54. Схемы питания аэрометрических приборов и систем. Приёмники воздушного давления.
Аэрометрические приборы и системы используют принцип измерения параметров набегающего потока воздуха при движении летательного аппарата и преобразования их в электрические сигналы, пропорциональные значениям фазовых координат летательного аппарата. При этом измеряются статическое давление P, полное давление Pп и температура полного торможения воздушного потока Тт.
Для восприятия статического и полного давлений на летательных аппаратах применяются приемники воздушных давлений (ПВД). По своему конструктивному исполнению ПВД отличаются в зависимости от типов летательных аппаратов, на которых они устанавливаются.
Рис. 1. Приемник воздушных давлений ПВД-7
На вертолетах и дозвуковых самолетах устанавливаются приемники типа ПВД-6м, ПВД-7а на сверхзвуковых самолетах - ПВД-18, конструкция которых предусматривает компенсацию искажения результатов измерения статического давления от набегающего потока в зависимости от скорости полёта (отверстия C1 и С2 на цилиндрической, а С3 - на конической поверхностях используемые на различных скоростях полёта.).
ПВД-7 (рис. 1) представляет собой внутреннюю трубку, открытую с торца, и внешнюю трубку с отверстиями по окружности.
Размещение отверстий по окружности сверху и снизу трубки обеспечивает усреднение воспринятых давлений в камерах и их независимость от углов атаки и скольжения.
На центральное отверстие приемника ПВД набегающий поток воздуха оказывает давление
где Рп, Рст — полное и статическое давление воздуха; — плотность воздуха на высоте полета; V—воздушная скорость полета.
Рис.2. Принципиальная схема приёмника полного давления.
В настоящее время на самолетах получили применение раздельные приёмники полного и статического давлений. Приемниками статического давления являются отверстия в фюзеляже самолета со специальными насадками или плиты статического давления, устанавливаемые на фюзеляже самолета.
Один из приемников полного давления показан на рисунке 2. Встречный поток воздуха попадает в камеру 1 и тормозится козырьком 2. затем под давлением рп подается по трубке 6 в камеру 9, далее в трубку 12 со штуцером 11, который соединяется с магистралью полного давления. Козырек 2, кроме того служит для предохранения от попадания влаги в трубку 6. Влага, попадающая в приемную камеру из атмосферы, стекает через отверстие 3, находящееся в корпусе 4.
Вывод: вопрос подведения статического и динамического давления воздуха, который воздействует на ЛА, решается с помощью ПВД. С помощью ПВД давление подводиться к приборам которые отображают информацию для её восприятия экипажем и системами ЛА.
55. Приборы для измерения воздушных параметров герметических кабин. Измерители углов атаки и скольжения.
Измерение параметров герметических кабин осуществляется с помощью барометрических приборов. Данные приборы измеряют параметры кабины, получая значения давления непосредственно из самой кабины.
Рис. 7. Приборы для измерения воздушных параметров герметических кабин.
Кабинный вариометр ВР-10 предназначен для контроля «вертикальной скорости» в герметической кабине самолета, т. е. скорости изменения давлении в кабине ( мм рт. ст./с).
Принцип действия вариометра, установленного в системе высотного оборудования, основан на задержке изменения давления в корпусе прибора, соединенного с герметической кабиной капилляром, по сравнению с изменением давления в этой кабине. Разность между давлениями внутри и вне корпуса прибора тем больше, чем больше скорость изменении давления в герметической кабине.
Двухстрелочный указатель «высоты» и перепада давлений УВПД-15 предназначен для одновременного измерения условной высоты в герметической кабине самолета и перепада давлений (разность между давлением воздуха в кабине и атмосферным) в пределах высот от 0 до 15 км и перепада давлений от -0,04 до +0,6 кгс/см2.
Расходомер воздуха УРВК-18, состоящий из трубки Вентури и компенсированного указателя расхода воздуха УРВК-18 служит для измерения количества воздуха, поступающего в герметическую кабину.
Рис. 8. Схема расходомера.
Принцип действия расходомера основан на измерении перепада давлений в широкой и узкой частях трубки Вентури.
Указатели установлены на средней панели приборной доски пилотов, а датчики трубки Вентури — в трубопроводах торца центроплана.
Внутрикабинный термометр ТВ-19
Дистанционный электрический однострелочный термометр сопротивления ТВ-19 предназначен для измерения осредненной температуры воздуха в грузовой кабине. Комплект термометра ТВ-19 состоит из указателя ТВ-1, установленного на правой панели приборной доски летчиков, и трех датчиков температуры П-9. соединенных между собой последовательно и вмонтированных на шпангоутах 11 (два) и 34.
Принцип действия термометра основан на том, что при изменении температуры воздуха окружающей среды изменяется сопротивление чувствительных элементов датчиков, включенных в плечо моста измерителя, которое вызывает перераспределение токов в рамках логометра и приводит в новое положение следящую систему.
Измерители углов атаки и скольжения
Для определения вектора скорости необходимо знать его модуль и направление, которое в связанной системе координат определяется углами атаки α и скольжения β.Чувствительным элементом измерителей угла атаки в скольжения является флюгер, свободно вращающийся вокруг оси и устанавливающийся по потоку набегающего воздуха. Флюгерные датчики могут быть совмещены с приемниками воздушного давления (рис9) или выполнены как отдельный прибор.
Рис.9. Флюгерные датчики, установленные на ПВД
Сигнализатор угла атаки (СУА) предназначен для выдачи летчику предупредительного сигнала о выходе самолета на предельно допустимый угол атаки. СУА работает совместно с датчиком угла атаки (ДУА) флюгерного типа и указателем угла атака (УУА).
Индикация текущих углов атака осуществляется с помощью указателя углов атаки (УУА).
Указатель угла атаки и перегрузки (УУАП) предназначен для индикации текущих значений местного угла атаки α и нормальной перегрузки ny, дискретных предельно допустимых значений местного угла атаки αдоп и нормальной перегрузки nудоп , а также включения предупреждающей сигнализации при выходе самолета на предельно допустимые значения местного угла атаки αдоп и нормальной перегрузки nудоп.
В комплект УУАП входят: датчик нормальных перегрузок (ДП), блок усиления и коммутации (БУК), указатель углов атаки и перегрузок (УАП).
В УУАП можно выделить четыре канала индикации, два из которых являются непрерывными каналами индикации α и nу, а два - дискретными каналами индикации αдоп и nудоп.
Каждый непрерывный канал индикации представляет собой следящую систему, включающую потенциометр датчика (ДУА или ДП), усилитель У, электродвигатель М и потенциометр обратной связи ПОС.
В дискретных каналах индикации вместо потенциометра соответствующего датчика включены потенциометры - задатчики дискретных значений. В канале αдоп имеется восемь задатчиков, а в канале nудоп - пять. Переключение задатчиков осуществляется с помощью коммутационных реле в зависимости от режима полета по командам от самолетных систем.
Дискретные значения αдоп и nудоп сравниваются с текущими значениями α и nу в блоках сравнения. При подходе α или nу к αдоп или nудоп на выходе блока сравнения появляется импульсное напряжение частотой f = 2-4 Гц и загорается сигнальная лампа.
56. Назначение и принцип работы систем воздушных сигналов.
В основу построения ЦСВ и СВС положено наличие взаимосвязей градуировочных формул вычисляемых параметров.
Системы воздушных сигналов представляют собой централизованные устройства для вычисления и выдачи потребителям следующих аэрометрических параметров (на примере СВС типа СВС-ПН):
истинной воздушной скорости V;
приборной скорости Vпр;
числа М полета;
относительной H и абсолютной Ha барометрических высот;
температуры наружного воздуха T;
плотности воздуха ρ.
Для вычисления всех этих параметров достаточно знать три входные величины: динамическое Рд, статическое Р давления и температуру Т.
Давления Рд и Р измеряются с помощью ПВД, а температура - с помощью приемников температуры типа П-69 с камерой торможения.
Так как на движущемся летательном аппарате температура Т непосредственно не может быть измерена по причине аэродинамического нагрева приемника, измеряется так называемая температура полного торможения Тт воздушного потока. Температура Т вычисляется по известной из аэродинамики формуле
М вычисляется, как функция отношения динамического давления к статическому Рд/Р.
Статическое Р и полное Рп давления от системы ПВД, а температура Тт от приемника температуры торможения поступают в вычислитель скорости, числа М и высоты полета ВСМВ. Вычисленные значения параметров выдаются в виде напряжений на указатели скорости УСО и высоты УВО, а также через блок имитации нагрузок БИН - к другим потребителям этих параметров.
Блок имитации нагрузок предназначен для автоматического подключения эквивалентных нагрузок (резисторов) к соответствующему выходу ВСМВ при отключении какого-либо потребителя и обеспечения, таким образом, необходимой точности СВС.
Отображение информации о высоте полета Н (абсолютной) и заданной Нзр осуществляется указателем высоты по внутренней шкале малой стрелкой и по двухразрядному счетчику в километрах, по внешней шкале большой стрелкой в метрах.
Рис.10. Система воздушных сигналов
Заданная высота Нзр устанавливается автоматически по сигналам наземной системы радионаведения и отсчитывается по внутренней шкале и командному индексу 5.
Заданное давление Рз устанавливается по счетчику давления с помощью кремальеры 6. С кремальерой связана щетка потенциометра, выдающего в.вычислитель сигналы Нз = f(Pз) для вычисления по формуле относительной высоты Н полета.
Указатель скорости УСО выдает информацию о значениях истинной воздушной скорости V по узкой стрелке, числа М по широкой полета.
С помощью командного индекса, устанавливаемого по сигналам системы радионаведения, отсчитывается заданное значение Мзр.
Для расширения предела измерения указателя на дополнительный диапазон от 3 до 3,5 при V > 1500 км/ч в окнах бленкеров 9 вместо чисел 0 и 0,5 появляются числа 3 и 3,5.
В блоке коррекции БК-ПВД с помощью функционального преобразователя напряжения производится вычисление - аэродинамических поправок ΔH, ΔV и ΔM в зависимости от числа М.
Вынести ПВД в невозмущенный поток не представляется возможным, поэтому давление P будет восприниматься с погрешностью ΔР, которая возрастает с увеличением числа М полета за счет торможения потока и создания зоны повышенного давления и может достигать десятков мм.рт.ст. С увеличением высоты полета эта погрешность уменьшается.
В системах воздушных сигналов предусмотрен встроенный контроль их работоспособности путем подключения на вход вычислителя тестовых (эталонных) сигналов.
При нажатии кнопки контроля на приборной доске датчики давлений Рд, Р, температура Тт отключаются, а в вычислительную схему подаются эталонные сигналы, при которых выходные значения вычисленных СВС параметров по указателям УВО и УСО должны с требуемой точностью соответствовать их контрольным значениям.
Погрешности систем воздушных сигналов типа СВС-ПН
Погрешности измерения параметров зависят от скоростей и высот полета.
ΔH изменяется от ± 30м на Н<1000м до ± 300м на Н>2000 м,
Погрешность измерения скорости ΔV = ± (15+0,02V),
однако при V<500км/ч ΔV = ± 60км/ч.
Т.е. при М<0,4-0,5 точность измерения M и V низкая. Для упрощения технической реализации операций умножения и деления (например, Рд/Р) в СВС применено сложение и вычитание логарифмов от произведения или частного ( lgРд - lgР ).
При малых скоростях полета величина Рд = Рп-Р мала и приближается к нулю при приближении к нулю скорости. А так как логарифмы чисел, близких к 0, стремятся к -∞, показания скорости и числа М будут неопределенны; т.е. будут иметь большую погрешность.
Эта причина и обусловливает ограничение по использованию СВС при малых скоростях полета.
Пути повышения точности СВС.
Погрешности СВС:
- Статические погрешности, обусловленые непостоянством температуры элементов системы и неточностью вычислительных устройств.
- Динамические погрешности СВС возникающие вследствие запаздывания в передаче давления от приемников давления к датчикам и воздействия на элементы конструкции вибраций и перегрузок.
Стабильность характеристик достигается термостатированием блоков, применением амортизаторов и специальных влагопоглотителей.
Для уменьшения динамической погрешности, вызванной, увеличивают диаметр и уменьшают длину трубопроводов и уменьшают объем датчиков.
СВС - счётно-решающий прибор аналогового типа.
Цифровые системы воздушных сигналов (например, СВС-2Ц) повышают точность определения параметров.
Вывод: система СВС позволила изменить качество восприятия информации и её использования как экипажем так использование данной информации в различных системах на ЛА. СВС позволила так же уменьшить общий вес оборудования используемый для отображения информации и доведение её до потребителей.