Летательные аппараты движутся в атмосфере по разным принципам, в зависимости от типа аппарата. От свойств атмосферы зависит механика движения аппарата и условия работы его составных частей. В этой заметке приведены некоторые сведения о свойствах атмосферы из разных книг, так или иначе связанных с авиацией. Рассматривается стандартная атмосфера в Matlab.
Общие сведения
Пассажирские гражданские самолеты с герметичной кабиной не летают выше 12 000 м. Высота 10-12 км считается оптимальной по ряду причин, связанных с уменьшенным аэродинамическим сопротивлением и, в то же время, не плохими условиями работы двигателя. Вклад вносит также отсутствие осадков и птиц.
С увеличением высоты, плотность воздуха, давление и температура падают. По крайней мере, это верно для высот до 11 км. После этой высоты, по стандартной атмосфере, температура почти постоянна и равна -56,5ºС. Самолетное оборудование должно исправно функционировать при малых давлениях и низких температурах. Это, как и многие другие внешние воздействующие факторы, накладывает массу проектных требований на разрабатываемые конструкции.
Стандартизация
Стандартная атмосфера определена в «ГОСТ 4401-81 — Атмосфера стандартная параметры».
Наименование на английском: International Standard Atmosphere (ISA). Эта стандартная атмосфера установлена ISO.
Другие организации расширяют понятие стандартной атмосферы для различных целей, кроме разработки летательных аппаратов, например для унификации космических разработок. При этом, вводятся дополнительные характеристики. Реальная атмосфера от стандартой отличается.
Стандартная атмосфера в Matlab
Таблицы в указанном ГОСТ довольно объемные, кроме того «атмосфера» не одна, т.е. моделей несколько. Поэтому не удивительно, что существует много программ, предлагающих автоматизированные способы получения данных.
В составе Aerospace Toobox из Matlab есть набор функций по вычислению атмосферных условий, а также для конвертирования единиц измерения. Например, для вычисления стандартной атмосферы на высотах 1 км, 10 км и 15 км:
[T, a, P, rho] = atmosisa([1000 10000 15000]) T = 281.6500 223.1500 216.6500 a = 336.4341 299.4633 295.0696 P = 1.0e+04 * 8.9875 2.6436 1.2045 rho = 1.1116 0.4127 0.1937
Вход:
- T массив из трех температур, ºК.
Выход:
- a массив из трех скоростей звука, м/с. Функция вычисляет скорости звука с применением законов идеального газа.
- rho массив из трех плотностей, в кг/куб.м. Функция вычисляет плотность с применением законов идеального газа.
- P массив из трех давлений, Па.
Конвертировать температуру в цельсии можно так:
convtemp(T,'K','C') ans = 8.5000 -50.0000 -56.5000