книги из ГПНТБ / Бондарь Г.М. Основы устройства и применения технических средств самолетовождения учеб. материал

яость воздуха, зависящую от давления, и по ней определять высоту полета.

Схема такого высотомера представлена на рис. II. 39. Внутри ионизационной камеры, соединенной с приемником статического давления, размещают два электрода, причем по­ ложительный электрод покрывают веществом, обладающим свойством альфа-распада.

Степень ионизации воздуха радиоактивными альфа-части­ цами зависит от плотности воздуха и определяет величину то­ ка, проходящего между электродами. Таким образом, измеряя силу тока в цепи или напряжение на сопротивлении R, можно определить высоту полета.

Применение ионизационной камеры в качестве чувствитель­ ного элемента высотомера позволяет, во-первых, устранить недостатки, свойственные обычным высотомерам, и, во-вторых, создать централизованный датчик высоты с простой дистанци­ онной передачей данных на указатели всех членов экипажа.

§ 6. Определение воздушной скорости полета

Воздушной скоростью называется скорость полета само­ лета относительно воздушной среды. Знание воздушной скоро­ сти экипажу необходимо для пилотирования самолета и для осуществления самолетовождения.

В настоящее время наибольшее распространение получил аэродинамический метод измерения воздушной скорости, осно­ ванный на измерении скоростного напора, т. е. давления воз­ душного потока, набегающего на самолет (скоростной напор называется еще динамическим давлением).

Аэродинамический указатель скорости включает два эле­ мента: приемник воздушных давлений (ПВД) и измеритель.

Приемник воздушных давлений (рис. II. 40) состоит из ка­ меры полного давления (статического и динамического) и ка­ меры статического давления. Обе эти камеры объединены в одном корпусе, размещаемом на самолете в таком месте, где минимальны искажения воздушного потока.

71

О ш и б к и и з м е р е н и я с к о р о с т и

Ошибки аэродинамического указателя скорости делятся на три группы: инструментальные, аэродинамические и методиче­ ские.

Инструментальные ошибки происходят от несовершенства прибора и износа его деталей в процессе эксплуатации. Они определяются путем сличения данного указателя скорости с эталонным прибором и учитываются в полете по графику,, изображенному на рис. II. 44.

Рис. II. 44

Аэродинамические ошибки возникают вследствие искажения воздушного потока в месте установки ПВД. На современных самолетах аэродинамические ошибки незначительны по сравне­ нию с другими ошибками, поэтому их практически не учи­ тывают.

Методические ошибки возникают из-за несовершенства аэро­ динамического метода измерения воздушной скорости. Имеется различие между методическими ошибками в показаниях узкой и широкой стрелок прибора.

Узкая стрелка КУС показывает скорость с учетом изменения плотности воздуха на высоте полета. В приборе не учитывается только отклонение фактической температуры воздуха от стан­ дартной, в результате чего узкая стрелка показывает истинную1

1 Цифры 1200 и 2000 указывают верхний предел диапазона измеря­ емых скоростей приборами.

76

воздушную скорость с ошибкой, называемой температурной ошибкой указателя скорости.

Величина этой ошибки определяется по формуле:

АН _ АТ

(II. 6),

v ~ т „ .........

где AV — относительная температурная ошибка определения

V

скорости;

— расхождение между стандартной и .фактической тем­ пературами воздуха;

Тст— стандартная температура воздуха на высоте полета. В практике температурная ошибка КУС учитывается путем перерасчета на счетной навигационной линейке НЛ-10 показа­ ния узкой стрелки в истинную воздушную скорость и наоборот.

Схема вычислений может быть представлена в виде:

Методическая ошибка в показаниях широкой стрелки КУС возникает вследствие несовпадения в полете фактической плот­ ности воздуха с расчетной.

Она учитывается также с помощью НЛ-10. Схема вычислений:

меньше методической ошибки показаний широкой стрелки. По­ этому истинная скорость в полете, как правило, определяется по узкой стрелке.

Однако не исключено определение истинной воздушной ско­ рости по широкой стрелке. Это может иметь место при подго­ товке к полету, когда с инструкции по расчету дальности и продолжительности полета будет взят режим полета, выражен­ ный в приборной скорости, и для расчета полета необходимо определить истинную воздушную скорость. Может быть и такой -случай, когда режим полета указывается в истинной воздуш­ ной скорости, но для определения часового или километрового расхода топлива по инструкциям потребуется найти приборную скорость.

КУС используется в полете для выдерживания заданной и измерения истинной воздушной скорости. При этом в маршрут­ ных полетах на скоростях, значительно отличающихся от мини­ мальных, выдерживание скорости производится по узкой стрел­ ке. Если же полет выполняется на скоростях, близких к мини-

77

мальным, выдерживание скорости осуществляется по широкой стрелке.

При заходе на посадку летчик обычно пользуется широкой стрелкой.

Аэродинамические указатели скорости имеют существенные недостатки. Они состоят в том, что с ростом скоростей и высоты полета увеличиваются их инструментальные погрешности, а так­

же возникают ошибки за счет искажения воздушных потоков

У пвд.

В. АВТОМАТИЧЕСКИЕ УСТРОЙСТВА СЧИСЛЕНИЯ ПУТИ

САМОЛЕТА ^ tI

Под счислением пути подразумевается определение средне­ го фактического курса полета или среднего фактического пу­ тевого угла, как суммы курса и угла сноса, средней истин­ ной воздушной или путевой скорости и по измеренной скоро­

карте линий фактического пути самолета или линии курса и определение по этой линии точки местонахождения самолета к интересующему моменту времени.

Следовательно, конечной целью счисления и прокладки пути является определение района местонахождения самоле­ та. Эта задача может решаться в полете штурманом (летчи­ ком) с помощью линейки и транспортира или автоматически­ ми устройствами счисления пути.

Различают прокладку пути по фактическим путевым уг­ лам (ФПУ) и путевым скоростям (w), а также штилевую прокладку.

§7. Прокладка пути по фактическому путевому углу (ФПУ)

ипутевой скорости (w)

Прокладка пути на карте начинается от последней досто­ верной отметки места самолета.

Линия фактического пути проводится на карте по измерен­

достигается тем, что в конце каждого проложенного отрезка пути при помощи циркуля или специальной линейки прокла­ дывается путь, пройденный самолетом за время разворота.

Если углы сноса и путевые скорости измеряются на каж­ дом курсе, то на карте сразу получают линию фактического пути и место самолета (MCi) к моменту времени T0-f-t.

78

Если в полете до ориентира, над которым отмечено место самолета на карте, определен ветер, то углы сноса и путевые скорости для каждого курса могут рассчитываться на ветро­ чете. Но поскольку ветер по маршруту может изменяться, то проложенные на карте линии пути не будут фактическими и в определении места самолета MCi будет допущена ошибка.

Рис. II. 45

В случае, когда в районе MCi представляется возможным- ^определить новый ветер, то целесообразно уточнить место са­ молета. Уточнение места самолета производится путем смеще­ ния MCi на половину вектора изменения ветра за время по­ лета (рис. II. 45 — уточненное место МС2).

§ 8. Штилевая прокладка пути

Если углы сноса и путевые скорости на каждом курсе не­ известны, то на карте прокладывают линии курса и на каж­ дой линии откладывают воздушный путь ( vt), т. е. ведут штилевую прокладку пути (рис. II. 46).

В результате на карте получают «штилевую точку», кото­ рая может приниматься за место самолета при неизвестном ветре. Если к концу полета известен ветер, то для получения более точного места самолета необходимо от штилевой точки отложить вектор ветра за время полета.

Точность определения места самолета счислением и про­ кладкой пути равна при известном ветре 3—5% от пройденно­ го расстояния, а при неизвестном ветре тем меньше, чем боль­ ше скорость ветра.

Так как в полете (особенно в сложных метеоусловиях и ночью) экипаж самолета непрерывно должен вести счисление

79

и прокладку пути, то естественно стремление конструкторской мысли автоматизировать решение этой задачи.

Первые авиационные автоматические устройства этого ти­ па начали создаваться в двадцатых годах (примерно в 1925 г.), однако в то время они широкого распространения не получили из-за малой точности этих устройств, которая обус­ ловливалась большими ошибками приборов, измеряющих ско­ рость и курс полета.

Устройства, предназначенные для автоматического реше­ ния задачи счисления и прокладки пути, принято называть автоматическими навигационными устройствами (АНУ). Все АНУ можно классифицировать следующим образом:

—прокладчики пути самолета на карте;

—счетчики географических координат самолета (навига­ ционные координаторы);

—счетчики условных координат самолета (навигационные индикаторы).

В настоящее время наиболее широкое применение нашли

АНУ типа навигационных индикаторов (НИ-50им и НИ-50бм).

По этим причинам основное внимание в данном учебном материале будет уделено навигационным индикаторам и за­ дачам, решаемым с их помощью.

§9. Принцип действия навигационного индикатора

Внавигационных индикаторах (НИ) автоматически осу­ ществляется счисление пути самолета в системе прямоуголь­ ных координат.

Для рассмотрения принципа действия НИ выберем произ­ вольно ориентированную систему прямоугольных координат СОВ (рис. II. 47) так, чтобы ось ОС составляла с северным направлением меридиана угол а, называемый углом карты.

80