Вопрос № 1. Схемы питания аэрометрических приборов и систем. Приёмники воздушного давления

Содержание группового занятия

 

Введение

Авиационное оборудование используется на всех режимах полета от взлета до посадки, улучшая характеристики устойчивости и управляемости самолета, повышая безопасность полетов в любых метеоусловиях; оно работает при решении навигационных задач и автоматическом управлении маршрутом полета при ближнем и дальнем наведении; обеспечивает нормальные условия работы экипажа; снабжает электроэнергией агрегаты и системы бортового оборудования самолета и решает ряд других задач, направленных на повышение боевой эффективности.

 

Указатели числа М

Информация о числе М необходима летчику для предотвращения (автоматически или летчиком) выхода самолета или двигателя на критические по управляемости режимы, а также для изменения характеристик систем управления в зависимости от числа М. Так, например, коэффициенты лобового сопротивления C_x и подъемной силы C_y, а также величина сопротивления воздухозаборника зависят от числа М и, в свою очередь, приводят к изменению характеристик устойчивости и управляемости самолета.

Число М представляет собой отношение истинной воздушной скорости к скорости звука a:

M = V/a

 

Для измерения числа М используются указатели числа М. Так как звисимость (6.6) может быть представлена в виде

 

 

а скорость звука

 

 

где, К - постоянный коэффициент, то число М определяется только величинами давлений Рд и Р:

 

Это значит, что устройство указателей числа М не имеет заметных отличий от устройства указателей истинной воздушной скорости V. Однако в градуировочные формулы указателей числа М, которые пред­ставляются для М < 1 и М ≥ 1, не входит температура наружного воздуха.

В настоящее время на самолеты устанавливаются указатели числа М типа М-1,5, М-2,5, МС-1, МС-1,5, а также комбинированные указатели истинной скорости и числа М типа УИСМ.

Погрешности указателей числа М незначительны и вызваны теми же причинами, что и погрешности указателей скорости. Максимальное значение погрешностей не превышает ± 3% от измеряемой величины.

 

Вывод: принцип измерения скорости и числа М основан на использовании анероидных коробок. Разные значения индикаторной и истинной скорости также получают с помощью коррекции вносимой так же анероидной коробкой.

 

Вопрос № 4. Принцип действия приборов для измерения вертикальной скорости полёта

 

Вариометры

Вариометр предназначен для измерения вертикальной скорости летательного аппарата.

Принцип действия вариометра основан на пневмомеханическом дифференцировании изменяющегося с изменением высоты статического давления Р. Принципиальная схема вариометра показана на рис. 9. Статическое давление от ПВД подается в герметичный корпус 1 через капилляр 2, а в манометрическую коробку 3 - непосредственно. Подвижной центр манометрической коробки перемещается под воздействием разности давлений ΔР = Р_к-Р, где Р_к - давление в корпусе прибора; Р - давление в полости манометрической коробки, и перемещает через передаточный механизм стрелку вариометра 4.

 

Рис. 9. Вариометр

 

Разность давлений Δp будет тем больше, чем больше вертикальная скорость летательного аппарата, так как изменение давления в корпусе прибора Р_к из-за сопротивления капилляра запаздывает по отношению к давлению в манометрической коробке Р, которое практически мгновенно устанавливается равным атмосферному.

При полете на постоянной высоте Δp=p_к - p=0. При полете с постоянной вертикальной скоростью V_y установившееся значение Δp, а значит, и показания вариометра с достаточной точностью пропорциональны V_y.

На современных летательных аппаратах устанавливаются варио­метры с диапазоном измерения вертикальной скорости от ± 30 до ± 300 м/с (Вар-30, Вар-75, Вар-150 и т.д.), а также комбинирован­ный прибор ДА-200, который включает указатель поворота, указатель скольжения и вариометр.

Вариометры градуируются в предположении, что вертикальная скорость постоянна, объем воздуха в корпусе прибора ν = const, а температура T и вязкость воздуха η равны значениям этих параметров по стандартной атмосфере у Земли. Поэтому градуировочная формула вариометра имеет вид:

 

где, K - постоянный коэффициент.

Погрешности вариометров обусловлены отклонением параметров η и T от СА, непостоянным объемом корпуса прибора (ν = var), а также динамической погрешностью.

Величины этих погрешностей различны для разных типов вариометров и оговорены в инструкциях по технической эксплуатации. Например, Вар-300 имеет максимальную погрешность ± 1 м/с на отметке шкалы 0 и ± 20 м/с на отметке 300 при температуре ± 20°C.

 

Вывод: вариометр использует так же анероидную коробку и разность нарастания или уменьшения давления в герметичной камере прибора.

Качество и точность измерения значений полностью зависит от качества изготовления самого прибора и подвода статического и динамического давления к самому прибору.

 

Заключение

 

Автоматизация и комплексирование всех видов оборудования летательных аппаратов привели к тесной взаимосвязи авиационного оборудования с системами самолета и двигателей, радиоэлектрон­ного оборудования и авиационного вооружения.

Взаимодействие авиационного оборудования, радиоэлектронного оборудования, авиационного вооружения в единых пилотажнонавигационных и прицельно-навигационных комплексах, объединяющих автоматические системы навигации и управления полетом, системы управления вооружением, позволяет с максимальной эффективностью решать задачи боевого применения самолетов.

Наиболее тесные взаимосвязи в комплексе имеют системы авиационного и радиоэлектронного оборудования при решении таких функциональных задач, как определение пилотажных и навигационных параметров полета самолета, огибание рельефа, директорное и автоматическое наведение и др.

В решении всех этих задач принимает непосредственное участие система ПВД и СВС.

 

Вопросы для самоконтроля

 

1. Назначение системы ПВД, конструкция и особенность решения подвода статического и динамического давления до потребителей?

2. Как обеспечивается измерение высоты полёта на ЛА?

3. Как обеспечивается измерение приборной и истинной скорости полёта ЛА?

4. Как обеспечивается измерение вертикальной скорости набора высоты и снижения?

5. Какие параметры необходимо измерять для обеспечения безопасности полёта в герметичной кабине ЛА?

6. Для чего и из каких соображений была сконструирована СВС и как она используется?

 

Литература

 

1. Е. А.Румянцев «Авиационное оборудование». Типография ВВИА имени проф. Н. Е. Чуковского 1980 г. стр. 74-95.

 

__________________________________________________

(должность)

_______________________________________________

(воинское звание, подпись, инициал имени и фамилия)

Содержание группового занятия

 

Введение

Авиационное оборудование используется на всех режимах полета от взлета до посадки, улучшая характеристики устойчивости и управляемости самолета, повышая безопасность полетов в любых метеоусловиях; оно работает при решении навигационных задач и автоматическом управлении маршрутом полета при ближнем и дальнем наведении; обеспечивает нормальные условия работы экипажа; снабжает электроэнергией агрегаты и системы бортового оборудования самолета и решает ряд других задач, направленных на повышение боевой эффективности.

 

Вопрос № 1. Схемы питания аэрометрических приборов и систем. Приёмники воздушного давления

Аэрометрические приборы и системы используют принцип измерения параметров набегающего потока воздуха при движении летательного аппарата и преобразовании их в электрические сигналы, пропорциональные значениям фазовых координат летательного аппарата. При этом измеряются статическое давление P, полное давление P_п и температура полного торможения воздушного потока Т_т.

Для восприятия статического и полного давлений на летательных аппаратах применяются приемники воздушных давлений (ПВД). По своему конструктивному исполнению ПВД отличаются в зависимости от типов летательных аппаратов, на которых они устанавливаются.

 

 

Рис. 1. Приемник воздушных давлений ПВД-18

 

На вертолетах и дозвуковых самолетах устанавливаются приемники типа ПВД-6м, ПВД-7, а на сверхзвуковых самолетах - ПВД-18.

ПВД-18 (рис. 1) представляет собой внутреннюю трубку 1, открытую с торца, и внешнюю трубку 2 с отверстиями C1 и С2 на цилиндрической, а С3 - на конической поверхностях. Размещение отверстий по окружности сверху и снизу трубки обеспечивает усреднение воспринятых давлений в камерах и их независимость от углов атаки и скольжения. Измеренное таким образом статическое давление будет отличаться от давления в невозмущенном потоке воздуха на величину аэродинамических погрешностей, вызванных возмущениями, вносимыми конструкцией самолета в обтекающий ПВД воздушный поток.

Вынести ПВД в невозмущенный поток не представляется возможным, поэтому давление P будет восприниматься с погрешностью Δp, которая возрастает с увеличением числа М полета за счет торможения потока и создания зоны повышенного давления и может достигать десятков мм.рт.ст. С увеличением высота полета эта погрешность уменьшается для тех же значений числа М. График зависимости Δp от числа М для камер С1 и С2 представлен на рис. 2 (кривая 1). Резкое уменьшение погрешности Δp при M≥1 обусловлено переходом избыточного давления в скачки уплотнения на носках крыла и фюзеляжа.

 

Рис. 2. График зависимости ΔР от числа М для камер С1 и С2

 

 

Коническая поверхность, на которой расположены отверстия С3, вызывает такое местное искажение ее обтекания, что в дозвуковом диапазоне скоростей обеспечивается компенсация возмущений потока. При М≥1 погрешность камеры С3 возрастает и становится больше погрешностей камер C1, C2 (кривая 2 на рис. 2). Для получения статического давления повышенной точности на современных сверхзвуковых самолетах магистраль точного статического давления подключается к камере С3 при дозвуковых, а к камере С1 при сверхзвуковых скоростях полета. В результате такого переключения остаточная погрешность для магистрали точного статического давления самолета будет определяться кривой 3 (рис. 2). Переключение камер производится автоматически пневмопереключателем ПП-1М (рис. 3), чувствительный элемент которого, мембрана 1, реагирует на разность погрешностей восприятия статического давления камерами С1 и С3 и подключает к магистрали камеру, текущая погрешность которой меньше при данном числе М полета.

Приборы, для которых не требуется точное статическое давление, подключаются к магистрали грубого статического давления, соединенной с камерой С2.

 

 

 

Рис. 3. Пневмопереключатель

 

В процессе эксплуатации необходимо следить за чистотой отверстий, камер в магистралей ПВД. При наличии грязи, пыли, льда или снега, а такие других посторонних предметов в камерах и магистралях ПВД систему необходимо продуть сжатым воздухом давлением не более 4 кгс/см². Приборы, подсоединенные к соответствующим магистралям ПВД, необходимо отсоединить во избежание вывода их из строя. Не допускается также наличие вмятин, царапин и забоин на зеркальной поверхности приемника.

Вывод: вопрос подведения статического и динамического давления воздуха, который воздействует на ЛА, решается с помощью ПВД. С помощью ПВД давление подводиться к приборам которые отображают информацию для её восприятия экипажем и системами ЛА.