ИЗМЕРЕНИЕ ТЕМПЕРАТУРЫ ВОЗДУХА НА ВЫСОТЕ ПОЛЕТА

В практике самолетовождения необходимо знание температуры наружного воздуха на высоте полета. Она используется при рас­чете истинной воздушной скорости полета и истинной высоты по­лета.

В настоящее время для измерения температуры наружного воз­духа применяются электрические термометры сопротивления. Принцип действия такого термометра основан на измерении сопро­тивления проводника, которое зависит от окружающей темпера-

туры. Принципиальная схема электрического термометра сопротив­ления показана на рис. 3.22.

Приемником температуры служит теплочувствительный эле­мент R, изготовленный из никелевой проволоки. В термометрах

наружного воздуха этот элемент рас­полагается снаружи самолета.

Измеритель термометра включает в себя две неподвижные взаимно пер­пендикулярные обмотки (рамки) гх и г2, вращающийся постоянный магнит NS с жестко связанной с ним указа­тельной стрелкой, и резисторы, входя­щие в электрический мост.

Если указанную схему подключить в цепь постоянного тока (с помощью выключателя В), то по обмоткам из­мерителя потечет ток, который создаст вокруг рамок магнитные поля. Напря­женность этих полей пропорциональна величине протекающего тока.

Величина тока в рамке г2 зависит от сопротивления приемника температуры R, которое в свою очередь зависит от температуры окружающего воздуха. Следовательно, с изменением температуры наружного воздуха будет изменяться величина тока в рамке г2. Величина тока в рамке г і остается все время постоянной.

Результирующее магнитное поле рамок, взаимодействуя с маг­нитным полем постоянного магнита NS, заставляет последний по­ворачиваться в определенном направлении. Постоянный магнит разворачивает стрелку термометра, которая перемещается по шка­ле, проградуированной в градусах Цельсия.

В полете термометр всегда показывает завышенную темпера­туру. Это происходит из-за торможения набегающего потока воз­духа. Температура, воспринимаемая термометром, называется тем­пературой торможения. Величина, на которую повышается темпе­ратура наружного воздуха за счет торможения, называется адиа­батическим приростом температуры.

Наибольший адиабатический прирост температуры будет в тех точках, где происходит полное торможение частиц воздуха, то есть где скорость частиц воздуха становится равной нулю. Такие точки называются критическими. Температура воздуха в критической точке называется температурой полного торможения.

Для нахождения температуры в критической точке восполь­зуемся формулой (3.34), заметив, что Рп и г2 относятся к критиче — Р Р Р

ской точке. Вынеся —221 и —- за скобки и учтя т = , запи­ті Ъ J 1 RI ‘

шем формулу в ином виде:

-г + тДт**г«—г=г

где Тп. т — температура полного торможения в критической точке. 58

Решая последнее выражение относительно Тн, получим

Зависимость между Гп. т и Тн можно выразить через число М, представляющее собой отношение скорости воздушного потока к скорости звука а на высоте полета.

Перепишем формулу (3.46) в виде

к — 1

2KgRTH

Но KgRTu = a2, поэтому, подставив значение к =1,4, получим 7’п. т = 7’я(1 + 0,2М2). (3.48)

Из формул (3.47) и (3.48) видно, что адиабатический прирост температуры воздуха при полном его торможении Д^ад равен

Ataa — 7’п. т Ти-

где V измеряется в км/ч.

Практически замерить температуру полного торможения очень трудно. Приемник воспринимает температуру частично затормо­женного потока воздуха или, как было указано выше, температуру торможения.

Связь между температурой торможения 7Т и температурой пол­ного торможения Тил выражается через коэффициент качества приемника температуры N:

Л7=^-.

Значение коэффициента N зависит от типа приемника. Оно определяется экспериментальным путем.

Таким образом, можно написать следующую зависимость между температурой торможения, замеряемой термометром, истинной скоростью полета (в км/ч), качеством приемника и фак­тической температурой наружного воздуха:

ТИ = Т„л— Л/ад = -£— 0,384 (-^)2, (3.49)

В настоящее время на самолетах устанавливаются термометры наружного воздуха ТУЭ-48 и ТНВ-15. В комплект каждого термо­метра входят приемник температуры, указатель температуры и со-

единительные провода. Термометры в основном отличаются кон­струкцией приемников температуры. Внешний вид указателя тем­пературы показан на рис. 3.23.

Термометр ТУЭ-48 имеет приемник тем­пературы типа П-1 (рис. 3.24), который состоит из теплочувствительного элемента, выполненного из никелевой проволоки, ар­матуры, служащей для предохранения теп­лочувствительного элемента и для закреп­ления приемника на фюзеляже самолета, и штепсельного соединения.

Термометр ТНВ-15 имеет приемник тем­пературы типа П-5 (рис. 3.25). Приемник выполнен в виде сопла Лаваля, в критиче­ском сечении которого помещен теплочув­ствительный элемент, изготовленный из ни­келевой проволоки. Приемник П-5 позволяет получить при истинных скоростях полета, больших 600 км/ч, постоянный коэффициент качества приемника N = 0,983. Термометры ТУЭ-48 и ТНВ-15 работают от источника постоянного тока напряжением 27 В.

Подготовка термометров к полету включает внешний осмотр и проверку работоспособности прибора. При включении термометра стрелка должна показать значение фактической температуры наружного воздуха в момент проверки. Допусти­мая ошибка в показаниях термометра не должна превышать ±5°.

При определении фактической тем­пературы воздуха в полете по термо­метрам указанных типов имеются не­которые различия. Рассмотрим их.

При пользовании термометром типа ТУЭ-48 считается, что во всем диапа­зоне истинных скоростей фактическая температура наружного воздуха от — р„с, з.25. Внешний вид прием — личается от температуры торможения, ника температуры П-5

измеряемой термометром, на вели­чину, равную 69% адиабатического прироста температуры пол­ного торможения, то есть

Тн~Тт — 0,69Д/ад)

tH — ir~ 0,69Мал.

Величина 0,69 Д/Яд является поправкой термометра ТУЭ-48. Ее значение равно

At = 0,265 (-щ-)2, (3.51)

где V измеряется в км/ч.

• По формуле (3.51) рассчитана шкала поправок для ТУЭ-48 (рис. 3.26,а), которая нанесена на навигационной линейке и нави­гационном расчетчике.

ь — zoo 300400 500 609 700 800 300 10001100 W0130014001500 1600170018001900 ZOO

UCm j і i 8 ,,| —н—і—ни—————————————————————————— 1—-і ь—і—ч———————————— т

At 1° 1° 4° 7°8B10mi5°iri9WZ6°dZo 38° 41° 51° 60° 69° 73° 85° 95° ЮГ

a

Рис. 3.26. Шкалы поправок к указателям температуры:
а — для термометра ТУЭ-48; б — для термометра ТНВ-15

При пользовании термометром типа ТНВ-15 поправка к нему определяется по шкале (рис. 3.26,6), которая рассчитана на осно­вании формулы (3.50). В явном виде получить выражение поправ­ки из формулы (3.50) не представляется возможным. Шкала по­правок для ТНВ-15 нанесена на навигационном расчетчике.

При сравнении шкал поправок термометров ТУЭ-48 и ТНВ-15 видно, что на истинной скорости полета до 800—900 км/ч шкалы имеют малое различие. Кроме того, необходимо помнить, что ин­струментальная точность термометров составляет ±5°. Поэтому в указанном диапазоне скорости независимо от применяемого типа термометра можно пользоваться любой шкалой. При полете на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях разница в поправках к термометрам ТУЭ-48 и ТНВ-15 значительно возрастает, поэтому необходимо пользоваться только соответствующими шкалами по­правок. При расчете фактической температуры поправку надо все­гда вычитать.

Порядок определения температуры воздуха покажем на приме­рах. При этом будем обозначать U — 5ф.

Пример I. Полет происходит на истинной скорости Пи = 600 км/ч, термометр ТУЭ-48 показывает температуру <пр = + 10о. Определить фактическую температуру наружного воздуха.

Решение. 1. По шкале поправок для ТУЭ-48 (рис. 3.26, а) находим: Д<вр = 10в.

2. Определяем. фактическую температуру наружного воздуха:

tH = tap — atnp = — г jo — 10 = 0°.

Пример 2. Полет происходит на истинной скорости Уи=800 км/ч, термометр ТНВ-15 показывает температуру tnр——30°, Определить фактическую темпера­туру наружного воздуха.

Решение. 1. Определяем t’s с применением шкалы поправок для ТНВ-15 (рис. 3.26, б): 19 ; tH ~ tnp — Д/пр =—30—19 = —49°.

2. Определяем tH с применением шкалы поправок для ТУЭ-48 (рис. 3.26, a) } А<Пр = 1.7°; tH = ^np — Дг’пр =—30—17=—47°.