Указатель истинной воздушной скорости (ИВС)

Предназначен для измерения истинной воздушной скорости полета. Его принцип действия, так же как и указателя индикаторной скорости, основан на измерении динамического давления встречного потока воздуха. Отличие состоит в том, что в указателе ИВС измеряется также и статическое давление. Кроме того, автоматически вводится поправка на температуру по стандартной атмосфере. Градуировка прибора производится по формуле(1.8), в этой формуле поправку на сжимаемость приближенно считают постоянной, так как ее изменение незначительно по сравнению с изменением плотности воздуха.

Приведем градуировочную формулу (1.8) к виду, удобному для решения в приборе. Введем обозначения

тогда выражение (1.8) примет вид

(1.13)

Преобразуем функцию f= с учетом того, что р_п= р+Δp

Тогда (1,14)

Равенство (1.14) приближенно можно заменить степенным:
выражением

(1.15)

где α — показатель степени, выбираемый из условия наилучшего приближения выражения (1.15) к равенству (1.14). Таким образом, градуировочная формула (1.8) с учетом (1. 13) и (1. 15) принимает вид

(1.16)

где А — постоянный коэффициент.

Как видно из уравнения (1. 16), измерение истинной воздушной скорости возможно при наличии в приборе чувствительных эле­ментов, определяющих динамическое давление р, статическое давление р и температуру Т на высоте полета. Функциональная схема такого прибора представлена на рис. 1. 11.

Конструктивно реализовать такую схему затруднительно. При­бор получается очень сложным. Конструкция прибора значитель­но упрощается, если применить схему с неполной температурной компенсацией (рис. 1.11).

Введение температурной компенсации в этой схеме основано на предположении, что температура так же, как и давление, из­меняется с увеличением высоты по стандартному закону. Следова­тельно, температура и давление функционально связаны между собой.

Поэтому изменение температуры с изменением высоты учи­тывают, измеряя статическое давление. Кинематическая схема ука­зателя истинной воздушной скорости с неполной температурной компенсацией представлена на рис. 1. 12.

Рис1.11. функциональная схема указателя истинной воздушной скорости

Рис1.12. функциональная схема указателя истинной воздушной скорости с неполной температурной компенсацией

Работа прибора происходит следующим образом. Динамиче­ское давление р = р _п — р воздействует на манометрическую коробку 6. Перемеще­ние нижнего жестко­го центра этой ко­робки через тягу 7 и кривошип 8 переда­ется на ось 5. Проис­ходит поворот оси 5. Это движение через ведущий кривошип 5, тягу 4 и ведомый кривошип 10 переда­ется на ось 11. Пле­чо кривошипа 10 из­меняется в зависимо­сти от величины статического давле­ния, воспринимаемо­го анероидной ко­робкой 12. При дви­жении кривошипа 10 будет поворачивать­ся ось11, а вместе с ней зубчатый сектор 9 и трибка 2, на оси которой ук­реплена стрелка 1.

Рис.1.13. кинематическая схема указателя истинной воздушной скорости.

1-стрелка, 2-трибка, 3-ведущий кривошип, 4,7-тяги, 5,11-оси, 6-манометрическая коробка, 8-кривошип, 9-зубчатый сектор,10-ведимый кривошип, 12- анероидная коробка.

В настоящее время широкое применение нашли комбинирован­ные указатели скорости.

Рис1.14 Кинематическая схема комбинированного указателя скорости с подвижным блоком анероидных коробок.

1-стрелка указателя индикаторной скорости, 2-стрелка указателя истинной воздушной скорости, 3-шкала, 4,13-трибки,5,10-кривошипы, 6-тяга, 7,16-оси, 8-манометрическая коробка, 11,19-зубчатые сектора, 12,18- пружины, 14-серьга, 15-изогнутый кривошип, 17-блок анероидных коробок.

Комбинированный указатель скорости. В нем совмещены два прибора — указатель индикаторной скорости и указатель истинной воздушной скорости с неполной температурной компенсацией. Прибор имеет единую шкалу и две стрелки, одна из которых (широкая) показывает индикаторную скорость, а другая (узкая) — истинную воздушную скорость. Кинематическая cxeма такого прибора представлена на рис. 1. 14.

В герметичном корпусе прибора размещены манометрический блок 8 и анероидный блок 17. Манометрический блок является общим чувствительным элементом указателей индикаторной и истин ной воздушной скорости. Он воспринимает динамический напор, под действием которого происходит перемещение его нижней жесткого центра. Это перемещение передается через тягу 9 на кривошип 10, который поворачивается вместе с осью 7. От оси 7 вращение передается одновременно зубчатому сектору 11 и ведущем кривошипу 5. Зубчатый сектор 11 поворачивает трибку 13, на ocи которой укреплена стрелка 1 указателя индикаторной скорости, а кривошип 5 через тягу 6 и серьгу 14 поворачивает изогнутый кривошип 15, связанный с осью 16. Поворот оси 16 вызывает дви­жение зубчатого сектора 19, который вращает трибку 4, на полой оси которой укреплена стрелка 2 указателя истинной воздушной скорости. Внутри полой оси трибки 4 проходит ось трибки 13

При полете на малой высоте индикаторная и истинная воздуш­ная скорости совпадают. Поэтому обе стрелки движутся по шкале 3 вместе. С подъемом на высоту истинная воздушная скорость пре­вышает индикаторную и стрелки расходятся.

Механизм указателя истинной воздушной скорости построен по схеме неполной температурной компенсации. Изменение плотности воздуха компенсируется с помощью механизма, в состав которого входит анероидный блок 17, воспринимающий статическое давле­ние. При уменьшении статического давления в корпусе прибора анероидный блок расширяется и передвигает изогнутый кривошип 15. При этом действующее плечо поводка уменьшается, а переда­точное отношение механизма увеличивается. В результате этого на больший угол поворачивается ось 16, а следовательно, и стрелка указателя истинной воздушной скорости. Пружины 12 и 18 умень­шают люфты между зубчатыми секторами и трибками. комбинированного указателя скорости, отличающегося от рассмотренного тем, что анероидный блок закреплен неподвижно, а передаточное число механизма в зависимости от высоты полета изменяется с помощью поводка 16.

На рис. 1. 15(а,б,в) представлена кинематическая схема другого ва­рианта

Рассмотрим принцип действия этого указателя скорости. Под действием скоростного напора Δр происходит деформация манометрического блока 2. Эта деформация посредством тяги 3 и кривошипа 19 передается на ось 18 и вызывает ее поворот. Движение оси 18 которой укреплена стрелка 9 указателя

индика­торной скорости. Поворот оси 18 через поводки 17, 16 и 15 также передается на ось 14, а от нее через поводки 5 и 7 — на зубчатый сектор 8 и трибку 11, на оси которой укреплена стрелка 10 указа­теля истинной воздушной скорости.

Рис1.15а Кинематическая схема комбинированного указателя скорости с неподвижным блоком анероидных коробок.

1- блок анероидных коробок 2-манометрическая коробка, 3,22-тяги, 4,5,6,7,15,16,17-поводки, 8,12- зубчатые сектора, 9- стрелка указателя индикаторной скорости, 10-стрелка указателя истинной воздушной скорости, 11,13-трибки, 14,18,20-оси, 19,21- кривошипы

Рис1.15б Внешний вид комбинированного указателя скорости с неподвижным блоком анероидных коробок КУС 730/1100.

Рис1.15в Внешний вид комбинированного указателя скорости УСИМ

С подъемом на высоту происходит деформация блока анероидных коробок 1, которая посредством тяги 22 и кривошипа 21 пере­дается на ось 20. Поворот оси 20 вызывает перемещение поводка 16 вдоль поводков 15 и 17. В результате этого изменяется пере­даточное число от оси 18 к оси 14, а следовательно, на больший угол будет поворачиваться стрелка указателя ИВС при неизмен­ном коростном напоре. Регулировка передаточного отношения от анероидного блока к поводку 16 производится с учетом изменения температуры Т с увеличением высоты по стандартной атмосфере.

На самолетах гражданской авиации широкое применение получили комбинированные указатели скорости КУС-1200 и КУС-730/1100.

Указатель скорости КУС-1200 выполнен по схеме с подвижным блоком анероидных коробок. Он имеет общую шкалу и две стрел­ки, одна из которых (широкая) служит для отсчета индикаторной (приборной) скорости от 150 до 1200 км/ч, а другая (узкая) — для отсчета истинной воздушной скорости от 400 до 1200 км/ч.

Указатель скорости КУС-730/1100 выполнен по схеме с непо­движным блоком анероидных коробок и имеет две шкалы: внут­реннюю и внешнюю. По внешней шкале широкая стрелка показы­вает индикаторную скорость от 50 до 730 км/ч, а по внутренней шкале узкая стрелка показывает истинную воздушную скорость от 400 до 1100 км/ч.

Указатели скорости УС-1 и УС-2 предназначены для измерения и индикации приборной скорости в диапазоне 80-800 км/ч и 150-1600км/ч соответственно. Принцип действия аналогичен, другим указателям скорости – измерение разности между полным и статическим давлением, с последующим преобразованием этой разности во вращательное движение стрелки по неподвижному циферблату. Прибор состоит из механизма, устройства освещения циферблата, герметичного корпуса. В корпус с задней стороны вмонтированы два штуцера - Д(для для полного т.е. динамическаго давления) и С(для статического давления). Роль решающего устройства указателя приборной скорости состоит в формировании необходимой зависимости угла поворота стрелки от скорости. Для этого необходимо иметь:

- аэродинамическую формулу Р_дин = f₁(v);

- характеристику упругого чувствительного элемента x = f₂(Р_дин);

- характеристику механизма α = f₃(x);

Решение системы трех уравнений дает уравнение шкалы . Если предположить, что упругий чувствительный элемент и механизм имеют линейные характеристики, то x = C₁ P_дин , α = i x, где C₁ – чувствительность упругого элемента по давлению, i – передаточное отношение механизма (трибка – сектор). В этом случае имеем зависимость α = i C₁ P_дин . Подставив сюда значение P_дин из уравнения (3.13), получим окончательно уравнение шкалы

.Уравнение шкалы показывает, что она неравномерная. В начале шкалы деления будут мелкими. Для точной посадки и взлета самолета необходима растянутая шкала в начале ее. Это достигается применением чувствительного элемента с нелинейной характеристикой и механизма с переменным передаточным отношением .

С точки зрения характера индикации показательными являются приборы УС-1 и УС-2, применяемые в качестве резервных на истребителях и на магистральных транспортных самолетах.

Из рисунка 1.16 видно, что шкалы приборов УС-1 и УС-2 кусочноравномерные. На начальных участках шкалы растянуты. Если на первом участке шкалы УС-1 цена деления равна 10 км/ч, то на втором участке она равна 50 км/ч. У прибора УС-2 цена деления на обоих участках шкалы одинаковая и равна 10 км/ч, но за счет растянутости первого участка отсчет значений малых скоростей в диапазоне от 80 км/ч до 400 км/ч значительно удобнее и надежнее.

В таблицах 1.1 и 1.2 приведены погрешности приборов УС-1 и УС-2 соответственно при нормальных климатических условиях. Следует отметить, что погрешность УС-2 полностью соответствует требованиям НЛГС-3. Прибор используется в качестве резервного на гражданских транспортных самолетах. Он полностью механический, обладает высокой надежностью, прост в эксплуатации.

На рис. 3.20 показана кинематическая схема указателя приборной скорости со стрелкой, указывающей предельное значение в зависимости от высоты полета, что предусмотрено НЛГС-3. Погрешность индикации предельного значения скорости в диапазоне 300 – 800 км/ч должно быть не более 7 – 10 км/ч. В указателе УС-2 отсутствует канал предельного значения скорости.

(а)

(б) (в) ()в

Рис1.16 указатель скорости УС-2(а,б) и Индикатор прибора УС-1(в)

Таблица 1.1

v, км/ч
Δv, км/ч	±10	±10	±10	±10	±25	±25	±25	±25	±25	±25

Таблица 1.2

v, км/ч

150-200

350-450

550-600

Δv, км/ч

±10

±8

±5

±3,5

±4

±5

±5,5

±6

±6,5

±7,5

±8,5

±9,5

±10

Указатель числа М. Многие характеристики самолета зависят от числа М. Так, например, при изменении числа М от 0,6 до 1,0 коэффициент лобового сопротивления с_х возрастает, а коэф­фициент подъемной силы с_у уменьшается. При М>1,0 оба коэффи­циента медленно уменьшаются и изменяется сопротивление возду­хозаборника реактивного двигателя. Все это приводит к измене­нию характеристик управляемости самолета. Поэтому пилоту необ­ходимо знать те значения числа М, при которых такое изменение происходит.

Прибор, с помощью которого измеряется число М полета, назы­вается указателем числа М. Существующие указатели числа М основаны на измерении отношения динамического давления р воздуха к статическому давлению р. Из формулы (1.30) видно, что число М является функцией отношения динамического давле­ния к статическому, независимо от температуры воздуха.

Упрощенную расчетную формулу определения числа М можно получить, если в выражение M=V/α подставить значение скорости V из приближенной формулы (1.16):

тогда

(1.17)

где А₁— постоянный коэффициент.

Из формулы (1.17) следует, что для указателя числа М нуж­на схема, аналогичная схеме указателя истинной воздушной ско­рости, но без элемента, учитывающего температуру воздуха. На рис. 1.17(а,б) представлена кинематическая схема указателя числа М.

Рис. 1.17б. Механический указатель М-2,5

Принцип действия прибора следующий. Под действием динами­ческого давления Δр деформируется манометрический блок 14. При этом посредством тяги 13 и кривошипа 8 поворачивается ось 7. Последняя через поводки 6, 5 и 4 поворачивает ось 3. От оси 3 через поводки 15 и 16 движение передается на сектор 17. Сектор вращает трибку 2, на оси которой укреплена стрелка 1.

Коррекция изменения статического давления осуществляется от анероидного блока 12, который деформируется при изменении статического давления р. Деформация анероидного блока посред­ством тяги 11 и кривошипа 10 передается на ось 9, а от нее — на поводок 5. При этом меняется передаточное отношение от оси 7к оси З.

Выпускаемые промышленностью указатели числа М типа МС-1, МС-1,5
и др. имеют электрическую сигнализацию предельного зна­чения числа М, которое отмечено на шкале прибора красной рис­кой. При достижении самолетом скорости, соответствующей мак­симальному числу М, загораются сигнальные лампочки «Скорость велика», расположенные на приборных досках пилотов.

Датчики истинной воздушной с к о р о с т и. Они слу­жат для получения сигналов в виде напряжения, пропорциональ­ного истинной воздушной скорости. Такие сигналы необходимы для работы многих автоматических и полуавтоматических систем. К ним следует отнести навигационные индикаторы, навигацион­ные вычислители, системы управления и др. Рассмотрим принцип действия одного из датчиков.

Преобразуем градуировочную формулу к виду, удобному для решения в вычислительном устройстве. Здесь следует заметить, что температуру Т на высоте в полете практически невозможно измерить, поэтому определяют температуру Т_т заторможенного потока., получим

(1.18)

где р и γ₁ — соответственно давление и весовая плотность набегающего потока; р_пи γ₂ — соответственно давление и весовая плотность заторможенного потока.

Воспользовавшись соотношением γ=p/RT, на основании (1.18)

будем иметь

или

откуда (1.19)

Для измерения температуры Т_т используется приемник специ­альной конструкции, чувствительным элементом которого являет­ся сопротивление. С помощью такого приемника измеряется сред­няя температура, которая несколько ниже температуры торможе­ния Т_т, но выше истинной температуры Т воздуха.

Напишем формулу с учетом того, что измеряется не тем­пература Т, а температура Т_т:

(1.20)

Градуировочная формула (1.40) с учетом выражений (1.13) и (1.15) принимает вид (1.21)

Для решения уравнения (1.21) в вычислительном устройстве обходимо измерить величины р, р и Т_т, преобразовать их в соответствующие электрические сигналы и выполнить необходимые математические операции.

Давления р и р измеряют с помощью манометрических и анероидных блоков, деформация которых преобразуется в электрические напряжения. Температуру измеряют приемником темпе­ратуры, представляющим собой электрическое сопротивление. Принципиальная схема одного из датчиков истинной воздушной скорости представлена на рис.1.18. Потенциометры R_Δр, R_р и R_о.спрофилируются подключением шунтирующих и добавочных сопротивлений.

Напряжение, снимаемое с потенциометра R_р, равно

(1.22)

А напряжение, снимаемое с потенциометра R_Δр, равно

(1.23)

Напряжение, снимаемое с потенциометра R_о.с, будет

Профиль потенциометра R_о.с выбирается таким, чтобы обеспечивалось равенство

(1.24)

и линейная зависимость между напряжением U_вых и истинной воздушной скоростью.

Сигнал разбаланса ΔU=U₂—U_о.сподается на магнитный усилитель МУ, а затем, после усиления, на управляющую обмотку двигателя Д, который перемещает щетку потенциометра R_о.си равновесное положение и одновременно щетки потенциометров R₁ и R₂, с которых снимается выходной сигнал в виде напряжений U_выxпостоянного тока.

В установившемся режиме U=0,следовательно, U₂=U_о.с
откуда с учетом выражений (1.23) и (1.24) имеем

или после преобразований

(1.25)

Из выражения (1.25) видно, что рассмотренная схема датчика
истинной воздушной скорости правильно решает заданную зависимость (1.21).