ЧАСТНЫЕ СЛУЧАИ ФОРМУЛ ПРИВЕДЕНИЯ

Необходимо твердо усвоить, что при переходе от фактических

условий (рф, 7ф) к стандартным (рст, ТсД величины —— и

Т Р

в выражении (6. 8) не являются независимыми; кро­ме того, значение каждой из этих величин зависит от того или иного выбора стандартной высоты.

Пусть фактические условия полета изображаются на пло­скости ( р, Т) или (Нр, Т) точкой Л, а условия, соответствующие стандартной высоте #от,— точкой В (фиг. 6.2). Как уже указы­валось, будем считать, что

ЪТ=йТ=Т„—Тф, Ър = йр=рст—рф.

Отклонение фактической температуры воздуха от стан­дартной температуры при том же давлении рф (точка С на фиг. 6.2), т. е. при той же барометрической высоте Нрф9 бу­дем обозначать через ЪрТ:

ЬрТ = Г„-Т, где Г’т соответствует давлению рф.

Так как

^т=тст-гф=г;т-тф+гс1-т;т,

ТО

аг=ърт+ат„,

где dTcr—разность стандартных температур на высотах, со­ответствующих по СА давлениям рст и рф (для случая, пока­занного на фиг. 6.2, dT„<d 0). Следовательно,

(6.9)

Из уравнения статики атмосферы следует [см. уравнение (1.10)]

dH=-RT

а так как для стандартной атмосферы

^ст— Т0 + $Нст

dTCT р

-RT-

ИЛИ

(6.10)

Подставляя это выражение в формулу (6.9), получим

— = 5еГ—(6.11)

Т Т г р v ’

Формула (6.11) связывает отклонение температуры dT с отклонением давления dp при переходе от фактических к стан — дартным условиям при заданном отклонении ЬРТ в фактических условиях полета. Так как в тропосфере = —0,19, то

^ = ^ + 0,19^. Т Т р	(6.12)
В стратосфере [5 = 0, а следовательно,
dT_ _8рт т т ‘	(6. 12′)
Подставив в уравнение (6.8) вместо его	выражение по
формуле (6.11), получим для тропосферы
	(6.13)
для стратосферы
*15 II +	(6.13′)

Уравнения (6. 13) и (6. 13′) удобны тем, что при любой про­извольно выбранной величине dp мы сразу переходим к стан­дартным условиям при заданной величине ЬРТ. Рассмотрим не — сколько частных случаев применения этого уравнения.

Если в качестве стандартной принять высоту

Hcr = HDi

т. е. делать приведение при = const, то — = 0, а

Р

dX__ у ЪрТ

X т т

В случае приведения при Т = const, т. е. при НСТ = НТ

чт_

т

ЬрТ т 9

Для стратосферы выбор высоты по температуре в качестве стандартной невозможен.

При разработке метода приведения к стандартным условиям выбор стандартной высоты производится таким образом, чтобы формулы вида (6. 13), (6. 14) и (6. 15) для данного конкретного типа самолета и двигателя имели наиболее простой вид и чтобы входящие в них показатели Хр или X т могли быть легко и с до­статочной точностью найдены либо по данным летных испыта­ний, либо из теоретических зависимостей.

В тех случаях, когда лишь один из показателей Хр или Хг мо жег быть определен с большой точностью, целесообразно выби­рать стандартную высоту таким образом, чтобы в формулы при­ведения входил только этот показатель. Так, если величина по­казателя X т мала или может быть точно определена, приведение, как это видно из формулы (6. 14), целесообразно производить при постоянной барометрической высоте. Если точнее может быть определен показатель Хр, то при приведении к стандартным усло­виям целесообразно^, как это видно из формулы (6. 15), выбирать высоту по температуре в качестве стандартной. В следующих главах на конкретных примерах будет показано применение рас­смотренных выше методов приведения к стандартным атмосфер­ным условиям.

Приведение к заданным эксплоатационным условиям, как уже говорилось выше, сводится обычно к введению поправок на изменение веса или оборотов. Все ранее сказанное в отношении методов приведения к стандартным атмосферным условиям почти полностью относится и к методам приведения к заданным экс­плоатационным условиям. И в этом случае поправки вводятся либо по подробной сетке характеристик, либо путем перехода к другой эквивалентной высоте, для которой некоторые данные функции вида ог(Х, G, р, Т) или <?2{Х, п,р, Т) сохраняют свое значение при переходе от одного веса или оборотов к другим, ли­бо, наконец, путем получения поправок SX, рассматриваемых как дифференциалы, зависящие от дифференциалов dG или dn и по — G дХ v п дХ

казателеи вида XG = —, лп=-~ — и т. п.

X dG X дп

Для. учета изменения внешней аэродинамической формы са­молета обычно приходится проводить соответствующие полетные испытания при различных вариантах аэродинамической формы самолета (с подвесными баками и без них, полеты при различном положении заслонок туннелей радиаторов и т. п.). На основе по­
лученных из таких полетов результатов выводятся те или иные — формулы для учета влияния изменения аэродинамической формы самолета на его летные характеристики.