4.2. Температура и давление воздуха

Температура и давление воздуха оказывают влияние на параметры работы системы «экипаж – воздушное судно» через массовую плотность воздуха. Как видно из уравнения состояния газа, массовая плотность газа (воздуха) равна

ρ = P / RT (4.4)

где R – газовая постоянная, равная 8,314 Дж / К·моль.

Поэтому в зависимости от соотношения температуры и давления воздуха будут изменяться следующие параметры состояния системы «экипаж – воздушное судно», в которые входит значение массовой плотности воздуха:

скоростной напор воздуха: Q = (ρV²) / 2;

подъемная сила: Y = Cy Q S;

сила лобового сопротивления, тяга и мощность силовой установки: X = Cx Q S.

Как известно, оптимальными (расчетными) условиями эксплуатации ВС являются условия международной стандартной атмосферы (МСА): температура воздуха, равная +15 °С, давление – 760 мм рт. ст., массовая плотность воздуха – 1,225 кг/м3.

В практике летной эксплуатации отклонения от параметров стандартной атмосферы встречаются в основном при попадании ВС в опасные метеорологические или физико-географические условия.

Например, в зоне взлета и посадки возможно попадание ВС в изотермические слои воздуха, где температура воздуха с набором высоты увеличивается. В таких случаях наблюдается существенное падение тяги двигателей и скорости набора высоты.

Высокие температуры воздуха и низкое атмосферное давление на аэродроме могут привести к помпажу двигателей на взлете или невозможности осуществить продолженный взлет.

Отклонения от стандартной температуры при наборе эшелона снижает максимально допустимую высоту полета ВС. С точностью, приемлемой на практике, можно считать, что каждый градус повышения температуры воздуха относительно стандартной температуры снижает максимально допустимую высоту полета ВС примерно на 50 м.

Если обозначить потерю максимально допустимой высоты полета через ΔН, то расчет фактической максимально допустимой высоты полета, т. е. фактического эксплуатационного ограничения по высоте полета, можно произвести по формуле

где Н_ЭОФАКТ) – эксплуатационные ограничения согласно РЛЭ.

Поскольку ΔН ≈ ΔТСА ∙ 50, то окончательное выражение для расчета фактической максимально допустимой высоты будет иметь вид

Формула (4.5) применима для случаев повышения ТºС воздуха относительно значений СА.

Понижение температуры воздуха относительно значений СА заметного отрицательного влияния на полет ВС не оказывает и поэтому может не учитываться.

В некоторых случаях наблюдается отклонение от СА сразу по нескольким параметрам. Например, при полете через наковальню грозового облака большие отклонения от значений СА будут наблюдаться по водности облака, массовой плотности и температуре воздуха (рис. 4.3).

Перечисленные факторы при условии, что они являются «скрытыми» для экипажа, могут привести к резкой потере скорости, самовыключению двигателей и сваливанию ВС.

Из метеорологии известно, что в передней части грозовых облаков наблюдаются мощные восходящие воздушные потоки теплого воздуха. Достигая тропопаузы, теплые воздушные потоки теряют свою скорость, растекаясь под тропопаузой в виде наковальни грозового облака. Поэтому внутри наковальни воздух значительно теплее и массовая плотность воздуха ниже, чем за пределами грозового облака. В наковальне отклонение от СА может достигать 20–25 ºС.

Такие значения отклонений приводят к снижению предельно допустимой высоты полета самолета на 1000–1250 м. На рис. 4.3 изображена схема развития катастрофической ситуации с самолетом Ту-154 под Донецком.

В данном случае можно предполагать, что Ту-154 за счет потери скорости набрал высоту, равную 11 900 м, что примерно на 1000 м больше предельно допустимой высоты, что стало причиной увеличения углов атаки и падения скорости, так как автопилот стабилизировал заданную высоту.

Особенностью наковальни является и пониженная плотность воздуха из-за высокой влажности и водности. Пониженная плотность воздуха и большие углы атаки привели к самовыключению всех двигателей. Экипаж не распознал ситуации и не предвидел указанных особенностей полета в наковальне грозового облака.