руководство. Руководство по авиационной метеорологии. Руководство по авиационной метеорологии Номер заказа 8896
 Скачать 2.71 Mb.
|
|
2.4 Давление 2.4.1 Давление также оказывает влияние на плотность воздуха; чем ниже давление на поверхности, тем меньше плотность воздуха и тем меньше подъемная сила и хуже характеристики двигателя (и наоборот). 2.4.2 В отношении самолета "Боинг 767-300" изменение давления на 10 гПа на аэродроме, расположенном на высоте, соответствующей уровню моря, оказывает примерно такое же влияние, как и изменение температуры на 3 °С. Соответственно, при повышении давления на каждый гПа выше 1013,2 гПа аэробус А-300 может взять на борт дополнительно 150 кг. 2.5 Совокупное воздействие приземного ветра, температуры и давления На рис. А7-1 показано совокупное влияние рассмотренных выше параметров на характеристики взлета, а на рис. А7-2 приводится пример, иллюстрирующий фактическую взлетную массу с учетом расчета длины ВПП. 3. КРЕЙСЕРСКИЙ ПОЛЕТ ДО НАЧАЛА СНИЖЕНИЯ 3.1 Общие положения Важными метеорологическими параметрами при подготовке планов полетов для крейсерского этапа полета являются, прежде всего, температура и ветер на высотах. Условия погоды на маршруте и метеорологические условия на аэродроме назначения и на запасных аэродромах назначения, а также на запасных аэродромах по маршруту играют важную роль. 3.2 Температура Как и при расчете взлетных характеристик, температура является важным элементом при планировании полета, поскольку, оказывая влияние на плотность воздуха, температура воздействует на характеристики двигателя, КПД по топливу, истинную воздушную скорость и эксплуатационный потолок и оптимальные крейсерские уровни воздушного судна независимо от типа последнего (поршневого, A7-4 Руководс т во по авиаци он но й ме те орол о гии Рис . A7-1. Влия н ие ме теорологич еских па ра ме тров на взлет н ые хар ак терис тики 5 7 9 11 REF LINE REF LINE RE F L INE RE F L IN E 0 2 4 6 8 10 –20 20 40 0 0 2 4 6 8 10 PRESSURE ALTITUDE – 1 000 FT 35 40 45 50 55 35 40 45 50 55 ANTI-SKID OPERATING TAKE-OFF PERFORMANCE FLAPS 1 A/C OFF A/C ON TA K E -O FF E P R 2.3 0 2.2 5 2.2 0 2.1 5 2.1 0 2.0 5 2.0 0 1.9 5 1.9 0 1.8 5 1.8 0 1. 80 1. 85 1. 90 1. 95 2. 00 2. 05 2. 10 2. 15 2. 25 2. 20 2. 30 TA K E -O FF E PR 2 -2 1 -1 0 SL O P E – % DN UP RUNWAY LENGTH AVAILABLE – 1 000 FT PRESS. ALT – 1 000 FT 40 HEAD 20 WIND 0 KTS –10 TAIL FOR A/C OFF FIELD LENGTH, OR CLIMB LIMIT MASS, ENTER WITH A/C OFF TAKE-OFF EPR AND REDUCE MASS OBTAINED BY 400 KG FOR WING ANTI-ICE ON, REDUCE THE CLIMB LIMIT GROSS MASS BY 2 000 KG (NOT TO BE USED AT AMBIENT TEMPERATURES ABOVE 10°C) FI E L D LE N G T H L IMI T M AX G RO S S M AS S A T B RAKE RE L E A S E 1 0 0 0 K G CL IM B L IM IT OAT – °C Добавление 7. Использование метеорологической информации эксплуатантами и членами летного экипажа для предполетного планирования A7-5 Рис. A7-2. Пример расчета фактического взлетного веса Calculation for maximum permissible take-off mass (for DC-8) Type of A/C DC-8 -6 2 Condition RW OAT Wind Wc QNH Depth of slush etc. Flight/Date Airport CPH Estimated Actual 2 2R +2 °C 230° 10 kt – 10 100 5 1.0 cm slush Braking action POOR Calculation Flaps 23 ° OAT correction Wind correction QNH correction Ice protection (not 747) Rain removal (DC-8 only) Frost/ice on tanks (not 747) (27 × 27 0) (10 × 3 30 ) (8 × 16 0) ENG. ON Systems U/S Sum of equation runway-short. Sum of negative corrections Equation runway-short. 1 2 20 m m m m m Water, slush, snow Braking action Runway-shortening 62 0 6 00 31.0 1.3 0 .7 16 5.6 176.2 7.3 3 .3 + + + + + + + + + + + + + + + + + 3 3.0 3 .1 3 3 .0 3 .1 14 3.2 167.2 14 3 .2 14 3.2 152 .0 162 .5 7.8 17 0.3 1.3 1.3 0.5 Climb requirement limited mass Rating/intermix (not DC-8) OAT correction QNH correction Ice protection (not 747) Rain removal (DC-8 only) Frost/ice on tanks (not 747) Sum of negative corrections Gross mass Rating/intermix (not DC-8) TOW versus RW and OBSTACLES T O W v er sus RW a nd O BST ACLES C lim b r equi rem ent li m ited m ass 1 1 2 2 2 3 3 1 33 43b (56 34) CLIMB REQUIREMENT LIMITED MASS PERFORMANCE LIM. TOW For decision of derating & NEVER EXCEED MASS MAXIMUM PERMISSIBLE TOW Min of Min of (13 × 60 0 ) (8 × 160 ) ENG. ON A7-6 Руководство по авиационной метеорологии Рис. A7-3. Оптимальный эшелон полета (для B-737) в зависимости от взлетной массы и отклонения температуры от стандартной 50 50 50 40 40 40 30 30 30 15 15 15 15 20 20 20 20 25 0 0 25 25 25 30 10 30 30 30 35 20 35 35 35 40 30 40 40 40 PR ES SU RE A LT IT UDE 1 00 0 F T PR ESSU R E AL TI TU D E 1 0 00 F T PR ES SU R E AL TI TUDE 1 00 0 F T PR ES SU RE A LT IT UDE 1 00 0 F T PR ES SU RE A LT IT UDE 1 00 0 FT GROSS MASS 1 000 KG GROSS MASS 1 000 KG GROSS MASS 1 000 KG GROSS MASS 1 000 KG 400 300 200 100 TRIP DISTANCE NAM ALTITUDE CAPABILITY LONG RANGE CRUISE OPTIMUM ALTITUDE OPTIMUM ALTITUDE OPTIMUM ALTITUDE IS A +1 0° C IS A +1 0° C IS A +1 0° C IS A +5 °C IS A +1 5° C IS A +1 5° C IS A +1 5° C IS A +2 5° C IS A + 25 °C IS A +2 5° C IS A +2 0° C IS A +2 0° C IS A +2 0° C M AX C R UI SE TH R US T LI M IT S MA X CR UI SE T H R U ST L IM IT S MA X CR UI SE T H R U ST L IM IT S MA X C RU IS E TH R U ST L IM IT S IND .72 MACH IND .74 MACH 30 40 50 ISA +20° C ISA –1 0°C ISA + 10°C ISA SHORT DISTANCE CRUISE ALTITUDE OPERATIONS MANUAL IND .78 MACH OPTIMUM ALTITUDE IS A –1 0° C IS A –1 5° C IS A +5 °C IS A +1 0° C IS A +1 5° C IS A +2 0° C IS A +2 5° C IS A IS A –5 °C MAX CR UI SE T H RU ST L IM IT S Добавление 7. Использование метеорологической информации эксплуатантами и членами летного экипажа для предполетного планирования A7-7 реактивного и т. п.). При эксплуатации старых типов реактивных двигателей расход топлива увеличивался примерно на 1 % при повышении температуры на каждый градус Цельсия выше стандартной. На современных широкофюзеляжных воздушных судах, оснащенных более мощными и экономичными двигателями, расход топлива при повышении температуры на каждые 10 °С увеличивается только примерно на 3 %. Однако, поскольку топливо составляет около 30 % от общей взлетной массы современных реактивных воздушных судов (которая может превышать 200 т), это означает, что с повышением температуры на 10 °С необходимо примерно 2 т дополнительного количества топлива. Для той или иной данной массы воздушного судна температура и ветер являются определяющими факторами при выборе эшелона полета, на котором КПД по топливу и дальность полета (с заданной крейсерской скоростью) будут оптимальными. На рис. А7-3 показано влияние различных отклонений температуры от стандартной на выбор оптимальных эшелонов полета для воздушного судна типа В-737. 3.3 Ветер на высотах Ветер на высотах имеет еще более очевидное влияние на экономическую эффективность воздушного судна, уменьшая или увеличивая время полета и соответственно уменьшая или увеличивая расход топлива (при условии сохранения одной и той же путевой скорости). Встречный ветер, равный 50 уз, уменьшает дальность полета современного широкофюзеляжного реактивного воздушного судна примерно на 11 % на наивыгоднейшей крейсерской скорости; попутный ветер оказывает противоположное влияние. При планировании полетов влияние составляющих ветра обычно рассчитывается в величинах "эквивалентной штилевой дальности" (полета), которая представляет следующее: TAS эквивалентная штилевая дальность = TAS ± составляющая ветра Пример графика, используемого для подобного расчета, приводится на рис. A7-4. Данный график иллюстрирует влияние составляющих ветра, иногда называемых "эквивалентным встречным ветром", на летно-технические характеристики воздушного судна. В этой связи следует отметить, что при использовании составляющей ветра в приведенном выше уравнении учитываются не только составляющие встречного или попутного ветра, но также влияние бокового ветра. Таким образом, эквивалентная штилевая дальность используется для расчета необходимого для полета запаса топлива, включая необходимые резервы. 3.4 Условия погоды 3.4.1 Условия погоды по маршруту и метеорологические условия на аэродроме назначения и запасных аэродромах являются элементами, которые добавляются к первоначальному плану полета, основанному на данных о температуре и ветре. Неблагоприятные условия погоды по маршруту могут оказать влияние на выбор эшелона полета или участка маршрута, которые могут не соответствовать оптимальному эшелону и маршруту, указанным в плане полета, хотя при эксплуатации современных реактивных воздушных судов, выполняющих полеты на больших высотах, такие изменения являются редкими. Неблагоприятные условия, ожидаемые на аэродроме назначения, могут вызвать задержку взлета или подготовку дополнительных частей плана полета, касающихся участков маршрутов до запасных аэродромов. 3.4.2 Во время полета пилоты могут оптимально использовать летно-технические характеристики воздушного судна, а также воспользоваться более благоприятным ветром, преобладающим на другом эшелоне полета. Такая ситуация может возникнуть в связи с тем, что воздушное судно первоначально не имело возможности набрать высоту для выхода на данный эшелон из-за ограничений, введенных органами УВД, или оно было слишком тяжелым для того, чтобы набрать высоту для занятия эшелона, где преобладает наиболее благоприятный попутный ветер. Поскольку с расходом топлива масса воздушного A7-8 Руководство по авиационной метеорологии судна постепенно уменьшается, пилот может вновь запросить разрешение для занятия более высокого эшелона. Информация, получаемая в результате все большего применения бортовой инерциальной системы отсчета (IRS), которая способна выдавать данные мгновенного значения ветра, в значительной степени облегчает действия пилота при рассмотрении этих вопросов. Многие системы также выдают информацию о более сильном встречном ветре, обеспечиваемом за счет занятия более высокого эшелона, с тем чтобы снизить расход топлива, что обычно достигается на более высоких эшелонах полета. В силу очевидных причин, это обычно называют "обменом ветра на высоту". 4. РАСЧЕТЫ ПОСАДКИ 4.1 Для посадки рассматриваются два основных аспекта: длина ВПП и возможность ухода на второй круг. Скорость, с которой воздушное судно производит заход на посадку, зависит от скорости сваливания, которая определяется, при всех остальных равных условиях, массой воздушного судна. Скорость в точке приземления является приборной скоростью полета плюс или минус встречный/попутный ветер. Наличие встречного ветра означает, что воздушное судно произведет посадку на меньшей путевой скорости и таким образом используется меньшая дистанция пробега до полной остановки. Попутный ветер оказывает противоположное воздействие. Мокрая ВПП также оказывает влияние на длину пробега по ВПП до остановки воздушного судна, поскольку при таких условиях тормоза являются менее эффективными. Кроме того, воздушные суда имеют ограничения, связанные с предельными величинами попутного и бокового ветра, и в дополнение к этому эти предельные величины ветра уменьшаются на мокрой ВПП по сравнению с сухой ВПП. Типовые предельные величины ветра показаны на рис. А7-5. 4.2 В отношении возможности ухода на второй круг должны учитываться, помимо длины ВПП, те же самые факторы, например, температура и барометрическая высота. При наличии условий обледенения образование льда на крыльях и фюзеляже также будет отрицательно воздействовать на летно- технические характеристики. На рис. А7-6 приводится карта, иллюстрирующая воздействие соответст- вующих метеорологических факторов на посадочные характеристики, включая возможность набора высоты при выполнении порядка действий для ухода на второй круг. До б авле ние 7. Использован ие м ете ор ол ог ич еск ой ин фор м ации эксп л уатан тами и ч л ен ами ле т но го экип аж а для п редп ол етн ог о п лан ир ов ан ия A7-9 Рис . A7-4. Влия н ие ве тр а на ле тн о -т ехничес кие хар акт ер и с тики во зд уш ного су дн а 50 50 100 100 150 150 200 200 250 250 300 300 350 350 400 400 450 450 500 500 550 550 0° 360° 10° 350° 20° 340° 30° 330° 40° 320° 50° 310° 60° 300° 70° 290° 80° 280° 90° 270° 100° 260° 180° 180° 170° 190° 160° 200° 150° 210° 140° 220° 130° 230° 120° 240° 110° 250° 0 50 50 100 100 150 150 4° 900 N M 850 NM 800 NM 750 NM 700 NM 650 N M 600 NM 550 N M 8° 12° 16° 20° 24° 200 150 100 50 Re lativ e win d angle W in d st re ng th (k t) W ind co rre ctio n an gle EXAMPLE [a] EXAMPLE [b] HEADW IND Ground distance (NM) Ground distance (NM) TA IL W IN D 50 0 N M 45 0 N M 40 0 N M 35 0 N M 30 0 N M 25 0 N M 20 0 N M 15 0 N M 10 0 N M 50 N M E Q U IV A LE N T S T IL L A IR D IS TA N C E Examples: a) 255 NM 100 kt 50° Ground distance Wind strength Relative wind angle Find: Headwind component Wind correction angle ESAD – 72 kt 9° 300 NM b) Ground distance Tailwind component 722 NM + 50 kt |