3. Состояние атмосферы. Ее влияние на характеристики ла. Мса.

Состояние атмосферы существенно изменяется во времени и характеризуется следующими метеорологическими элементами (атмосферное давление, температура, влажность, облачность, ветер, запыленность, прозрачность воздуха) и метеорологическими явлениями (осадки, туманы, метели, грозы, обледенение, бури и т.п.). Все эти факторы являются взаимозависимыми.

Достаточно точная модель состояния атмосферы до сих пор отсутствует. Для сухого воздуха (с низкой влажностью) все характеристики (плотность, вязкость, сжимаемость, теплопроводность) можно выразить через температуру и давление, что обычно используется на практике. Влияние влажности, а также запыленности на свойства воздуха пытаются учесть соответствующими поправками.

Влияние состояния атмосферы на ЛА проявляется трояко:

- влияет непосредственно на летно-технические и взлетно-посадочные характеристики самолета,

- влияет на эксплуатационные характеристики,

- влияет на безопасность полета.

Непосредственное влияние на летно-технические и взлетно-посадочные характеристикисамолета.

Непосредственное влияние на ЛТХ и ВПХ самолета оказывают (температура и давление воздуха, гололед, обледенение). При понижении температуры наружного воздуха увеличивается его плотность, увеличивается расход воздуха через двигатель, увеличивается тяга двигателя, и хотя сопротивление тоже несколько увеличивается, характеристики самолета становятся лучше: возрастают максимальная скорость полета, скороподъемность самолета, потолок, уменьшаются расход топлива, скорость отрыва и касания, длина разбега и пробега. Изменение давления сказывается на ВПХ, также за счет изменения плотности. Влияние на ЛТХ исключается тем, что высота определяется барометрическим методом и изменение давления воспринимается как изменение высоты. Гололед, понижая сцепление колес с ВПП, приводит к увеличению длины пробега. Обледенение, т.е. нарастание льда на поверхности самолета, ухудшает аэродинамические обводы, может уменьшать проходное сечение в/з, что приводит к ухудшению всех летных характеристик.

Таким образом, летные данные одного и того же самолета могут заметно изменяться в зависимости от состояния атмосферы, т. е. в зависимости от времени и места проведения летных испытаний. Для сравнения результатов летных испытаний, полученных в раз­ных полетах при различных атмосферных условиях, необходимо приводить результаты испытаний к единообразным условиям. Для этого разработана условная среднестатистическая модель атмосферы – Международная стандартная атмосфера,к условиям которой и приводят результаты летных испытаний самолетов.

Международная стандартная атмосфера (МСА или СА)является системой взаимосогласованных международных ГОСТов и содержит значения основных термодинамических параметров и других физических характеристик атмосферы.

Пред­ставленные в таблицах СА исходные значения параметров воздуха на уровне моря, а также законы изменения температуры и молеку­лярного веса воздуха в зависимости от высоты получены на осно­вании экспериментальных данных (результаты обработки средне­годовых изменений параметров воздуха над областями, располо­женными в Северном полушарии на 40—50° географической ши­роты) и соответствующих теоретических представлений.

Таблицы СА содержат характеристики атмосферы (чистого сухого воздуха постоянного состава) для высот от -2 до 120 – 200 км. Отрицательные высоты даны в СА в связи с тем, что в некоторых случаях при об­работке результатов летных испытаний ими приходится пользо­ваться.

В качестве нулевой высоты в СА принят уровень моря, которо­му соответствуют следующие исходные данные:

а) барометрическое давление воздуха на широте 45°32'40" при температуре ртути, равной 273,15° К и средней плотности ртути 13595,1 кг/м³, что составляетр₀ =101325 Па = 1013,25 мбар = 760 мм рт. ст.;

б) температура воздуха То = +15°С = 288,15° К (273,15°+15°);

в) плотность воздуха ρ₀ = 1,225 кг/м³ = 0,12492 кгс×сек²/м⁴;

Эти условия состояния воздуха называются нормальными атмо­сферными условиями.

В МСА приняты следующие законы изменения параметров:

Температура изменяется по разным линейным законам в зависимости от высоты (для различных слоев) и рассчитывается по формуле:

Т — в Кельвинах, Н — в километрах,

β — градиент изменения температуры,

индекс _*обозначает параметры на нижней границе слоя.

Различаются следующие слои:

- от -2 до 11 км — β= -6,5°/км при +15°С (288,15 К) на Н=0км — тропосфера;

- от 11 до 20 км — β= 0, Т постоянна и равна -56,5°С (216,65 К) — тропопауза, нижний слой стратосферы;

- от 20 до 32 км — β= +1°/км при -56,5°С (216,65 К) на Н=20км— стратосфера;

- от 32 до 47 км — β= +2,8°/км при -44,5°С (228,65 К) на Н=32 км— стратосфера;

и так далее.

Давлениеизменяется по сложной экспоненциальной зависимости от высоты и температуры.

для β ≠ 0 и

для β = 0

Индекс _*обозначает параметры на нижней границе слоя.

Плотностьрассчитывается по уравнению состояния газа в зависимости от давления и температуры.

Другие параметры рассчитываются по различным теоретическим или эмпирическим зависимостям.

Для оценки летных характеристик и работы систем самолета (например, СКВ, противообледенительной системы и др.) результаты испытаний приводят не только к стандартным условиям, но и к условиям, отличающихся от стандартных на заданную величину.