textarchive.ru

Главная > Документ


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

0

от 0,6 до 1,3

± 0,04

4

от 0,6 до 2

± 0,07

8

от 0,6 до 2,4

± 0,07

12

от 0,6 до 2,5

± 0,07

16

от 0,8 до 2,5

± 0,09

20

от 1,5 до 2,5

± 0,09

Рис. 3.22. Механический указатель М-2,5

25

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 vпр; только М; только vист; vпр+vист ; vпр+ 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 vпр по внешней шкале и vист 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 (vmaxmax, треугольник за стрелкой-зеброй), отказ максимально допустимой скорости (бленкер vмд в окошке), отказ заданного значения скорости (бленкер vзад 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

3.4. 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: ΔНи – инструментальная погрешность высотомера, ΔНПВД – погрешность от ПВД, ΔНстаб – погрешность стабилизации самолета, ΔНбез – 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 РН – 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;

Ро – атмосферное давление у моря в кг/м2; R – газовая постоянная, R = 29,27 м/град; То – абсолютная температура у моря в оК (273о+tоС); 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 Ро, То, РН. 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 Ро = 760 мм рт. ст., То = 288оК (15 оС), τ = 0,0065 град/м. В таком случае высота полета будет зависеть только от давления РН.

.

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 Ро, не зависит от значения высоты полета и равна

, (3.28)

где Нпр – показания прибора; R – газовая постоянная; Ро = 760 мм рт. ст.;

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

. (3.29)

Поправка по формуле (3.28) на изменение давления Ро 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

4.1. 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 Рп и Рст 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.



Скачать документ

Похожие документы:

  1. ОГЛАВЛЕНИЕ Введение (2)

    Литература
    ОГЛАВЛЕНИЕВведение ..……………….…………………………………………………….….…3 Глава 1. Тактика ... аппаратуры танков и БМП, авиационных и артиллерийских приборов и боеприпа­сов. Кроме того, ... группировки войск четко функционирующей системы управления авиацией опе­ративного и, ...
  2. Оглавление введение 7 раздел 1 угроза биотерроризма в современном мире 8

    Исследование
    ... working mechanisms. ОГЛАВЛЕНИЕВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………………7 Раздел 1. ... 62 3.1. Проблемы системы биологической безопасности….……………..62 ... к цели: ракеты, авиационные бомбы и контейнеры, ... специальной техникой, приборами, аппаратурой, медицинским ...
  3. Введение Error Reference source not found (2)

    Документ
    ОглавлениеВведение Error: Reference ... видах экономической деятельности в информационных системах и ресурсах, едином государственном регистре ... - производство бортовых авиационныхприборов, систем воздушной навигации, приборов и аппаратуры для ...
  4. Реферат Подготовка и начало Второй Мировой войны (документы свидетельствуют) Оглавление Введение 3 I Причины Второй Мировой войны 5 II Виновники войны 10 II 1 Кто привёл Гитлера к власти 10 II 2 Вступление СССР в войну 13 II 3 Подготовленность

    Автореферат диссертации
    ... ) Оглавление: Введение ... приборами ... системы званий, две системы ... бомбардировочные дивизии. 3-й авиационный корпус – в ...
  5. Введение 6 глава 1 идея и этапы создания международной космической станции 9 1 1 идея создания мкс 9 1 2 история создания проекта мкс 10

    Документ
    ОглавлениеВведение 6 Глава 1. Идея ... радиолинии, системы телеметрического контроля и радиотехнической системы стыковки, приборы управления ... 5 Авиационно-космические системы. Москва, Издательство МАИ, 1997. 6 Авиационно-космические системы. Москва ...

Другие похожие документы..