Аэродинамические измерители скорости

Аэродинамический (манометрический) метод измерения воздушной скорости полета ВС основан на измерении разности между полным и статическим давлениями встречного потока воздуха (р_п – р_с). Давление р_п и р_с воспринимается приемниками воздушного давления, расположенными на наружной стороне фюзеляжа (рис. 3.3, б).

Аэродинамический метод позволяет измерить приборную, истинную скорости движения самолета относительно воздушной среды, а также число Маха и вертикальную скорость набора или снижения.

Приборная скорость – скорость, которую индицирует указатель скорости, проградуированный по разности между полным и статическим давлениями воздуха, полное давление р_п берется с учетом сжимаемости воздуха:

V_пр → p_п – p_с, V_пр= f(p_дин).

Приборную скорость, исправленную на инструментальную, аэродинамическую поправки и на сжимаемость, связанную с отличием давления воздуха от стандартного давления на уровне моря, называют индикаторной земной скоростью V_инд:

V_инд = V_пр + ∆ V_пр + ∆ V_аэр + ∆ V_сж.

В зависимости от полноты учета инструментальных и методических погрешностей при вычислении скорости появились наименования «индикаторная земная скорость» и «индикаторная скорость». Аэродинамическая поправка компенсирует погрешность места установки приемников давления р_п и р_с, погрешности восприятия этих давлений и системы передачи давлений.

В технической литературе не делается различие между приборной и индикаторной скоростями. При теоретических расчетах имеют в виду индикаторную скорость. Приборная скорость является пилотажным параметром полета. На каждом этапе движения самолета нормами ИКАО присваиваются характерные значения приборной скорости полета. Числовые значения приборных скоростей утверждены руководством по летной эксплуатации на каждый тип самолета и должны быть выдержаны на этапах разбега, взлета, полета по маршруту, посадки в зависимости от центровки и массы самолета из условий обеспечения безопасности.

Существует стандартная номенклатура приборных скоростей. Основные из них:

- скорость принятия решения V₁ – это скорость разбега самолета, на которой возможно как безопасное прекращение, так и безопасное продолжение взлета. Величина этой скорости устанавливается в РЛЭ;

- минимальная скорость отрыва V_{min отр} устанавливается для всех принятых для взлета конфигураций самолета в диапазоне центровки, установленных руководством по летной эксплуатации. При этом угол атаки не должен превышать допустимое значение;

- скорость в момент подъема передней стойки шасси V_п.ст – скорость начала отклонения штурвала в направлении «на себя» для увеличения угла тангажа на разбеге;

- безопасная скорость взлета V₂ должна быть не менее чем 1, 2V_св;

- скорость в момент начала уборки механизации на взлете V₃;

- скорость при полетной конфигурации на взлете V₄. Она должна быть не менее чем 1, 3V_св;

- минимальная эволютивная скорость захода на посадку V_{min р} – скорость, на которой при внезапном отказе критического двигателя должна обеспечиваться возможность управления самолетом с помощью только аэродинамических органов управления;

- максимальная скорость захода на посадку V_{ЗП max};

- V_св – скорость сваливания, минимальная скорость самолета при торможении до угла атаки a_пред;

- V_св1 – скорость сваливания самолета при работе двигателей в режиме малого газа;

- V_aдоп – скорость при допустимом угле атаки при n_y = 1;

- V_maxЭ – максимальная эксплуатационная скорость. Эту скорость пилот в нормальной эксплуатации не должен превышать при всех режимах полета;

- V_{max max} – расчетная предельная скорость. Она устанавливается исходя из возможности непреднамеренного ее превышения. При превышении этой скорости не исключается особая ситуация.

Приборная скорость измеряется механически автономными указателями скорости типа УС-450, УС-2, КУС-730/1100, электромеханическими УС-И, УСИМ-1.

Измерители приборной скорости применяются как пилотажные приборы, в связи с особой ролью приборной скорости, определяющей аэродинамику движения ВС, обладают повышенной надежностью, точностью, просты в эксплуатации.

УС-2 – указатель приборной скорости измеряет и индицирует текущее значение V_пр в диапазоне 80…800 км/ч, при цене деления 10 км/ч.

Каждый прибор оборудован встроенными лампами освещения белого цвета, питание их осуществляется переменным током напряжением 5, 5 В 400 Гц.

Принцип действия указателя УС-2 основан на измерении манометрической коробки (МК) разности между полным и статическим давлением в полете с последующим преобразованием во вращательное движение стрелки (см. рис. 3.3, б).

Индикация приборной скорости осуществляется стрелкой по неподвижной шкале (рис. 3.12, а).

а	б
в	г
д	е

Рис. 3.12. Лицевые панели указателей скорости:

а – указатель скорости УС-2; б – указатель скорости КУС-730/1100; в – указатель скорости УС-И6; г – вариометр ВР-30ПБ; д – вариометр ВАР-75ПБ; е – комбинированный индикатор с электронным вариометром

Для удобства на шкале указателя имеются обозначения эксплуатационного диапазона приборных скоростей (скорости приведены для самолета М-101Т):

- дуга белого цвета с диапазоном эксплуатационных приборных скоростей от 120 до 235 км/ч для полетов с отклоненными закрылками при δ _з = 35° и выпущенном шасси (V_min = 120 км/ч, V_max = 235 км/ч);

- радиальная красная линия – максимальная эксплуатационная скорость V_max = 335 км/ч.

Комбинированный указатель скорости КУС-730/1100 предназначен для измерения и индикации приборной (от 50 до 730 км/ч) и истинной скорости (от 400 до 1100 км/ч).

КУС-730/1100 используется в качестве основного указателя скорости на самолетах Як-40, Ан-24, Ан-26, Ил-76ТД.

На самолетах с автоматами тяги указатели КУС-730/1100 заменяются на УС-И6, входящий в комплект систем АБСУ-134А, АБСУ-154Б-2 или на УСИМ-1.

УС-И6 являются основными указателями приборной скорости, входят в состав автомата тяги.

Указатели УС-И6 выполняют три функции:

- измеряют и индицируют приборную скорость с помощью стрелки в диапазоне 150…1000 км/ч, цена деления 10 км/ч;

- индицируют заданную приборную скорость V_зад с помощью индекса при включенном питании автомата тяги;

- выдают сигнал отклонения от заданной скорости V_зад для управления тягой двигателей через автомат тяги.

Вертикальная скорость V_y – это вертикальная составляющая скорости движения самолета относительно Земли или скорости изменения высоты полета:

V_y = dH/dt.

Прибор, измеряющий вертикальную скорость самолета, называется вариометром.

Принцип действия вариометра основан на запаздывании выравнивания атмосферного давления внутри полости манометрической коробки МК и герметичного корпуса (рис. 3.3, в). Погрешность, обусловленная запаздыванием изменения давления внутри корпуса прибора, приблизительно составляет 1 м/с.

На гражданских транспортных самолетах применяются вариометры ВР-10М, ВР-30М, ВР-75М. Вариометры ВР-10М и ВР-30М используются в качестве индикаторов вертикальной скорости в штатных условиях полета, ВР-75М в режиме аварийного снижения.

По показателям вертикальной скорости по вариометру и направлению разворота самолета по указателю ЭУП-53 выполняются координированные развороты.

В комбинированных приборах ДА-30ПБ сочетаются три индикатора: механический вариометр со шкалой от 0 до 30 м/с, указатель направления разворота со шкалой от 0 до 45 ед. и указатель скольжения.

Приборы ДА-30ПБ установлены на самолетах Як-40, Як-42, Ан-124-100.

По требованиям ИКАО на самолетах гражданской авиации устанавливаются системы предотвращения сталкивания ВС в воздухе – TCAS. В этих системах применяются комбинированные индикаторы с электронным вариометром VSI/TRA.

Статическое давление подается в МПД – модуль преобразования давления в цифровой код, который вводится в электронную базу системы TCAS.

Величина вертикальной скорости индицируется перемещением стрелки по шкале в диапазоне 0…30 м/с. При отказе канала измерения вертикальной скорости на индикаторе появляется бленкер отказа.

Истинная воздушная скорость V – это скорость движения самолета относительно воздушной среды. Истинная скорость зависит от трех параметров: динамического давления p_дин, статического давления p_с, температуры наружного воздуха T_Н.В. При известных векторах истинной скорости  и ветра  вычисляется по навигационному треугольнику скоростей вектор путевой скорости  как геометрическая сумма горизонтальной составляющей V_ист и скорости ветра U_в:

W = V_ист + U_в.

Путевая скорость W – это горизонтальная составляющая скорости движения ВС относительно Земли. Путевая скорость измеряется системой ДИСС (доплеровский измеритель скорости и угла сноса), на современных ВС – инерциальными системами ИНС или БИНС.

W = ,

где a_x – продольное ускорение.

Истинная путевая скорость используется для целей навигации.

Относительная воздушная скорость – число Маха – это скорость истинная воздушная, отнесенная к скорости звука в воздушной среде при температурных условиях полета:

.

С приближением скорости самолета к скорости звука аэродинамические характеристики самолета начинают зависеть уже не от скоростного напора, а от числа М. Начиная с числа М = 0, 7 – 0, 8 в условиях обтекания крыла происходят качественные изменения. В некоторых частях крыла появляются местные скачки уплотнения. Устойчивость и управляемость самолета претерпевает резкие изменения.

Показательным является указатель числа M с сигнализацией – МС-1. Число М индицируется стрелкой по шкале в диапазоне 0, 5…1, 0, цена деления 0, 01. Прибор выполнен с сигнальным устройством, при достижении самолетом расчетного значения Маха включается светосигнализатор «Проверь М».

Указатели углов атаки

Для качественного выполнения полета необходима информация о векторе воздушной скорости. Положение ВС относительно набегающего потока определяется углом атаки a_тек.

Угол атаки – это угол между продольной осью ВС и проекцией вектора скорости  на его продольную плоскость симметрии.

Различают местный и текущий аэродинамические углы атаки – a_мест и a_тек.

Местный угол атаки отличается от текущего на величину дополнительных искажений сноса потока воздуха в месте установки датчика ДАУ.

Наиболее точно для конкретного ВС текущий угол атаки определяется по результатам летных испытаний. Коэффициенты, учитывающие искажения потока в месте установки датчика ДАУ, определяются и подтверждаются в реальном полете для каждого типа ВС в отдельности и используются при создании приборов АУАСП – автоматов углов атаки, перегрузок и сигнализаций.

Информация по углу атаки используется как основная для обеспечения безопасности и оптимальности полета, улучшения устойчивости и управляемости ВС, реализации адаптивной аэродинамики крыла, управления тягой двигателей. Достоверная информация по аэродинамическим углам необходима на этапах взлета, посадки, полете на малой скорости, на предельно допустимых режимах, позволяет выполнять полеты при минимальном расходе топлива, повышает дальность и безопасность полета. Для обеспечения безопасности пилотирования ВС важно своевременно определять критическое значение угла атаки, когда коэффициент подъемной силы C_y резко падает.

Различают несколько значений аэродинамических углов: a_доп – максимально допустимый в эксплуатации; a_пред – предельный (критический); a_св – сваливание.

Для измерения местных аэродинамических углов атаки применяются датчики аэродинамических углов флюгерные – ДАУ-Ф. Датчик ДАУ устанавливается на фюзеляже или на крыле самолета, где искажение потока минимально. Основой частного датчика является флюгер, он представляет собой крыло малого размаха.

В отсутствии скоростного напора масса флюгера уравновешивается относительно оси вращения массой противовеса. При появлении скоростного напора флюгер занимает положение строго по местному потоку воздуха, поворачивается вокруг своей оси вместе с жестко закрепленными на ней щетками, которые отслеживают изменение местного угла атаки потенциометром с требуемой точностью.

Для нормальной работы в условиях обледенения внутри флюгера имеется трубчатый электронагреватель (ТЕН).

Сигнал угла атаки с датчика ДАУ подается в вычислительные устройства, усиливается и отрабатывается следящими системами указателей. Примером таких систем может служить: АУАСП-14кр на Ан-24, АУАСП-24кр на Ан-26, АУАСП-12 на Ту-154М и т.д.

⇐ Предыдущая9101112131415161718Следующая ⇒

Поделиться: