Методика испытаний штопора самолета

В течение 1934 г. Секцией летных испытаний Центрального аэро* гидродинамического института были проведены специальные испытания на штопор самолетов Р-5 в полете Для этого была разработана ме­тодика испытании и были применены специальные приборы, сконструиро­ванные и изготовленные лабораторно-аппаратурной секцией Экспе­риментально-аэродинамического отдела ЦАГИ, описание которых мы дадим ниже. Сейчас же приступим к изложению принятой в этих испы­таниях методики исследования штопора как установившейся его части, так и выхода из штопора. Теоретическая часть этой методики ценна еще тем, что она может быть применена и для исследования других видов неустановившегося движения самолета. Поэтому мы на ней оста­новимся подробнее.

А. Теоретическая часть

Вращение самолета вокруг его центра тяжести

Движение самолета при штопоре состоит из: 1) вращения самолета вокруг своего центра тяжести и 2) движения самого центра тяжести как материальной точки. Разберем сначала вращение самолета вокруг его центра тяжести.

Для определения положения самолета в пространстве выберем две прямоугольные координатные системы: неподвижную Oxyz и подвижную, связанную с самолетом, Начало координат обеих систем располо — 1

жим 6 центре тяжести самолета О. До начала вращения обе координат­ные системы совпадают. Неподвижную систему расположим так, чтобы ось Оу была направлена вертикально вверх, а оси Ох и Ог — в гори­зонтальной плоскости (фиг. 53). Связанную с самолетом координатную систему расположим так (фиг, 53), чтобы ось Ос, была направлена

вперед и до начала вращения совпадала с осью Ох ось Otj направлена

?

перпендикулярно к оси Ос, вверх и расположена в плоскости симметрии самолета; ось ОС направлена перпендикулярно к плоскости симметрии самолета по направлению правого крыла. До начала вращения ось Otj совпадает с осью Оу и ось ОС с осью Oz неподвижных координат.

Как известно из теоретической механики, любое положение свобод­ного твердого тела в пространстве может быть получено последователь­ным вращением тела вокруг трех осей. Положение самолета на штопоре мы можем получить следующими тремя поворотами (фиг. 53):

1) поворотом вокруг неподвижной вертикальной оси Оу. Получаем угол ф, так называемый угол рысканья самолета. За время этого пово­рота ось От| осталась вертикальной, а оси 0£ и ОС повернулись в го­ризонтальной плоскости на угол ^ (фиг. 54);

2) поворотом вокруг оси ОС, занявшей после первого поворота по­
ложение Ob (фиг. 54). Получаем угол тангажа ср, определяющий угол наклона оси О; к горизонту. За время этого второго поворота ось (X осталась в своем положении ОЬ, а оси От, и О; повернулись на угол ср;

3) поворотом вокруг оси О;, занявшей после двух первых поворо­тов положение, отмеченное на фиг. 54. Получаем угол между плоскостью симметрии самолета и вертикальной плоскостью, проходящей через ось О;, — угол крена самолета 0.

Вектор угловой скорости ш представляет геометрическую сумму трех

d’l> do

составляющих: ^ — вращение вокруг оси Оу, J — вращение вокруг

оси ОЬ и —- — вращение вокруг оси О;.

Определим проекции вектора угловой скорости р, q, г на подвижные оси координат О;, От), 01 (фиг. 54).

На ось О; полностью проектируется составляющая угловой скорости

так как эго вращение происходит вокруг этой оси. Проекция соста­вляющей на ось 0% равна нулю, так как ось ОЬ перпендикулярна

оси О;. На ось 0 дает еще проекцию составляющая. Так как изо­браженное на плоскости пространственное положение осей (фиг. 54) довольно трудно уяснить, то для большей ясности мы возьмем каждую плоскость отдельно.

На фиг. 55 дана плоскость Осу, в которой связанная с самолетом ось 0£ переместилась из положения Ос в положение О;, а ось Or; из

положения Оу в положение Od за время поворота самолета вокруг оси ОЬ. Из фиг. 55 видно, что проекция составляющей на ось d’b.

равна ~ sin <?.

Следовательно, проекция угловой скорости © на ось О; будет:

rfft. d’b.

P = Ti+iisin

Переходим к определению проекции угловой скорости на ось Оу. На

db фр Г1

эту ось опять дают проекцию составляющие и Проекция ^ как

на ось 05, так и на оси Ої] и равна нулю, ибо все эти оси взаимно перпендикулярны.

ФЬ

Из фиг. 55 видно, что проекция составляющей ^ на ось Отг) после поворота самолета вокруг оси ОЬ (ось От) в это время заняла поло­

жение Od) равна ^costp. Но после этого самолет еще повернулся вокруг

оси О;. На фиг. 56 дана плоскость OCiji в которой ось От] совершила этот последний поворот на угол 0, перейдя из положения Od в поло­жение Otj. Из фиг. 56 видно, что проекция^—t на ось Оу] в ее оконча-

df. , . — й

тельном положении равна cosj© cos t).

Проекция ~у на ось Отj видна из фиг. 57. На этой фигуре дана

плоскость От, С, в которой перемещалась ось ОС (из положения ОЬ в положение ОС) во время поворота самолета вокруг оси 0£. Следова­тельно, проекция угловой скорости ш на ось Oyj будет:

о I rftp. о

q — COs ‘f cos о — f — ~ sin «.

Наконец, проекции Ц — и на ось ОС видны на уже рассмотренных фигурах 56 и 57. Проекция угловой скорости о» на ось ОС

г= —cos <р sin » + COS 6.

Итак, мы получили систему уравнений:

db і rfib.

? = ^COS»COS ip + ^-Sln», г = —^-sin ftcoso-j-f, cos^*

Для удобства интегрирования перепишем эти уравнения в следующем

виде:

™ = q sin ft — j — г cos ft,

COsO — rsin tt)tg <p,

і/ф 0 COS ft— rsinft dt cos?

Движение центра тяжести самолета как материальной точки

На фиг. 58 нанесены подвижные координатные оси 0£г£, связанные с самолетом. Прямая ОА — вектор полной скорости центра тяжести

самолета; и, v, w — проекции этой скорости на подвижные координат­ные оси.

Движение точки А состоит из: 1) переносного движения, вместе с подвижными координатными осями, и 2) движения относительного, когда точка А передвигается относительно осей т|, С.

Для переносного движения проекции ускорения точки А на под­вижные оси у5, у, у. по Эйлеру равны:

Л™р=?®—ге; Ап„=«—w Л.,р=т«’—?“■ («0)

Проекции ускорения на эти же оси при относительном движении точки А будут:

__ daт. dvm. dw. .

h отн dt ’ А ста df ’ А отн Л * * *

Следовательно, полные проекции ускорения центра тяжести на подвижные координатные оси будут:

j.= Л-qw—n/,

dv,

J^at+ru-Pw’

* UW I

J^dt~}rPv—9u‘

Авторы методики принимают следующее определение перегрузки: перегрузка есть вектор, равный геометрической сумме вектора ускорения силы тяжести и вектора ускорения центра тяжести самолета (взятого с обратным знаком), разделенной на ускорение силы тяжести. Другими словами, перегрузка

g—У g *

(63)

где g—ускорение силы тяжести, равное 9,81 місек, у — ускорение центра тяжести самолета.

Соответственно с этим проекции вектора перегрузки на подвижные координатные оси 0£т)С будут:

где g-t gr> gr — проекции вектора ускорения силы тяжести на оси 05, 0% ОС,

у, / у, — проекции вектора ускорения центра тяжести на те же оси.

Определим отсюда проекции ускорения центра тяжести:

Вектор ускорения силы тяжести ^ направлен вниз по вертикальной оси 0.у нашей неподвижной координатной системы (фиг. 54). Следовательно, знак его будет минус.

Из фиг, 55 видно, что проекция вектора g на подвижную ось равна:

g^—g sin?.

Из фиг. 55 и 56 видно, что проекции вектора g на оси Ot и ОС равны;

^ = — £ cos? cos &

gj. —-f-£cos<p sin ® ■

найденные величины £v, g t в уравнения (64′), получаем:

—Л = пф 4- £sin 9 = 8 («е + sil» ?).

—Д “ +g’cos? cos0 = s(*, + cos<?cos0),

— yt = — g cos <p sin & = g (яс — cos <p sin 0) .

выражения j*t j, j; в систему уравнений (62), получаем:

% = — £ (де + sin <р),

= qu—ptr—g (n> — cos у sin 6).

Скорость движения центра тяжести самолета V можно связать с углом атаки а и углом скольжения (Ї. На фиг. 59 показан вектор ско­рости центра тяжести самолета V, его составляющие a, v, w я углы а и р. Из чертежа видно, что под углом атаки а понимается угол между проекцией вектора скорости V на плоскость симметрии самолета и осью 0£ самолета, а под углом скольжения (3 — угол между вектором скорости V и плоскостью симметрии самолета.

Отсюда

.

tgP^-cosa,

cos. a cos $

При установившемся штопоре угловая скорость вращения <о постоянна, и вектор ее направлен по неподвижной вертикальной оси Оу (фиг. 60). Постоянны также угол^ крена 5 и угол тангажа <р. Следовательно, для

установившейся части штопор а система уравнений (68) примет вид (фиг. 55, 56 и 60):

р — ш sin q s ш cos 8 cos ©, r — — ® sin & cos

Скорость движения центра тяжести самолета V тоже постоянна, по­стоянны и ее проекции и, v, w. Отсюда система уравнений (65) при­мет вид:

(68)

Из системы уравнений (67) получаем (делением третьего и первого уравнений на второе):

**» —7*

cos

sm«j)

Для определения н, v, w составим еще одно уравнение, так как в системе уравнений (68) последнее уравнение является следствием двух

/

первых. Определим проекцию h [6] полного вектора скорости центра тя­жести самолета на вертикаль. Из формул (67) видно, что направляю­
щие косинусы неподвижной вертикальной оси Оу С ПОДВИЖНЫМИ осями самолета О;, Otj, (X равны:

■ Р

S1II ф — ,

г Ц)

COS <р COS,

— COS tp sin В = ^ . J

Отсюда проекция вектора скорости на вертикаль будет:

h = и sin ф -4-Ф cos о cos В — -да cos ш sin В — и р -1- v~~ -4- w Г.

* 1 ( т (и Ш 1 OJ ’

ИЛИ

pu.—qv—rw = /г<я. (70)

Решения системы уравнений (68) и (70) мы здесь не приводим, а даем лишь окончательные результаты для и, v, w:

= ^ = w = (71)

Здесь н(/, va, wa — проекции вектора вертикальной скорости h на под­вижные координатные оси, т. е.:

ил = h sin со — h —; v„ — h cos © cos 0 = h q ;

a * Щ a 1 ф *

g_. <1)1! *

wn = h{— cos sin 0) = h r ,

2*

где

M = hT

Скорость центра тяжести

к=у уу :

Приведенная угловая скорость (характеристика ротации):

— ш/

ш“27’

где / — размах самолета.

На самолет во время установившегося штопора действуют сила веса Mg и сила инерции Мj (фиг. 62). Так как ускорение центра тяжести

і

I

Фиг. 62.

направлено горизонтально (сила направлена горизонтально), то на вертикальную ось Оу вектор перегрузки дает проекцию, равную ускоре­нию силы тяжести. По принятому выше определению перегрузки для данного случая имеем:

^верт —

_ (% — /’О sin <Р + feg—Л,) cosy cos»-(gc —/с)cosy

S

v, io+і (ft,-/,)+v(*t-/o

g

= ІГ^+ 77^ + 7^ =————————————

Следовательно, при установившемся штопоре имеем:

Рп + <7Л г, + тг л

м ~— * >

где единица взята со знаком минус, потому что вектор ускорения силы тяжести направлен вниз, т. е. по отрицательному направлению оси Оу.

Уравнение (82) ценно тем, что оно дает возможность контролировать проведенное испытание. Подставляя в него найденные в полете величины перегрузок и угловых скоростей по подвижным осям, мы можем опре­делить степень точности испытания. Практически, конечно, мы не по­лучим точно единицу, так как для этого надо создать такую обстановку испытаний, при которой соблюдалась бы исключительная точность самих измерений и отсутствовали какие бы то ни были посторонние влияния на ход испытания. Но отклонение от единицы дает возможность оценить произведенные испытания.

Из всего изложенного видно, что все основные параметры, характе­ризующие установившийся штопор, могут быть определены, если в по­лете будут получены величины перегрузок п5 , пп, , угловых скоро­

стей р, <7, г и вертикальной скорости h. Все эти величины записываются в полете специальными приборами, о которых речь будет ниже.

Вычисления можно ввести в следующем порядке:

1) определяем 0, ср, ш по уравнениям (69),

2) „ и, v, w „ „ (71),

3) , а, Р, V * „ (66),

4) ж Vt, у, R, Т, И, со, у. по уравнениям (75—82).

Вычисления удобно вести по табл. 19 (см. стр. 128).

Неу стано в и вшая с я часть штопора

Для неустановившегося движения мы вывели выше системы уравнений, (59) и (65). Путем интегрирования системы уравнений (59) мы полу­чаем углы ср и D, а системы (65)—проекции скорости V на подвижные оси и, v, w.

Далее по формулам (66) определяем углы а, {3 и скорость V. Инте­грирование уравнений (59) и (65) может быть произведено только пу­тем численного интегрирования. Авторы методики при вычислениях указанных выше величин для выхода из штопора применяли приближен-

127

			№	Ш T О П 0	P а
	1-й	2-й	3-й	4-й	5-й	# 6-й	7-й	8-й
	np.	:p-		„Р*	лев.	лев.	лев.	лев.
р	1,595	їда	1,635	1,595	— 1,445	— 1,465	— 1,415	— 1,405
q	— 1,81	— 1,81	— 1,81	— 1,86	1.96	1,92	1,93	1,96
г	0,323	0,330	0,320	— 0.280	0,260	0.310	0,298	0,298
tg#	0,178	0,182	0,177	0,151	— 0,133	— 0,161	— 0,154	— 0.152
	10,12	10,33	10,03	8,57	— 7,55	— 9.17	— 8,78	— 8,65
cosO	0,984	0,984	0,985	0,989	0.991	0,987	0,988	0,989
tg?	— 0,867	— 0,906	— 0,890	— 0,848	— 0,731	— 0,754	— 0,724	— 0.709
<p	-40,93	-42,18	-41,68	-40,30	—36 15	-37.00	-35,92	—35,33
sin о	— 0,655	— 0,672	— 0,665	— 0,647	— 0,590	— 0,602	— 0,587	— 0.578
0)	— 2,434	— 2,48	— 2,463	— 2,464	2,450	2,433	2,410	2,431
Ua	18,11	18,47	18,40	18,60	15.98	16,34	15.47	16,01
va	-20,56	-20,07	-20,36	-21,69	-21,06	—21,40	—21,10	—22.33
wa	3,669	3,660	3,610	3,270	— 2,870	— 3,457	— 3,260	— 3;397
V-	— 0,997	— 0,990	— 1,005	— 1,013	— 1,060	— 1,064	— 1,032	— 1.050
/ h	-27,65	-27,50	-27,66	-28,73	—27,08	—27,13	—26,36	-27,72
nl	0,09	0,10	0,09	0,10	0,10	0,08	0,09	ОАО
nTt	— 1,27	— 1,27	— 1,28	— 1,26	— 1,23	— 1,27	— 1,21	— 1,22
Л;	— 0,05	— 0,03	— 0,03	— 0,03	— 0,15	— 0,15	— 0,08	— 0.08
j_ 2 ті	2,579	2,532	2,554	2,548	2,563	2,580	2,605	2,582
A	0,501	0,474	0,364	0,399	0,026	0,106	0,213	0,217
В	0,109	0,083	_ 0,012	0,068	— 0,191	— 0.197	— 0.075	— 0,076
C	— 1,863	— 1,934	— 1,930	— 1,820	1.582	1,720	1,530	1,518
"t	0,829	0,756	0,591	0,645	0,422	0,171	0,360	0,359
vt	0,180	0,132	— 0,020	0,110	— 0.312	— 0.326	— 0.132	— 0,121
wt	— 3,081	— 3,083	— 3,133	— 2,940	2,586	3,843	2,583	2,519
и	18,94	19,23	18,99	19,25	16,02	16,92	15,83	16,37
V	-20,38	-19,94	—20,38	-21,58	-21,97	-21,73	-21,23	-22,46
w >	0,588	0,577	0,469	0,322	— 0,288	— 0,610	— 0,678	— 0,870
tga	1,075	1,037	1,073	1,121	1,371	1.316	1,342	1,372
a	47,07	46,05	47,00	48,27	53,90	52,77	53,32	53,92
cos a	0,681	0,694	0,682	0,666	0.589	0,605	0,597	0,589
*g P	0,021	0,021	0,017	0,011	— 0,011	— 0,022	— 0,026	— 0,032
P	1,22	1,20	0,97	0,63	— 0,60	— 1,28	— 1,47	— 1,80
Vt	3,197	3,180	3,191	3,017	2,604	2,871	2,611	2,550
R=V‘	— 1,313	— 1,282	— 1,298	— 1,224	— 1,063	— 1,180	— 1,083	— 1,050
tgY	0,116	0,115	0,115	0,105	0.096	0,106	0.099	0.092
Y	6,58	6,60	6,58	5,98	5,50	6,03	5,67	5,25
К	27,84	27,69	27,85	28,89	27.21	27.31	26.49	27.84
CD	0,678	0,694	0,769	0,662	0.697	0,690	0.705	0,677

ний метод численного интегрирования Рунге [7] ввиду его простоты. На обработку одного выхода из штопора по этому методу потребовалось

100—120 £часов работы мало­квалифицированного счетного ра­ботника, в то время как обра­ботка установившейся части што­пора занимает всего около часа времени.

Мы предоставляем читателю самому выбрать тот или другой метод численного интегрирования уравнений (59) и (С>5).

В результате всех вычислений строим полученные величины в зависимости от времени. На фиг. 63 показаны следующие ве­личины, полученные при выходе:

1) изменения углов отклоне­ния руля высоты, руля поворо­та и элеронов;

2) составляющих угловой ско­рости р, q, г по трем осям само­лета;

3) перегрузок я, , пt у п. по тем же осям;

4) угла тангажа ср, угла крена 11, угла скольжения fi и угла атаки а;

5) скорости центра тяжести самолета V, угловой скорости со и характеристики ротации со.

Первые три группы величин взяты непосредственно из записей приборов в полете. Остальные вы­числены, как указывалось выше.

Построенные таким образом кривые дают возможность про­извести анализ штопора данного самолета.

В силу ряда возможных оши­бок, как например: недостаточ­ной степени точности испытаний, недостаточной точности записи приборов при резких изменениях записываемых этими приборами

параметров, допущений при обработке (например, начальными данными при вычислении выхода берутся данные установившегося штопора, в то

время как фактически установив­шегося штопора не бывает), надо считать, что приведенные на фиг. 63 кривые не дают точной количе­ственной картины выхода из што­пора, а лишь качественную. По­следняя получается достаточно ясной.

Б. Приборы и обработка их записей

До настоящего времени испы­тания на штопор производились без применения специальных при­боров, дающих исходные данные для определения основных пара­метров штопора. Это приводило к тому, что оценка штопорных свойств самолета давалась в ос­новном на основании индивидуаль­ных наблюдений испытывавшего самолет летчика. Понятно, что эта оценка страдала неточностью, ибо она зависела исключительно от личного уменья каждого летчика оценивать штопор.

Сейчас мы имеем ряд прибо­ров, дающих указанные в теоре­тической части величины, необходимые для анализа штопора как в установившейся, так и в неустановившейся его части. Приборы эти сле­дующие:

1) самописец угловых скоро­стей— жирограф, 2) самописец перегрузок — акселерограф,

3) точный барограф специаль­ной конструкции, 4) аргоновый самописец отклонения органов управления, 5) электрочасы, син­хронизирующие записи всех самописцев.

Самописец угловых
скоросте й—ж и р о гра ф

Этот прибор (фиг. 64), ос­нованный на принципе жиро — скопа-, записывает в полете составляющие угловой скорости /?, q, г по трем осям самолета. Он состоит из трех электромоторов, которые и

Служат жироскопами. Каждый из них записывает угловую скорость по одной из осей самолета.

Л

Принцип работы каждого жироскопа следующий (фиг. 65). Жиро­скоп с одной степенью свободы вращается на оси 00 с угловой ско­ростью Q. Рамка, поддер­живающая ось 00, может вращаться вокруг оси гг.

В случае наличия угловой скорости о» по оси, перпен­дикулярной осям 00 и гг, появляется жироскопи чески й момент, поворачивающий рамку около оси гг. Момент этот равен:

М~ /а>9,

где I—момент инерции жи­роскопа, величина постоян­ная.

Постоянство Q сохраня­ется специальными центро­бежными электрическими ре­гуляторами, Жироскопиче­ский момент уравновешива — Фиг. 67,

ется спиральной пружиной.

Таким образом в формуле момента (83) переменной остается только to, от величины которой и зависит угол отклонения рамки 0. Эти от­клонения осей трех жироскопов системой рычагов передаются на перья,

записывающие на ленте барабана величины трех слагающих угловой скорости по осям самолета. Образец этой записи лан на фиг. 66.

В нижней части прибора установлен самопишущий электрический отметчик времени, связанный с электрочасами и отмечающий каждую секунду. Для определения величин р, <7, г проводим на фиг. 66 линии нулевых их значений. От последних по вертикали отсчитываем величины р, д, г в миллиметрах, а по ним на тарировочном графике (фиг. 67) находим соответствующие величины угловых скоростей.

Но в полученные таким образом величины надо внести поправку. Посмотрим, что за величину записал нам прибор (фиг. 68). После по­ворота оси жироскопа на угол 0 прибор записал величину угловой скорости по оси 0£’:

р1 — р cos 0 —J— г sin 0.

і Фиг. 68.

Отсюда искомая нами величина угловой скорости по оси О; будет:

р = — г tg 0.

‘ cos 0 6

Ввиду малых величин угла 0 (< 5°) можно принять cos 0=1 и tg0 = 0. Угол же 0 можно считать пропорциональным величине угловой скорости по соответствующей оси, т. е. в данном случае угловой скорости рх. Тогда 0 = сх рх. Вместо г подставляем близкую ей величину rv После этих упрощений получаем:

р = р1 — г1 рх су

Другими словами, по причине того, что ось жироскопа отклонилась на угол 0, показания прибора не соответствуют величине измеренной им угловой скорости, и в эти показания приходится ввести поправку.

Эта поправка не может быть учтена при тарировке жирографа, ибо она зависит от величины переменного компонента по другой оси.

Для указанных выше испытаний на штопор тарировка жирографа производилась следующим образом. Каждый из трех жироскопов тари­ровался путем вращения около соответствующей оси. Компоненты по двум остальным осям при этом оставались равными нулю. Чтобы учесть влияние составляющих угловой скорости по другим осям самолета, вво­дилась поправка по следующим приближенным формулам:

для оси 0£… р = р{ — f — г{ рх cv п „ Of]…q = ql — qlr1c-i

» * ot-‘-r = ri—qlrlc3.

В этих формулах знак перед поправочным членом зависит от направле­ния отклонения оси жироскопа.

Величины коэфициентов Cj, с2, сл определяются путем непосредствен­ных измерений углов отклонения оси жироскопа и соответствующих этим углам перемещений пера стрелки; р, q, г—составляющие угловой скорости, записываемые прибором в полете.

Самописец перегрузок—акселерограф

Устройство этого прибора (фиг. 69) следующее. Три груза укреп­лены на плоских стальных пружинах соответственно трем осям самолета. Перегрузка, возникающая относительно каждой из трех осей, вызывает отклонение соответствующего этой оси груза. Это отклонение системой рычагов передается на стрелку, которая на конце своем имеет специаль­ную иглу. Под действием ударного приспособления игла накалывает 10 точек в секунду на ленте барабана.

Отметчик времени, работающий от электрочасов, производит запись времени тоже накалыванием. Запись прибора — акселерограмма—дана на фиг. 70.

При обработке акселерограммы измеряем в миллиметрах расстояние от линии отметчика времени до кривой перегрузки. По тарировочному графику находим соответствующую измеренному отрезку величину самой перегрузки.

Точный барограф

Это (фиг. 71)—обычный барограф с анероидными коробками увели­ченных размеров, с системой рычагов и увеличенным барабаном. Как и на остальных приборах, здесь установлен отметчик времени.

По барограмме (фиг. 72) определяем скорость снижения самолета h во время штопора по известной формуле:

06")

где

Дср = 0,379 |г.

Определение величин Дср и д ведем следующим образом. На баро­грамме берем прямолинейный ее участок, соответствующий установи­вшейся части штопора, и подсчитываем в миллиметрах величины крайних ординат рх и р2 от линии отметчика времени. По тарировочному гра­фику находим их величины в миллиметрах ртутного столба. Как видно из фиг. 72,

Ьр __ Рх—Р%

— tj

Среднее давление между взятыми ординатами

_ _Pi±Pv

/>ср— 2

По этому рср в таблицах между­народной стандартной атмосферы на­ходим соответствующую ему высо­ту Н, а на температурной кривой, снятой в полете, находим для данной высоты температуру воздуха Т.