Погрешности манометрического вариометра

Погрешности манометрического вариометра следующие:

- инструментальные;

- методические.

Причины возникновения инструментальных погрешностей манометрических вариометров такие же, как и у других манометрических приборов, в том числе как у указателя индикаторной скорости.

Перечислим методические погрешности манометрического вариометра:

- динамическая погрешность;

- температурная погрешность от непостоянства температуры Т₁ внутри корпуса;

- температурная погрешность из-за неодинаковости температур Т_к, Т₁ и Т в формуле (3.35).

Динамическая погрешность обуславливается запаздыванием изменения давления внутри корпуса прибора. Передаточная функция механизма вариометра в этом случае имеет вид

, (3.37)

где q = Р_ст - Р₁; – чувствительность прибора; τ – постоянная времени анероидного звена (3.37), равная (в секундах)

где Р_к – среднее давление в капилляре.

При постоянном вертикальном ускорении, например, , динамическая погрешность согласно формуле (3.37) достигает величины . При τ = 1 с и а = 1 м/с² погрешность м/с.

Вторая составляющая методической погрешности вариометра возникает из-за нагрева или охлаждения воздуха внутри прибора, когда изменяется температура материала корпуса. С целью уменьшения этой погрешности корпус прибора изготавливают из термоизоляционного материала (пластмассы).

Третья составляющая методической погрешности вариометра появляется, когда температура Т_к, Т₁ и Т отличается от температуры тарировки Т_к = Т₁ = Т = Т_о. Эта погрешность может достигать 30 % на предельных значениях измеряемой вертикальной скорости. Однако на малых значениях скорости погрешность меньше, а при околонулевых значениях отсутствует. Поэтому функция прибора – точность контроля горизонтального полета – не зависит от этого вида методической температурной погрешности.

Данная погрешность может быть приближенно подсчитана по формуле:

. (3.38)

Таблица 3.12

v_y, м/с
± Δ v_y, м/с t^oC = 25 ± 10	0, 5	1, 0	1, 0	1, 0	1, 0	1, 0	1, 0
± Δ v_y, м/с t^oC = -20 – +55	1, 0	1, 0	1, 5	1, 5	1, 5	1, 5	1, 5

Таблица 3.13

v_y, м/с
± Δ v_y, м/с t^oC = 25 ± 10	0, 5	0, 75	2, 0	2, 0	2, 5	2, 5	3, 0	3, 0	3, 0
± Δ v_y, м/с t^oC = -20 – +55	1, 0	1, 5	2, 5	2, 5	3, 0	3, 0	3, 5	3, 5	3, 5

Таблица 3.14

v_y, м/с
± Δ v_y, м/с t^oC = 25 ± 10	0, 5	1, 0	2, 0	2, 0	2, 5	3, 0	4, 0	4, 0	5, 0
± Δ v_y, м/с t^oC = -20 – +55	1, 0	1, 5	2, 5	2, 5	3, 5	4, 0	6, 0	8, 0

В таблицах 3.12 – 3.14 приведены суммарные статические допустимые погрешности для вариометров с различными диапазонами измерения вертикальной скорости согласно международным требованиям [5]. Этими же нормами оговариваются динамические свойства вариометров. Постоянная времени для высот полета ≤ 3, 5 км должна заключаться в пределах:

- для прибора с диапазоном индикации ±10 м/с – 4 ± 2 с;

- для прибора с диапазоном индикации ±30 м/с – 3 ± 1 с;

- для прибора с диапазоном индикации ±75 м/с – 2 ± 1 с.

Для гражданских транспортных самолетов выпускаются вариометры с диапазонами индикации до ± 75 м/с. К ним относятся серийные приборы ВР-10М, ВАР-30М, ВАР-75М.

Для маневренных самолетов выпускаются серийно вариометры с диапазоном индикации до ± 500 м/с. К ним относятся приборы ВАР-150М, ВАР‑ 300, ВАР-500 и другие.

Рис. 3.35. Вариометры: а – ВР-10М; б – ВАР-30М;

в – ВАР-75М; г – ВАР-300; д – ВАР-500; е – ВРФ-2; ж – ВРФ-6

Подробнее о принципах отображения и типах индикаторов пилотажных параметров изложено в главе 8.

Глава 4

СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ

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 Р_п и Р_ст 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.

Рис. 4.1. Структурная схема дозвуковой СВС

В соответствии с минимальными требованиями стандарта НЛГС на борту самолета должно быть установлено необходимое количество приемников и датчиков аэродинамических параметров, о чем было сказано в третьей главе. Один из вариантов оборудования борта в интересах нормальной работы СВС приведен на рис. 4.2.

Рассмотренная выше стандартная СВС сформирована под действием тенденции централизации параметров и разделения систем по функциям. Однако не исключена тенденция децентрализации параметров и пересмотр задач бортовых систем.

Объективными причинами для этого могут быть: резкое увеличение вычислительных способностей вычислителей систем, уменьшение их габаритов и массы, появление датчиков первичной информации со встроенными микропроцессорами. Датчики берут на себя некоторые функции вычислителя СВС (коррекция характеристик, фильтрация, формирование кода). Задачи вычислителя СВС упрощаются, вплоть до его аннулирования.

Возникает возможность интеграции разрозненных, но более интеллектуальных датчиков на более высоком уровне систем. Одним из вариантов может быть таков, когда функции СВС будут схемно и конструктивно объединены с бесплатформенной инерциальной системой (БИНС), которая имеет избыток вычислительной мощности и габаритов.

Системы воздушных сигналов для военных самолетов, для вертолетов и других типов летательных аппаратов могут отличаться от рассмотренной выше стандартной СВС.

Рис. 4.3. Структурная схема СВС для военного самолета

На рис. 4.3 представлена структурная схема СВС для военного сверхзвукового самолета. В первой главе было сказано, что нормы требований стандартов АРИНК и НЛГС для военных самолетов необязательны. Тем не менее, сходство приведенных двух систем большое. Общая идеология сохранена, хотя диапазоны измерения первичных параметров отличаются, разное число потребителей. СВС для вертолета будет отличаться наличием дополнительных специальных измерителей первичных параметров, которые рассматриваются в пятой главе.

⇐ Предыдущая 4 5 6 7 8910 11 12 13 Следующая ⇒