Оценка манометрического способа измерения скорости

За критерий оценки манометрического способа измерения скорости примем ожидаемую погрешность. Судя по характеру зависимости скорости от динамического давления согласно формуле (3.11), самым сложным является диапазон малых, околонулевых скоростей.

В основе принципа действия манометрического способа лежит баланс сил:

f_дв = f_тр , (3.16)

где f_дв – движущая сила манометрической коробки; f_тр – приведенная сила трения механизма прибора. В свою очередь, движущая сила зависит от приращения динамического давления, приходящегося на единицу скорости и площади манометрической коробки:

, (3.17)

где F_эф – эффективная площадь, равная

,

где r – радиус жесткого центра, R – радиус мембраны манометрической коробки.

Величина приращения ΔР зависит от приращения скорости Δv и от градиента давления по скорости при данном ее значении:

. (3.18)

Поскольку нас интересует диапазон околонулевых скоростей, то градиент dP_д/dv определим из формулы (3.11) при ε = 0, ξ = 1:

. (3.19)

Подставляя значение градиента по формуле (3.19) в формулу (3.18), а значение ΔР_д после этого в формулу (3.17), получим значение движущей силы манометрической коробки в виде:

. (3.20)

Приняв Δv за погрешность измерения, получим ее значение по (3.16) и (3.20):

, м/с, (3.21)

[f_тр] в кг, [F_эф] в метрах квадратных, [ρ] в , [v] в м/с.

Таблица 3.7

v,
Рд, мм вод. ст.		0,1	0,5	1,1	1,9		4,3	5,9	7,7	9,8	12,1	17,4	48,4
,	-	0,02	0,08	0,11	0,13	0,16	0,25	0,35	0,38	0,42	0,46	0,56	0,94

В таблице 3.7 приведены величины давлений и градиента динамического давления по скорости в диапазоне малых скоростей. Из нее видно, что эти величины чрезвычайно малы. Для создания необходимой движущей силы по формуле (3.20) следует увеличивать эффективную площадь, что влечет за собой увеличение габаритов указателя. Стремление получить манометрическую коробку с приемлемыми характеристиками приводит к неразрешимым технологическим проблемам: материал коробки должен быть сверхтонким для получения требуемой величины перемещения центра на малых скоростях. Такая коробка на больших скоростях становится неработоспособной.

В настоящее время производство России выпускает много приборов с различными диапазонами измерения скорости. Но все они начинают измерять скорость не менее, чес с 50 км/ч. Например, указатели Ус-250, УС-350, УС-450, УС-700 начинают измерять с 50 км/ч, УС-800 – со 100 км/ч; УС-2 – с 80 км/ч; УС-1, УС-1600 – со 150 км/ч.

Рис. 3.21. Типовая зависимость погрешности указателя индикаторной скорости от измеряемой величины

На рис. 3.21 приведена типовая зависимость инструментальной погрешности указателя индикаторной скорости в диапазоне измерения согласно формуле (3.21). При нулевой скорости погрешность стремится к бесконечности. При увеличении скорости к бесконечности погрешность стремится к нулю. Практически уже на средних скоростях нет проблем в достижении требуемой точности указателей, датчиков и сигнализаторов скорости.

3.3. Тенденции развития приборов для измерения скоростных параметров

Указателю приборной скорости уделено большое внимание в силу его принципиальной важности как пилотажного прибора, используемого на самых ответственных этапах полета – взлете и посадке. В связи с внедрением экранной индикации утвердилась тенденция, при которой истинная воздушная скорость и число Маха не применяется на борту пассажирского самолета в виде отдельных приборов, как это было на самолетах с аналоговым оборудованием. Их индикация производится на экранах СЭИ. В основе такого решения лежит тот факт, что истинная скорость и число М являются менее ответственными параметрами на этапах взлета и посадки. Истинная скорость вычисляется по уже известным формулам (3.11) и (3.12). При этом учитываются как плотность, так и температура воздуха, которые меняются с изменением высоты полета.

При больших скоростях полета устойчивость, управляемость и экономичность самолета становятся все больше зависимыми от числа М. Для этого на борту самолета имеется индикация о числе М [13, 14]. Число М подсчитывается по формуле на дозвуковой скорости

, (3.22)

и по формуле на сверхзвуковой скорости

. (3.23)

Таблица 3.8

	Высота, км	Диапазон измерения, число М	Допустимые погрешности, число М
	от 0,6 до 1,3	± 0,04
	от 0,6 до 2	± 0,07
	от 0,6 до 2,4	± 0,07
	от 0,6 до 2,5	± 0,07
	от 0,8 до 2,5	± 0,09
	от 1,5 до 2,5	± 0,09
Рис. 3.22. Механический указатель М-2,5		от 1,1 до 2,5	± 0,14

Указатель М-2,5 применяется на сверхзвуковых самолетах в качестве резервного прибора.

Рис. 3.23. Механизм указателя М-2,5

Для самолетов различных классов производство России выпускает механические приборы с индикацией как одного воздушного параметра, так и нескольких параметров: только v_пр; только М; только v_ист; v_пр+ v_ист ; v_пр+ М. Совмещение делается с целью экономии информационного поля приборной доски самолета и удобства считывания информации.

На рисунке 3.24 показан индикатор комбинированного прибора КУС 730/1100, который указывает v_пр по внешней шкале и v_ист по внутренней шкале. Самым интегрированным индикатором из всех скоростных приборов является индикатор электромеханического прибора УСИМ. Он является предвестником электронной индикации. Прибор показывает приборную скорость по внешней шкале и числа М с помощью шкалы на диске, вращающемся в окошке. Кроме измеряемых параметров индицируются: заданное значение скорости (белый треугольник), предельное значение скорости (стрелка-зебра), критическое значение скорости (v_{max max} , треугольник за стрелкой-зеброй), отказ максимально допустимой скорости (бленкер v_мд в окошке), отказ заданного значения скорости (бленкер v_зад в окошке), отказ канала числа М (бленкер-шторка на фоне шкалы числа М).

Рис. 3.24. Комбинированный указатель КУС 730/1100	Рис. 3.25. Комбинированный Указатель УСИМ

Общая идеология авионики такова:

- если позволяет степень надежности, то все параметры индицировать на экранах СЭИ;

- особо ответственные параметры (особенно пилотажные) индицировать с помощью механических приборов. К ним относятся приборная скорость, высота полета, вертикальная скорость, магнитный курс. Следует только отметить, что такая идеология полностью относится к гражданским большим пассажирским самолетам.

Сравнительные характеристики отечественных и зарубежных указателей скорости представлены в таблице 3.9 и на графике рис. 3.26.

.

Рис. 3.26. Графики погрешностей указателей приборной скорости

Барометрический высотомер

Ответственным параметром полета является высота над поверхностью Земли. Приборы, измеряющие высоту полета, называются высотомерами. По методу измерения высоты они делятся на барометрические, звуковые, радиовысотомеры и другие.

Рис. 3.27. Высота полета самолета: 1 – место взлета; 2 – гора; 3 – уровень моря; Набс – абсолютная высота; Нист – истинная высота; Нотн – относительная высота	Рис. 3.28. Структура эшелона: ΔHи – погрешность измерителя; ΔHПВД – погрешность ПВД; ΔHстаб – допуск на стабилизацию высоты; ΔHбез – допуск безопасности

Различают следующие высоты полета (см. рис. 3.27).

Абсолютная высота, то есть высота полета относительно уровня моря. Она не зависит от рельефа местности, над которой пролетает самолет. Истинная высота, то есть высота над пролетаемой местностью. Она равна разности между абсолютной высотой и высотой местности над уровнем моря. Относительная высота, то есть высота полета относительно какого-либо условного места, например, аэродрома. Рассмотренные разновидности высот полета условны. Сам же барометрический высотомер всегда измеряет относительную высоту, то есть высоту относительно места, значение параметров которого были приняты при тарировке (уровень моря). В отличие от этого радиовысотомер принципиально измеряет истинную высоту. Для получения значения истинной высоты с помощью барометрического высотомера в его показания необходимо внести ряд поправок. Приближенно истинная высота получается путем вычисления из абсолютной высоты известного превышения местности под самолетом.

Принцип действия барометрического высотомера основан на использовании закона изменения давления воздуха с увеличением высоты над уровнем моря (рис. 3.29).

Рис. 3.29. Зависимость давления и температуры воздуха от высоты (по стандартной атмосфере): 1 – давление; 2 – температура

На рис. 3.30 представлена принципиальная схема механического барометрического высотомера. Он представляет собой манометр абсолютного давления, измеряющий атмосферное давление. Основным его элементом является анероид, реагирующий на изменение атмосферного давления. Анероид – это герметичная мембранная коробка 4, из которой полностью откачен воздух. Поскольку кабина самолета герметична, то для нормальной работы высотомера анероид помещают в герметичный корпус 3, который сообщается с атмосферой в условиях полета с помощью приемника статического давления 1 и трубопровода 2. Действие механизма высотомера аналогично действию указателя приборной скорости (рис. 3.4).

Рис. 3.30. Принципиальная схема механического барометрического высотомера: 1 – приемник статического давления; 2 – трубопровод; 3 – герметичный корпус; 4 – анероид; 5 – тяга; 6 – кривошип; 7 – сектор; 8 – трибка; 9 – стрелка; 10 – шкала

При подъеме на высоту давление на анероид уменьшается и верхний (жесткий) центр анероида 4 перемещается вверх. С центром шарнирно связана тяга 5, поворачивающая через кривошип 6 зубчатый сектор 7. Поворот сектора передается трибке 8 и стрелке 9. По шкале 10 производится отсчет показаний высотомера в единицах высоты (км, м).

Ценность механического барометрического высотомера заключается в его простоте и исключительно высокой надежности. В связи с этим этот прибор применяется как пилотажный резервный на посадке и взлете с учетом рельефа местности, то есть с учетом разности давлений мест взлета и посадки. Значение абсолютной барометрической высоты (индикаторная приборная высота) используется для эшелонирования по высоте с целью предотвратить столкновение самолетов в полете (рис. 3.29). По структуре эшелона видна структура погрешностей: ΔН_и – инструментальная погрешность высотомера, ΔН_ПВД – погрешность от ПВД, ΔН_стаб – погрешность стабилизации самолета, ΔН_без – зона безопасности. Видно, что основную часть погрешностей составляют погрешности прибора вместе с ПВД. Считается, что этой точности достаточно для систем управления воздушным движением при условии, что эшелоны расположены на достаточно большой высоте над уровнем Земли. Тут речь не идет о таких летательных аппаратах, как экраноплан, судно на воздушной подушке.

Зависимость давления от высоты дает барометрическая формула [12 – 15]. Для высот от 0 до 11000 м барометрическая формула имеет вид

. (3.24)

Для высот выше 11000 м

, (3.25)

где Р_Н – абсолютное давление на высоте Н в кг/м²; τ – температурный градиент, изменение температуры воздуха, соответствующее изменению высоты на 1 м, равен среднегодовому значению τ = 0,0065 град/м; Н – высота в м;

Р_о – атмосферное давление у моря в кг/м²; R – газовая постоянная, R = 29,27 м/град; Т_о – абсолютная температура у моря в ^оК (273^о+t^оС); Р₁₁ – давление на высоте 11000 в кг/м²; Т₁₁ – температура на высоте 11000 м.

Решая формулы (3.24) и (3.25) относительно высоты Н, получим так называемые гипсометрические формулы. Для высот от 0 до 11000 м гипсометрическая формула имеет вид

; (3.26)

для высот более 11000 м

. (3.27)

Из этих формул видно, что измеряемая высота зависит от четырех параметров

.

Из этого следует, что барометрический метод позволяет вычислить высоту полета относительно любого уровня местности, если известны значения Р_о, Т_о, Р_Н. Однако при конструировании и производстве барометрических высотомеров в качестве расчетного уровня принимается уровень моря. Кроме того, все величины параметров формул (3.24) – (3.27) берутся по стандартной атмосфере [32 – 34]. Барометрический высотомер тарируется для так называемых стандартных нормальных условий, когда Р_о = 760 мм рт. ст., Т_о = 288^оК (15 ^оС), τ = 0,0065 град/м. В таком случае высота полета будет зависеть только от давления Р_Н.

.