Истинная скорость полета

Истинная , воздушная скорость ( TAS ; также KTAS , для узлов истинная воздушная скорость ) самолета — это скорость самолета относительно воздушной массы через которую он летит. Истинная воздушная скорость является важной информацией для точной навигации самолета. Традиционно он измеряется с помощью аналогового индикатора TAS , но по мере того, как система глобального позиционирования стала доступна для гражданского использования, важность таких приборов для измерения воздуха снизилась. Поскольку указанная воздушная скорость , в отличие от истинной , является лучшим показателем запаса над сваливанием , истинная воздушная скорость не используется для управления самолетом; для этих целей приборная воздушная скорость используется – IAS или KIAS (узлы индикаторная воздушная скорость). Однако, поскольку индикаторная воздушная скорость показывает истинную скорость в воздухе только при стандартном давлении и температуре на уровне моря, измеритель TAS необходим для навигационных целей на крейсерской высоте в менее плотном воздухе. Измеритель IAS очень близко показывает TAS на меньшей высоте и на меньшей скорости. На реактивных авиалайнерах счетчик TAS обычно скрыт на скорости ниже 200 узлов (370 км/ч). Ни то, ни другое не обеспечивает точного скорость относительно земли , поскольку приземные ветры или ветры на высоте не учитываются.

Производительность

TAS — это скорость, которую следует использовать при расчете дальности полета самолета. Это скорость, обычно указанная в плане полета, которая также используется при планировании полета, прежде чем учитывать влияние ветра.

Ошибки определения воздушной скорости

Указатель воздушной скорости (ASI), подаваемый набегающим воздухом в трубку Пито и неподвижным воздухом в барометрический статический порт, показывает так называемую индикаторную воздушную скорость (IAS). На перепад давления влияет плотность воздуха . Соотношение между двумя измерениями зависит от температуры и давления в соответствии с законом идеального газа .

На уровне моря в Международной стандартной атмосфере (ISA) и на низких скоростях, когда сжимаемость воздуха незначительна (т. е. при условии постоянной плотности воздуха), IAS соответствует TAS. Когда плотность или температура воздуха вокруг самолета отличаются от стандартных условий на уровне моря, IAS больше не будет соответствовать TAS и, следовательно, больше не будет отражать характеристики самолета. ASI будет показывать меньше, чем TAS, когда плотность воздуха уменьшается из-за изменения высоты или температуры воздуха. По этой причине TAS невозможно измерить напрямую. В полете его можно рассчитать либо с помощью калькулятора полета E6B , либо его эквивалента.

Для низких скоростей необходимы следующие данные: статическая температура воздуха , барометрическая высота и IAS (или CAS для большей точности). При скорости примерно выше 100 узлов (190 км/ч) ошибка сжимаемости значительно возрастает, и TAS необходимо рассчитывать по скорости Маха. Мах включает приведенные выше данные, включая коэффициент сжимаемости. Современные авиационные приборы используют компьютер данных о воздухе для выполнения этих расчетов в режиме реального времени и отображения показаний TAS непосредственно в системе электронных пилотажных приборов .

Поскольку изменения температуры оказывают меньшее влияние, ошибку ASI можно оценить как примерно на 2% меньше, чем TAS, на каждые 1000 футов (300 м) высоты над уровнем моря. Например, самолет, летящий на высоте 15 000 футов (4600 м) в атмосфере международного стандарта со скоростью IAS 100 узлов (190 км/ч), фактически летит со скоростью TAS 126 узлов (233 км/ч).

Использование в навигационных расчетах

Чтобы поддерживать желаемую траекторию движения во время полета в движущейся воздушной массе, пилот самолета должен использовать знания о скорости ветра, направлении ветра и истинной скорости воздуха, чтобы определить требуемый курс. См. также треугольник ветра .

Расчет истинной скорости полета

Низкоскоростной полет

На малых скоростях и высотах IAS и CAS близки к эквивалентной воздушной скорости (EAS).

$\rho _{0}(EAS)^{2}=\rho (TAS)^{2}$

TAS можно рассчитать как функцию EAS и плотности воздуха:

$\mathrm {TAS} ={\frac {\mathrm {EAS} }{\sqrt {\frac {\rho }{\rho _{0}}}}}$

где

\mathrm {TAS}

истинная воздушная скорость,

\mathrm {EAS}

эквивалентная воздушная скорость,

\rho _{0}

плотность воздуха на уровне моря в международной стандартной атмосфере (15 °C и 1013,25 гектопаскалей, что соответствует плотности 1,225 кг/м). ³),

\rho

- плотность воздуха, в котором летает самолет.

Высокоскоростной полет

TAS можно рассчитать как функцию числа Маха и статической температуры воздуха:

$\mathrm {TAS} ={a_{0}}M{\sqrt {T \over T_{0}}},$

где

{a_{0}}

- скорость звука на стандартном уровне моря (661,47 узла (1225,04 км/ч; 340,29 м/с)),

M

число Маха,

T

статическая температура воздуха в Кельвинах ,

T_{0}

— температура на стандартном уровне моря (288,15 К).

Для ручного расчета TAS в узлах, когда известны число Маха и статическая температура воздуха, выражение можно упростить до

$\mathrm {TAS} =39M{\sqrt {T}}$

(помните, что температура указана в Кельвинах).

Объединение вышеизложенного с выражением для числа Маха дает выражение для TAS как функции ударного давления , статического давления и статической температуры воздуха (справедливо для дозвукового потока):

$\mathrm {TAS} =a_{0}{\sqrt {{\frac {5T}{T_{0}}}\left[\left({\frac {q_{c}}{P}}+1\right)^{\frac {2}{7}}-1\right]}},$

где:

q_{c}

ударное давление,

P

это статическое давление.

Системы электронных пилотажных приборов (EFIS) содержат компьютер данных о воздухе с входными данными о ударном давлении, статическом давлении и общей температуре воздуха . Чтобы вычислить TAS, компьютер данных о воздухе должен преобразовать общую температуру воздуха в статическую температуру воздуха. Это также функция числа Маха:

$T={\frac {T_{\text{t}}}{1+0.2M^{2}}},$

где

T_{\text{t}}=

Общая температура воздуха.

В простых самолетах, без компьютера с данными о воздухе или махометра , истинная воздушная скорость может быть рассчитана как функция калиброванной воздушной скорости и местной плотности воздуха (или статической температуры воздуха и барометрической высоты, которые определяют плотность). Некоторые индикаторы воздушной скорости включают в себя механизм логарифмической линейки для выполнения этого расчета. В противном случае это можно выполнить с помощью этого апплета или такого устройства, как E6B (ручная круговая логарифмическая линейка ).

См. также

Ссылки

Библиография

Департамент ВВС США и Департамент ВМС США. 1989. Аэронавигация: Летная подготовка . Вашингтон, округ Колумбия? Командование воздушной подготовки в соответствии с AFR 5-6: Продается Supt. документов. USGPO
Клэнси Л.Дж. 1978. Аэродинамика , Раздел 3.8. Нью-Йорк Лондон: Уайли: Питман. ISBN 978-0-470-15837-1 , 978-0-273-01120-0
Кермод Альфред Коттерилл. 1972. Механика полета , Глава 2. 8-е (метрическое) изд. Лондон: Питман. ISBN 978-0-273-31622-0 , 978-0-273-31623-7
Грейси Уильям. 1980. Измерение скорости и высоты самолета . Вашингтон: НАСА. Архивировано из оригинала , пятница, 04 сентября 2020 г., 00:07:41 +0000 на Wayback Machine (11,1 МБ).

Внешние ссылки