость для безопасного управления самолетам. Скорость сваливания и скорости ограничения использования закрылков и шасси – приборные скорости.

Эффект высоты

С увеличение высоты уменьшается давление и температура. Т.е при постоянной приборной скорости в наборе истинная будет расти.

Значение истинной скорости невозможно измерить, но оно может быть вычислено исходя из приборной скорости, давления и температуры.

Аэродинамический эффект

Для пилота важно только то, как скорость влияет на поведение самолета. Приборная скорость наилучшим образом отражает аэродинамический эффект. Однако с изменением высоты увеличивается погрешность из-за изменений характеристик сжатия воздуха. Из-за этого эффекта на больших высотах требуется немного большая скорость. Скорость, которая учитывает этот эффект – эквивалентная скорость.

Эквивалентная скорость , Equivalent Airspeed: EAS

Эта скорость нигде не используется в самолете. Ее используют только инженеры для проектирования узлов самолета.

Путевая скорость, GROUND SPEED (GS )

Путевая скорость - это истинная скорость с учетом ветра и показывающая скорость самолета относительно земли. Она отображается на FMS или GPS и может быть вычислена из истинной скорости, если известны сила и направление ветра.
Эта скорость нужна для расчета времени прибытия.

Пример : Ваша TAS 260 узлов и встречный ветер 20 узлов. Ваша путевая скорость 260-20 = 240 узлов. Это значит, что вы пролетаете 4 мили в минуту (240/60).

Число Маха

Число Маха – скорость самолета относительно скорости звука. Величина безразмерная и относительная. Она вычисляется как скорость объекта относительно среды, деленная на скорость звука в этой среде:

где - число Маха; скорость в этой среде и скорость звука в этой среде.

Число Маха обычно используют выше эшелона 250 (7500 метров).

Другие скорости

a) ВЗЛЕТ:

V1 = До достижения скорости V1 пилот может прекратить взлет. После V1, пилот ДОЛЖЕН взлететь.

VR = скорость, при которой пилот, действуя на органы управления самолета, увеличивает тангаж и взлетает.

V2 = безопасная скорость, которой нужно достигнуть на 10 метрах.

b) ЭШЕЛОН:

Va = Скорость, при которой самолет будет полностью управляемым.

Vno = Максимальная крейсерская скорость.

Vne = Недостигаемая скорость.

Vmo = Максимально допустимая скорость.

Mmo = Максимально допустимое значение числа Маха.

c) ЗАХОД и ПОСАДКА:

Vfe = Максимальная скорость с выпущенными закрылками.

Vlo = Максимальная скорость для использования шасси.

Vle = Максимальная скорость с выпущенными шасси.

Vs = Скорость сваливания (с максимальным весом)

Vso = Скорость сваливания с выпущенными шасси и закрылками (с максимальным весом)

Vref = Посадочная скорость = 1.3 x Vso

Минимальная скорость на чистом крыле = минимальная скорость с убранными шасси, закрылками и воздушыми тормозами, обычно примерно 1.5 x Vso.

Минимальная скорость захода на посадку = Vref (см. выше), 1.3 x Vso.

	[ :: Текущая]