ИСХОДНЫЕ ДАННЫЕ ДЛЯ РАСЧЕТА ТРАЕКТОРИЙ САМОЛЕТОВ

Уравнения движения центра масс самолета используют для расчета траектории и определения летных данных только в том случае, если заданы параметры самолета: масса самолета т (текущая или начальная)^ площадь крыле S, запас топлива на борту. щ, тяга двигателя на Земле Я» или тяговосруженность TQ — Pjmg, условия полета, а также заві >• осп, определяющие величину аэро­динамических сил {или их коэффициентов), изменение тяги « удель­ного расхода топлива для различных условий полета. Должны также быть заданы или рассчитаны ограничений, определяющие предельные для данного самолета режимы полета — допустимая эксплуатационная перегрузка, предельное число М, безопасная высота полета и т. п.

Эти параметры и характеристики определяются при проектиро­вании для расчетных условий полета или параметров стандартной атмосферы, а в процессе эксплуатации —■ для расчетных условий эксплуатации.

В дайной главе рассмотрены перечень и примерный характер зависимостей, определяющих аэродинамические, тяговые, расходные характеристики и ограничения. Конкретные числовые значения для них должны задаваться для рассматриваемого самолета на основе специальных расчетов, методы которых изложены в курсах аэроди­намики, теории двигателей и т. п.

И аэродинамическая сила RA (или ее проекции Ха, Ya, Za), и тяга двигателя Р, и расход топлива в полете зависят от условий полета, и, прежде всего, от термодинамических параметров воздуха: давления р, плотности р, температуры Т, скорости звука а, динами­ческой вязкости р. Значения этих параметров связаны между собой (так что достаточно задать два из них — температуру и давление) и определяются геометрической высотой полета Н и состоянием атмосферы.

Высота полета (геометрическая) отсчитывается от среднего уровня моря (в отличие от так называемой истинной высоты Яист над подстилающей земной поверхностью).

Изменение давления с высотой определяется законом изменения температуры Т и может быть найдено путем интегрирования урав­нения равновесия газа

при

Р = р/РТ. (2.2)

Здесь В — удельная газовая постоянная, R = 287,05 Дж/(кг-К). Скорость звука а зависит от температуры воздуха

а = 20,0468 УТ, (2.3)

а динамическая вязкость определяется, как

1,458-10~6Г2/3 7+110,4 ‘

Расчет и сравнение летных данных и характеристик движения самолетов проводят обычно для значений термодинамических пара­метров воздуха, соответствующих на данной высоте так называемой стандартной атмосфере (СА), ГОСТ 4401—81. СА дает осредненные значения термодинамических параметров воздуха по высотам при температуре на среднем уровне моря Тс = 288,15 К, давлении рс = 101 325,0 Па, плотности рс = 1,2250 кг/м3, рс = 17,894 X X 10~6 Па-с, а = 340,294 м/с.

Изменение температуры Т с высотой задается по СА градиентом температуры, равным —6,5 К/км до Н = 11 км, нулю на Я от 11 до 20 км и +1 К/км от 20 до 32 км. Задав закон изменения темпе­ратуры, можно, интегрируя (2.1) при условии (2.2) и используя (2.3) и (2.4), найти изменение всех параметров атмосферы по высоте. Таблица СА приведена в приложении (табл. III).

Приведение всех характеристик самолета к единым условиям полета, соответствующим СА, позволяет сравнивать эти характе­ристики между собой.

При эксплуатации самолета в условиях, отличающихся от стан­дартных, используются другие модели атмосферы или замеряются фактические значения параметров р, Т в полете. При этом в ряде

случаев удобно при определении условий полета вместо фактиче­ского давления р задавать соответствующую ему барометрическую высоту #бйр — высоту, на которой это давление р было бы достиг­нуто для СА.

Термодинамические параметры атмосферы при данной воздушной скорости полета V определяют величину скоростного напора

В формуле (2.7) b — характерный линейный размер самолета (обычно средняя аэродинамическая хорда крыла САХ). Наряду с воздушной (истинной) скоростью V при определении условий полета часто используют индикаторную скорость Vt — скорость, при которой истинное значение скоростного напора было бы полу­чено на уровне моря в стандартных условиях,

V, = v VWc — (2.8)

К условиям полета помимо термодинамических параметров атмо­сферы, значений <7, М и других можно отнести также ветер, задавае­мый скоростью W и направлением относительно стартовых или нормальных осей координат.. Часто выделяют горизонтальную w и вертикальную и составляющие скорости W. Горизонтальная составляющая может достигать в среднем 12 … 18 м/с на умеренных высотах и до 20 … 30 м/с в стратосфере, в струйных течениях — 50 … 80 м/с [12]. На малых высотах существенное влияние на движение самолета оказывает сдвиг ветра — изменение скорости ветра по высоте dwfdH, достигающее у Земли 0,2 … 0,3 м/с на метр.

Вертикальная составляющая скорости ветра и может достигать при отдельных порывах 18 … 20 м/с (НЛГС-2). Средние значения вертикальной составляющей скорости в турбулентных пульсациях много меньше и не превышает обычно 3 … 5 м/с при длине волны 100 … 500 м.