ВОЗДУШНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА. АЭРОДИНАМИЧЕСКИЙ. МЕТОД ИЗМЕРЕНИЯ ВОЗДУШНОЙ СКОРОСТИ

Воздушной скоростью полета называется скорость пе — ремещения самолета относительно воздуха. При этом различают истинную воздушную скорость и приборную скорость. Истинная воздушная скорость используется экипажем в целях самолетово­ждения. Приборная скорость используется летчиком для пилотиро­вания самодета.

Скорость полета является векторной величиной. Вектор воздуш­ной скорости в общем случае не совпадает с продольной осью са­молета. Его отклонение от продольной оси определяется углами а гаки и скольжения самолета. Однако в самолетовождении принято считать, что вектор воздушной скорости совпадает с продольной осыо самолета и лежит в горизонтальной плоскости. Такое допу­щение существенно не влияет на точность решения навигационных ыдач, особенно при выполнении горизонтального полета.

Приборы, предназначенные для измерения воздушной скорости полета, называются указателями скорости. Воздушную скорость принято измерять в км/ч и м/с.

Наиболее распространенным методом измерения воздушной скорости полета является аэродинамический (аэрометрический).

Аэродинамический метод измерения воздушной скорости осно­вав на замере давления встречного потока воздуха.

Ввиду большой скорости набегающего потока процесс обтека­ния самолета воздухом можно считать адиабатическим, т. е. прохо­дящим без теплообмена между частицами воздуха и деталями са­молета.

Для установления зависимости между скоростью полета и ско­ростным напором рассмотрим тонкую струю воздуха, протекаю-

V2 2 g

Б2 Рп-Яст 2£ Чн *

щего через сечения I и II (рис. 3.11). В сечение II поставим при- Рис. 3.11. К аэродинамическому методу измерения воздушной ‘ ‘ скорости
Для горизонтальной струи зависимость между скоростью, дав­лением и плотностью воздуха в сечениях I и II характеризуется уравнением Бернулли:
(3.28)
При истинной воздушной скорости полета до 400 км/ч воздух практически не сжимается, то есть его удельный вес и внутреннюю энергию МОЖНО считать неизменными (yi = Y2 = Tя И Є=Є2). Тогда уравнение (3.28) упростится:
(3.29)

 

Разность Рп—Рст называется динамическим давлением q. Выразим удельный вес воздуха ун через массовую плотность ря и ускорение силы тяжести g:

7 я = Р нё-

Подставив последнее соотношение в формулу (3.29), получим

<7 —Ря 2 •

Величина q носит название скоростного напора. Из формулы

(3.30) видно, что скоростной напор зависит от плотности воздуха и квадрата скорости полета.

Решив формулу (3.30) относительно V, имеем

(3.31)

Выразим массовую плотность рн через значения статического давления воздуха Рн, абсолютной температуры воздуха на высоте полета Тн, газовой постоянной R и ускорения силы тяжести g

Подставив последнее выражение в формулу (3.31) и обозначив Ра —Рог, получим

(3.32)

Из формулы (3.32) видно, что при малых скоростях полета для определения истинной воздушной скорости необходимо измерять динамическое давление, статическое давление и температуру воз­духа на высоте полета.

При переходе к истинным скоростям, превышающим 400 км/ч, необходимо учитывать сжимаемость воздуха. Сжатие воздуха у входа в приемник воздушного давления сопровождается измене­нием его удельного веса и внутренней энергии. Существует сле­дующая зависимость между внутренней энергией газа, давлением и его удельным весом:

(3.33)

7,— -— ищи ш л. и у і ^,UiHuv/iviruv і xj, і сі о a upn uuww/in-

cv

ном давлении к удельной теплоемкости его при по­стоянном объеме (для воздуха к =1,4).

Ті Т2
Подставив это выражение в формулу (3.35) и выполнив пере­множение в скобках, получим
Vі 2 g
1
к— І к
Я
(3.36)
V—	+ 1	1

 

Считая величины к, g и R практически постоянными, на осно­вании формул (3.32), (3.36) и (3.37) запишем общую зависимость для истинной воздушной скорости:

V*=f(q, Яст, Тн).

В указателях приборной скорости измеряется только динами­ческое давление. Замер давления производится специальным чув­ствительным элементом. Указатели приборной скорости градуи­руются по формулам (3.32), (3.36) и (3.37) в предположении, что Кт = Л, = 760 мм рт. ст. и 7’н==7’о = 288° К. Следовательно, показа­ния такого прибора будут совпадать с истинной воздушной скоро­стью только на уровне моря. С подъемом на высоту статическое давление уменьшается, поэтому прибор будет давать заниженные показания.

В указателях истинной скорости измеряются два параметра: динамическое и статическое давления на высоте полета. Замер давлений производится раздельными чувствительными элементами. Указатели истинной скорости градуируются по формулам (3.32), (3.36) и (3.37) в предположении, что температура воздуха равна стандартной на высоте полета. Такой прибор показывает истинную скорость только в случае совпадения фактической температуры воздуха на высоте полета с ее стандартным значением. В против­ном случае он показывает скорость, близкую к истинной,