МДК 01.04 Приборное оборудование воздушных судов (стр. 8 )

Рис. 10. Приемник воздушных давлений ПВД-7:
4 — трубка полного давления рп; 2 — дренажные отверстия; 3—. электрообогревательный элемент; 1 — цилиндрический корпус; 5—отверстия, служащие для приема статического давления рст; 6— камера статического давления рст; 7 — штуцер полного давления рп; 8 — штуцер статического давления рст

Приемники типа ПВД (кроме ПВД-9), ТП-156 (М), ППД-1 (рис. 11), ППД-3, ППД-5 и некоторые типы приемников статического давления (рис. 12) имеют электрический обогреватель, питаемый от бортовой сети постоянного тока напряжением 27 В.

Рис. 11. Приемник полного давления ППД-1:

1 — наконечник; 2 — обогревательный элемент; 3 — кожух; 4 — фланец; 5— штепсельный разъем; 6 — штуцер; 7 — трубопровод; 8 — крепежное отверстие; 9 — дренажное отверстие

Рис. 12. Приемник статического давления:

1 — приемное отверстие; 2 — корпус; 3 — пружина;

4 — обогревательный элемент; 5 — вилка; 6 — розетка

Приемники воздушного давления всех типов монтируются на самолете таким образом, чтобы дренажные отверстия были обращены вниз. Когда самолет находится на стоянке, приемник должен быть зачехлен. Перед полетом чехол снимается. Для уменьшения аэродинамических погрешностей приемники статического давления устанавливаются на плиты. На центральное отверстие приемника ПВД (ППД, ТП) набегающий поток воздуха оказывает давление

, (26)

где Pп, Pст — полное и статическое давление воздуха; — плотность воздуха на высоте полета; V—воздушная скорость полета.

При проверке работы обогревательных элементов приемников воздушного давления (ПВД, ТП, ППД) под током разрешается включать обогрев на земле не более чем на 2 мин. По истечении этого времени поверхность приемников должна быть ощутимо теплой. Величина тока, истребляемого обогревательным элементом приемника, должна находиться в следующих пределах: для ПВД-4 — 7,5—8,5 А; для ПВД-5, ПВД-7 и ПВД-18 —5,5—6,5 А; для ПВД-6М — 3,4—3,9 А; для ТП-156 (М)—3,5—5 А; для Г1ПД-1(В) — 6,2—6,8 А; для ППД-3—3—5 А; для ППД-5 — 3—6 А.

2.6. Погрешности измерения барометрической высоты и скорости

Высотомерам свойственны погрешности:

-  методические;

-  инструментальные.

Методические погрешности обусловлены косвенным методом измерения высоты и вызваны изменением

-  рельефа местности,

-  давления у земли,

-  средней температуры столба воздуха,

-  случайными вариациями давления на высоте по отношению к давлению, задаваемому стандартной атмосферой.

Методические погрешности, вызванные изменением рельефа местности, могут быть скомпенсированы при наличии информации о рельефе местности или при дополнительной информации об истиной высоте полета.

Погрешность от изменения начального давления р0 можно определить его уравнениями. Если в момент вылета давление было р0, а после оно стало р1, то прибор будет показывать

, (27)

хотя правильное показание должно быть

. (28)

Отсюда погрешность измерения будет

. (29)

Если р1=р0+Dр0, то

. (30)

Для компенсации этой погрешности весь механизм прибора с помощью кремальеры поворачивают так, чтобы стрелки совмещались с нулевым делением шкалы. При нулевом положении стрелок прибора по шкале барометрического давления можно прочитать показание, соответствующее давлению р0 на данном аэродроме для определения высоты на аэродроме посадки необходимо по радио получить информацию о давлении на этом аэродроме.

На самолете запрещается отворачивать кремальеру и вращать только шкалу барометрического давления, чтобы установить ее в соответствии с атмосферным давлением на аэродроме. Несоответствие показаний стрелок и шкалы барометрического давления может быть следствием неисправности прибора. Поэтому если после установки стрелок на нуль показания этой шкалы отличаются от атмосферного давления более чем на определенное число мм. рт. ст., оговоренное в инструкции по эксплуатации высотомера (обычно ±1,5 — 2 мм рт. ст.), то прибор следует снять с летательного аппарата и проверить на соответствие параметров требованиям технических условий.

Помимо стрелок, высотомер имеет индексы, связанные со шкалой барометрического давления. Если стрелки прибора установить на нуль перед взлетом, то индексы покажут высоту места взлета относительно уровня, на котором давление равно 760 ми. рт. ст.

Если фактическая температура столба воздуха Тср/ отлична от температуры Тср по МСА, то

и (31)

Отсюда

, (32)

где DТ=Т/ср-Тср.

Для компенсации этой погрешности необходимо измерить фактическую температуру воздуха на высоте полета, а сведения о температуре у земли Т0 получать по радио. Рассматриваемая погрешность, пропорциональная высоте полета Н, на малых высотах мала, и ею можно пренебречь.

Для оценки методической погрешности, обусловленной случайными вариациями давления на высоте полета, предположим, что высотомер является нелинейным звеном, преобразующим измеряемую случайную функцию р=(t,x,y,z) времени и координат в показание прибора Н(t,x,y,z), также являющееся случайной функцией.

Для приближенной оценки связи между случайными функциями р и Н предположим, что измеряемое высотомером абсолютное давление

, (33)

где р0 – математическое ожидание р по МСА, а - центрированная случайная величина, причем р0>>. Показание высотомера представим в виде

, (34)

где Н0 и имеют аналогичный смысл, причем Н0>>.

. (35)

Следовательно, в первом приближении случайные методические погрешности пропорциональны случайным вариациям абсолютного давления в атмосфере.

Аэродинамическая поправка. С изменением числа М в полете происходит изменение эпюры давлений вдоль приемника ПВД. При этом у отверстий приемника ПВД давление становится отличным от статического давления на данной высоте полета. Это вызывает увеличение методической погрешности высотомера. Для устранения этой погрешности применяют вычислители аэродинамических поправок. Поправка, определяемая вычислителем, вводится в показания высотомера. Указатели с аэродинамической поправкой обеспечивают более точное выдерживание заданного эшелона по высоте полета.

2.7. Назначение системы воздушных сигналов

Одним из важнейших параметров полета летательного аппарата (ЛА) является его скорость. В основу принципа действия современных бортовых средств измерения параметров движения летательного аппарата (ЛА) в воздушной среде положен аэрометрический метод. С развитием авиационной техники возросли требования к точности измерения аэрометрических параметров.

Скорость полета ЛА измеряют относительно воздуха и относительно земли. При этом различают истинную воздушную скорость V – скорость полета относительно воздуха, путевую скорость W-скорость относительно Земли, и приборную (индикаторную) скорость Vпр - скорость полета в предположении, что скоростной напор постоянный на всех высотах. Безразмерной характеристикойскорости полета является число М полета, равное отношению истинной воздушной скоростиV к скорости звука a, т. е. М=V/а. Путевая скорость W равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости и скорости ветра , т. е.

= + (1)

Скорость полета является векторной величиной, для определения которой необходимо знать модуль и направление. Направление вектора истинной воздушной скорости в системе координат, связанной с осями ЛА, определяется углами атаки и скольжения . Следовательно, для полного определения вектора воздушной скорости необходимо измерять модуль вектора и угла атаки и скольжения. В целях удобства пилотирования отдельно измеряют вертикальную скорость Vh, являющуюся вертикальной составляющей скорости полета ЛА, причем Vh=dh/dt. Приборы, предназначенные для измерения указанных выше скоростей, называются соответственно указателями истинной воздушной скорости, индикаторной скорости, числа М, а приборы, измеряющие вертикальную скорость, называются вариометрами.