Измерения скорости в приборной и истинной

АО «Академия  Гражданской Авеаций»

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

РЕФЕРАТ

ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ В ПРИБОРНОЙ И ИСТИНЫЙ

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Подготовил:Ярмухамедов Т.П. ДПР-10

                                                          Проверил:

 

 

 

 

 

 

 

 

 

АЛМАТА 2013

ДАТЧИКИ ИЗМЕРЕНИЯ СКОРОСТИ ПОЛЕТА

  Назначение датчиков измерения скорости полета

  Полет самолета характеризуется рядом параметров одним, из которых является скорость.

Скорость полета самолета можно измерить по отношению к воздушной среде или относительно Земли, причем можно рассматривать как горизонтальную, так и вертикальную составляющие скорости. Различают следующие скорости полета: истинную воздушную, приборную, путевую и вертикальную.

 Истинной воздушной скоростью называется скорость движения самолета относительно воздушных масс.

 Приборной (индикаторной) скоростью называется истинная воздушная скорость, приведенная к нормальной плотности воздуха. Если полет происходит при нормальной плотности воздуха (ρ = 1,225 кг/м³), то приборная скорость совпадает с истинной.

 Путевой скоростью называется горизонтальная составляющая скорости движения самолета относительно Земли. Путевая скорость равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости и скорости ветра.

 Вертикальной скоростью называют вертикальную составляющую скорости движения самолета относительно Земли.

 Приборная (индикаторная) скорость позволяет с определенной точностью судить о величине скоростного напора в полете, от величины которого зависят аэродинамические силы, действующие на самолет, характеристики устойчивости и управляемости и главное – минимальная безопасная скорость полета. Т.е., информация о величине приборной скорости необходима летчику для пилотирования. Информация об истинной воздушной и путевой скоростях требуется для решения задач самолетовождения.

 На самолетах уходящего поколения высотно-скоростные параметры представлялись летчику на приборах, конструктивно совмещавших измерительную и индикаторную части. Приборы, чаще всего, состояли из датчика и указателя, размещенных или в одном корпусе, или соединенных между собой дистанционной передачей. Датчик измерял и преобразовывал информацию в электрический сигнал, а указатель представлял ее на лицевой панели прибора.

 На современных ВС, где отображение полетной информации производится на экранах многофункциональных дисплеев, традиционное понимание приборов, как измерительных устройств с отображением информации, уходит в прошлое. На их место приходят информационные комплексы высотно-скоростных параметров (ИК ВСП). ИК ВСП принимает и измеряет необходимый параметр (в нашем случае – скорость), преобразует его в сигнал “удобный” для восприятия вычислительной системой самолетовождения (ВСС). ВСС, в свою очередь, решает задачи по обработке и передаче информации о том или ином параметре (скорости, высоте и т.д.) на индикацию и в системы которые в этой информации нуждаются.

 Изменение формы решения задачи индикации высотно-скоростных параметров, тем не менее, не отменяет методов их измерения.

 Методы измерения скорости полета

 К основным методам измерения скорости относятся:

• аэрометрический метод, основан на измерении скоростного (динамического) напора воздуха, функционально связанного со скоростью полета;
• доплеровский метод измерения скорости полета, который сводится к измерению доплеровского сдвига частот отраженного от земли радиосигнала;
• инерциальный метод, основан на измерении ускорений и однократном интегрировании полученных сигналов. При этом соответствующие составляющие ускорения движения самолета определяются с помощью акселерометров (датчиков измерения ускорений). Этот метод позволяет определять, помимо путевой скорости, координаты местонахождения самолета, истинный курс, путевой угол и ряд других параметров. Инерциальный метод нашел самое широкое применение в авиации, прежде всего, для решений вопросов навигации, для определения местоположения самолета – в инерциальных навигационных системах и будет рассмотрен ниже.

Для решения же задач пилотирования и самолетовождения (частично) вышеперечисленные виды скоростей определяются ИУ, в основу построения которых положены первые два метода измерения, а именно барометрический и доплеровский. Причем первый из них имеет главенствующее значение. Аэрометрические давления к ним подводятся от приемников воздушных давлений (ПВД).

Приемники воздушных давлений

Для правильного функционирования пилотажно-навигационных ИУ, основанных на измерении параметров встречного потока воздуха, к ним необходимо подвести полное и статическое давления, что осуществляется через ПВД, расположенные вне самолета. Такой приемник представляет собой совокупность двух концентрических трубок (рис.10.1). Внутренняя трубка открыта с торца навстречу потоку и служит для восприятия давления воздуха при полном торможении, т. е. с помощью этой трубки получают полное давление р_п. Внешняя трубка с торца закрыта, но имеет ряд отверстий на боковой поверхности. Эти отверстия должны располагаться в зоне неискаженного статического давления.

Рис. 10.1. Принципиальная схема приемника полного и статического давлений

Приемник полного давления выполняется в виде трубки, направленной открытым концом навстречу воздушному потоку (рис. 10.2).

Приемники статического давления исполняются в следующих  вариантах:

а) в виде отверстий, расположенных на поверхности фюзеляжа самолета в таких точках, где давление равно статическому; при этом для повышения жесткости обшивки фюзеляжа на ней располагаются плиты со статическими отверстиями, соединенными внутри самолета с трубопроводами, подводящими  статическое давление к соответствующим приборам;

б) в виде укрепленного на крыле или фюзеляже самолета вытянутого цилиндра, ось которого направлена вдоль воздушного потока, а на поверхности, в точках, где давление равно статическому, сделаны отверстия.

 

Рис. 10.2. Приемник полного давления:

1 – камера; 2 – козырек; 3 – дренажное отверстие; 4 – корпус; 5 – обогревательный элемент; 6 – трубка; 7, 8 – соединительные провода; 9 – камера; 10 – штепсельный разъем; 11 – штуцер, 12 – трубопровод; 13 – фланец; 14 – прокладка

 

На рис. 10.3 показан вариант ПВД, принимающего как статическое, так и полное давления. На поверхности цилиндра имеется утолщение – компенсирующий контур (аэродинамический компенсатор), имеющее форму двух встречных конусов и предназначенное для выравнивания статического давления на поверхности контура при определенных режимах полета.

Внутри приемника имеются  три герметичные камеры, сообщающиеся с расположенными на поверхности приемника отверстиями С₁, С₂ и С₃ и выведенные соответственно на штуцера 1, 2 и 3. Кроме того, в передней части приемника

Рис. 10.3. Приемник воздушного давления (ПВД) с компенсирующим контуром

имеется центральное  отверстие П, воспринимающее полное давление, выведенное на штуцер 4.

Особенностью данного  типа ПВД является то, что при полете с дозвуковой скоростью давление в камере С₃ близко к статическому, а в камерах C₁ и С₂ значительно отличается от него; при полете же со сверхзвуковой скоростью давление в камере С₃ значительно отличается от статического, но при этом давления в камерах С₁ и С₂ близки к статическому. Поэтому при полете на дозвуковых скоростях используется камера С₃, а на сверхзвуковых скоростях – камера С₁ или С₂. Перевод магистрали статического давления на питание от той или другой камеры производится автоматически с помощью пневматического переключателя, срабатывающего при переходе скорости через скорость звука.

Точность воспроизведения  статического давления зависит от геометрической формы и размеров компенсирующего контура (углов α, β и диаметра D), а также от расстояния между приемником и самолетом. Поэтому приемники выпускаются в различных модификациях, отличающихся величинами α, β, D, кроме того, подбирается оптимальное расстояние между ПВД и самолетом.

На больших самолетах, в целях повышения надежности, устанавливают несколько приемников полного и статического давлений.

Принцип действия и устройство датчиков измерения скорости

               Аэрометрические датчики измерения скорости (приборной)

Принцип действия датчика скорости основан на измерении динамического (скоростного) напора полностью заторможенного потока воздуха.

р_дин = р_пол – р_ст

Датчик скорости (динамического давления) состоит из чувствительного элемента – манометрической коробки 1 и преобразователя 3, которые размещены в общем корпусе.

В корпус датчика от приемника статического давления по трубопроводам подается статическое давление. От приемника полного давления по трубопроводам в манометрическую коробку подается полное давление. Манометрическая коробка 1, прогибаясь, перемещает плунжер 2 и тем самым изменяет взаимную индуктивность обмоток индуктивного преобразователя 3. Возникшая е.д.с. подается на усилитель 4, выходной, сигнал которого передается далее потребителю (заставляет вращаться электродвигатель 5.) Электродвигатель с помощью кулачка 6 перемещает плунжер 7 до тех пор, пока результирующая е.д.с. вторичных обмоток индуктивных датчиков не уменьшится до нуля. Каждому положению плунжера 2 датчика соответствует определенное положение плунжера 7.

С осью электродвигателя 5 через корректор 8, наличие которого позволяет уменьшить инструментальные погрешности датчика, связана щетка выходного потенциометра 10. Перемещение щетки 9 пропорционально перемещению подвижного центра манометрической коробки 1, а положение ее соответствует по величине измеряемому динамическому давлению (р_дин = р_п – р_ст).

Линейная зависимость между u_вых и р_дин достигается благодаря определенной форме кулачка 6 и тщательной регулировке лекального механизма корректора 8.

Как известно, аэродинамические силы, действующие на самолет в  полете, также пропорциональны скоростному напору. Поэтому для поддержания равновесия сил, действующих на самолет, при пилотировании важно знать не истинную воздушную, а приборную скорость полета.

Измеритель приборной скорости может использоваться не только как пилотажный прибор, но и как навигационный для определения истинной воздушной скорости. При этом в показания ИУ вводится ряд поправок.

                Измерители вертикальной скорости

ИУ, предназначенные для измерения вертикальной скорости ВС, т.е. скорости подъема или снижения, называются вариометрами.

Известно несколько методов  измерения вертикальной скорости полета самолета. Наиболее распространенным является метод, основанный на непосредственном дифференцировании статического давления, однозначно связанного с высотой полета. Этот метод реализуется в вариометрах с пневмомеханическим дифференцирующим устройством – вариометрах манометрического типа.

Действие манометрического вариометра основано на измерении избыточного давления (разрежения), которое создается при изменении высоты полета внутри замкнутого объема, сообщающегося с атмосферой через капиллярную трубку.

Принципиальная схема манометрического вариометра показана на рис. 10.5.

Внутренняя полость герметичного корпуса 1 ИУ сообщается через стеклянный капилляр 2 с окружающей самолет атмосферой. Вариометр, так же как и высотомер, должен воспринимать невозмущенное статическое давление воздуха вне самолета на высоте полета. Поэтому капилляр 2 вариометра соединяется через штуцер с приемником статического давления. Внутри герметичного корпуса 1 установлен чувствительный механический манометр, измеряющий разность между давлением внутри корпуса и статическим давлением на данной высоте.

Манометр состоит из манометрической  коробки 3, внешняя поверхность которой воспринимает давление, действующее внутри корпуса 1; внутренняя полость коробки находится под действием атмосферного давления, подводимого внутрь коробки 3 при помощи трубки 4. Таким образом, коробка 3 воспринимает разность между давлением в корпусе и атмосферным давлением. Перемещение центра коробки 3 передается стрелке 9 через передаточно-множительный механизм (тяга 5, кривошип 6, сектор 7, трибка 8).

Вариометр работает следующим  образом. Когда самолет летит  горизонтально, давление внутри корпуса 1 равно атмосферному. При этом разность давлений внутри и вне коробки 3 равна нулю и стрелка 9 указывает нуль.

При подъеме самолета атмосферное давление непрерывно уменьшается  и воздух из корпуса 1 вытекает через капилляр 2 наружу, в результате чего давление в корпусе падает. Однако из-за сопротивления капилляра давление внутри корпуса не успевает стать равным атмосферному давлению, и внутри корпуса образуется избыточное давление, величина которого тем больше, чем быстрее самолет набирает высоту. Под влиянием образовавшейся разности давлений манометрическая коробка 3 сжимается и передвигает через передаточно-множительный механизм стрелку 9 вверх от нуля. Как только подъем самолета прекратится, атмосферное давление перестает меняться, давление внутри корпуса сравняется с атмосферным давл5нием и стрелка возвратится на нуль. При снижении самолета стрелка вариометра отклоняется вниз от нулевой отметки шкалы.