- •Содержание
- •Приборное оборудование
- •1.1 Методы
- •1.2. Механические барометрические высотомеры
- •1.3. Электромеханический барометрическийвысотомер
- •1.4. Электромеханические барометрические датчики высоты и корректоры высоты
- •1.5. Методы измерения скорости полета
- •1.6. Теория аэродинамического метода измерения скорости полёта.
- •При диабетическом процессе имеет место следующее соотношение
- •1.7. Приборы для измерения скорости полетаи числа м
- •Указатель истинной воздушной скорости (ивс)
- •Тогда(1,14)
- •1.8. Методы измерения вертикальной скорости
- •1.9. Приборы для измерения вертикальной скорости
- •1.10. Приемники и магистрали воздушных давлений на самолете
- •1.12.Виды технического обслуживания высотомеров и указателей скорости, применяемая аппаратура
- •1.13.Методика технического обслуживания
- •1.14.Летная эксплуатация высотомеров
- •1.15.Летная эксплуатация указателей скорости
- •1.16.Летная эксплуатация вариометров
- •1.17.Возможные отказы систем статического и полного давлений
- •Комплексные измерители высотно-скоростных параметров
- •2.1.Общие сведения о системах воздушных сигналов
- •2.2.Системы свс-пн с бесконтактным вычислителем
- •2.3.Системы свс с вычислительными устройствами, совмещенными с указателями
- •2.4.Погрешности и особенности технического обслуживания аналоговых свс
- •2.5.Системы свс с цифровым вычислителем
- •2.7.Информационные комплексы высотно-скоростных параметров
- •2.8Система воздушных сигналовСвс-пн-15-4
- •3.1Основы прикладной теории гироскопа
- •3.2. Требования, предъявляемые к конструкции гироскопических приборов
- •Измерение углов крена и тангажа, измерение скольжения
- •4.1 Построение вертикали с помощью физического маятника на самолете
- •4.2 Авиагоризонты
- •4.3. Погрешности гировертикалей
- •4.4. Авиагоризонт аги-1с
- •4.5. Авиагоризонт агд-1
- •4.6. Авиагоризонт агб-3 (агб-Зк)
- •4.7 Авиагоризонт агк-47б
- •4.8. Авиагоризонт агр-144
- •4.9АвиагоризонтАгр-72а
- •1.10Авиагоризонт агб-96-15р
- •4.11Сравнительные характеристики авиагоризонтов.
- •4.12. Указатель скольжения
- •4.13 Эксплуатация авиагоризонтов
- •Приборы для измерения угловых скоростей и ускорений самолета
- •5.1. Указатель поворота эуп-53
- •5.2. Датчик угловой скорости (дус)
- •5.3 Выключатель коррекции вк-53рб
- •5.4 Выключатель коррекции вк-90
- •5.5. Измерители углового ускорения и интегрирующие гироскопы
- •Силовая гироскопическая стабилизация
- •6.1. Принцип силовой гироскопической стабилизации
- •6.2. Центральная гироскопическая вертикаль цгв-4
- •6.3 Малогабаритная гировертикаль (мгв).
- •6.4 Блок контроля крена бкк-18 и сигнализаторы нарушения питания снп-1.
- •6.5. Курсовертикаль
- •6.6. Методы повышения надежности приборов
- •Магнитные компасы
- •7.1. Магнитные компасы
- •7.2. Погрешности магнитного компаса
- •7.3. Магнитный компас ки-13 и его летная эксплуатация
- •Гирополукомпасы
- •8.1. Гирополукомпас типа гпк-48 и его летнаяэксплуатация
- •8.2. Гирополукомпасы типа гпк-52 и гпк-52ап
- •8.3. Ошибки гирополукомпаса гпк-52ап
- •8.4. Летная эксплуатация и основные техническиеданные гпк-52
- •Курсовые системы
- •9.1. Общие принципы построения курсовых систем
- •9.2. Способы комплексирования измерителей курсав курсовых системах
- •9.3. Гироиндукционный компас типа гик-1.
- •9.3.1. Следящая система «индукционный датчик-коррекционный механизм».
- •9.3.2. Следящая система «коррекционный механизм-гироагрегат»
- •9.3.3. Следящая система «гироагрегат-указатель»
- •9.3.4. Комплектация, основные технические данныеи летная эксплуатация гироиндукионного компаса гик-1
- •9.4. Курсовая система кс-6 и ее летная эксплуатация.
- •9.4.1. Режим гирополукомпаса (гпк)
- •9.4.2. Режим магнитной коррекции (мк)
- •9.4.3. Режим астрокоррекции (ак)
- •9.4.4. Основные технические данные и летнаяэксплуатация курсовой системы кс-6
- •9.5. Курсовая система ткс-п и ее летная эксплуатация.
- •9.5.1. Повышение точности работы системы ткс-п в режиме гпк
- •9.5.2. Режим гирополукомпаса (гпк)
- •9.5.3. Режим магнитной коррекции (мк)
- •9.5.4. Режим астрокоррекции (ак)
- •9.5.5. Основные технические данные и летнаяэксплуатация ткс-п
- •9.5.6 Подготовка к работе
- •9.6 Точная курсовая системы ткс-п2и её компоненты
- •9.6.1 Назначение
- •9.6.2 Комплект и размещение
- •9.6.3 Принцип действия
- •9.7 Устройство агрегатов системы ткс-п2
- •9.7.1 Индукционный датчик ид-3
- •9.7.2 Коррекционный механизм км-5
- •9.7.3 Гироагрегат га-3
- •9.7.4 Блок гиромагнитного курса бгмк-2
- •9.7.5 Указатель штурмана уш-3
- •9.7.6 Блок дистанционной коррекции бдк-1
- •9.7.7 Пульт управления пу-11
- •9.8 Функциональная схема ткс-п2
- •9.9 Эксплуатация ткс-п2
- •9.10 Предварительная подготовка экипажа к полету с ткс-п2
- •9.11 Работа экипажа с ткс-п2 после запуска двигателей
- •9.11.1 Перед выруливанием:
- •9.11.2 Перед взлётом
- •9.12 Начальная выставка курсовой системы ткс-п2
- •9.12.1 Начальная выставка гироагрегатов в режиме астрокоррекции
- •9.12.2 Начальная выставка гироагрегата в режиме магнитной коррекции
- •9.13 Выход на курс следования при использрвании системы ткс-п2
- •9.14 Контроль за ортодромическим курсом, выдерживаемым системой ткс-п2 в режиме гпк
- •9.15 Выполнение коррекции гироагрегатов системы ткс-п2, работающих в режиме гпк
- •9.16 Использование курсовой системы ткс-п2 при заходе на посадку
- •9.17 Использование курсовой системы в комплексе навигационно-пилотажного оборудования самолета
- •9.18 Отказы системы ткс-п2
- •9.18.1 Отказ основного гироагрегата
- •9.18.2 Отказ контрольного гироагрегата
- •9.18.3 Отказ индукционного датчика ид-3
- •9.18.4 Отказ контрольного указателя куш-1
- •9.19 Действия при отказах компонентов системы ткс-п2
- •9.20. Курсовая система гмк-1г и ее летная эксплуатация
- •9.20.1. Режим пуска
- •9.20.2. Режим гирополукомпаса (гпк)
- •9.20.3. Режим магнитной коррекции (мк)
- •9.20.4. Режим астрокоррекции (ак)
- •9.20.5. Система контроляи летная эксплуатация гмк-1г
- •9.20.6 Основные технические данныеГмк-1г
- •Инерциальные системы навигации
- •10.1.Принцип работы инерциальных систем
- •10.2. Типы инерциальных систем
- •10.3 Инерциальная курсовертикаль икв-72
- •10.4 Инициальная система и-11
- •10.5 Инерциальная системаltn-101 фирмы "Litton"
- •10.5.1 Описание и работа
- •10.5.2 Управление системойLtn-101
- •10.5.3 МоноблокGniru
- •10.5.4 Пульт выбора режимовMsu
- •10.6 Режимы работы системыLtn-101
- •10.6.1 Выставка
- •10.6.2 Повторная быстрая выставка
- •10.6.3 Режим Навигация (nav)
- •10.6.4 Режим "Курсовертикаль" ("атт")
- •10.6.5 Режим "выключено" ("off")
- •10.6Контроль работоспособности
- •10.7 Электропитание системы ltn-101
- •10.8 Отыскание к устранение неисправностей
1.5. Методы измерения скорости полета
Скорость полета самолета измеряют относительно воздушного потока и относительно поверхности земли. Причем рассматривают как горизонтальную, так и вертикальную составляющие скорости. Различают истинную воздушную скорость — скорость полета самолета относительно воздушного потока, индикаторную (приборную) скорость — скорость полета самолета относительно воздушного потока у земли при таком же динамическом давлении (скоростном напоре) как на данной высоте, и путевую скорость — скорость полета самолета относительно поверхности земли. Путевая скорость равна геометрической сумме горизонтальных составляющих истинной воздушной скорости и скорости ветра.
Безразмерной характеристикой скорости полета самолета является число М, равное отношению истинной воздушной скорости к скорости звука.
Приборы, предназначенные для измерения индикаторной скорости, называются указателями индикаторной скорости, а приборы, определяющие истинную воздушную скорость, — указателями истинной воздушной скорости. Часто применяются комбинированные указатели скорости (КУС), сочетающие в себе оба выше названных. Приборы, предназначенные для измерения числа М, называются М-метрами или указателями числа М.
Известно несколько методов измерения скорости полета самолета. Среди них следует отметить аэродинамический, доплеровский и инерциальный.
Доплеровский метод измерения скорости полета сводится к измерению разности частот радиосигналов — излучаемого к земной поверхности и отраженного от нее.
Инерциальный метод измерения скорости основан на измерении ускорений и однократном интегрировании полученных сигналов.
Доплеровский и инерциальный методы применяются для измерения путевой скорости.
Здесь будут рассмотрены приборы, основанные на аэродинамическом методе измерения скорости.
1.6. Теория аэродинамического метода измерения скорости полёта.
Применим уравнение Бернулли к струйке воздушного потока, действующего на открытую часть приемника воздушных давлений:
(1.1)
где g — ускорение силы тяжести р, γ1, V1 и рп, γ2,V2 —соответственно давление, весовая плотность и скорость набегающего и заторможенного потоков.
При полном торможении потока (V2 = 0) выражение (1.1) принимает вид
(1.2)
При малых скоростях полета (V<400 км/ч) воздух можно считать несжимаемым. Полагая γ1 = γ2 = γ и V1=V, получим
(1.3)
Величина называется динамическим давлением или скоростным напором, а давление рп — полным. Оно равно сумме давлений: р — в набегающем потоке и Δр — скоростного напора.
Из выражения (1.3) следует, что для измерения скорости полета V необходимо определить разность давлений Δр = рп — р и извлечь квадратный корень из этой величины. На рис. 1. 11 представлена принципиальная схема указателя скорости. Разность давлений измеряют следующим образом. В герметичный корпус 4 прибора подается статическое давление р от приемника воздушных давлений 1 по трубопроводу 2, а внутрь манометрической коробки 5—полное давление рП от ПВД по трубопроводу 3.
Манометрическая коробка деформируется в соответствии с разностью давлений р = рп—р, а извлечение корня из этой величины для получения скорости V осуществляется в передаточном механизме. Стрелка 6 показывает по шкале 7 измеряемую скорость полета.
Рис.1.9 принципиальная схема указателя скорости.
1-приёмник воздушного давления, 2-трубопровод статического давления, 3-трубопровод полного давления, 4-корпус прибора, 5-манометрическая коробка, 6-стрелка, 7-шкала.
Рис. 1.10. Структурная схема указателя приборной скорости: 1 – приемник давлений РпиРст; 2 – пневмопроводРп; 3 – пневмопроводРст; 4 – отстойники-фильтры каналаРп; 5 – отстойники-фильтры каналаРст; 6 – полость коробки; 7 – полость корпуса; 8 – условное звено образования динамического давленияРд; 9 – решающее устройство; 10 – индикатор
Для скоростей более 400 км/ч, но не превышающих скорость звука, необходимо пользоваться формулой с учетом сжимаемости воздуха. Процесс сжатия воздуха в приемнике можно считать близким к адиабатическому (происходящим без отдачи и приема энергии),так как время соприкосновения частиц воздуха с ПВД ничтожно мало. Тогда уравнение Бернулли может быть написано в виде
(1.4)
где k — коэффициент адиабатического сжатия воздуха. Он представляет собой отношение теплоемкости воздуха Ср при постоянном давлении к теплоемкости воздуха СV при постоянном объеме,
т. е.
Положив снова V2=0 и V1 = V, из уравнения (1.4) имеем
(1.5)