Стандартная атмосфера
Стандартизация распределения параметров состояния атмосферы необходима для обеспечения единства измерений и расчетов в авиации, ракетостроении, космонавтике. Состав наиболее вероятного сочетания различных газов для установления возможных отклонений от нормы утвержден государственный стандарт ГОСТ 4401-81, соответствующий Международной стандартной атмосфере. Многолетние исследования атмосферы, в которые внесли значительный вклад русские ученые, позволили уточнить химический состав сухого воздуха (отсутствуют пары воды) для гомосферы по объему в процентах: - азот 78, 084%, - кислород 20,948%, - аргон 0,934%, - углекислый газ 0,031%, - 0,003% приходится на долю неона, криптона и ксенона.
Водяной пар. Водяной пар, попадает в атмосферу в результате испарения с поверхности океанов, морей, озер и рек, а также с поверхности Земли. Количество пара в атмосфере колеблется в зависимости от температуры воздуха и условий испарения количество пара составляет по объему: - в полярных районах 0, 2% - в тропиках - до 2, 6% в тропиках, а при высоких температурах - до 4, 0%. Атмосферный воздух содержит также переменное количество примесей, находящихся во взвешенном состоянии. К ним относятся: - пыль, - мельчайшие капли воды и кристаллы льда, - морская соль, - продукты горения. Общая масса атмосферы Земли оценивается в 5,15 х 1015 т. Около половины этой массы сосредоточенно в слое высотой 5 км над поверхностью Земли, 75% - на высотах до 10 км, 90% - до 16 км, 95% - до 20 км, 99% до высот 30-35 км. Плотность атмосферы на высоте 100 км в миллион раз меньше, чем у поверхности Земли. Верхняя граница атмосферы - высота, на которой плотность ее газов приближается к плотности газа, заполняющего межпланетное пространство - около 100 молекул в кубическом сантиметре. Схема деления атмосферы на пять основных сфер. Согласно одной из наиболее распространенных схем деления атмосферы Земли, она делится на пять основных сфер: тропосферу, стратосферу, мезосферу, термосферу, экзосферу. В основе деления атмосферы на слои – закономерность изменения температуры воздуха в зависимости от высоты над уровнем мирового океана (рис. 15 а, б).
4. Рис. 15. Структура атмосферы Земли. Фундаментальное значение имеет зависимость температуры воздуха от высоты полета. Систематические наблюдения физиков за эти параметром начались в ХIХ веке по мере развития воздухоплавания. В России в 1849 году была учреждена Главная физическая обсерватория (ныне Главная геофизическая обсерватория имени А.И. Воейкова, расположенная в Санкт-Петербурге). Выдающийся вклад в исследования атмосферы внесли академики А.Я.Купфер, Г.И.Вильд, М.А.Рыкачев. Профессор П.А.Молчанов 30 января 1930 года впервые в мире выпустил в небо радиозонд, передавший на Землю значения температуры воздуха, измеренной его бортовым термометром. В результате многолетних наблюдений определены зависимости наиболее вероятных значений температуры на различных высотах. Они положены в основу расчетов наиболее вероятных значений других параметров состояния атмосферы. В результате был разработан государственный стандарт атмосферы и международный стандарт атмосферы (действующий ГОСТ – 4401-81 «Атмосфера стандартная»). Стандартная атмосфера – важнейший метрологический документ, обеспечивающий единство измерений и расчетов в метеорологии и других науках об атмосфере, в авиации и авиаприборостроении, в ракетной и космической технике. Рис. 15
1. Рис. 16. Структура атмосферы Земли. В зависимости от закономерности распределения температур атмосфера Земли представляется в виде нескольких слоев Рис. 16 структура атмосферы (таблица) Тропосфера - нижний слой атмосферы, простирающийся до 8-10 км в полярных областях, до 10-12 км в умеренных широтах и до 16-18 км в тропиках. Стратосфера располагается над тропопаузой - переходным слоем толщиной около 1 км, разделяющим стратосферу и тропосферу. Верхняя граница стратосферы находится примерно на высоте 50 км. На этой высоте начинается следующий переходный слой - стратопауза, над которой до высоты 80 км простирается мезосфера. Затем следует мезопауза, над которой до высот около 800 км располагается термосфера. Выше нее находится экзосфера, на верхней границе которой молекулы воздуха перемешиваются с межпланетным газом. Основные свойства и параметры воздушной среды используются и измеряются помощью приборных комплексов и систем ЛА. Химический состав атмосферы представлен на рис. 17.
Рис. 17. Химический состав атмосферы Рис. 17
Основные свойства воздуха: - свойство силового взаимодействия, - свойство инертности, - свойство весомости, - свойство сжимаемости, - свойство вязкости, Основные параметры воздуха: - давление, - температура, - массовая плотность, - скорость потока и другие. Проявление свойств атмосферы определяет облик летательных аппаратов, их летно-технические характеристики, лежит в основе аэродинамического расчета, аэрометрических измерений. Теоретической основой авиации, ракетостроения и космонавтики, авиационного приборостроения является наука о взаимодействии движущегося потока воздуха и тела, помещенного в поток – аэродинамика. Физико-химические свойства воздуха используются в атмосферных летательных аппаратах. Рис. 18 перечисляет основные направления учета физико-химических свойств воздуха.
1. Рис. 18 Влияние атмосферы Земли на облик атмосферных летательных аппаратов Атмосферные ЛА используют основные физико - химические особенности атмосферы Земли: для создания поддерживающей аэродинамической силы и управляющих сил и моментов сил, для сжигания углеводородного топлива в силовой установке и создания силы тяги, используя воздух в качестве источника газообразного окислителя, для измерения параметров движения ЛА в атмосфере, для охлаждения силовой установки и бортовых систем, а также для кондиционирования воздуха в обитаемых и технических отсеках. Атмосферные ЛА имеют удобообтекаемые формы, которые являются определяющими для летных качеств ЛА.
Рис. 18
Свойства воздуха определяют аэродинамический облик атмосферных летательных аппаратов (рис. 18).
Рис. 19. Аэродинамичиский облик летательных аппаратов различных классов
Рис. 19
Аэродинамика – наука, изучающая законы движения и взаимодействия потока газа и тела по методу исследований подразделяется на теоретическую, экспериментальную, а также практическую. Основными инструментами экспериментальных исследований являются аэродинамические трубы и экспериментальные установки (рис. 20). Исследования на масштабных моделях или на натурных летательных аппаратах в аэродинамических трубах возможны благодаря принципу обратимости (неважно: движется ли летательный аппарат относительно воздуха или воздух движется относительно летательного аппарата) и благодаря критериям подобия масштабной модели реальным условиям обтекания натурного летательного аппарата (рис. 21).
1. Рис. 20. Устройство дозвуковой аэродинамической трубы замкнутого типа. На рисунке: 1 – рабочая часть аэродинамической трубы, 2- установочный и измерительный комплекс (например, - весы для измерения сил и моментов сил, действующих на модель летательного аппарата), 3 – модель летательного аппарата, 4- диффузор – часть аэродинамической трубы, которая за счет расширяющейся формы тормозит поток, принимаемый из рабочей части, 5 – ламинатор - направляющая решетка, снижающая турбулентность потока, 6 – вентилятор, 7 – электродвигатель, 8 – направляющие поворотные решетки, 9 – ламинатор - спрямляющая решетка, ученьшающая турбулентность потока, 10 – конфузор аэродинамической трубы – часть трубы, предназначенная для ускорения потока в сужающемся канале и для впуска потока в рабочую часть трубы..
Рис. 20
5. Рис. 21. Учебная аэродинамическая труба Государственного университета аэрокосмического приборостроения (ГУАП) на снимке 1941 года в лаборатории Ленинградского авиационного института – колыбели Ленинградского института авиационного приборостроения (ЛИАП). Эту аэродинамическую трубу, построенную в 1938 году, еще до образования Ленинградского авиационного института, помнят тысячи выпускников ЛИАП – ГААП – ГУАП. Данная аэродинамическая труба эксплуатировалась до 2005 года. Рис. 21
Аэродинамические исследования применяются в различных областях науки и техники, и даже спорта (рис. 22).
1. Рис. 22. Визуализация с помощью дыма обтекания горнолыжника потоком воздуха в аэродинамической трубе позволяет усовершенствовать стойку спортсмена, его снаряжение, в том числе форму палок (а). Это резерв, которым могут воспользоваться чемпионы. Аналогичные исследования проводят создатели автомобилей. Благодаря совершенствованию аэродинамики автомобили становятся более экономичными (б). Правда, бывают и крайности. Так дизайнерские, футуристические формы автомобиля Феррари (в) поражают воображение.
Рис. 22.
В экспериментальной аэродинамике особое значение имеет качество выполнения масштабных моделей, а также оснащенность эксперимента измерительным оборудованием (рис. 23).
1. Рис. 23. Модели для аэродинамических исследований. Определение размеров моделей для аэродинамических исследований обеспечивается с учетом критериев аэродинамического подобия, в зависимости от конкретной цели ссследиваний. Современные модели для аэродинамических исследований изготавливаются на основе математической модели конфигурации самолета с помощью станков с числовым программным управлением и насыщаются разнообразными датчиками давления, касательного напряжения потока воздуха, температуры и другими приборами, связанными с многоканальными измерительно-вычислительными комплексами.
Рис. 23
Отдельные модели летательных аппаратов представлены на рис. 24 и 25.
1. Рис. 24. Модель перспективного американского военно-транспортного самолета и самолета-топливозаправщика Х-48 в раббочей части аэродинамической трубы
Рис. 24
1. Рис. 25. Модель истребителя Су-27 на тензометрических весах. На поверхности модели наклеены шелковинки для визуализации картины обтекания модели потоком. Рис. 25
Мечта любого ученого - аэродинамика и авиаконструктора создание аэродинамической трубы, в которой можно было бы «продувать» летательный аппарат в натуральную величину была реализована в 1938 году созданием аэродинамической трубы Т-101 в подмосковном Центральном аэродинамической институте имени Н.Е.Жуковского (рис. 26).
1. Рис. 26. Одна из крупнейших в мире аэродинамических труб Т-101 Центрального аэрогидродинамического инстиута (ЦАГИ) имени Н.Н.Жуковского в городе Жуковском Московской области была создана в 1938 году. В ее рабочей части помещаются натурные самолеты. Наприимер, самолет МиГ-29, или помещались самолеты Великой Отечественнойт войны. Размеры этой трубы поражают. На левом снимке видна фигурка человека, стоящего во входном канале диффузора.
Рис. 26
Аэродинамика – раздел механики жидкости и газа – то есть часть великой науки физики - это теоретическая основа авиационного приборостроения. Авиационные приборы и измерительно-вычислительные системы, предназначенные для измерения параметров движения относительно воздушной среды, называются аэрометрическими приборами и системами. На рис. 27 приводится классификация аэрометрических приборов и систем.
1. Рис. 27. Классификация аэрометрических приборов и систем
Рис. 27
Важнейшей частью аэрометрических приборов являются приемники воздушных параметров (воздушных давлений и температуры) и системы питания (системы передачи воздушных давлений) к аэрометрическим приборам и системам (рис. 28, 29, 30, 31, 32, 33, 34, 35), а также приемники температуры наружного воздуха (рис. 36).
Рис. 28. Основной приемник воздушных давлений (ПВД) типа ПВД-7 сверхзвукового (скорость полета – 3000 км/ч) самолета-разведчика МиГ-25РБ выставлен в набегающий поток далеко вперед от фюзеляжа. На штанге, которая удерживает ПВД-7, устновлены антенны радиотехнической системы ближней навигации и посадки. Рис. 28
6. Рис. 29. Система питания аэрометрических приборов, систем и датчиков самолета МиГ-25РБ (изд. 02). Часть авиационных приборов (ДА-200, УС-1600, УВбСК и УВПД-28) установлены на приборной доске летчика. Остальное – датчики давления из комплекта различных систем. Влагоотстойники предназначены для сбора влаги, конденсируемой на ПВД и в трубопроводах при полете во влажном воздухе. КЗВ-0-30 – корректор-задатчик высоты из комплекта системы автоматического управления типа САУ-155 – датчик отклонения от заданной летчиком барометрической высоты полета. КЗВ-0-30 используется в режиме автоматической стабилизации барометрической высоты. ВСМВ-1В – вычислитель скорости, числа М и высоты из комплекта системы воздушных сигналов (СВС). Рис. 29
1. Рис. 30. Крупнейший в мире самолет Ан-225 «Мрия» (а) был построен специально для транспортировки по воздуху воздушно-космического самолета 11Ф35 «Буран». Летчик испытатель этого самолета - выпускник заочного факультета ЛИАП 1983 года по специальности «авиаприборостроение» А.Н.Галуненко – Заслуженный летчик-испытатель СССР, Герой Украины, шеф-пилот ОКБ имени О.К.Антонова. В изображенной на рисунке конфигурации взлетный вес составлял около 650 тонн. Огромные размеры самолета, несомненно, вносят значительные искажения в восприятие воздушных давлений, необходимых для измерения высотных и скоростных параметров движения саолета в атмосфере. Поэтому на длинной штанге (около 8 метров) приемники воздушных давлений и датчики аэродинамических углов установлены перед фюзеляжем на этапе летных испытаний и настройки бортовых измерительных систем. Для повышения точности измерения высотно-скоростных параметров полета самолета длинный штанги используются в начале летных испытаний всех тяжелых самолетов. На рисунке (б) представлен новейший гражданский самолет SSJ ОКБ имени П.О.Сухого перед первым испытательным полетом в 2008 году. Рис. 30
1. Рис. 31. Самолет метеорологической разведки и аэрологических исследований Ил-18ДЦ «Циклон» был построен по заказу Центральной аэрологической обсерватории Госкомитета СССР по гидрометеорологии и контролю окружающей среды. Летающая лаборатория должна была исследовать процессы образования облаков, туманов, воздушной турбулентности, колебаний температуры и давления, определять места зарождения циклонов. Кроме того, ставилась задача превращения облаков в дождь или снег, и задача рассеивания тумана. От пассажирского самолёта Ил-18ДЦ отличает носовая штанга длиной 4 м с датчиками комплекса измерителя структуры воздушного потока, подфюзеляжный обтекатель обзорной РЛС, 2 обтекателя сверху задней части фюзеляжа для метеолокаторов вертикального зондирования. Рис. 31
1. Рис. 32. Приемники воздушных давлений фронтового бомбардировщика Су-24М (а) расположены на штанге в носовой части фюзеляжа - ПВД-18 (б) и два резервных приемника (ПВД-7) по бокам фюзеляжа перед фонарем кабины (в). Резервные ПВД отстоят на некотором расстоянии от обшивки фюзеляжа. Это сделано для того, чтобы сильно завихренный турбулентный пограничный слой, омывающий обшивку самолета, не приводил к искажениям восприятия полного и статического давлений, в том числе в виде пульсаций. Случайный характер этих пульсаций приводит к появлению случайных погрешностей измерения давлений. Рис. 32
7. Рис. 33. В носовой части ПВД расположено отверстие для приема полного давления. В этой точке поток воздуха полностью тормозится относительно приемника, и вся кинетическая энергия потока преобразуется в потенциальную энергию давления, которая суммируется из статического давления воздуха на высоте полета и динамического давления (скоростного напора) воздуха. Полное давление позволяет измерить скорость полета, если известно значение статического давления.
Рис. 33
Рис. 34. Статическое давление измеряется в отверстиях, расположенных на нижней и верхней сторонах поверхности ПВД. Статическое давление позволяет измерить скорость, вертикальную скорость, скорости полета ЛА, а также число М и другие параметры. На рисунке видны три ряда отверстий. Дело в том, что на дозвуковых и сверхзвуковых скоростях статическое давление воспринимается с меньшими погрешностями в различных точках. Поэтому в сверхзвуковых самолетах предусмотрены специальные пневмопереключатели линий измерения статического давления Рис. 34
Рис. 35. Приемники воздушных давлений и системы питания аэрометрических приборов и систем находятся под пристальным вниманием специалистов авиационно-технических баз (АТБ) авиакомпаний, которые осуществляют обслуживание самолетов и вертолетов. Периодически осуществляется проверка герметичности систем питания полным и статическим давлением и проверка правильности показаний приборов в кабине. Для этого, если проверки осуществляются непосредственно на самолете, техник надевает на приемник (в данном случае – приемник полного давления типа ППД-1) специальный герметический насадок и подает через ПВД в систему питания давления, имитирующие давления в полете самолета. Рис. 35
1. Рис. 36. Приемники (датчики) температуры наружного воздуха. Не только воздушные давления, но и температура наружного воздуха подлежат измерению в полете самолета. На снимке – приемник температуры типа П-104 на борту самолета Су-24М. Рис. 36
Среди главных авиационных приборов - барометрические высотомеры, измеряющие высоту полета ЛА в атмосфере барометрическим методом по математической модели атмосферы, признанной Стандартной атмосферой. Стандартная атмосфера утверждена ГОСТ 4401-81 и соответствует Международному стандарту ISO 2533. Барометрическая высота – это вертикальное расстояние, измеренное по зависимости статического давления от высоты, между слоем воздуха со статическим давлением p c на уровне полета ЛА и слоем воздуха, который считается отсчетным для измерения высоты и имеет атмосферное давление p o. Если на приборе установлено давление p o = 760 мм.рт.ст., то баровысотомер измеряет абсолютную высоту. В значениях абсолютной высоты установлены стандартные высоты полета по маршруту – эшелоны и тем самым обеспечивается выполнение правил вертикального эшелонирования. Согласно этим правилам, воздушные суда, следующие по маршруту с путевым углом от 0 до 179 градусов, должны лететь на одной из нескольких стандартных высот. По разрешению диспетчеров службы организации воздушного движения (ОрВД) допускается смена эшелонов. Воздушные суда, следующее по той же воздушной трассе, но в противоположном направлении с путевыми углами от 180 до 359 градусов, должны лететь на одной из других стандартных высот (на другом эшелоне). Теоретически, если все воздушные суда выдерживают свои эшелоны, то они не должны столкнуться в воздухе. Вертикальное расстояние между эшелонами определяется точностью барометрических высотомеров и особенностями воздушного пространства. В воздушном пространстве Европы, Америки и Азии, в районах крупных аэропортов и аэроузлов, объединяющих воздушное пространство нескольких гражданских аэропортов и военных аэродромов, может одновременно находиться достаточно много воздушных судов. Международная организация гражданской авиации (ИКАО) для этих случаев предусмотрела зоны уплотненного вертикального эшелонирования RVSM. Это стало возможным благодаря созданию высокоточных барометрических высотомеров, в том числе электронных (рис. 37).
8. Рис. 37. Барометрические высотомеры – важнейшие авиационные приборы, предназначенные для измерения барометрической высоты по зависимостям Стандартной атмосферы. На рисунке представлены механические высотомеры ВД-10 (а), ВМ-15К (б), высотомер барометрический электронный ВБЭ-СВС (в), высотомер барометрический электронный ВБЭ-ЦМ.
Рис. 37
Другим необходимым для точного и безопасного пилотирования ЛА параметром является вертикальная скорость, измеряемая прибором – вариометром (рис. 38).
9. Рис. 38. Указатели вертикальной скорости – вариометры – авиационные приборы, которые измеряют и отображают скорость измерения барометрической высоты – вертикальную скорость. Обычно принцип из действия заключается в измерении скорости изменения статического давления при наборе высоты или при снижении. Вариометры устаревших типов являются механическими приборами (а, б). Современные приборы являются электронными (в). Так в состав системы предупреждения столкновений в воздухе TCAS используется электронный прибор VSI с отображением на жидкокристаллической матрице. Он является не только указателем текущей вертикальной скорости, но и отображает располагающиеся по близости другие воздушные суда с указанием степени угрозы столкновения. Вдоль шкалы вертикальной скорости может отображаться команда по изменению вертикальной скорости полета самолета для уклонения вертикальным маневром от столкновения с другим воздушным судном.
Рис. 38
Указатели скорости это другие важнейшие авиационные приборы. Нет скорости – нет и полета самолета! Главным скоростным параметром является приборная скорость – скорость полета, пропорциональная величине динамического давления p=ρv2/2 (другое название – «скоростной напор»). Скоростной напор - это кинетическая энергия воздуха, которая на поверхности летательного аппарата преобразуется в основные аэродинамические силы и моменты. Такими силами являются полная аэродинамическая сила RA и ее составляющие аэродинамическая подъемная сила Ya, сила аэродинамического сопротивления Xa, боковая аэродинамическая сила Za. Аэродинамические моменты приводят к вращению самолета относительно центра масс самолета. Это продольный аэродинамический момент - момент тангажа Mz, боковой аэродинамический момент - момент крена Mx и аэродинамический момент рыскания My. Приборная (индикаторная) скорость, измеренная аэрометрическим методом, – это скорость приведенная к стандартным условиям при высоте, равной нулю согласно стандартной атмосфере – тот есть при атмосферном давлении, равном 760 мм. рт. ст., при температуре воздуха, равной 15ОС и при массовой плотности воздуха, равной 1,225 кг /м3. В измерителе приборной скорости, например, в указателе скорости типа УС-250 (а) не предусмотрен учет изменения массовой плотности воздуха с изменением высоты полета. Прибор проградуирован для стандартного значения массовой плотности воздуха на уровне моря согласно Стандартной атмосфере. Если учитывать изменение массовой плотности воздуха ρ, то будет измеряться истинная воздушная скорость – скорость полета относительно воздуха на уровне полета. Истинная скорость учитывается наряду с данными от измерителей других скоростей движения центра масс, в навигационных комплексах (точнее, в алгоритмах комплексной обработки информации по скорости), для высокоточного комплексного измерения путевой скорости с целью счисления пути. Приборная скорость необходима для безопасного пилотирования самолета. В значениях приборной скорости установлены основные полетные рекомендации и ограничения, которым обязаны следовать летчики. На какой бы высоте самолет не летел, указатель скорости будет косвенно указывать величину скоростного напора, при которой возможен полет. Истинная воздушная скорость равна приборной скорости только при высоте, равной нулю и при перечисленных выше стандартных условиях. В остальных случаях соотношение скоростей Vист/Vпр = На (б) показан современный прибор ППКР-СВС – прибор пилотажный резервный комбинированный – система воздушных сигналов, измеряющий различные параметры, в том числе приборную скорость.
1. Рис. 39. Указатели скорости полета. указателе скорости типа УС-250 (а) и современный прибор ППКР-СВС (б).
Рис. 39
Указатели числа М являются другими важными приборами, предупреждающими об опасной близости такого аэродинамического явления, как волновой кризис. При истинных воздушных скоростях полета свыше 500 км/ч воздух начинает проявлять свойства сжимаемости и упругости. Мерой сжимаемости воздуха является скорость звука – скорость распространения возмущений в виде волн давления и повышенной плотности воздуха – ударных волн. Образование скачков уплотнения и ударных волн происходит при дозвуковой скорости полета. При этом резко растет сила аэродинамического сопротивления, нарушается устойчивость и управляемость самолета, возможна тряска, называемая бафтингом, и «затягивание» в пикирование. Такое явление называется волновым кризисом и представляет большую опасность. Сначала в исследовательских целях, а затем – для обеспечения безопасности полета, был введен специальный параметр – число Маха (число М). Число М – это отношение истинной воздушной скорости полета к скорости звука, которая зависит от температуры, а значит от высоты полета. Руководством по летной эксплуатации на любой из типов скоростного самолета на высотах свыше 11 км (то есть в стратосфере) предписаны полетные ограничения по числу М. Предельное значение ограничения, как правило, наносится на шкалу или предусматривается в качестве ограничительного символа на электронном дисплее, а также предусматривается в системе сигнализации. Сигнализирующее сообщение предъявляется экипажу в виде светового и звукового сообщений (в том числе, в виде предупреждающего речевого сообщения «Число Маха велико»).
Рис. 40. Указатели числа М. Указатели числа М бывают механическими, электромеханическими, как, например, комбинированный указатель скорости и числа М (а), а также электронными (б). На представленном изображении комбинированного прибора (б) полетное число М = 0,275.
Рис. 40 УМ
Системы воздушных сигналов (СВС) и модули измерения воздушных параметров. – это измерительно-вычислительные комплексы, которые включают в себя высокоточные (прецизионные) датчики давлений, электронные усилительно-преобразовательные блоки, цифровые вычислительные устройства, электронные устройства связи по стандартным интерфейсам бортовой вычислительной системы. На передней панели блоков, представленных на этом рисунке видны штуцеры – трубки, на которые насаживаются трубопроводы, подающие полное и статическое давления. Информация от датчика температуры заторможенного потока воздуха поступает в рассматриваемое устройство через электрический разъем (соединитель), расположенный на задней стенке. Системы воздушных сигналов (СВС) – это измерители всех основных аэрометрических параметров (абсолютной и относительной барометрических высот, приборной, истинной воздушной и вертикальной скоростей, полетного числа М, скоростного напора, температуры наружного воздуха) и выдает эту информацию в виде цифрового кода в бортовые системы потребители. К бортовым системам – потребителям аэрометрической информации относятся навигационный комплекс (или вычислительная система самолетовождения), система автоматического управления (или вычислительная система управления полетом), автомат тяги двигателей (или вычислительная система управления тягой), прицельный комплекс, система электронной индикации, система объективного контроля (бортовые устройства регистрации) и другие системы и комплексы. Отличие измерительных модулей воздушных параметров заключается в том, что они являются интеллектуальными датчиками полного и статического давлений, а также температуры наружного воздуха. «Интеллектуальность» модулей заключается в том, что они вычисляют и вносят поправки на аэродинамические погрешности восприятия давлений и температуры приемниками, размещенными на поверхности самолета. Дальнейшее вычисление аэрометрических параметров движения ЛА выполняется в многопроцессорной интегрированной вычислительной системе, состоящей из нескольких универсальных бортовых цифровых вычислительных машин (БЦВМ). Если вычислитель, входящий в состав СВС, реализует лишь жестко определенные алгоритмы, то в интегрированной вычислительной системе вычислитель- диспетчер задач загружает все свободные вычислительные ресурсы. Это существенно повышает надежность и точность аэрометрических измерений.
10. Рис. 41. Системы воздушных сигналов (СВС) и модули измерения воздушных параметров: модуль воздушных параметров типа МВП (а), система воздушных сигналов СВС-96 (б) самолетов Бе-200ЧС, Ту-334, а также система воздушных сигналов СВС-2Ц-2 3 серии (в) многоцелевого истребителя Су-30МК.
Рис. 41 СВС
Для аэродинамических сил, моментов, характеристик устойчивости и управляемости ЛА чрезвычайно важен ракурс, под которым поток воздуха обдувает летательный аппарат. Этот ракурс определяется аэродинамическими углами, под которыми воздушный поток обрушивается на летательный аппарат (рис.42).
1. Рис. 42. Аэродинамические углы атаки α (а) и скольжения β (б) измеряются относительно вектора истинной воздушной скорости.
Рис. 42 аэродинамические углы
Особое значение имеет угол атаки α, измеряемый в плоскости симметрии. Увеличение α в его эксплуатационном диапазоне ведет к увеличению коэффициента подъемной аэродинамической силы, и наоборот. Существуют полетные ограничения угла атаки, связанные с нарушением нормального режима обтекания крыла ЛА потоком. Так при больших углах атаки (больше критического угла αкр) происходит отрыв пограничного слоя, нарушается не только дальнейший рост подъемной силы, но нарушается также устойчивость и управляемость самолета, он может накрениться на крыло («свалиться» на крыло) и «сорваться в штопор». Измерителями аэродинамических углов
Обычно выход самолета не только на закритические, но и на критические углы атаки, не допускается. Тем не менее, были созданы боевые авиационные комплексы четвертого поколения, обладающие выдающимися аэродинамическими качествами и высокоэффективной системой активного автоматического обеспечения устойчивости и управляемости. На их основе были созданы самолеты четвертого «с плюсом» поколения, имеющие управляемое летчиком отклонение вектора тяги двигателей. Это позволило обеспечить устойчивый полет на закритических углах атаки. Самолеты приобрели свойства сверхманевренности. Угол скольжения β также имеет важное значение в авиации. Летчики легких самолетом с прямым крылом и спортивных планеров время от времени использует скольжение для различных целей, например, для быстрой потери высоты. На самолетах со стреловидным крылом скольжение опасно. Дело в том, что при наличии угла скольжения такое крыло обтекается потоком несимметрично. Это может привести к несимметричному отрыву потока на правом и левом полукрыльях и к «сваливанию на крыло» и дальнейшему «сваливанию» самолета в штопор. Для предотвращения сваливания при разворотах с креном самолета летчики должны контролировать угол скольжения. Для этого служит простейший авиационный прибор, установленный под авиагоризонтом, под дублирующим авиагоризонтом (рис. 43).
11. Рис. 43. Указатели угла скольжения. Этот указатель скольжения представляет собой изогнутую трубочку, заполненную жидкостью, в которой плавает «шарик» черного цвета. Если угол скольжения β=0, то самолет обтекается симметрично. При этом отсутствует боковая аэродинамическая сила и боковое ускорение. «Шарик» будет располагаться в нижней точке стеклянной трубочки. Если угол скольжение не равен нулю, то под действием боковой аэродинамической силы самолет будет двигаться с боковым ускорением, и «шарик» отклонится от нижнего, центрального положения. Летчик, вводя самолет
|
ρo ⁄ ρ∞ 
, где ρo - массовая плотность воздуха у Земли согласно Стандартной атмосфере, ρ∞ - массовая плотность воздуха на высоте полета.
