Методи вимірювання швидкості польоту

↑

▷ Содержание

⇐ ПредыдущаяСтр 4 из 9Следующая ⇒

До основних методів вимірювання швидкості відносяться:

- аерометричний метод, заснований на вимірі швидкісного (динамічного) напору повітря, функціонально пов'язаного зі швидкістю польоту;

- допплерівський метод вимірювання швидкості польоту, який зводиться до вимірювання доплерівського зсуву частот відбитого від землі радіосигналу;

- інерціальний метод, заснований на вимірі прискорень і одноразовому інтегрування отриманих сигналів. При цьому відповідні складові прискорення руху літака визначаються за допомогою акселерометрів (датчиків вимірювання прискорень). Цей метод дозволяє визначати, крім шляхової швидкості, координати місцезнаходження літака, істинний курс, шляховий кут і ряд інших параметрів. Інерціальний метод знайшов широке застосування в авіації, насамперед, для вирішення питань навігації, для визначення місцеположення літака – в інерціальних навігаційних системах і буде розглянуто нижче.

Для вирішення завдань пілотування і літаководіння (частково) вище перелічені види швидкостей визначаються ІУ, в основу побудови яких покладено перші два методи вимірювання, а саме барометричний і доплерівського. Причому перший з них має домінуюче значення.

 Аерометричний тиск до них підводяться від приймачів повітряних тиску (ППТ).

Робота датчиків такої системи, що збирають дані для визначення швидкості польоту заснована на двох вже поважного віку винаходи. Перше — це трубка Піто. Вона винайдена в 1732 році французьким вченим А.С. Піто. Він займався гідравлікою, тобто вивчав протягом рідини в трубах. Як відомо закони гідравліки при певних умовах цілком застосовні для газів, тобто для повітря. Його ми і надалі будемо мати на увазі.

Трубка Піто являє собою L — образну трубку, один кінець якої поміщений в швидкісний (повітряний) потік. Цей потік в трубці гальмується, створюючи в ній надлишковий тиск, за величиною якого можна судити про швидкість потоку, тобто по суті справи швидкості польоту, якщо ця трубка встановлена на літальному апараті. В цілому принцип досить простий.

Однак тут треба не забувати ще про одну важливу річ. Все, що знаходиться усередині земної атмосфери, існує в ній під постійним атмосферним (статичним) тиском. Ми його практично не відчуваємо (якщо, звичайно, все в порядку зі здоров'ям, але воно є і так чи інакше впливає практично на всі фізичні процеси, що відбуваються навколо нас, тобто на всю нашу життя.

Класична трубка Піто дає тільки повне тиск. Тому статику доводиться вимірювати окремо.

На сучасних літальних апаратах ці пристрої отримали нове, більш просте і правильне назва: приймачів повітряного тиску (ПВТ). Вони дають первинні дані у складний комплекс системи повітряних сигналів. Трубки Піто в чистому вигляді практично не застосовуються. Хоча подекуди в малій авіації вони ще зустрічаються. У комплекті до них тоді обов'язково йдуть приймачі статичного тиску у вигляді плити з рядом отворів на обшивці літального апарату.

Частіше використовуються так звані комбіновані ПВТ. Вони по конструкції являють собою типові трубки Прандтля. Ці пристрої обов'язково забезпечуються потужною системою електричного обігріву, так як невеликі отвори для виміру тисків при обмерзанні літака цілком можуть бути закупорені льодом, що, звичайно, може перешкодити їх коректній роботі. На стоянках приймачі повітряних тисків закриваються спеціальними заглушками або чохлами для виключення попадання сторонніх предметів і бруду в отвори.

Рис 1.1 Принципова схема приймача повного і статичного тисків

Для правильного функціонування пілотажно-навігаційних ІУ, заснованих на вимірі параметрів зустрічного потоку повітря, до них необхідно підвести повне і статичний тиск, що здійснюється через ПВД, розташовані поза літака.    Такий приймач являє собою сукупність двох концентричних трубок (рис. 1.1). Внутрішня трубка відкрита з торця назустріч потоку і служить для сприйняття тиску повітря при повному гальмуванні, тобто за допомогою цієї трубки отримують повний тиск рп. Зовнішня трубка з торця закрита, але має ряд отворів на бічній поверхні. Ці отвори повинні розташовуватися в зоні неискаженного статичного тиску.

Приймач повного тиску виконується у вигляді трубки, спрямованої відкритим кінцем назустріч повітряному потоку (рис. 1.2).

Приймачі статичного тиску виконуються в наступних варіантах:

а) у вигляді отворів, розташованих на поверхні фюзеляжу літака в таких точках, де тиск дорівнює статичному; при цьому для підвищення жорсткості обшивки фюзеляжу на ній розташовуються плити зі статичними отворами, сполученими всередині літака з трубопроводами, підводять статичний тиск до відповідних приладів;

 б) у вигляді укріпленого на крилі або фюзеляжі літака витягнутого циліндра, вісь якого спрямована вздовж повітряного потоку, а на поверхні, в точках, де тиск дорівнює статичному, зроблені отвори.

Рис. 1.2 Приймач повного тиску:

1 – камера; 2 – козирок; 3 – дренажний отвір; 4 – корпус; 5 – обігрівальний елемент; 6 – трубка; 7, 8 – з'єднувальні проводи; 9 – камера; 10 – штепсельний роз'єм; 11 – штуцер, 12 – трубопровід; 13 – фланець; 14 – прокладка

На рис. 1.3 показаний варіант ПВД, приймає як статичне, так і повне тиску. На поверхні циліндра є потовщення – компенсуючий контур (аеродинамічний компенсатор), що має форму двох зустрічних конусів і призначене для вирівнювання статичного тиску на поверхні контуру при певних режимах польоту.

  Всередині приймача є три герметичні камери, сполучені з розташованими на поверхні приймача отворами С1, С2 і С3 і виведені відповідно на штуцера 1, 2 і 3. Крім того, в передній частині приймача є центральне отвір П, сприймає повне тиск, виведене на штуцер 4.

Рис. 1.3 Приймач повітряного тиску (ПВТ) з компенсуючим контуром

Особливістю даного типу ППТ є те, що при польоті з дозвуковою швидкістю тиск в камері С3 близько до статичного, а в камерах C1 і С2 значно відрізняється від нього; якщо ж польоті з надзвуковою швидкістю тиск в камері С3 значно відрізняється від статичної, але при цьому тиску в камерах С1 і С2 близькі до статичного. Тому при польоті на дозвукових швидкостях використовується камера С3, а на надзвукових швидкостях – камера С1 або С2. Переклад магістралі статичного тиску на харчування від тієї чи іншої камери проводиться автоматично за допомогою перемикача, котрий спрацьовує при переході швидкості через швидкість звуку.

Точність відтворення статичного тиску залежить від геометричної форми і розмірів компенсуючого контуру (кутів α, β і діаметра D), а також від відстані між приймачем і літаком. Тому приймачі випускаються в різних модифікаціях, які відрізняються величинами α, β, D, крім того, підбирається оптимальна відстань між ПВД і літаком.

На великих літаках, в цілях підвищення надійності, встановлюють декілька приймачів повного і статичного тисків.

В даний час застосовуються покажчики швидкості двох типів: покажчики приладової швидкості (УС) і комбіновані покажчики швидкості (КУС). Перші встановлюються на літаках і вертольотах, які мають невелику швидкість. Другі встановлюються на швидкісних літаках.

Покажчики швидкості допомогою трубопроводів з'єднуються з приймачами повітряного тиску. (ПВД). В даний час застосовуються два типи ПВД: суміщений і з роздільними системами виміру тисків. Сумісний приймач (рис. 1.4) складається з двох трубок. Одна з них має відкритий кінець 1 і сприймає повне тиск зустрічного потоку повітря. Інша трубка 2 сприймає через бічні отвори 3 тільки статичний тиск. Обидві трубки укладені в  загальний корпус.

Електрообігрівач 4 служить для оберігання приймача від обмерзання. Для зменшення аеродинамічних помилок приймач за допомогою спеціальної штанги встановлюється в місці найменшого спотворення повітряного потоку.

Другий тип приймача має роздільні системи виміру повного і статичного тисків (рис. 1.5). Повний тиск сприймається трубкою повного тиску.      Статичний тиск з'яви отся через отвір у борту фюзеляжу.

Рис. 1.4 Схема суміщеного приймача повітряного тиску

Рис. 1.5 Схема роздільного приймача повітряного тиску

Рис. 1.6 Схема покажчика приладової швидкості:

1 — манометрична коробка; 2 — передаточно-розмножувальний механізм; 3 — шкала швидкості; 4 — стрілка; 5 — корпус приладу

Через динамічний штуцер в манометричну коробку подається повний тиск, а через статичний штуцер всередину корпусу приладу подається статичний тиск.

В польоті манометрична коробка розширюється під дією динамічного тиску, що представляє собою різниця між повним і статичним тиском. Переміщення верхнього рухомого центру манометричну коробки за допомогою передаточно-розмножувального механізму перетворюється в обертовий рух стрілки, яка за шкалою вказує приладову швидкість літака. В даний час на літаках і вертольотах можуть встановлюватися покажчики приладової швидкості типу УС-350, УС-800 (рис. 1.6).

Комбінований покажчик швидкості призначений для одночасного вимірювання приладової і істинної повітряної швидкості. У ньому поєднані два приладу; покажчик приладової швидкості і покажчик істинної повітряної швидкості. Комбінований покажчик швидкості має наступні основні вузли:

— чутливий елемент, що сприймає динамічний тиск (манометрична коробка);

— чутливий елемент, що сприймає статичний тиск на висоті польоту (анероїдна коробка);

— передаточно-розмножувальні механізми;

— індикаторну частину;

— корпус приладу.

РОЗДІЛ 2

Познавательные статьи:



Психологические особенности спортивного соревнования

Приготовление дезинфицирующих растворов различной концентрации

Занятость населения и рынок труда

Социальный статус семьи и её типология