ДАТЧИКИ ВИМІРЮВАННЯ ШВИДКОСТІ ПОЛЬОТУ
Призначення датчиків вимірювання швидкості польоту
Політ літака характеризується рядом параметрів одним, з яких є швидкість.
Швидкість польоту літака можна виміряти по відношенню до повітряного середовища або відносно Землі, причому можна розглядати як горизонтальну, так і вертикальну складові швидкості. Розрізняють такі швидкості польоту: справжню повітряну, приладову, шляхову і вертикальну.
Справжньою воздушнойскоростью називається швидкість руху літака щодо повітряних мас.
Приладовій (індикаторної) швидкістю називається справжня повітряна швидкість, приведена до нормальної щільності повітря. Якщо політ відбувається при нормальній щільності повітря (ρ = 1,225 кг / м3), то приладова швидкість збігається з істинною.
Путевойскоростью називається горизонтальна складова швидкості руху літака відносно Землі. Шляхова швидкість дорівнює геометричній сумі горизонтальних складових істинної повітряної швидкості і швидкості вітру.
Вертікальнойскоростью називають вертикальну складову швидкості руху літака відносно Землі.
Приладова (індикаторна) швидкість дозволяє з певною точністю судити про величину швидкісного напору в польоті, від величини якого залежать аеродинамічні сили, що діють на літак, характеристики стійкості і керованості і головне - мінімальна безпечна швидкість польоту. Тобто інформація про величину приладової швидкості необхідна льотчику для пілотування. Інформація про справжню повітряної і путньої швидкостях потрібно для вирішення задач літаководіння.
На літаках, що минає покоління висотно-швидкісні параметри представлялися льотчику на приладах, конструктивно поєднували вимірювальну і індикаторну частини. Прилади, найчастіше, складалися з датчика і покажчика, розміщених або в одному корпусі, або з'єднаних між собою дистанційною передачею. Датчик вимірював і перетворював інформацію в електричний сигнал, а покажчик представляв її на лицьовій панелі приладу.
На сучасних ЗС, де відображення польотної інформації проводиться на екранах багатофункціональних дисплеїв, традиційне розуміння приладів, як вимірювальних пристроїв з відображенням інформації, відходить у минуле. На їх місце приходять інформаційні комплекси висотно-швидкісних параметрів (ІК ВСП) .ІК ВСП приймає і вимірює необхідний параметр (в нашому випадку - швидкість), перетворює його в сигнал "зручний" для сприйняття обчислювальної системою літаководіння (ВСС) .ВСС. в свою чергу, вирішує завдання з обробки і передачі інформації про той чи інший параметр (швидкість, висоту і т.д.) на індикацію і в системи які в цій інформації потребують.
Зміна форми вирішення завдання індикації висотно-швидкісних параметрів, тим не менш, не скасовує методів їх вимірювання.
До основних методів вимірювання швидкості відносяться:
аерометричних метод, заснований на вимірюванні швидкісного (динамічного) напору повітря, функціонально пов'язаного зі швидкістю польоту;
доплеровській метод вимірювання швидкості польоту, який зводиться до вимірювання доплерівського зсуву частот відбитого від землі радіосигналу;
інерційних метод, заснований на вимірюванні прискорень і одноразовому інтегруванні отриманих сигналів. При цьому відповідні складові прискорення руху літака визначаються за допомогою акселерометрів (датчиків вимірювання прискорень). Цей метод дозволяє визначати, крім шляховий швидкості, координати місцезнаходження літака, істинний курс, шляховий кут і ряд інших параметрів. Інерційних метод знайшов найширше застосування в авіації, перш за все, для вирішення питань навігації, для визначення місця розташування літака - в інерційних навігаційних системах і буде розглянуто нижче.
Для вирішення ж завдань пілотування і літаководіння (частково) перераховані вище види швидкостей визначаються ІУ, в основу побудови яких покладено перші два методи вимірювання, а саме барометричний і доплеровській. Причому перший з них має чільне значення. Аерометричних тиску до них підводяться від приймачів повітряних тисків (ПВД).
Приймачі повітряних тисків
Для правильного функціонування пілотажно-навігаційних ІУ, заснованих на вимірі параметрів зустрічного потоку повітря, до них необхідно підвести повне і статичну тиску, що здійснюється через ПВД, розташовані поза літаком. Такий приймач являє собою сукупність двох концентричних трубок (рис.10.1). Внутрішня трубка відкрита з торця назустріч потоку і служить для сприйняття тиску повітря при повному гальмуванні, т. Е. З 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 неспотвореного статичного тиску.
Мал. 10.1. Принципова схема приймача повного і статичного тисків
Приймач повного тиску виконується у вигляді трубки, спрямованої відкритим кінцем назустріч повітряному потоку (рис. 10.2).
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 усередині літака з трубопроводами, що 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.
Мал. 10.2. Приймач повного тиску:
1 - камера; 2 - козирок; 3 - дренажний отвір; 4 - корпус; 5 - дистанційний пульт елемент; 6 - трубка; 7, 8 - з'єднувальні дроти; 9 - камера; 10 - штепсельної вилки; 11 - штуцер, 12 - трубопровід; 13 - фланець; 14 - прокладка
На рис. 10.3 показаний варіант ПВД, що приймає як статичну, 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.
Усередині приймача є три герметичні камери, сполучені з розташованими на поверхні приймача отворами С1, С2 і С3 і виведені відповідно на штуцери 1, 2 і 3. Крім того, в передній частині приймача
Ріс.10.3.Пріемнік повітряного тиску (ПВД) з компенсуючим контуром
є центральний отвір П, сприймає повний тиск, виведене на штуцер 4.
Особливістю даного типу ПВД є те, що при польоті з дозвуковій швидкістю тиск в камері С3 близько до статичного, а в камерах C1 і С2 значно відрізняється від нього; при польоті ж з надзвуковою швидкістю тиск в камері С3 значно відрізняється від статичного, 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 або іншої камери проводиться автоматично за допомогою пневматичного перемикача, що 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, що відрізняються величинами α, β, D, крім того, підбирається оптимальна відстань між ПВД і літаком.
На великих літаках, з метою підвищення надійності, встановлюють кілька приймачів повного і статичного тисків.