Структура погрешностей барометрического высотомера

У барометрического высотомера имеются следующие погрешности:

- методическая погрешность;

- инструментальная погрешность.

Методические погрешности барометрического высотомера вызваны несовершенством барометрического метода измерения относительной высоты. Их можно разделить на две группы:

1. Погрешности, вызванные изменением рельефа местности, над которой пролетает самолет.

2. Погрешности, вызванные отклонением атмосферных условий (давления и температуры) от нормальных условий, принятых при тарировке прибора.

Первый вид погрешности может быть скорректирован в полете, если экипаж самолета знает высоту места, над которым пролетает самолет по отношению к уровню моря, или если экипаж знает, чему равно давление у Земли в месте, над которым пролетает самолет.

Погрешности второго вида, в свою очередь, делятся на:

1. Погрешности, связанные с изменением давления у Земли.

2. Погрешности, связанные с изменением закона распределения температуры воздуха по высоте (в отличие от стандартного закона).

Поправка, вызванная изменением давления Р_о, не зависит от значения высоты полета и равна

, (3.28)

где Н_пр – показания прибора; R – газовая постоянная; Р_о = 760 мм рт. ст.;

ΔР – изменение давления в мм рт. ст.; Т_расч – расчетное значение средней температуры, равное

. (3.29)

Поправка по формуле (3.28) на изменение давления Р_о производится на Земле или в полете путем перевода стрелок с помощью барометрической шкалы, градуированной в мм рт. ст. Сведения об изменившихся параметрах при этом могут передаваться по радио.

Зависимость между относительной высотой и показанием прибора с учетом фактической средней температуры дает следующая формула:

Глава 4

СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ

Назначение системы

Система воздушных сигналов (СВС) предназначена для выдачи основной пилотажной информации на указатели контрольно-измерительных приборов в кабине самолета и на бортовые системы. До внедрения СВС на летательных аппаратах ставились отдельные датчики параметров, сигнализаторы и указатели. Причем это делалось в интересах отдельных потребителей независимо от других. В связи с этим могли быть на борту аппарата избыточность несогласованной между собой информации, избыточность массы аппаратуры, неоправданные материальные затраты, усложнения технологии обслуживания оборудования в целом.

Система воздушных сигналов объединила все датчики и указатели в единую идеологию, исключив дублирование и несогласованность информации. СВС – автономная система, состоящая из датчиков первичных аэродинамических параметров, вычислителя и указателей. Она выдает первичные параметры, параметры движения и производные от них.

К первичным параметрам СВС относятся: давление статическое, давление полное, температура торможения, угол атаки местный, угол скольжения местный.

К параметрам движения летательного аппарата, решаемых СВС, относятся: скорость приборная, скорость истинная, число Маха, вертикальная скорость, угол атаки истинный, угол скольжения истинный, температура наружного воздуха.

Первые системы и у нас в стране и за рубежом были аналоговые. К ним относится СВС-72, установленная на многих самолетах, в том числе на Ил‑86, Як-42, Ил-76, Ан-124 и др. Эта система соответствует международному стандарту АРИНК-575 для аналоговых СВС. Ориентировочно с 1975 года интенсивно стали внедряться в эксплуатацию аналого-цифровые СВС, к которым относится СВС-2Ц и др. Аналоговая часть СВС по-прежнему относится к датчикам первичных параметров. На цифровую дозвуковую систему СВС распространяется международный стандарт АРИНК-706 из серии стандартов АРИНК 700 для цифрового борта.

На рис. 4.1 представлена структурная схема дозвуковой СВС по стандарту АРИНК-706. Видно, что система состоит из вычислителя и индикаторов приборной доски. Характерно для этой СВС то, что датчики Р_п и Р_ст конструктивно расположены внутри цифрового вычислителя. Потребители строго регламентированы. По стандартам АРИНК серии 700 все бортовые системы четко разделены по основным своим функциям (об этом см. главу 1). В связи с этим СВС для дозвуковых самолетов имеет ограниченный круг решаемых задач. Тут сказываются требования к простоте эксплуатации оборудования. Выделяются только те параметры, которые являются стандартными для любого самолета.

Рис. 4.1. Структурная схема дозвуковой СВС

В соответствии с минимальными требованиями стандарта НЛГС на борту самолета должно быть установлено необходимое количество приемников и датчиков аэродинамических параметров, о чем было сказано в третьей главе. Один из вариантов оборудования борта в интересах нормальной работы СВС приведен на рис. 4.2.

Рассмотренная выше стандартная СВС сформирована под действием тенденции централизации параметров и разделения систем по функциям. Однако не исключена тенденция децентрализации параметров и пересмотр задач бортовых систем.

Объективными причинами для этого могут быть: резкое увеличение вычислительных способностей вычислителей систем, уменьшение их габаритов и массы, появление датчиков первичной информации со встроенными микропроцессорами. Датчики берут на себя некоторые функции вычислителя СВС (коррекция характеристик, фильтрация, формирование кода). Задачи вычислителя СВС упрощаются, вплоть до его аннулирования.

Возникает возможность интеграции разрозненных, но более интеллектуальных датчиков на более высоком уровне систем. Одним из вариантов может быть таков, когда функции СВС будут схемно и конструктивно объединены с бесплатформенной инерциальной системой (БИНС), которая имеет избыток вычислительной мощности и габаритов.

Системы воздушных сигналов для военных самолетов, для вертолетов и других типов летательных аппаратов могут отличаться от рассмотренной выше стандартной СВС.

, (3.30)

где Т_расч – определяется по формуле (3.29), а фактическая температура равна

.

Температура Т_Н определяется термометром наружного воздуха в полете, а Т_о определяется по сведениям с Земли или приближенно может быть получена так

.

По показанию высотомера Н_пр и по измеренной температуре окружающего воздуха Т_Н вычисляют по формуле (3.29) относительную высоту (если на барометрической шкале установлено давление точки вылета) или абсолютную высоту (если установлено давление 760 мм рт. ст.).

Инструментальные погрешности являются следствием несовершенства конструкции прибора. К числу инструментальных погрешностей относятся:

- шкаловые погрешности;

- погрешности, вызванные трением в подвижных соединениях;

- погрешности, вызванные неуравновешенностью деталей конструкции;

- температурные погрешности;

- гистерезис.

Происхождение всех этих погрешностей присущи механическим приборам [12 – 15]. Остановимся на погрешности, вызываемой трением. Особенностью барометрического высотомера является то, что в его конструкции имеется большое количество трущихся соединений.

Погрешность прибора от трения равна [13]

, (3.31)

где ΔР_тр – изменение давления, необходимое для преодоления трения в г/см²; dP_H/ dP_H – барометрический вертикальный градиент, равный изменению атмосферного давления в мм рт. ст. на 1 м высоты; f_тр – приведенная сила трения механизма в г; F_эф – эффективная площадь анероида в см².

Барометрический градиент определяется путем дифференцирования уравнений (3.24) и (3.25). Для высот до 11 км

, (3.32)

для высот более 11 км

. (3.33)

Таблица 3.10

Н, км
dPH/ dH ·102		7,4		4,8	3,8	3,0	2,3	1,7	1,2	0,85	0,65

Из формулы (3.31) видно, что погрешность высотомера обратно пропорциональна барометрическому градиенту, который с ростом высоты резко уменьшается (таблица 3.10). При прочих равных условиях погрешность от трения за счет уменьшения градиента на высоте 20 км будет больше почти в 14 раз по сравнению с погрешностью у Земли. Такой результат получится, если подсчитывать погрешность по формуле (3.31) в предположении, что значение приведенной силы трения f_тр постоянно по всей шкале высотомера. Такое может быть тогда, когда равномерность шкалы достигается за счет нелинейности по давлению характеристики анероида (линейной по высоте) и постоянном передаточном отношении dα/dw = const.

Ошибка высотомера от трения с анероидом, характеристика которого линейна по давлению, равна

, (3.34)

где k – коэффициент, учитывающий трение в остальных деталях (k ≈ 1,2 … 1,5); с – коэффициент пропорциональности характеристики шкалы (α = сН);

s – коэффициент пропорциональности характеристики анероида по давлению (w = sP_Н); М_тр – приведенный момент трения.

У такого высотомера погрешность от трения на высоте 20 км почти в 200 раз больше, чем у Земли. Это обстоятельство ограничивает возможности барометрического высотомера точно измерять высоту на больших высотах.

Рис. 3.31. Типовая зависимость погрешности барометрического высотомера от высоты: Нкр – критическая для измерения высота

На рис. 3.31 показана типовая зависимость погрешности барометрического высотомера от трения в зависимости от измеряемой высоты. Критическое значение высоты, которую еще можно измерить с помощью барометрического высотомера, равно 30 км.

Таблица 3.11

Барометрическая высота, м	-500
Допустимая погрешность, м

В таблице 3.13 приведены минимальные требования по точности к барометрическому высотомеру для гражданских самолетов в соответствии с приложением 8 к НЛГС-3 [5]. Из нее видно, что в международных требованиях к высотомеру учтены его потенциальные возможности по точности в зависимости от измеряемой высоты. Эта тенденция четко прослеживается по фактическим характеристикам серийных барометрических высотомеров. Так, отношение погрешностей при нормальных условиях на предельной и начальной высотах у высотомера ВД-10 равно 90/15; у ВМ-15 – 120/15; у ВД-20 – 350/20; у ВД‑28 – 600/20.

Принципиальные теоретические положения, рассмотренные здесь, в полной мере относятся к сигнализаторам и датчикам высоты.

Рис. 3.32. Лицевая часть высотомера ВД-20: 1 – винт; 2 – стрелка малая; 3 и 4 – индексы; 5 – стрелка большая; 6 – шкала барометрическая; 7 – индекс; 8 – ручка кремальеры	Рис. 3.33. Внешний вид высотомера ВД-20

На рис. 3.33 показана лицевая часть, а на рис. 3.34 показан внешний вид высотомера двух стрелочного ВД-20, измеряющего относительную высоту полета в диапазоне от 0 до 20000 метров. Большая стрелка 5 показывает высоту в метрах, один ее оборот соответствует 1000 м. Стрелка малая 2 показывает высоту в километрах, один ее оборот соответствует 20000 м. Масса прибора 0,8 кг. Погрешность прибора резко дифференцирована по высоте. Если на высоте нулевой при нормальных условиях она составляет ± 20 м, то на высоте 20000 м – ± 350 м.

Если высота полета измеряется относительно аэродрома взлета, то кремальерой 8 устанавливают стрелки прибора в нулевое положение. Если же необходимо измерить высоту полета относительно аэродрома посадки, то кремальерой 8 устанавливают барометрическое давление пункта посадки по шкале 6. Одновременно с поворотом барометрической шкалы 6 вращаются индексы 3 и 4, которые указывают по внешней и внутренней шкалам высоту, соответствующую изменению барометрического давления относительно давления на уровне моря (760 мм рт. ст.).

Манометрический вариометр

Прибор, измеряющий вертикальную скорость самолета, называется вариометром. Действие манометрического вариометра основано на свойстве атмосферного давления изменяться с изменением высоты, а также на линейной зависимости скорости потока воздуха в капилляре при перепаде давлений на его концах.

Рис. 3.34. Принципиальная схема манометрического вариометра: 1 – манометрическая коробка; 2 – капилляр; 3 – стрелка; 4 – штуцер; 5 – герметичный корпус

На рис. 3.34 представлена принципиальная схема манометрического вариометра. Полость корпуса 5 прибора через капилляр 2 и штуцер 4 сообщается с окружающей самолет атмосферой. Штуцер 4 соединен с приемником статического давления.

Внешние поверхности манометрической коробки 1 воспринимают давление Р₁, действующее в полости 5, обусловленное протекаемостью капилляра 2. Внутренние его поверхности находятся под действием атмосферного давления Р_ст, поступающего через штуцер 4. В результате этого, коробка 1 воспринимает разность давлений

.

Эта разность тем больше, чем больше скорость изменения высоты, то есть

,

где v_y – вертикальная скорость самолета.

Рассмотрим работу вариометра в режимах подъема, снижения самолета.

Подъем самолета над Землей

При подъеме самолета на высоту атмосферное давление уменьшается (см. рис. 3.29). Давление внутри коробки 1 тоже уменьшается. Давление же в полости корпуса 5 превышает атмосферное давление, так как выход воздуха из полости корпуса тормозится капилляром 2 ввиду его малого внутреннего диаметра, то есть изменение давления в полости корпуса отстает от измерения атмосферного давления.

В силу того, что Р₁ > Р_ст, коробка сжимается и через передаточно-множительный механизм поворачивает конец стрелки 3 вверх от нулевой отметки шкалы циферблата. Если подъем самолета прекращается, давление в полости корпуса 5 выравнивается с давлением внутри манометрической коробки 1 и стрелка 3 возвращается на нулевую отметку шкалы циферблата.