^_^ Хе-хе ^_^

1. Основные определения: приборы, датчики, системы, ПНК

Прибор — устройство вспомогательного назначения (контроль, управление, измерение, регулирование), предназначенное для облегчения труда человека путём частичной или полной его замены (например, измерительный прибор (вольтметр), автоматический прибор и т. п.)^[1].

В зависимости от принципа действия приборы подразделяют на механические (гироскоп и т. п.), электрические (вольтметр и т. п.), оптические (микроскоп и т. п.) и т. д., а также на приборы комбинированного действия (оптико-электронные приборы и т. п.). В зависимости от области применения приборы подразделяют, например, на бытовые приборы, столовые приборы, медицинские приборы. С другой стороны, если рассматривать некоторые бытовые приборы как самостоятельные устройства, то возможно их отнесение к другим видам устройств, например, стиральная машина, микроволновая печь (аппарат).

Датчик (сенсор, от англ. sensor) — понятие в системах управления, первичный преобразователь, элемент измерительного, сигнального, регулирующего или управляющего устройства системы, преобразующий контролируемую величину в удобный для использования сигнал.

ПНК

Под пилотажно-навигационным комплексом (ПНК) понимается совокупность датчиков информации, систем обработки и отображения информации, систем управления, предназначенных для пилотирования и навигации летательного аппарата.

Пилотажно-навигационные комплексы по сложности и многофункциональности относятся к категории больших информационно-управляющих систем. В зависимости от точности решаемых задач, надежности, количества автоматизированных функций и загруженности экипажа пилотажно-навигационные комплексы делят на ряд групп: ПНК-1 — условно ПНК первого выпуска (например, на Ил-62), ПНК-2 — условно ПНК второго выпуска (например, на Ту-144) и т. д.

С помощью ПНК осуществляются: стабилизация и индикация углового положения ЛА; стабилизация скорости, числа М, вертикальной скорости (для ПНК-2); контроль и индикация отклонений от глиссады, управляющих (командных) сигналов, резерва топлива; контроль и сигнализация предельно допустимых параметров движения и положения ЛА; подсказка действий экипажу, при возникновении определенных ситуаций в полете (для ПНК-2); программное траекторное управление ЛА в районе аэродрома и по маршруту; определение и индикация текущих значений координат места ЛА, скорости полета, моментов изменения режимов полета; коррекция счисленных координат места Л А по РСБН, РСДН, по астрокорректору, по РЛС; регистрация пилотажно-навигационных параметров; передача пилотажно-навигационной информации по запросу наземных КП УВД (для ПНК-2), а также обмен пилотажно-навигационной информацией с другими ЛА и наземными КП (для ПНК-2).

2. Классификация авиационных приборов и основные факторы характеризующие условия их эксплуатации.

В первую группу входят манометры бензина и масла, термометры масла и воды, термометры цилиндров, термометры карбюратора, тахометры, мановакуумметры, бензиномеры, счетчики расхода горючего, газоанализаторы.

Во вторую группу входят указатели скорости, высотомеры, вариометры, магнитные компасы, указатели поворота, указатели скольжения, авиагоризонты, гирополукомпасы, гиромагнитные компасы, радиокомпасы, секстанты, визиры, часы, автопилоты и автоштурманы.

Работа современных авиационных приборов основана на различных законах механики, аэродинамики, гидравлики, электротехники и магнетизма.

Существуют приборы одного назначения, работа которых основана на совершенно различных физических принципах, например, тахометры центробежныо и электрические, бензиномеры электрические и гидростатические и т. д. Параллельное существование этих приборов объясняется тем, что каждый из примененных принципов имеет свои преимущества и свои недостатки; на некоторых типах самолетов выгоднее применять электрический бензиномер, на других — механический и т. д.

По принципу действия существующие авиационные приборы можно разделить на следующие группы:

1) манометрические приборы, в основу работы которых положен принцип измерения давления; сюда относятся манометры, жидкостные термометры, мановакуумметры, указатели скорости, высотомеры, вариометры, гидростатический бензиномер;

2) электрические приборы, основанные на измерении одной из электрических величин (напряжение, сила тока, частота); сюда относятся электрические термометры, тахометры, бензиномеры и т. д.;

3) магнитные компасы, использующие свойство магнитной стрелки располагаться по направлению магнитного меридиана;

4) механические приборы, работающие на основе различных законов статики, кинематики и динамики; сюда относятся указатели скольжения, механические бензиномеры, часы, центробежные тахометры и т. д.;

5) гироскопические приборы, использующие свойства гироскопа с двумя или тремя степенями свободы; сюда относятся указатели поворота, авиагоризонты, гирополукомпасы, гиромагнитные компасы;

6) оптические приборы, использующие законы оптики; сюда относятся навигационные визиры и секстанты;

7) приборы, состоящие из элементов, работа которых основана на различных физических принципах; сюда относятся автопилоты, автоштурманы и другие сложные автоматы.

Для удобства наблюдения за работой двигателей и других агрегатов самолета указатели всех приборов должны быть сосредоточены в кабинах пилота, штурмана и бортмеханика. Двигатели и части самолета, в которых должно производиться то или иное измерение, обычно удалены от кабины самолета. На самолетах с многими двигателями приборная доска может быть помещена на расстоянии 10 м и более от двигателей.

Приборы, показания которых передаются на расстояние, называются приборами с дистанционной передачей показаний, или просто дистанционными приборами. Дистанционными приборами могут быть не только приборы, контролирующие работу двигателя, но и пилотажно-навигационные приборы.

Рассмотрим основные факторы, характеризующие условия эксплуатации авиационных приборов.

Температура. Для авиационных приборов, используемых на больших и малых высотах полета и в различных климатических условиях, рабочий диапазон температур составляет от -60 до +50 С. Только отдельные приборы, устанавливаемые в непосредственной близости от двигателей, рассчитаны на работу в диапазоне — -60 +100° С. Такой большой рабочий диапазон колебаний температуры приводит к ошибкам приборов, вызываемым изменением электрических параметров, механических характеристик деталей и т. д. В связи с этим в приборах широко используют различного рода температурные компенсаторы, стабилизаторы, системы охлаждения и обогрева. Влажность среды, в которой находится прибор, влияет на электрическое сопротивление изоляционных материалов, коррозионную стойкость металлов, поэтому при конструировании приборов приходится это учитывать. Предельное количество водяных паров в теплом воздухе значительно больше, чем в холодном, поэтому при подъеме на высоту, где температура всегда ниже, чем у земли, в необогреваемых и герметизированных отсеках самолета может выпасть осадок в виде росы, инея, снега, который, попадая на приборы, влияет на их работу. Обычно авиационные приборы рассчитывают на работу при относительной влажности, близкой к 100% и температуре 20° С. Плотность воздуха. С подъемом на высоту плотность воздуха уменьшается. Это влияет на теплообменные процессы в приборах и на изоляционные свойства воздуха. Поэтому все авиационные приборы имеют допустимую «высотность», т. е. высоту, до которой они сохраняют свои точностные характеристики. Применение герметичных приборов с заполнением их внутреннего объема инертным газом позволяет значительно нейтрализовать влияние влажности и уменьшить влияние плотности воздуха. Механические воздействия. В полете приборы подвергаются действию ускорений, которые возникают как при изменении скорости движения самолета, так и при совершении им различных эволюции. Действие ускорения на приборы оценивается величиной перегрузки n, т. е. отношением ускорения а к ускорению силы тяжести g в относительных единицах: n=a/g. Для транспортных самолетов n= 1,5-2. Кроме того, приборы испытывают и вибрационные перегрузки, т. е. перегрузки от вибрации основания, на котором крепятся. Если частота вибрации основания совпадает с частотой собственных колебаний механизмов прибора, то может наступить резонанс, при котором значительно возрастает амплитуда колебаний прибора, и он может выйти из строя. Вибрация основания оценивается величиной вибрационной перегрузки. На самолете много источников вибрации, амплитуды и частоты которых могут быть различными. Приборные доски (панели, на которых крепятся приборы) устанавливают на амортизаторы, которые гасят колебания и уменьшают влияние вибрации. Приборы, устанавливаемые на приборных досках, рассчитаны на вибрационную перегрузку, равную 1,5-2 единицам. Обособленно расположенные приборы, как правило, имеют индивидуальные амортизаторы. Здесь рассмотрены основные условия эксплуатации авиационных приборов. В основном документе, сопровождающем прибор, — техническом паспорте, указываются диапазон температур, влажности, величины механических воздействий, при которых данный прибор будет работать нормально. Эксплуатация прибора возможна только при указанных в паспорте условиях.

3. Методы измерения высоты полета. Основы теории барометрического метода измерения высоты.

Высотой полета называется расстояние до самолета, отсчитанное по вертикали от некоторого

уровня, принятого за начало отсчета.

Приборы, предназначенные для измерения высоты полета над земной поверхностью, называются высотомерами. Различают три высоты полета (рис. 1.1): абсолютную — высоту относительно уровня моря; относительную — высоту относительно какого-либо места, например, аэродрома взлета или посадки; истинную — высоту над пролетаемой местностью. Абсолютную высоту полета важно знать при испытаниях самолетов. Относительная высота должна быть известна при взлете и посадке, а истинная высота — во всех случаях полета. Высоту полета относительно уровня с давлением 760 мм рт. ст. называют абсолютной барометрической высотой. Рис. 1. 1. К пояснению абсолютной, истинной и относительной высоты полета Известно несколько методов определения высоты полета. Среди них следует отметить барометрический и радиотехнический методы, которые получили наибольшее распространение в гражданской авиации.

Барометрический метод измерения высоты основан на зависимости между абсолютным давлением в атмосфере и высотой. Измерение высоты этим методом сводится к определению абсолютного давления с помощью барометра.

Известно, что с увеличением высоты Н уменьшается абсолютное атмосферное давление р. Так как это давление для одного и того же момента времени связано с высотой однозначной зависимостью, то, измерив на некоторой высоте абсолютное давление, можно определить высоту точки измерения барометрический высотомер показывает высоту относительно того уровня, давление и температура на котором (р0 и То) заданы при тарировке прибора. Барометрические высотомеры тарируются при Ро=760 мм рт. ст. и То=288,15 К (15° С). Фактическое давление Ро и температура То не остаются постоянными и могут отличаться от указанных значений. Поэтому эти изменения необходимо учитывать при пользовании барометрическим высотомером.

4. Устройство и принцип работы механического барометрического высотомера.

Барометрические высотомеры по своему устройству однотипны. Диапазон измеряемых высот лежит в пределах от 0 до 20 км и выше. Измерение высоты полета с помощью барометрического высотомера сводится к определению абсолютного давления в атмосфере. Рис. Принципиальная схема барометрического высотомера: 1—стрелка; 2—трибка; 3—зубчатый сектор; 4—передаточный механизм; 5—трубопровод; 6—приемник статического давления; 7—корпус; 8—блок анероидных коробок Принципиальная схема барометрического высотомера представлена на рис. 1.4. Чувствительным элементом, воспринимающим атмосферное давление, служит блок анероидных коробок 8. Он состоит из двух анероидных коробок для повышения чувствительности прибора. Каждая анероидная коробка состоит из двух спаянных между собой гофрированных мембран. Для правильного измерения атмосферного давления необходимо, чтобы блок анероидных коробок воспринимал статическое давление наружного воздуха на уровне полета. Давление воздуха внутри самолета, где расположен высотомер, может значительно отличаться от статического давления наружного воздуха. Поэтому блок анероидных коробок помещают в герметичный корпус 7, который трубопроводом 5 сообщается с приемником статического давления 6. Снаружи на блок анероидных коробок действуют силы статического давления воздуха. Эти силы уравновешиваются упругими силами коробок. При подъеме на высоту давление, действующее на анероидные коробки, уменьшается и подвижный центр блока коробок перемещается. С подвижным центром связана кривошипношатунная передача 4, которая поворачивает зубчатый сектор 3. Поворот сектора передается трибке 2, на оси которой укреплена стрелка 1-стрелка поворачивается относительно неподвижной шкалы, которая проградуирована в единицах высоты. Для увеличения точности отсчета в современных высотомерах имеются две стрелки. Малая стрелка высотомера поворачивается на один оборот при изменении высоты в пределах измеряемого диапазона и служит для грубого отсчета; большая стрелка поворачивается на один оборот при изменении высоты на один километр и служит для точного отсчета. Высота определяется по сумме показаний обеих стрелок.

5. Методические погрешности барометрических высотомеров, их компентация и учет.

Барометрические высотомеры имеют методические и инструментальные погрешности. Методические погрешности обусловлены косвенным методом измерения высоты. Эти погрешности вызваны изменением: 1) рельефа местности; 2) давления у земли; 3) средней температуры столба воздуха. ^ Методическая погрешность, вызванная изменением рельефа местности, не может быть скомпенсирована в барометрических высотомерах, если нет дополнительной информации об истинной высоте полета. Погрешность в определении истинной высоты частично может быть учтена экипажем самолета, если известны: а) высота полета над пролетаемой местностью относительно уровня моря; б) давление и температура у земли над пролетаемой местностью. Поскольку высотомеры градуируются при нормальных условиях (Pо=760 мм рт. ст., To=288,15К и т=0,0065 град/м), а при взлете самолета условия могут отличаться от нормальных (например, давление у земли может быть больше или меньше, чем 760 мм рт. ст.), то это приводит к смещению стрелок прибора с нулевого деления шкалы. Для компенсации этой погрешности весь механизм прибора с помощью кремальеры поворачивают так, чтобы стрелки совместились с нулевым делением шкалы. При нулевом положении стрелок прибора по шкале барометрического давления определяют давление в миллиметрах ртутного столба, соответствующее точке взлета. После вылета высотомер будет показывать высоту относительно точки вылета. Если после вылета на аэродроме изменилось барометрическое давление, то прибор показывает относительную высоту с погрешностью. Для компенсации погрешности, вызванной изменением давления у земли, необходимо на борт самолета по радио сообщить новое значение барометрического давления, которое затем с помощью кремальеры по барометрической шкале вводят в высотомер. Таким же путем вводятся данные в высотомер о давлении для измерения высоты относительно аэродрома посадки. ^ Инструментальные погрешностибарометрических высотомеров складываются из погрешностей, вызванных гистерезисом анероидных коробок, неуравновешенностью подвижных элементов, люфтами в опорах и шарнирах ПММ, неточностью изготовления шкалы, трением и изменением температуры воздуха, окружающего прибор. Первые четыре вида погрешностей конструктивными мерами сводят до допустимых величин. На преодоление трения в передаточном механизме и стрелках затрачивается давление Дртр, которому соответствует погрешность погрешность высотомера, вызываемая трением, обратно пропорциональна барометрическому градиенту. Поскольку барометрический градиент уменьшается с увеличением высоты, то погрешность прибора на больших высотах больше, чем на малых. Так, погрешность, вызванная трением, на высоте 20 км в 14 раз больше, чем у земли (предполагается, что приведенное трение одинаково на всех высотах). Для уменьшения указанной погрешности необходимо применять опоры с малым трением. Температурные инструментальные погрешности барометрического высотомера возникают, главным образом, вследствие изменения модуля упругости анероидных коробок инструментальная температурная погрешность состоит из двух частей, первая из которых не зависит от высоты, т. е. одинакова по всей шкале, а вторая пропорциональна высоте и имеет знак, противоположный первой. Для уменьшения инструментальной температурной погрешности применяют биметаллическую температурную компенсацию первого и второго рода.

5. Инструментальные погрешности барометрических высотомеров их компенсация и учет.

Инструментальные погрешности борометрических высотомеров складываются из погрешностей, вызванных гистерезисом анероидных коробок, неуравновешенностью подвижных элементов, люфтами в опорах и шарнирах ПММ, неточностью изготовления шкалы, трением и изменением температуры воздуха, окружающего прибор. Первые четыре вида погрешностей конструктивными мерами сводят до допустимых величин. На преодоление трения в передаточном механизме и стрелках затрачивается давление Дртр, которому соответствует погрешность погрешность высотомера, вызываемая трением, обратно пропорциональна барометрическому градиенту. Поскольку барометрический градиент уменьшается с увеличением высоты, то погрешность прибора на больших высотах больше, чем на малых. Так, погрешность, вызванная трением, на высоте 20 км в 14 раз больше, чем у земли (предполагается, что приведенное трение одинаково на всех высотах). Для уменьшения указанной погрешности необходимо применять опоры с малым трением. Температурные инструментальные погрешности барометрического высотомера возникают, главным образом, вследствие изменения модуля упругости анероидных коробок инструментальная температурная погрешность состоит из двух частей, первая из которых не зависит от высоты, т. е. одинакова по всей шкале, а вторая пропорциональна высоте и имеет знак, противоположный первой. Для уменьшения инструментальной температурной погрешности применяют биметаллическую температурную компенсацию первого и второго рода.

5. Виды скоростей полета и цели их использования.

скорость полета V. Скорость воздушного судна это скорость движения ВС (его центра масс) относительно воздушной среды, невозмущенным самим ВС .

Воздушная скорость (самая важная ). Она делится на два вида: Истинная воздушная скорость ( True Airspeed (TAS) ) и Приборная воздушная скорость ( Indicated Airspeed (IAS) ) ^ Приборная скорость – эта та скорость, которую летчик видит в своей кабине на приборе-указателе скорости. Она используется для пилотирования летательного аппарата непосредственно в данный момент времени. ^ Истинная скорость – это фактическая скорость полета самолета относительно воздуха. Она используется для навигации. Зная ее, например, рассчитывается время прибытия в конечный пункт маршрута и возможные при этом отклонения. Измерить эту скорость обычно невозможно. Она рассчитывается с использованием приборной скорости, давления воздуха и его температуры. При этом учитываются погрешности указателя приборной скорости. Они всегда есть, как у любого измерительного прибора на нашей земле .

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.

5. Указатели скорости типа УС (схема, принцип)

В настоящее время применяются указатели скорости двух типов: указатели приборной скорости УС и комбинированные указатели скорости КУС. Первые устанавливаются на самолетах, вертолетах и планерах с небольшой скоростью полета, вторые - на скоростных самолетах.

Общий вид указателя приборной скорости УС-350 изображен на Рис. 2, а схема его механизма - на Рис. 3. Чувствительным элементом указателя является манометрическая коробка 1. Она представляет собой две гофрированные мембраны, изготовленные из фосфористой бронзы и спаянные между собой по краям

К нижней стороне манометрической коробки припаян жесткий центр 2. Жесткий центр служит для крепления коробки к основанию механизма и для присоединения трубопровода 3, по которому поступает полное давление воздуха во внутреннюю полость чувствительного элемента. Второй конец трубопровода 3 припаян к штуцеру 4, укрепленному на задней стенке корпуса прибора. Штуцер 4 называется динамическим и обозначается буквами «Дн». К нему присоединяется трубопровод, идущий от штуцера динамической трубки приемника воздушных давлений.

К верхнему жесткому центру коробки припаяна стойка 5, к которой шарнирно прикреплена тяга 6 передаточного механизма. Второй конец тяги шарнирно соединен с рычагом 7 валика сектора. С противоположной стороны валика укреплен противовес 9, предназначенный для статической балансировки механизма. На оси валика 8 укреплен сектор 10, сцепленный с трибкой 11. Ось трибки находится в центре прибора, и на нее насажена стрелка. На оси трибки укреплена спиральная пружина 12, служащая для устранения люфтов и затираний в механизме. Механизм прибора не имеет температурной компенсации, так как температурная погрешность прибора практического значения не имеет.

Шкала прибора оттарирована в диапазоне скоростей от 50 до 350 км/ч. Цена деления 10 км/ч; деления оцифрованы через каждые 50 км/ч.

Рис. 3 Схема механизма указателя воздушной скорости типа УС-350:

1 - манометрическая коробка; 2 - жесткий центр; 3 - трубопровод;4-штуцер; 5-стойка; 6-тяга; 7-рычаг; 8-валик сектора; 9- противовес;10-сектор; 11-трибка;' 12-спиральная пружина; 13-противовес сектора; 14- шкала

Корпус прибора герметичный, изготовлен из алюминиевого сплава или пластмассы. С лицевой стороны корпус закрыт стеклом. На задней стенке имеется статический штуцер, обозначенный буквами «Ст». К нему присоединяется трубопровод, идущий от штуцера' статической камеры приемника воздушного давления.

9. Указатель скорости типа КУС (схема принцип)

Назначение и принцип действия. Комбинированный указатель скорости КУС-7301100 (смотреть статью под номером 60) предназначен для измерения приборной скорости от 50 до 750 кмч и истинной воздушной скорости от 400 до 1100 кмч. Принцип действия указателя скорости основан на измерении скоростного напора встречного потока воздуха с автоматическим введением поправки па плотность и сжимаемость воздуха с поднятием па высоту.

Указатель скорости имеет две стрелки, одна из которых (широкая) показывает приборную скорость, а вторая (узкая) — приближенную истинную воздушную скорость.

Приборную скорость нужно знать пилотам для выдерживания скоростей при взлете, заданного режима скорости по маршруту, при маневрировании и планировании в районе аэродрома и при посадке самолета. Величина истинной воздушной скорости необходима для выполнения в полете расчетов по определению путевой скорости, места нахождения самолета, расчетов на фотографирование и т. д.

Указатели КУС-7301100 установлены на левой и средней панелях приборной доски пилотов. Они имеют подводку статического и полного давления воздуха от приемников воздушного давления Г1ВД-7 системы анероидно-мембраппых приборов.

Устройство и работа. Комбинированный указатель скорости КУС-7301100 состоит из герметичного корпуса, который с обратной стороны имеет два штуцера с индексами «С» и «Д». Штуцер с индексом «С» подсоединяется к статической проводке приемника воздушных давлений, а с индексом «Д» — к проводке полного давления системы питания анероидно-мембраппых приборов.

Внутри корпуса прибора смонтированы два механизма, работающие от одного чувствительного элемента — манометрической коробки 22 (смотреть статью под номером 61), механизм для измерения приборной скорости и механизм для измерения истинной воздушной скорости. Механизм приборной скорости состоит из манометри-

ческой коробки, которая через передающий механизм воздействует на широкую стрелку 2, показывающую по внешней шкале приборную скорость. Механизм истинной воздушной скорости состоит из анероидной коробки 20, которая через передающий механизм дополнительно воздействует на узкую стрелку, показывающую по внутренней шкале приближенную истинную воздушную скорость.

Рис.4.10. Кинематическая схема комбинированного указателя скорости:

1— шкала циферблата; 2 — стрелка приборной скорости; 3, 27 — зубчатые секторы; 4, 5, 6, 7, 8, 9, 10, 22, 23, 24 — поводки; 11, 15, 20 — тяги; 12; 25 — оси; 13; 14 — вилки-. 16 — анероидная коробка; 17 — верхний центр анероидной коробки; 18 — манометрическая коробка; 19— верхний центр манометрической коробки; 21 — кривошип; 26, 28 — трибки; 29 — стрелка истинной скорости

10. Вариометр и его погрешности.

Для измерения вертикальной скорости самолета наиболее широкое применение получили вариометры. Принцип действия вариометра основан на пневмомеханическом дифференцировании статического давления, изменяющегося в зависимости от высоты полета самолета. Принципиальная схема вариометра представлена на рис. 2. Рис. 2 Принципиальная схема вариометра: 1—шкала; 2—стрелка; 3—трибка; 4—зубчатый сектор; 5—капилляр; 6—тяга; 7—манометрическая коробка В качестве чувствительного элемента используется манометрическая коробка 7, внутренняя полость которой сообщается непосредственно с магистралью статического давления. Внутренняя полость герметичного корпуса прибора сообщается с магистралью статического давления через капилляр 5. Если самолет летит горизонтально, то статическое атмосферное давление р внутри манометрической коробки 7 и давление внутри корпуса прибора будут одинаковы и, следовательно, разность между ними равна нулю. В зависимости от высоты полета изменяется статическое давление р. Внутри манометрической коробки это давление устанавливается практически мгновенно, а в корпусе прибора, вследствие сопротивления капилляра, давление р\ отличается от статического. Чем больше вертикальная скорость полета самолета, тем больше разность давлений. Под действием этой разности давлений манометрическая коробка деформируется. Деформация коробки через тягу 6, зубчатый сектор 4 и трибку 3 передается на стрелку 2, которая отклоняется от среднего положения вверх при наборе высоты, вниз — при снижении. По шкале 1 определяют величину вертикальной скорости. Вариометры выпускаются с различными пределами измерения. Они имеют обозначения ВР-10, ВАР-30, ВАР-75, ВАР-150 и ВАР-300, где числа 10, 30, 75 и т. д. указывают пределы измерения. Применяют и другие способы получения затухающей шкалы. Например, у вариометров с большим пределом измерения затухание шкалы достигается тем, что деформация манометрической коробки при измерении скоростей до ±20 м/с непосредственно преобразуется в перемещение стрелки, а при измерении больших скоростей коробки преодолевают противодействующее усилие пружины Однако, насколько бы не был важен вариометр для самолета или вертолета, для летательного аппарата, у которого нет двигателя, он важен вдвойне. Конечно, я имею ввиду только те аппараты, подъемная сила которых создается при взаимодействии с набегающим потоком. То есть это планеры, дельтапланы и парапланы. Воздушные шары и им подобные в данном случае не в счет. Хотя и для них такой параметр, как вертикальная скорость очень даже интересен . А для планера высота – это его жизнь, его энергия. Планерист, конечно, что называется, «задним местом» чувствует вертикальные эволюции своего аппарата, но часто определиться с направлением и уж тем более с темпом происходящих изменений сложно. Визуально определить изменение высоты при ее достаточно большой величине (уже где-то выше 150 метров) тоже практически невозможно. Поэтому с введением в эксплуатацию вариометров планеризм, как говорится, сразу шагнул на несколько шагов вперед . Считается , что произошло это в 1929 году по инициативе немецкого инженера- аэродинамика Александра Липиха (Alexander Martin Lippisch), занимавшегося в том числе и планерами и известного тогда спортсмена-планериста австрийца (впоследствии ставшего летчиком британских ВВС) Роберта Кронфельда (Robert Kronfeld). Прогресс, как известно, на месте не стоит. С того времени было изобретено и опробовано немало схем и конструкций указателей вертикальной скорости. Некоторая часть из них применена в большой авиации, но наибольшее разнообразие присутствет все же в планеризме (а также в других «-измах»: «-пара» и «-дельта» ). Были там применены и одни из первых (простейших) электронных вариометров. В этой конструкции чувствительными элементами являются два очень маленьких (примерно с булавочную головку) термистора (терморезистора), расположенных достаточно близко друг к другу. Они, как известно, меняют свое сопротивление в зависимости от нагрева. Нагрев их осуществляется небольшим током (порядка 15 мА) до величины порядка 100 °С. При спуске поток воздуха поступает в компенсирующую камеру, при этом охлаждая первый термистор. Второй остается в аэродинамической тени и не испытывает интенсивного обдува, поэтому охлаждается меньше. Получаем разность температур двух термисторов, а значит и разность их сопротивлений. Остается только преобразовать эту разность в движение стрелки указателя. При подъеме воздух движется уже из компенсирующей камеры и происходят аналогичные процессы, только меняется очередность термисторов. Все довольно просто . Этот вариометр имеет большое быстродействие и еще одно немалое преимущество – возможность легко преобразовывать электрический сигнал в звуковой. То есть пилот планера может слышать звук, меняющий громкость и тональность в соответствии с интенсивностью и направлением вертикальных маневров, что и применяется с успехом на практике. ^ ПОГРЕШНОСТИ ВАРИОМЕТРОВ Вариометру присущи как методические, так и инструментальные погрешности. Однако инструментальными погрешностями можно пренебречь. Рассмотрим здесь только методические погрешности. К основным методическим погрешностям вариометра относятся запаздывание показаний (динамическая погрешность) и температурная погрешность. Запаздывание показаний вариометра происходит из-за того, что при переходе от горизонтального полета к набору высоты или снижению разность давлений, измеряемая 'прибором, устанавливается не сразу, а нарастает с течением времени, приближаясь к установившемуся значению. При переходе к горизонтальному полету разность давлений также не сразу становится равной нулю, а постепенно. Приходится считаться также с методической температурной погрешностью вариометров, которая возникает вследствие того, что в реальных условиях процесс вытекания воздуха через капилляр не изотермичен в отличие от условий, при которых. градуируется вариометр. В начале полета температура воздуха внутри корпуса равна температуре воздуха у земли. По мере подъема самолета температура Т внутри корпуса вследствие плохой теплопроводности корпуса изменяется медленно. Воздух, вытекающий из капилляра,, охлаждается до температуры окружающей среды. Неодинаковость температур воздуха внутри корпуса прибора и наружного воздуха и приводит к возникновению методической температурной погрешности, так как прибор градуируется при условии, когда эти температуры одинаковы. Методическая температурная погрешность вариометра зависит, таким образом, от отношения температур и может достигать 30% от установившегося значения вертикальной скорости. Эта погрешность убывает по абсолютной величине по мере уменьшения вертикальной скорости, а при горизонтальном полете самолета становится равной нулю. Если в горизонтальном полете будет изменяться температура воздуха внутри корпуса прибора из-за его нагрева, то воздух будет вытекать через капилляр и вариометр покажет некоторую скорость подъема. При охлаждении корпуса прибора вариометр покажет некоторую скорость снижения. Для уменьшения этой погрешности корпус вариометра обычно изготовляется из материала с хорошими теплоизоляционными свойствами, например, из бакелита. В некоторых конструкциях вариометров предусмотрена компенсация методической температурной погрешности путем применения чувствительных элементов, которые в зависимости от температуры изменяют размеры капилляра таким образом, чтобы 6KT = 0.

10. Понятие об аэрометрическом методе измерения скорости.

1. Аэрометрический метод определения параметров движения

Аэрометрический метод определения движения основан на измерениях определенных аэрометрических величин, построении уравнений связи (уравнений метода) определяемых параметров и измеряемых величин и их решении. В соответствии с этим определяется и понятие навигационно-пилотажных систем воздушных сигналов (СВС). Первичными измеряемыми величинами являются: статическое давление атмосферы , динамическое давление набегающего потока воздуха (скоростного напора) и температура заторможенного потока воздуха .

Навигационно-пилотажные системы воздушных сигналов — устройства, предназначенные для определения параметров движения ЛА (самолетов, вертолетов) по отношению к воздушной среде, т.е. барометрической высоты, скорости полета, числа М и отклонений от заданных значений этих параметров, а также температуры наружного воздуха и относительной плотности воздуха.

В качестве уравнений связи в данном случае выступают определенные аэрометрические соотношения.

Скорость полета ЛА измеряют относительно воздушного потока и поверхности Земли. Различают истинную воздушную скорость — скорость полета ЛА относительно воздуха, индикаторную (приборную) скорость в предположении, что плотность воздуха одинакова на всех высотах, и путевую скорость — скорость полета ЛА относительно Земли. Безразмерной характеристикой скорости полета самолета является число , где — истинная скорость, — скорость звука в воздухе, — ускорение свободного падения, м/град — газовая постоянная, — абсолютная температура заторможенного потока воздуха в К, — показатель адиабаты для воздуха.

10. Схема трехстепенного гироскопа и его основные свойства.

Термин “гироскоп” получен от греческих слов “гирос” - вращение и “скопео” - наблюдаю. В настоящее время этот термин применяется для обозначения приборов, в которых используются гироскопические явления. Наиболее широкое применение получили гироскопические приборы на базе быстровращающегося симметричного гироскопа. Гироскопом называют быстровращающееся симметричное тело, одна из точек которого (точка О) неподвижна, помещённое в специальном подвесе. В данной работе рассматривается карданов подвес (рис.1.1), состоящий из двух рамок: наружной – 2 и внутренней-3. Ротор гироскопа - 1 может вращаться относительно оси ОZ внутренней рамы, вместе с внутренней рамой - 3 он может вращаться относительно наружной рамы-2 по оси ОХ, а все вместе: ротор - 1, рамка - 2 и рамка - 3 могут вращаться относительно корпуса прибора - 4 по оси ОУ. Таким образом мы сообщили ротору-1 три степени свободы, и такой гироскоп называется трёхстепенным (рис.1.1).

Трёхстепенный гироскоп обладает следующими свойствами: 1. Гироскоп сохраняет неизменным положение своей главной оси в инерциальном пространстве. 2. Под действием момента внешних сил гироскоп совершает прецессионное движение. 3. Гироскоп обладает повышенной устойчивостью, он невосприимчив к толчкам и ударам.

10. Траектория движения гироскопа под действием постоянно действующих моментов.

14.

15. Использование физического маятника и гироскопа для построения вертикали места.