Однако интенсивное обледенение самолета при вынужденном длительном полете в переохлажденном дожде или в облаках с большой водностью представляет реальную опасность и для современных самолетов. Образование плотной корки льда на фюзеляже и оперении самолета нарушает аэродинамические качества воздушного судна, так как происходит искажение обтекания поверхности самолета воздушным потоком. Это лишает самолет устойчивости полета, снижает его управляемость. Лед на входных отверстиях воздухозаборника двигателя уменьшает тягу последнего, а на приемнике воздушного давления – искажает показания приборов воздушной скорости и т. д. Все это очень опасно при несвоевременном включении антиобледенительных средств или при отказе последних.

По статистике ИКАО, из-за обледенения ежегодно происходит около 7% всех авиационных катастроф, связанных с метеорологическими условиями. Это немногим меньше 1% всех авиакатастроф вообще.

В воздухе никаких участков пространства с вакуумом, или воздушных ям, существовать не может. Но вертикальные порывы в неспокойном, турбулентно возмущенном потоке вызывают броски самолета, создающие впечатление его проваливания в пустоты. Они-то и породили этот термин, в наши дни уже выходящий из употребления. Болтанка самолета, связанная с турбулентностью воздуха, вызывает неприятные ощущения у пассажиров и экипажа самолета, затрудняет полет, а при чрезмерной интенсивности может представлять и опасность для полета.

Это наибольшая высота, на которую может подняться самолет при определенном режиме полета. Потолок самолета зависит от его конструкции, рассчитанной на стандартные условия состояния атмосферы.

При горизонтальном полете двигатели самолета имеют некоторый запас мощности – избыток тяги, используя который можно набирать высоту, то есть иметь в полете некоторую вертикальную скорость. Высота, на которой у самолета иссякает избыток тяги и вертикальная скорость становится равной нулю, и есть теоретический потолок самолета. Однако на такой высоте устойчивость и управляемость самолета становятся недостаточными, и в интересах обеспечения безопасности полетов пользуются практическим потолком, или так называемой предельно допустимой высотой полета, на которой максимальная вертикальная скорость равна для реактивных самолетов 5 м/с, а для поршневых 0,5 м/с.

В реальной обстановке конкретного полета практический потолок может несколько изменяться в зависимости от фактически наблюдающихся атмосферных условий, отличных от расчетных значений стандартной атмосферы.

Для современных самолетов, летающих с дозвуковой скоростью, предельно допустимая высота полета возрастает на 50 м на каждый градус отрицательного отклонения температуры на этой высоте от значений ее в СА и, наоборот, она понижается на 50 м на каждый градус положительного отклонения температуры воздуха от СА. Таким образом, чем ниже температура воздуха на высотах, тем выше практический потолок, или предельно допустимая высота полета самолета. Для сверхзвуковых самолетов отклонение температуры воздуха от СА дает приблизительно в два раза больший эффект – каждому градусу отклонения температуры соответствует 100 м изменения высоты.

Это характеристика сжимаемости воздушного потока. Число М отражает отношение воздушной скорости к скорости звука. Скорость звука в атмосфере, как известно, возрастает с ростом температуры воздуха. Число М, следовательно, зависит не только от скорости перемещения самолета в воздухе, но и от температуры воздуха. При равенстве значений воздушной скорости и скорости звука число М = 1. Поэтому при М < 1 режим полета самолета считается дозвуковым, а при M>1 – сверхзвуковым. Так как характер обтекания самолета воздушным потоком зависит от степени сжимаемости последнего, то число М является еще и характеристикой воздушного потока: при М < 0,5 поток – несжимаемый дозвуковой, при 0,5 ? ? M < 0,8 – сжимаемый дозвуковой, при 0,8 ? М < < 1,2 – околозвуковой, при 1,2 ? М < 5 – сверхзвуковой, а при М > 5 – гиперзвуковой.

От значений числа М зависят такие важнейшие характеристики самолета, как подъемная сила, лобовое сопротивление, предельно допустимая скорость полета. У сверхзвуковых самолетов, кроме того, число М определяет угол, под которым распространяется за самолетом ударная (звуковая) волна. Синус угла между направлением полета сверхзвуковых самолетов и фронтом ударной волны – величина обратно пропорциональная числу М.

Сверхзвуковой самолет, как и всякое твердое тело, движущееся со скоростью, превышающей скорость звука, сталкиваясь с частицами воздуха, порождает ударные волны. За самолетом возникает так называемый конус возмущений, представляющий собой фронт ударной волны – границу между возмущенным и невозмущенным пространством, где наблюдается скачок уплотнений, то есть резкое изменение давления, плотности и температуры воздуха. При достижении земной поверхности фронт ударной (звуковой) волны вызывает мгновенное колебание давления – звуковой удар, напоминающий звук орудийного выстрела (рис. 59). Интенсивность звукового удара зависит от многих факторов, в том числе от высоты, режима и скорости полета, определяемых конструкцией, массой самолета и состоянием атмосферы (распределением с высотой температуры, влажности воздуха и скорости ветра). Максимальной силы звуковой удар достигает при переходе от дозвукового режима полета к сверхзвуковому и наоборот, то есть при резких изменениях скорости полета, когда самолет преодолевает звуковой барьер. В некоторых случаях сила звукового удара за сверхзвуковым самолетом может быть столь значительной, что способна вызывать сильные болезненные ощущения у людей и животных, разрушать легкие непрочные строения, разбивать стекла в домах и т. п. Во избежание этого сверхзвуковые самолеты должны производить переход от дозвукового режима полета к сверхзвуковому и наоборот или над безлюдной местностью (например, над поверхностью океана), или на безопасной высоте, точно рассчитываемой для каждого конкретного случая.

Это прикладная наука, изучающая влияние климатических факторов на авиационную технику и деятельность авиации. Практически в авиационной климатологии последних лет определились два основных направления:

1) разработка методов расчета авиационно-климатических показателей, характеризующих условия полетов и учитываемых при проектировании и эксплуатации аэродромов;

2) изучение и описание климата различных районов земного шара применительно к интересам метеорологического обеспечения авиации.

Учет особенностей климата стал необходимым не только при строительстве аэродромов, прокладке воздушных трасс и разработке новой авиационной техники и аэродромного оборудования, но и при составлении расписания движения самолетов. Составление авиационно-климатических атласов, справочников и описаний аэродромов, аэродромных узлов и авиационных трасс производится в соответствии с методами и требованиями авиационной климатологии. Последние лежат в основе всех программ машинной обработки климатических материалов по данным метеорологических наблюдений на аэродромах.