Авиационные приборы и системы (стр. 15 )

В авиации часто роль пустотелой цилиндрической трубки используется сам фюзеляж самолета (на дозвуке), в котором делают приемные отверстия (рис. 3.13).

Рис. 3.13. Приемное отверстие для измерения статического давления на поверхности обтекаемого тела (фюзеляжа)

Рекомендуется выдерживать соотношение h/d ≥ 3, диаметр отверстия желательно иметь небольшим, примерно 0,2 – 0,5 мм.

Рис. 3.14. Плиточный приемник статического давления: 1 – плита с отверстиями; 2 – корпус; 3 – компенсатор

Для удобства и надежности восприятия Рст вместо отверстий в фюзеляже применяется стандартная плита с отверстиями. Вместе с корпусом она образует прибор для восприятия статического давления (рис. 3.14). На фюзеляже выбирают такие места для установки плиточного приемника, где наименьшие отклонения линии 2 на рис. 3.11 от средней линии 0-0. Плита приемника устанавливается на самолете заподлицо с обшивкой.

Рис. 3.15. Внешний вид плиточного приемника статического давления ПДС-В3 диапазон скоростей при восприятии Рст до 450 км/ч; масса 0,25 кг; обогрев напряжением постоянного тока 27 В при мощности до 60 Вт

Кроме рассмотренных приемников Рп и Рст широкое применение в авиации нашли комбинированные приемники, которые называются ПВД. В этом приборе совмещены два прибора: приемники Рп и Рст (рис. 3.16). Раздельные приемники применяются в основном на дозвуковой скорости полета. На сверхзвуковых скоростях полета обтекание фюзеляжа настолько сложное и непредсказуемое, что невозможно найти места для установки приемников давлений.

Рис. 3.16. Принципиальная схема приемника типа ПВД: 1 – камера полного давления; 2 – отверстие камеры статического давления; 3 – камера статического давления; 4 – трубопровод статического давления; 5 – трубопровод полного давления

На сверхзвуковых самолетах ПВД выносится с помощью штанги в невозмущенное пространство впереди самолета. Таким же образом устанавливают ПВД и на вертолете.

Рис. 3.17. Конструкция приемника ПВД-6М:

1 – наконечник; 2 – втулка; 3 – заслонка; 4 – обогревательный элемент; 5 – трубопровод полного давления; 6 – прокладка; 7 – прокладка; 8 – упор; 9 – корпус; 10 – трубка; 11 – штуцер С; 12 – штуцер Д; 13 – изоляционная втулка; 14 – провод

Все приемники воздушных давлений должны быть рассчитаны на нормальную работу в условиях возможного обледенения. Камеры полного и статического давлений должны быть герметичными в соответствии с нормами НЛГС [4].

Средствами восприятия давлений в полете занимаются многие зарубежные и отечественные фирмы и предприятия. К основным разработчикам и изготовителям этих средств можно отнести: УКБП, Восход (Россия); Роземаунт (Rosemaunt Inc., США); Смит (Smiths, Англия); Бадин-Краузет (Badin-Crouset, Франция) и Дорниер (Dornier, ФРГ).

Основной причиной погрешностей восприятия статического давления является возмущение воздушной среды, вызванное самолетом, которое зависит от многих факторов: от угла атаки, от угла скольжения, от числа М. Компенсация аэродинамических погрешностей может производиться только у приемников, установленных на фюзеляже или на кромке крыла на скоростях полета не выше числа М = 0,95. На больших скоростях приемники выносятся вперед относительно носовой части самолета. В таблицах 3.1 – 3.4 приведены технические характеристики приемников отечественных и зарубежных изготовителей

Таблица 3.3

Технические характеристики ПВД английского филиала фирмы Rosemount

Тип ПВД	855ВР	856ВР
Воспринимаемые параметры	Рп	Рп, Рст
Соответствие стандартам	Bs 20.135 кл. А
Электропитание обогревательного элемента	115 В, 250 Вт	28 В, 250 Вт
Диапазон рабочих температур	- 60о … + 300 о	- 65о … + 60 о
Диапазон рабочих высот	- 300 – + 15000 м

Таблица 3.4

Технические характеристики ПВД фирмы Crouzet

Тип ПВД	120	36	41 – 22, 31	460, 461
Воспринимаемые параметры	Рст	Рп	Рп	Рп
Электропитание обогревательного элемента	-	27 В пост., 80 Вт	27 В, 80 Вт	27 В, 120 Вт
Рабочий диапазон α	Нет данных	± 15о	Нет данных	± 15о
Масса	37 ± 3 г	300 ± 5% г	270 ± 5% г	325 ± 5% г

Пневмопроводы

В структурной схеме указателя приборной скорости (рис. 3.5) под звеньями 2 и 3 подразумеваются пневмопроводы (трубопроводы), которые соединяют средства восприятия воздушных параметров (ППД, ПСД, ПВД) с манометрической коробкой (Рп) и полостью корпуса. Пневмопроводы снабжены устройствами, защищающими от скопления влаги (звенья 4 и 5). Пневмопроводы представляют собой металлические или дюритовые трубы. Внутренний диаметр пневмопровода статического канала должен быть не менее 6 мм, а полного канала – не менее 4 мм [4].

В установившемся режиме полета параметры пневмопроводов не сказываются на процесс измерения скорости. Поэтому в формулах (3.11 и 3.12) они не участвуют. При точных исследованиях эти характеристики можно учитывать как потери воздушного потока через значение коэффициента приемников. В динамическом же режиме измерения скорости параметры пневмопроводов должны быть учтены.

Для гражданских транспортных самолетов нормируются коэффициенты запаздывания каналов Рп и Рст . Так, коэффициент запаздывания на уровне Земли каждой статической системы при подключении всех потребителей (если они подключены в единую систему) должен быть не более 0,4 секунды при питании датчиков САУ и не более 1,0 секунды – при питании пилотажно-навигационных приборов.

В связи со сказанным о режимах измерения скорости можно утверждать, что в статическом режиме давления по каналам проходят к указателю без искажений:; ;. Динамический режим работы измерителя скорости полета рассматривается в пятой главе.

Решающее устройство указателя индикаторной скорости

Роль решающего устройства указателя приборной согласно структурной схеме рис. 3.5 состоит в формировании необходимой зависимости угла поворота стрелки от скорости. Для этого необходимо иметь:

- аэродинамическую формулу Рдин = f1(v);

- характеристику упругого чувствительного элемента x = f2(Рдин);

- характеристику механизма α = f3(x);

Решение системы трех уравнений дает уравнение шкалы

. (3.14)

Если предположить, что упругий чувствительный элемент и механизм имеют линейные характеристики, то x = C1 Pдин, α = i x, где C1 – чувствительность упругого элемента по давлению, i – передаточное отношение механизма (трибка – сектор). В этом случае имеем зависимость α = i C1 Pдин. Подставив сюда значение Pдин из уравнения (3.13), получим окончательно уравнение шкалы

. (3.15)

Уравнение шкалы по формуле (3.15) показывает, что она неравномерная. В начале шкалы деления будут мелкими. Для точной посадки и взлета самолета необходима растянутая шкала в начале ее. Это достигается применением чувствительного элемента с нелинейной характеристикой и механизма с переменным передаточным отношением [13].

С точки зрения характера индикации показательными являются приборы УС-1 и УС-2, применяемые в качестве резервных на истребителях и на магистральных транспортных самолетах.

Из рисунков 3.18 и 3.19 видно, что шкалы приборов УС-1 и УС-2 кусочноравномерные. На начальных участках шкалы растянуты. Если на первом участке шкалы УС-1 цена деления равна 10 км/ч, то на втором участке она равна 50 км/ч. У прибора УС-2 цена деления на обоих участках шкалы одинаковая и равна 10 км/ч, но за счет растянутости первого участка отсчет значений малых скоростей в диапазоне от 80 км/ч до 400 км/ч значительно удобнее и надежнее.

Рис. 3.18. Индикатор прибора УС-1	Рис. 3.19. Индикатор прибора УС-2

Таблица 3.5

v, км/ч	150	200	300	400	600	800	1000	1200	1400	1600
Δv, км/ч	±10	±10	±10	±10	±25	±25	±25	±25	±25	±25

Таблица 3.6