Приемники и магистрали воздушных давлений не самолете

Высотомеры, вариометры, указатели скорости и другие манометрические пилотажно-навигационные приборы, принцип действия которых основан на косвенном методе измерения, по существу, измеряют статическое давление или разность полного и статического давлений.

На самолете существуют системы полного и статического воздушных давлений, в состав которых входят приемники воздушных давлений и магистрали из трубопроводов.

Приемники воздушных давлений (ПВД) применяются на самолетах для восприятия воздушных давлений. Они располагаются на самолете так, чтобы на них воздействовал невозмущенный поток. Такой приемник представляет собой совокупность двух концентрических трубок. Внутренняя трубка открыта с торца навстречу потоку и служит для восприятия полного давления воздушного потока. Внешняя трубка с торца закрыта, но имеет ряд отверстий на боковой поверхности. Эти отверстия располагаются в зоне неискаженного статического давления и через них воспринимается статическое давление р воздуха. Рассмотрен­ный приемник воздушных давлений представляет совокупность двух приемников - приемника полного давления и приемника статического давления.

В настоящее время на самолетах получили применение раздельные приемники полного и статического давлений. Приемниками статического давления являются отверстия в фюзеляже самолета со специальными насадками или плиты статического давления, устанавливаемые на фюзеляже самолета.

Один из приемников полного давления показан на рисунке. Встречный поток воздуха попадает в камеру 1-й тормозится козырьком 2, затем под давлением р_п подается по трубке 5 в камеру 9, далее в трубку 12 со штуцером 11, который соединяется с магистралью полного давления. Козырек 2, кроме того, служит для предохранения от попадания влаги в трубку 6. Влага, попадающая в приемную камеру 1 из атмосферы, стекает через отверстие 3, находящееся в корпусе 4.

Приемник снабжен обогревательным элементом 5.

Барометрический метод измерения высоты основан на зависимости абсолютного давления в атмосфере от высоты. За начало отсчета принимается уровень моря с параметрами стандартной атмосферы; давление Р₀ = 760 мм рт.ст.= I0I3,25 ГПа, температура Т₀= 288,15 К, плотность ρ₀= 1,225 кг/м³, ускорение свободного падения g= 9,80665 м/с² скорость звука а = 340,94 м/с.

Кинематическая схема барометрического высотомера:

1 — кремальера; 2 —шкала давлений; 3 — шкала (М); 4 — стрелка (М);

5 — стрелка (КМ); 6 — индексы; 7— пово­ротное основание; 8 — редуктор; 9 — ось с сектором; 10 — противо­вес; 11, 13 — темпера­турные компенсаторы; 12— тяга; 14 — подвиж­ный центр; 15 — ане­роидная коробка; 16 — пружинный балансир; 17 — шкала (КМ)

Чувствительным элементом высотомера служит анероидная коробка 15, смонтированная внутри герметичного корпуса. Его внутренний объем соединен со статической системой самолета.

Если самолет находится на высоте, соответству­ющей уровню Мирового океана, анероидная коробка оказывается деформированной так, что стрелки 4 и 5 устанавливаются на нуле­вых отметках шкал 3 и 17 прибора.

На высотах, отличных от нулевой, в результате изменения ат­мосферного давления происходит деформирование анероидной коробки. Линейное перемещение ее подвижного центра 14 с помощью тяги 12, оси с сектором 9 и редуктора 8 преобразуете во вращательное движение стрелок 4 и 5.

Кинематическая систем передачи такова, что при изменении высоты полета на 1000 м стрелка 4, показывающая на шкале 3 высоту в метрах; совершает полный оборот, а стрелка 5 указывает по шкале 17 один километр. Поскольку деформация анероидной коробки пропорциональна статическому давлению воздушной среды, высотомер в зависимости от предварительной настройки может показывать либо абсолютную, либо относительную высоты. Эта настройка осуществляется кремальерой 1.

Если кремальерой установить поворотное основание 7 на индекс отметки 760 мм рт. ст., прибор показывает абсолютную высоту. Для измерения относительной высоты, например, относительного аэродрома взлета, необходимо кремальерой установить стрелки 4 и 5 на нулевых отметках шкал высотомера.

Аналогич­ные действия выполняются в случае необходимости измерение относительной высоты над любой местностью, если атмосферное давление над ней будет сообщено экипажу.

Для компенсации инструментальных и методических ошибок, возникающих в процессе эксплуатации, высотомер имеет пружин­ный балансир 16, противовес 10 и температурные компенсаторы 11 и 13.

На современных самолетах помимо барометрических высото­меров применяются сигнализаторы опасной или заданной высоты и датчики высот. Их принцип действия аналогичен принципу действия рассмотренного высотомера.

Измерители скоростей полета

Скорость полета самолета измеряют относительно воздушного потока и относительно поверхности земли. Причем рассматривают как горизонтальную, так и вертикальную составляющие скорости.

Различают истинную воздушную скорость — ско­рость полета самолета относительно воздушного потока, индикаторную (приборную) скорость — скорость полета самолета относительно воздушного потока у земли при таком же динамическом давлении (скоростном напоре) как на данной высоте, и путевую скорость — скорость полета самолета относительно поверхности земли.

Безразмерной характеристикой скорости полета самолета является число М, равное отношению истинной воздушной скорости к скорости звука.

М=

Известно несколько методов измерения скорости полета самолета: аэродинамический, доплеровский и инерциальный.

Аэродинамический метод измерения скорости полета основан на измерении динамического давления скоростного напора воздуха, функционально связанного со скоростью полета.

Доплеровский метод измерения скорости полета сводится к измерению разности частот радиосигналов излучаемого к земной поверхности и отраженного от нее.

Инерциальный метод измерения скорости основан на измерении ускорений и однократном интегрировании полученных сигналов.

Доплеровский и инерциальный методы применяются для измерения путевой скорости.

Комбинированные указатели скорости. Измерение истинной воздушной Vист и приборной (индикаторной) Vnp (V_i) скоростей осуществляется анероидно-манометрическими приборами.

В основу принципа действия этих приборов положено измерение динамического давления.

При полете со скоростями, не превышающими 400 км/ч, динамическое давление р_д, равное разности полного и статического р_н давлений, пропорционально воздушной скорости полета V:

Р_д = Р_п — Р_Н = ρ_нV²_ист : 2=ρ₀ V²₀ : 2

где р₀, р_н — плотности воздушной среды у земли и на высоте Н.

Приборы для измерения скорости полета называются указателями скорости. Они делятся на следующие типы:

-указатели приборной скорости;

-указатели истинной воздушной скорости.

Наряду с указателем истинной воздушной скорости применяется указатель числа М. Этот прибор показывает значение истинной воздушной скорости в относительных единицах (по отношению к скорости звука).

Указатель приборной скорости (УС) применяется в качестве пилотажного прибора.

Принцип действия его основан на измерении динамического давления встречного потока воздуха с помощью манометрической коробки, деформация которой передается на стрелку специальным механизмом.

Таким образом, указатель индикаторной скорости измеряет скоростной напор Δр = ρV²/2g, зависящий не только от скорости полета, но и от плотности воздуха.

Этот прибор будет показывать истинную воздушную скорость только на той высоте, на которой производилась его градуировка. Обычно указатель индикаторной скорости градуируется при нормальной плотности воздуха у -—1,225 кг/м³, поэтому показания прибора будут соответствовать истинной воздушной скорости при полете у земли.

Аэродинамические силы, действующие на самолет в полете, также пропорциональны скоростному напору. Например, величина подъемной силы выражается формулой

Y=C_yS ρV²/2g

Где: С_у — коэффициент подъемной силы;

S — площадь несущих поверхностей.

Для поддержания требуемого режима полета важно знать не истинную воздушную скорость, а индикаторную скорость полета. Следовательно, по указателю приборной скорости легко выдерживать нужные режимы полета.

Приборы измерения скорости по существу дает информацию о подъемной силе самолета на любой высоте полета, что особенно важно знать тогда, когда подъемная сила приближается к критическому значению.

Указатель истинной воздушной скорости (ИВС) предназначен для измерения истинной воздушной скорости полета. Его принцип действия, так же как и указателя приборной скорости, основан на измерении динамического давления встречного потока воздуха. Отличие состоит в том, что в указателе ИВС измеряется также и статическое давление. В нем совмещены два прибора - указатель индикаторной скорости и указатель истинной воздушной скорости.

Прибор имеет единую шкалу и две стрелки, одна из которых (широкая) показывает приборную скорость, а другая (узкая) — истинную воздушную скорость.

Применяемые на самолетах измерители скоростей представляют собой комбинированные приборы, одновременно указывающие как истинную, так и приборную скорости полета.

Комбинированный указатель скорости типа КУС устроен следующим образом. Внутри герметического корпуса раз­мещены манометрическая 6 и анероидная 5 коробки. Внутренняя полость манометрической коробки соединена с самолетной системой полного давления, а внутренний объем корпуса прибора с

Кинематическая схема комбинированного указателя скорости:

1 — стрелка истинной воздушной скорости; 2 — стрелка приборной скорости; 3, 11 — зубчатые секторы; 4, 7, 8, 10 — поводки; 5 — анероидная коробка; 6 — манометриче­ская коробка; 9, 12 — трибки

си­стемой статического давления. Внутри корпуса смонтированы механизмы истинной и приборной скоростей, которые работают от общего чувствительного элемента — манометрической коробки.

Под действием разностного, т. е. динамического давления Р_д = Р_п - Р_с, манометрическая коробка деформируется. Ли­нейное перемещение ее подвижного центра с помощью тяги, ocи М, поводков 7 и 8, сектора 3 и трибки 9 преобразуется в пово­ротное движение широкой стрелки 2, указывающей приборную скорость полета, т. е. скорость без учета сжимаемости воздуха и изменения его плотности на высоте полета.

Для измерения Vист необходимо учитывать изменения плотности воздушной среды. С этой целью в приборе предусмотрен специальный механизм, чувствительным элементом которого служит анероидная коробка. При изменении статического давления внутри прибора анероидная коробка деформируется.

Линейное перемещение подвижного центра при помощи тяги и оси А передается на поводок 4 и вызывает изменение передаточного отношения между осями М и А. Поскольку на ось И передается угловое перемещение, пропорциональное Vnp, а через поводок 4 — перемещение, пропорциональное изменению плотности, ее поворот прс исходит на угол, соответствующий V_ист. Это перемещение с по мощью поводков 10, сектора 11 и трибки 12 преобразуется в поворотное движение узкой стрелки 1, указывающей по шкале истинную воздушную скорость V_ист.

Указатель числа М.

Прибор, с помощью которого измеряется число М полета, называется указателем числа М. Существующие указатели числа М основаны на измерении отношения динамического давления Δр воздуха к статическому давлению р_ст.

Число М является функцией отношения динамического давления к статическому, независимо от температуры воздуха.

Для указателя числа М нужна схема, аналогичная схеме указателя истинной воздушной скорости, но без элемента, учитывающего температуру воздуха.