Как рассчитать вертикальную скорость снижения самолета
Перейти к содержимому

Как рассчитать вертикальную скорость снижения самолета

  • автор:

Что такое вертикальная скорость и как ее рассчитать

Book-Science

Прикладные науки

Автор Vika На чтение 4 мин Просмотров 2.4к. Опубликовано 29.03.2023 Обновлено 29.03.2023

Физика полёта, или аэродинамика – это довольно полезная и интересная научная отрасль, знаниями из которой обладают немногие. Однако они необходимы для развития общего кругозора. В этой статье говорится о понятии «вертикальная скорость», способе её вычисления. Эта информация будет полезна не только тем, кто изучает науку, но и тем, кто хотя бы раз в жизни имел или будет иметь отношение к передвижению с помощью самолёта.

Вертикальная скорость подъема самолета

Вертикальная скорость подъема самолета

Данным определением в аэродинамике называется величина, обозначающая скорость, с которой железная птица поднимается вверх, по отношению к вертикальной оси (поверхности земли). Другими словами, это изменение высоты полёта за взятую единицу времени. Она является одной из частей, входящих в состав вертикальной составляющей движения любого летательного аппарата. Классическая мера измерения вертикальной скорости самолёта – метры в секунду. Необходимость существования понятия можно объяснить двумя фактами.

  • 1) Данная величина необходима для измерения скороподъёмности самолёта в различных условиях как при взлёте так и при посадке, а также при увеличении высоты подъёма над землёй или высоты снижения.
  • 2) Значение быстроты подъёма позволяет определить возможности и способности к манёврам при взлёте, к потенциальному управлению машиной.

Обязательным условием для появления вертикальной значения подъёма является наличие избытка мощности. Между увеличением высоты и избытка тяги существует обратная пропорциональная зависимость: чем больше высота полёта, тем меньше избыток. В какой-то момент он достигает крайней точки и становится равен нулю. А при его снижении значение вертикальной скорости вслед за избытком постепенно достигает нуля.

Важно! Отсюда можно сделать вывод, что начальная вертикальная скорость является наибольшей по сравнению с последующей.

Когда доходит достижение отметки нуля, самолёт больше не может двигаться вверх. В таком случае скорость приходит к теоретическому потолку. Таким термином обозначается максимальная высота, которой может достигнуть самолёт. Летательная машина выравнивается и начинает идти параллельно земле, то есть её полёт становится горизонтальным. Его траектория больше не может измениться.

Достижение теоретического потолка на практике требует затрат огромного количества топлива и времени. Поэтому самолёты и другие летательные аппараты редко стремятся к тому, чтобы прийти на максимально возможную величину подъёма.

Вертикальная скорость снижения: планирование

Вертикальная скорость снижения: планирование

По своей сути такая характеристика является обратным процессом вышеописанного явления. Она зависит от угла снижения относительно горизонта и скорости, принятой на определённой траектории. Угол планирования (движения самолёта вниз) становится меньше при более развитых аэродинамических качеств аппарата.

Существует такое понятие, как дальность планирования – это расстояние которое необходимо пройти планеру за время спуска с высоты.

Также можно выявить, как ветер масса машины влияют на скорость снижения:

  • если движение аппарата происходит против направления ветра, самолёт с большей массой будет меньше находиться в воздухе на спуске, его движение будет быстрее по сравнению с более лёгким;
  • при отсутствии ветра самолёты с разной массой имеют схожую массу планирования, однако крупные сохраняет преимущества в быстроте времени движения;
  • при движении по направлению ветра дольше двигается более лёгкий аппарат, так как он больше подвергается действию воздушного потока.

Относительно этих выводов можно сказать, что преимущество за собой сохраняют машины с большой массой.

Как рассчитать вертикальную скорость

Как рассчитать вертикальную скорость

Сложными вычислениями величин занимаются будущие профессиональные пилоты в специальных учреждениях подготовки. Этого требует специфика работы и приобретение навыка чувствования своей летающей машины. Чтобы в быту суметь вычислить примерное значение снижения можно воспользоваться алгоритмом:

  • 1) среднюю массу самолёта умножить на два, затем да ускорение свободного падения (приближенно составляет 9,8) и угол наклона по отношению к земле;
  • 2) получившееся число разделить на площадь поверхности крыла, умноженную на плотность материала изготовления;
  • 3) из результата деления извлечь квадратный корень.

Значение скорости вертикально вверх рассчитывается по формуле: разность между возможной тягой и необходимой умножить на скорость полета, а затем разделить на среднюю массу самолёта, умноженную на 9,8.

Таким образом, аэродинамика – сложная область знаний. Но возможность понять её аспекты существует у каждого. Некоторые факты позволяют узнать основы возможности полета самолётов и управления ими.

Как рассчитать вертикальную скорость снижения самолета

Представьте, что сидите на спине злобного дикого быка, участвуя в родео. Ворота загона открыты, аудитория приветствует вас. Вы же молитесь всем богам подряд, сожалея, что перестали быть вегетарианцем. Полтонны оседланной вами разъяренной говядины находятся в очень плохом расположении духа, поэтому нужно быть начеку. После нескольких минут (а кажется, будто часов), проведенных верхом на быке, вы, так сказать, покидаете его по параболе и клоуны спасают вас от расправы.

Казалось бы, при чем здесь реактивная авиация? А при том, что без должного понимания принципов управления энергией вы, пытаясь посадить реактивный самолет и затормозить, почувствуете себя ковбоем, оседлавшим дикого быка. Вот только клоуны вам уже не помогут. Вы должны укротить нрав машины, как ковбой на родео укрощает бычка.

Мы рассмотрели основные этапы взлета, набора крейсерской высоты и выравнивания. Теперь следует озаботиться снижением и тем, как нам оказаться в нужном месте с нужной скоростью и высотой. Когда настанет пора снижаться, вам, чтобы оказаться в нужное время в нужном месте, необходимо выполнить несколько важных действий. Вот что должен сделать экипаж воздушного судна до начала снижения.

  • Запланировать момент начала снижения.
  • Получить сводку автоматической службы информации (ATIS) и прочие сведения, касающиеся захода на посадку и посадки.
  • Рассчитать или оценить примерную посадочную массу самолета.
  • Определить положение закрылков и скорость захода на посадку.
  • Определить посадочную полосу и маршрут захода на посадку.
  • Проинструктировать экипаж об особенностях захода на посадку.
  • Выполнить контрольные операции карты проверки по разделу «Снижение».

Расчет снижения — не такое уж простое дело. Здесь нужен опыт, но я не стану перегружать вас деталями, а обеспечу лишь самой необходимой информацией, чтобы вы смогли получить максимум удовольствия от игры Flight Simulator. Итак, к делу.

Самолеты с турбинными двигателями эффективнее всего летают на больших высотах, где воздух разрежен и уменьшается расход топлива. Реактивные пташки любят взмывать ввысь и долго парить над облаками. Но крутой и быстрый спуск, будь он хоть во сто раз эффективнее пологого, вряд ли оценят ваши пассажиры. Поэтому нам — увы и ах — придется рассчитать все так, чтобы снижение получилось комфортабельным. Согласитесь, это ведь не американские горки, чтобы вытягивать на спуске руки над головой, верно?

Экипажи, летающие на реактивных самолетах на большой высоте, предпочитают снижаться по правилу «три к одному». Это значит, что через каждые три морских мили «по горизонтали» они опускаются на 1000 футов. Такая скорость снижения образует ту же линию под углом 3 градуса к земле, что и траектория самолета на посадочной прямой. Вот два главных вопроса расчета снижения: «когда начинать снижение?» и «с какой вертикальной скоростью снижаться?»

Когда начинать снижение?

Чтобы вовремя начать снижение с крейсерской высоты, вам нужно знать место и высоту назначения. Так, например, выполняя полет по ПВП, вам к моменту входа в круг нужно быть на высоте круга (1500 фт. над уровнем земной поверхности). Самолеты коммерческих авиалиний, как правило, должны следовать по стандартному маршруту входа в зону аэродрома (именно так — входа, а не влета), в котором указываются высота и скорость прохождения его точек. К примеру, маршрут может предписывать прохождение в 30 милях от ВОР-маяка АБВ на высоте 10000 фт. и скорости в 250 узлов (ничего себе «вход», при такой-то скорости!).

Чтобы рассчитать время начала снижения по правилу «три к одному», вычтите нужную вам высоту из текущей и умножьте результат на 3. Вы получите удаление от точки прибытия в милях, на котором нужно начинать снижение. Рассмотрим следующие примеры.

Если мы летим на высоте 8500 фт. и хотим к моменту входа в зону аэродрома находиться на 1500 фт., то точка начала снижения рассчитывается так.

8.5 Начальная высота, тыс. фт.
-1.5 Вычтем нужную высоту в тыс. фт.
——
7.0 Разница в высоте, тыс. фт.
x 3 Волшебный коэффициент 3
——
21 Удаление от аэродрома в морских милях

Вот еще один простой способ вычисления нужного момента. Если вам известна разность между текущей и заданной высотой, умножьте ее на 3 — и опять-таки получите удаление в милях от пункта назначения. Этот способ мы применим в учебном полете, чтобы следить за ходом снижения и решать, нужно ли что-то изменять в его процессе.

Согласно приведенному выше маршруту входа в зону, при полете на высоте 28000 фт. и заданной высоте 10000 фт. на удалении в 30 миль от ВОР-маяка, вычисления будут выглядеть так.

28 Начальная высота, тыс. фт.
-10 Заданная высота, тыс. фт.
—-
18 Разница в высоте, тыс. фт.
x 3 Волшебный коэффициент 3
—-
54 Удаление от пункта назначения в морских милях

В вычисления нужно внести определенные поправки. Точка, за 54 морских мили до которой нам нужно начинать снижение, удалена от ВОР-маяка АБВ на 30 миль. Следовательно, чтобы отсчитывать снижение по удалению от этого ВОР-маяка, нам нужно прибавить к 54 милям еще 30 и снижаться на удалении 84 мили от него.

Вы можете доставить себе немало удовольствия, рассчитывая точки начала снижения и проверяя расчеты на практике. Следующий важный элемент расчета — вертикальная скорость снижения, которой вам нужно придерживаться.

С какой вертикальной скоростью снижаться?

Для того чтобы прибыть в заданное место на заданный эшелон полета, нужно точно выдерживать вертикальную скорость снижения в фт./мин. Чтобы соблюдалось правило «три к одному», скорость снижения вычисляется умножением расчетной путевой скорости при снижении на 6.

Как определить путевую скорость

Посмотрите в левый верхний угол дисплея НАВ.
или
Откройте экран GPS, щелкнув значок «Отобразить/скрыть GPS» .

Но как мы можем узнать величину путевой скорости при снижении, не начав его? Нашему профилю снижения соответствует скорость ок. 0,74 Маха (путевая скорость ок. 400 узлов). Таким образом, за начальную путевую скорость можно принять 400 узлов, а умножив ее на 6, мы получим вертикальную скорость снижения в фт./мин, т. е. 400 * 6 = 2400 фт./мин.

В результате решение приведенного выше примера выглядит так: начать снижение с вертикальной скоростью 2400 фт./мин на удалении в 84 морских мили от ВОР-маяка АБВ.

В крейсерском режиме вы летели на скорости примерно 400 узлов при мощности двигателей ок. 71%. Перед снижением следует сбросить обороты до 60-62%, чтобы избежать превышения допустимой скорости.

Примерно оценить скорость снижения можно следующим образом.

Выше 25000 фт. 300 узлов при вертикальной скорости 2500 фт./мин
Ниже 15000 фт. 250 узлов при вертикальной скорости 1700 фт./мин
200 узлов при вертикальной скорости 1400 фт./мин

Когда стоит притормозить?

Для пилотирования очень важно выдерживание скорости. Оно играет роль в двух моментах: при снижении, на входе в более плотные слои атмосферы, и в точке выравнивания, где для соблюдения скоростного режима (например, ограничения в 250 узлов) может потребоваться уменьшение скорости.

Важно помнить директиву Федерального управления гражданской авиации, ограничивающую воздушную скорость на высоте ниже 10000 футов 250 узлами. В этом учебном полете мы не превысим максимальную скорость, но, выполняя контрольный полет, вы должны помнить об ограничении.

По мере снижения в более плотные слои атмосферы единицей измерения скорости вместо процентов от скорости звука (число Маха) опять станут узлы. Чтобы не рисковать, летая быстрее, чем можно на данной высоте, стоит обратить внимание на красно-белый полосатый столбик или стрелку. Эта стрелка показывает т. н. «максимально допустимую скорость» самолета. На снижении полосатая стрелка приближается к стрелке воздушной скорости и, если оставить этот факт без внимания, может пересечь ее. Это значит, что самолет превысил допустимую скорость, о чем возвестят щелчки звуковой сигнализации, так похожие на стук зубов второго пилота (нервничает, бедняга). Чтобы не допустить превышения скорости, уменьшите тягу до 45% и все оставшееся снижение выдерживайте скорость в 310-320 узлов.

На снижении с крейсерской высоты самолет сохраняет кинетическую энергию — ведь его скорость при этом превышает 300 узлов. Вам такое ускорение совсем ни к чему, скорость должна уменьшиться. Сделать это совсем не трудно. Планируя снижение, добавьте 5 морских миль на выравнивание и выход на заданную скорость в режиме малого газа. Применительно к задаче с ВОР-маяком АБВ это значит, что начинать снижение нужно за 89 морских миль до него, перейдя на высоту 10000 фт. на удалении 35 морских миль. Выровнявшись на этой высоте, выставляем малый газ и летим по инерции 5 морских миль, пока скорость не упадет до 250 узлов. Затем увеличиваем тягу до 52-55% и выдерживаем скорость 250.

Не забудьте установить высотомер

Помните, что спустившись ниже эшелона FL180 (18000 футов), нужно переустановить высотомер с 29,92 дюймов ртутного столба на давление аэродрома прибытия, передаваемое службой ATIS.

А теперь слово предостережения от вашего спонсора — от меня, то есть. Если вы используете автопилот с включенным автоматом тяги, то можете не успеть сбросить скорость и снизиться до заданной высоты. Во втором из приведенных выше примеров автомат тяги уменьшит скорость до 250 узлов, но не к 30-мильной отметке по ДМЕ. Обычно у автомата на замедление уходит до 7 минут. За это время самолет может преодолеть большое расстояние. Без доступа к бортовому навигационному комплексу (БНК) лучше всего отключить автомат тяги, выровнявшись с упреждением 5 миль и вручную установить малый газ. Еще один вариант — использовать упреждение 10 миль, чтобы запастись временем и расстоянием, достаточным для уменьшения скорости автоматом тяги.

Конечно, в качестве последнего средства всегда можно использовать интерцепторы (тормозные щитки), нажав клавишу «/». Тщательно все спланировав, вы с легкостью перейдете из фазы снижения к заходу на посадку и посадке.

Теперь вы можете управлять энергией любых самолетов, поскольку правило «три к одному» работает даже на «Цессне Скайхок» и «Бичкрафт Барон 58» (и на небольших скоростях и высотах). Возможно, стоит назвать вас всемогущим повелителем пространства и времени — ведь в мире так мало людей, которые могут управлять энергией, а тех, кто может управлять ею на «Боинге-737», и того меньше. Нет, пожалуй я не стану называть вас так. Лучше я посоветую вам приступить к учебному полету и применить полученные знания на практике. Желаю успеха!

Увидимся в кабине! Чтобы попрактиковаться, щелкните Начать учебный полет.

—>-=AIR UNION=- —>

Вообще говоря, по математическому определению, расстояние между двумя точками, это длина отрезка, их соединяющая. Когда мы смотрим на плоскую карту и видим два аэропорта, то, приложив линейку, мы можем узнать расстояние между ними. Это будет кратчайшее расстояние между двумя аэропортами или «расстояние по прямой».
Однако, если мы будем использовать это расстояние для наших расчётов, будь то расчёт начала снижения или расчёт топлива на рейс, то скорее всего мы попадём впросак. Всё потому, что как и автомобиль на земле, самолёт в небе движется по трассам, а они имеют далеко не прямолинейную форму.

Как мы видим, фактически пройденное по трассам расстояние гораздо длиннее расстояния между аэропортами по прямой. Конечно, мы можем сесть на машину и ехать по прямой: по тротуарам, по клумбам, по газонам, поперёк дорог, пока не упрёмся в какое нибудь здание или сотрудника дорожной службы, если нам вообще повезет и в нас никто не въедет. Аналогично дело обстоит и с воздушным пространством.

Как нам узнать расстояние фактического пути (distance-to-go)?

Так как мы движемся по трассам, то есть от точки к точке, а на навигационных картах даны расстояния между точками, то, суммировав все длины отрезков пути, мы получим длину нашего пути.

Однако, это ещё не все нюансы. Всё было бы очень просто, если бы наш мир был плоским. Но он трёхмерен. А это подразумевает наличие высоты. До сего момента мы говорили не столько о фактическом пути самолёта, сколько об (ортогональной) проекции этого пути на плоскость абстрактной поверхности земли. Даже автомобиль, едущий по земле, проделывает путь не в плоскости, а в трёхмерном пространстве, так как едва ли мы найдём абсолютно ровную местность без перепада высот.

Посмотрим, каким теперь окажется наш путь.

Заметьте, если мы двигаемся с постоянной высотой, то (пренебрегая кривизной поверхности земного «шара») можно сказать, что фактический путь (красная линия) ничем не отличается от его проекции на плоскость земли (черная линия), чего не скажешь о моментах изменения высоты. Здесь длина пути, проделанного между двумя точками будет длиннее кратчайшего расстояния между ними (того расстояния, которое мы бы прошли, двигаясь с постоянной высотой).

Что же вообще такое «точка», от которой или к которой движется наш самолёт? Вот две точки А и В, которые мы можем видеть на плоской карте:

Каждая точка — это либо какая-то передающая навигационная станция на земле (VOR, NDB. ) или это просто абстрактная пара координат абстрактной плоскости поверхности земли, не имеющая под собой физической основы. Но это сути не меняет, так как в любом случае эта точка фиксирована на данной плоскости (карте).

Однако, наш самолёт движется не в плоскости, а в трёхмерном пространстве и любую точку он может пройти на разных высотах. И если наш самолёт пройдёт точку А на одной высоте, а точку В на другой, то есть, путь между точками не будет параллельным «плоскости земли», то для нас, находящихся в самолёте, расстояние между этими точками окажется бОльшим, нежели оно есть по прямой на плоскости.

Фактически, для нас точка перестаёт быть «точкой», и превращается в перпендикуляр с началом в фиксированной точке на плоскости (карте). И мы видим, насколько может измениться расстояние, проходимое между этими точками, в зависимости от траектории движения.

В самолётах с бортовыми компьютерами всю вычислительную работу выполняет компьютер. Нам же пришлось бы сидеть с карандашом и справочником по геометрии, если бы не одна очень удобная величина — путевая скорость (Ground Speed), рассчитываемая компьютером или приёмником GPS, и позволяющая пренебречь вертикальным профилем нашего пути в плане учёта расстояния, возвращая нас к удобочитаемым плоским картам. Но об этом чуть позже.

Группа: Пользователи
Сообщений: 167
Статус: Offline

Я никогда не задумывался о понятии высоты до того, как стал интересоваться авиацией. Высота в 5 метров всегда была для меня высотой в 5 метров, а самолёт летящий на высоте 10 километров, просто летел на высоте 10 километров.

Ну и что здесь такого? Выдал какую-то тавтологию. Однако нет. Потому что высота — это тоже расстояние, а расстояние измеряется между двумя точками. Так от какой точки или уровня измерять высоту? Казалось бы логично заявить — от уровня земли. И всё было бы так, имей земля плоскую форму поверхности. Однако, она имеет рельеф, с большими перепадами высот. И показания высот могли бы каждые 5 секунд колебаться с большой амплитудой, делая показания высоты бесполезными. Поэтому нам нужно ввести некий эталон, точку отсчёта, которая бы не зависела ни от чего иного. В качестве такого эталона взят уровень моря.

В России высоты точек земной поверхности над уровнем моря отсчитывают от среднемноголетнего уровня Балтийского моря, определённого от нуля Кронштадтского футштока. Это абсолютная высота . С её помощью измеряются превышения аэропортов (высоты, на которых находится местность аэропортов), эшелоны, на которых летят самолёты.

Кроме понятия абсолютной высоты, есть ещё понятие относительной высоты. Относительная высота — это превышение какой-либо точки земной поверхности относительно другой точки, равное разности абсолютных высот этих точек (например, высота горной вершины над уровнем дна ближайшей долины или высота, на которой находится самолёт относительно порога ВПП, на которую планируется приземлиться).

Но для некоторых случаев, бывает удобнее другая высота. Истинная высота . То есть высота от поверхности земли над тем участком, над которым пролетает самолёт. Она для нас необходима на посадке, хотя можно выполнять посадку используя показания абсолютной высоты, при условии, что мы точно знаем высоту превышения торца полосы, на которую планируем приземлиться. Высоту от земной поверхности измеряет радиовысотомер. Дальность его действия обычно ограничена 2500 футов (760 метров).

Как мы видим, положение самолёта может характеризовать три разные высоты: относительно уровня моря, над пиком скалы, который он пролетает в данный момент и относительно уровня порога ВПП, на которую планируется произвести посадку.

Понятно, что истинная высота в точке, над которой находится самолёт и относительная высота (относительно уровня этой точки) — совпадают.

Но вернёмся к барометрическому высотомеру и некоторым особенностям его работы. Само название «барометрический» подсказывает нам, что принцип его деятельности связан с атмосферным давлением. Давление в атмосфере изменяется с изменением высоты, поэтому, измеряя фактическое давление и высчитывая разницу с установленным, высотомер показывает нам высоту, на которой он находится.

Давление на эталонном уровне моря QNE (Q-code Nautical Elevation) или стандартное атмосферное давление на уровне моря составляет 1013,2 гПа или 760 мм рт. ст. или 29,92 дюйма рт. ст.

По идее, выставив на высотомере значение QNE (стандартного атмосферного давления), мы могли бы узнать высоту превышения аэропорта, на стоянке которого мы находимся или высоту, на которой мы летим. если бы не одно но. В зависимости от погодных условий, на одной и той же высоте данной местности давление может колебаться, и если значение давления на высотомере не будет совпадать с фактическим атмосферным давлением в данной местности, то и показания высоты будут неправильными.

Чтобы учесть и скорректировать данный факт, используется QNH (Q-code Nautical Height) — атмосферное давление в данной точке, приведенное к среднему уровню моря (MSL). При установленном QNH высотомер показывает высоту относительно среднего уровня моря (при стандартной температуре). Значение приведённого давления нам говорит диспетчер, сводка МЕТАР или сообщение ATIS. И суть его заключается в том, чтобы учесть врЕменные отклонения фактического давления атмосферы в зоне аэропорта, дабы высотомер показывал высоту относительно уровня моря. Понятно, что на земле он будет показывать высоту превышения аэропорта или той точки аэропорта, на которой вы находитесь, если аэропорт имеет значительный разброс высот.

Таким образом, перед взлётом или после приземления, наш высотомер должен показывать, вообще говоря, не нулевое значение, а высоту превышения аэропорта.

В некоторых регионах (например, в России) используется не приведённое давление, а так называемое QFE ( Q-code Field Elevation ) — атмосферное давление аэродрома на уровне порога ВПП. И выставив его на высотомере, мы получим относительную высоту. А находясь перед взлётом на самом пороге ВПП, наш высотомер покажет нулевое значение, и все дальнейшие показания высоты будут производиться относительно этого уровня.

Но не все самолёты (особенно зарубежных производителей, например, Боинг) сертифицированы для использования QFE. Вообще говоря, если на самолёте не установлено специальное оборудование, то использовать высотомер с выставленным давлением QFE запрещено РЛЭ (руководством лётной эксплуатации). Вместо этого подобные типы самолётов оборудованы радиовысотомером, который показывает высоту от уровня той точки, над которой находится самолёт. И точность радиовысотомера очень велика. Принцип деятельности радиовысотомера заключается в испускании и улавливании луча, отраженного от поверхности земли и расчёте расстояния, исходя из постоянной скорости луча и времени между выходом луча и его возвратом. Но на больших скоростях и больших высотах этот принцип становится бесполезным, так как за то время, за которое луч пройдет свой путь от передатчика до поверхности земли и обратно, самолёт успеет сместиться на довольно большое расстояние и окажется над точкой, до которой будет совершенно иное расстояние.

Так как на всей протяжённости пути давление то и дело будет меняться, то пилоты просто замучаются выставлять новые значения давления, да и откуда они их будут брать? Для такого случая существует понятие высоты перехода, которую дают по давлению QNH или QFE. Набрав эту высоту мы выставляем на высотомере значение стандартного давления QNE, равное 1013,2 гПа или 760 мм рт. ст. или 29,92 дюйма рт. ст. И на протяженности всего полёта мы будет отмерять высоту по этому давлению до тех пор, как диспетчер скажет нам его сменить.

Понятно, что на всем пути фактическое давление едва ли будет постоянным и равным стандартному. А значит, разные самолёты, находящиеся в зонах с разным давлением на одной высоте по показаниям высотомера, фактически будут находиться на разных высотах. Но при приближении и вхождении в зону одного давления их высоты «согласуются».

Ну и на снижении, на эшелоне перехода, нас проинструктируют к смене давления на высотомере. Это будет уже либо QNH либо QFE в зависимости от региона и типа самолёта. Таблицы соответствия высот по QNH и QFE приводятся в схемах аэропортов, в которых используется QFE (например, аэропорта Шереметьево).

В английском эквиваленте используются следующие термины:

ALTITUDE (A)- высота относительно уровня моря (QNH).
HEIGHTS (H) — высота относительно уровня земли (QFE, радиовысотомер).
FLIGHT LEVEL (FL) — эшелон (QNE).
TRANSITION ALTITUDE (TA) — высота перехода (переходим на QNE).
TRANSITION LEVEL (TL) — эшелон перехода (переходим на QNH или QFE).

А вот некоторые картинки, демонстрирующие выше сказанное:

А вот, что может случиться, если забыть перевести давление на эшелоне перехода со стандартного (QNE) на приведённое давление (QNH), которое присутствует в данное время в данной местности:

То есть борту было предписано снижаться на высоту 4000 футов по приведённому давлению 1003 гектопаскаля, но пилот по какой-то причине не установил это давление на высотомере и снизился на высоту 4000 футов по стандартному давлению 1013,2 гектопаскаля, в результате чего оказался ниже на 300 футов (90 метров), после чего их долго искали в районе горы Монглотомбо.

И ещё раз, обратите внимание на разницу высоты по давлению QFE и по радиовысотомеру. По QFE вам дадут высоту относительно уровня (превышения) небольшого «пятачка» местности, как порог ВПП, и где бы вы ни находились, ваша высота будет измеряться относительно этого уровня. Если вы идёте в постоянном снижении, то эта высота будет постоянно строго уменьшаться. Высотомер же вам даёт значение фактической высоты от той точки, над которой вы находитесь в данный момент. И если вы идёте в постоянном снижении, а местность очень неоднородна, то возможен и такой случай, что после высоты в 500 футов, по радиовысотомеру, вы получите высоту в 1000 футов, например, пролетая над оврагом.

Расчёт самолёта-ликбез

Например при 25 г/ дм2 получаем корень из 50 равный всего 7.1 м/с, а при 60 г/дм2 уже около 11 м/с, при 100 г/дм2 получаем 14 м/с!

Именно скорость планирования на максимальном аэродинамическом качестве определяет ветро-пробиваемость планера!

Зная АК планера как удлинение крыла с коэф 1.3 для авиамоделей можно узнать вертикальную скорость снижения ——например для планера с удлинением 10 и АКмах=13, нагрузкой на крыло 25 г/дм2 получаем 7.1 м/с делить на 13 равную 0.54 м/с—— то есть при силе термика более 54 см/с планер начнёт парить ! У спортивных парителей с размахом в 4 метра скорость снижения около 30 см/с без термика и высоту в 200 метров они сливают примерно за 660 секунд или 11 мин и даже при слабом термике они могут парить беспосадочно весь день.

Скорость сваливания Vмин для плосковыпуклого крыла равна 0.8 скорости планирования Vпл на максимальном качестве планера----- Vмин=0.8Vпл

Центровка классических ла

Для классики удобно использовать простую формулу Хцм в процентах САХ крыла оптимальный -----0.5Аго100%=Хцм%
Аго коэф. продольной устойчивости это произведение соотношений площади стабилизатора к площади крыла и плеча к сах---Аго=(Sстаб/Sкрыл)(Вплеч/САХкр)

Например для стабилизатора площадью 2 дм2 и крыла площадью 10 дм2 соотношение равно 0.2 —-а соотношение плеча от центра давления крыла до центра давления стабилизатора 4дм при САХ крыла в 1 дм равно 4——тогда Аго=0.2х4=0.8, а точку центра масс получаем в 0.5х0.8х100%=40%сах или 0.4 дм=40мм!

пределы балансировки -----Хцм=(0.4--0.6)Вплеч Sстаб/Sкрыл!

При этом допустимый диапазон центровки 0.4Аго100% предельно передняя —- при высокой турболентности в приземлённом слое повышается устойчивость!

0.6Аго100% предельно задняя центровка допустимо летать только в штилевую погоду или парить в термиках—-управление по тангажу становиться очень чутким !

Вертикальный киль делают по правилу половины площади стабилизатора---- хватит на курсовую устойчивость!
Установочный угол заднего стабилизатора минус пару-тройку градусов относительно крыла ----у ПГО длинноносой "утки" плюс пару-тройку градусов относительно крыла!

Диапазон скоростей ла

Соотношение максимальной горизонтальной скорости самолёта к скорости сваливания называется коэффициентом запаса по скорости Кск=Vмах/Vмин и определяет запас кинетической энергии для ла (Кск)^2——например

для медленно летающих 3д пилотажек, парителей достаточно 1.6 кратное соотношение скоростей,

для БПЛА и птицелётов—-Кск=2,

для пилотаг и бойцовок уже—-Кск=2.5,

для коротких лк—-Кск=3,

для скоростных гонок—-Кск=4

скорость потока от винта на полном газу, как произведение шага на частоту вращении должна быть в 1.1 раза больше максимальной воздушной скорости ла !

диапазон Кск=1—1.25 называется вторым режимом и не используется при горизонтальном полёте из-за больших пред срывных углов атаки крыла и опасности сваливания на крыло в штопор—— необходимо увеличить скорость полёта до круизной при Кск=1.5-1.6 пологим пикированием на планере или увеличить газ на самолёте до (45—50)%!

Тяговооружённость это соотношение тяги на стопе при полном газе к весу самолёта---- Тст=Fст/mg

у спортивных парителей в 2 раза,

У 3д пилотаг в 1.6,

у конвертопланов и втол-1.3

у пилотаг и бойцовок-1.0,

у тренеров стартующих с руки-0.9

у гонок и скоростных-0.8,

у хотлайнеров и грузовиков-0.6 ,

у колёсных и на лыжах бпла-0.5,

у бпла лк стартующих с катапульты всего-0.4,

у эконом классов типа мотопланер достаточно-0.3

Минимальная тяговооруженность ла при которой возможен прямолинейный полёт обратно пропорциональна АКмах ------- Тмин=1/АКмах!
Разница-дельта текущей тяговооруженности на полном газу Тек=0.8Тст и минимальной потребной определяет угол подъёма на втором режиме(он же глиссада при планировании без мотора на АКтек)----например синус угла подъема равен дельте, а котангес угла это текущее аэродинамическое качество! округленно:

синус 3 град—-дельта Тмин=0.05 —-АКтек=20

При максимальной тяговооруженности бпла 0.4 и и АКмах=10 получаем дельту всего 0.3 или 18 градусов угла подъёма!

Режимы от нагрузок

Существуют пять основных режима работы электро вмг в зависимости от режимов полёта ла, где текущая поступь винта увеличивается с разгрузкой вмг по моменту сопротивления—-например

длина текущей поступи меняется как(hстоп=h1)

и длина скольжение Lтек=Hо-hтек

h1) самый высоконагруженный режим это момент трогания при разбеге на полном газу или режим стопа характеризуется пиком момента сопротивления наведённый тягой винта M=Fh1/2ПИ=0.16(Fст hст) на максимальных углах атаки лопастей , то есть максимальное скольжение винта относительно среды и пик мощности мотора ——кратковременная пиковая сила тока через электромотор на максимальной удельной мощности 4-6 вт/г ограниченна удельной тепловой мощностью рассеивания не более 1вт/г при среднем обдуве 15-20 м/с с приращением температуры 100 градусов С плюс температура воздуха.

академическая формула тяги винта на уровне моря на стопе --- Fст=6(ГТВ)fст^2!

где—-торсионная плотность воздуха 6(кг/м3)=0.5ро(Пи)^2

геометрическая тяжесть самолётного двухлопастного винта ГТВ(м4)= Sл D (D H)^0.5, где Sл(м2)—рабочая площадь одной лопасти на расстоянии 0.3-1радиуса

частота вращения эд под пиковой нагрузкой fнаг(Гц)=(Коб КПДэд Kхх U)=(0.6нано—0.65микро—0.7мини—0.75миди—0.8макси)fхх

D=CAXкр (Cyмах (Kск)Х/Как)^0.5 -----для всех типов крылатых ла!
эмпирика для авиамоделей----Dв=1.1Cyмах CAXкр и Нв=0.9CAXкр

h2) чуть менее тяжелый режим это набор высоты под углом к горизонту в набегающем потоке или в крутом вираже—-разгрузка винта по моменту сопротивления и падение силы тока и мощности потребления в 1.1 раза от режима стопа.

коэф. относительного запаса тяги Кт или перегрузка ла в вираже зависит от произведения тяговооруженности Tст на максимальное аэродинамическое качество AKмах ——

Kперегрузка=Кт=Fст/Fxmin=Tст AKмах=(Kск)^2

тяга при подъёме в горку это сумма векторов силы тяжести и аэродинамической нормали крыла и минимального лобового сопротивления ла в полёте или тяговооруженность в горке это сумма синуса угла подъёма а и обратной 1/АКмах=Сх/Су—-

сила тяги Fобщ=Fрезульт+Fх=mg(sin a +1/AKmax)——

тяговооруженность вмг Т=F/mg=(sin a +1/AKmax) ——

вертикальный набор высоты при большой энерговооруженности ла более 300вт/кг полётной массы,—- тогда максимальная тяга в полёте Fобщ=mg+Fх=1.1 mg

сила тока от массы ла, геометрии винта и оборотистости эд—-

I=(1.1mg)(0.6Hо) (Коб Kxx)/КПДв= mg Н Кхх

h3) режим вмг в горизонтальном полёте на максимальной воздушной скорости ла на полном газе при реактивной тяге запертой лобовым сопротивлением с разгрузкой момента винта в 1.3 раза от стенда

Vмах=Kск Vсв. где коэф . относительного запаса скорости полёта через аэродинамику----Кск=Vпол/Vсв=(Тст АКмах)^0.5=(Fст/Fxmin)^0.5=(Kт)^0.5

зависимость силы лобового сопротивления от запаса скорости полёта ла—-

Fx=mg/AKтек=10m(Kск)^Х /AKмax, или по телеметрии на полном газу Fx = I /(1макси--1.1миди--1.2мини--1.3микро--1.4нано) Н Кхх

где степень нарастания Х=1 для тонкого симметричного профиля крыла,

Х=1.1 для 10% симметричного профиля крыла

Х=1.2 для несимметричного двояковыпуклого,

Х=1.3 для змееобразных,

Х=1.4 для плосковыпуклого,

Х=1.5 для слабо вогнутовыпуклого

Х=1.6 для сильно вогнутовыпуклого.

сила тока в полёте Iпол=(1макси--1.1миди--1.2мини--1.3микро--1.4нано) Fx Н Кхх.

связь эффективности пропульсивной системы (внешний КПДв)—

h4) разгруженный режим вмг в 30%—40% газа—это крейсерская скорость горизонтального полёта на максимальном АК или скорость планирования при оптимальном угле атаки крыла —-

Vплан=(Кпл mg/Sкр)^0.5

Кпл=1.5 для вогнутовыпуклого—-Кпл=2.0 плосковыпуклого—- Кпл=2.5 двояковыпуклого и змееобразного профилей—Кпл=3.0 симметричного

I=mg H Kxx/ AKmax

h5) максимально разгруженный режим вмг это пологое пикирование на полном газу под углом в 30гр, когда винт полностью вырождается в нулевую тягу—-максимальная воздушная скорость Vмах=Hо fхх= Ho U Kxx—-Iпик=Iхх, но на практике для авиамоделей можно принять Vмах=H fхх= Hгеом U Kxx.

шаг винта нулевой тяги Но=Нгеом(Сулоп)^Ч—-где Сулоп=Сумах профиля лопасти, степень Ч=0.5D/Hгеом, эмпирически Но=1.25Нгеом

методика хорошо описывает самолётные винты с относительным шагом Кв=ш/д=0.6-1.1

Общее уравнение полёзной мощности полёта(ватт) как произведение силы тяги вмг(ньютон) на скорость полёта ла(метр/сек)

Pпол=Fтяги Vпол=(2пиM KПДв/h)(hf)=MwKПДв=PмехKПДв — для поршневых ДВС, где КПДвинта=Кво(h/Но)^2=Кво(Куп)^2=КПДвнешний=Кво Кпропульсивный=0.94(Vполёта/Vпотока)^2=0.94(0.8)^2=0.94х0.64=0.6=60%

для электро-вмг авиамоделей средних габаритов (минидрон)—-

Pполёт= КПДполный UI=КПДэд КПДакку КПДвнешний Рэл= 0.85 х 0.95 х 0.6 U I=0.5Рэл .

для паркфлаев (микродрон) с э-ВМГ —— КПДвмг= 0.80х0.9х0.55=0.4=40%

теоретическая скорость потока через винт в полёте через просадку частоты вращения Vтеор=H fпол= H Uакку Kxx Коб КПДэд=(0.62коп—0.73сам) Нгеом Uакку Kxx

мощность силовой установки в полёте

мощность на валу для винтовых поршневых ДВС —-Pмех=0.8Fст Vпол

Самая главная формула для электро-самолётов это "электрическая потребляемая мощность э-ВМГ(вт) равна произведению желаемой тяги на стопе (Н) на желаемую скорость горизонтального полёта (м/с)" -----Pэл=Fст Vпол.

для электро импеллеров ——Pэл=1.5Fст Vпол

крейсерская скорость в пол-газа----Vкрейс=0.7Vмах и круизная мощность Pкруиз=0.35Рэл при КПДэ-вмг-круиз=(0.30нано--0.35микро--0.40мини--0.45миди)100%

1) В авиации расположение ВМГ тянущей в носу имеет особенность по выкосу оси вала мотора для компенсации реактивного момента и закрученного потока от вращения пропеллера на плоскости ла—-направление вращения по часовой или вправо со стороны пилота обычно ось наклонена вниз и вправо на пару-тройку градусов относительно вектора направления полёта,чтоб не летел боком, при этом левый вираж более манёвримый!

2) При толкающей схеме вмг в хвосте располагают на центральной оси ла при нулевых углах выкоса !

3) При вертикальном смещении вектора тяги от вмг на пилоне относительно центральной оси ла проходящей выше центра масс нужно учитывать сильный пикирующий момент на взлёте ——компенсируется рулем высоты на себя!

более подробно смотри статью «эмпирика в расчётах»

Добавить комментарий

Ваш адрес email не будет опубликован. Обязательные поля помечены *