Добавил:
Опубликованный материал нарушает ваши авторские права? Сообщите нам.
Вуз: Предмет: Файл:

литература / Sharapov_V._Datchiki

.pdf
Скачиваний:
1090
Добавлен:
06.06.2017
Размер:
38.45 Mб
Скачать

Глава 24. Датчики и приборы летательных аппаратов

Для этого на приемники воздушного давления (ПВД) размещают две пары 3 и 4 связанных между собой флюгеров, причем ось вращения одной перпендикулярна другой паре.

Такое размещение обеспечивает измерение углов атаки флюгерами 3 и углов скольжения — 4. Каждая пара образует стреловидные крылья. С осями флюгеров внутри корпуса приемника связаны датчики угла.

Рис. 24.4. Схема ПВД с датчиками углов атаки и скольжения: 1 — носик ПВД; 2 — отверстия статического давления; 3, 4 — флюгеры; 5 — ось вращения

Во втором варианте метода измерения углов атаки и скольжения применяются чувствительные элементы в виде сдвоенных приемников полного давления (рис. 24.5).

Рис. 24.5. Схемы измерения углов атаки и скольжения

При отклонении приемника от направления встречного потока возникает разность давлений, зависящая от измеряемых углов, т.е. P f ( или %) =

= P2 P1 . Этот метод применяется только при летных исследованиях самолетов. На летательных аппаратах различного назначения используются следующие типы измерителей углов атаки и скольжения: флюгерные датчики аэродинамических углов ДАУ-72/вар., ДАУ-85-1, ДАУ-85-2, флюгерный датчик угла

скольжения ДУС-3.

Акселерометры

Акселерометры — это устройства, позволяющие регистрировать линейные и угловые ускорения летательного аппарата при движении его на траектории и преобразующие эти ускорения в требуемый электрический сигнал (см. гл. 13). Сигналы, пропорциональные ускорению, используются для стабилизации и автоматического управления движущимся объектом на траектории. Чувствительным элементом акселерометра является инерционная масса, воспринимающая ускорение (линейное или угловое) движения летательного аппарата.

Принципиальная кинематическая схема акселерометра для измерения линейных ускорений приведена на рис. 24.6.

Рис. 24.6. Принципиальная кинематическая схема акселерометра

24.2. Пилотажно-навигационные датчики и приборы летательных аппаратов

Акселерометр устанавливается на летательном аппарате (ЛА) таким образом, чтобы ось 3 направляющей инерционной массы 1 совпадала с осью X ЛА, вдоль которой необходимо измерять ускорение VX .

Инерционная масса 1 может перемещаться относительно корпуса прибора 2 по направляющей 3 вдоль оси X . Свобода движения инерционной массы 1 относительно корпуса 2 ограничена пружинками 5. При отсутствии ускорения (VX 0) натяжение пружин

5 одинаково и инерционная масса располагается в среднем положении. Во время движения ЛА с ускорением VX под действием инерционной силы FИ m0VX масса 1 перемещается относительно корпуса на величину X . Это перемещение с помощью датчика 4 преобразуется в электрический сигнал. Для успокоения колебаний инерционной массы относительно корпуса служит демпфер 6.

Уравнение движения инерционной массы 1 относительно корпуса 2 имеет вид

 

 

 

 

(24.6)

m0 X K g X K Y X

m0VX FTP ,

где m0 — инерционная масса; K g

— коэффициент демпфирования; KY

— ко-

эффициент упругости; FTP — сила трения в направляющих, препятствующая

относительному движению инерционной массы.

 

 

 

 

 

 

Если предположить, что KY X

; m0 X == KY X , а FTP 0, то из (24.6) имеем

 

X

m0

 

 

 

 

VX .

(24.7)

 

K Y

 

 

 

 

Из (24.7) следует, что относительное смещение инерционной массы m0 пропорционально линейному ускорению при условии постоянного коэффициента упругости KY , что достигается конструктивными приемами.

Пьезоэлектрические преобразователи являются наиболее точными преобразователями для датчиков ускорений (см. гл. 9, 13). Они обладают малыми габаритами, простотой конструкции, надежностью в работе, возможностью измерения быстропеременных величин, очень высокой точностью преобразования механических напряжений в электрический заряд (например, для кварца такое преобразование осуществляется с погрешностью 10-4,…,10-6) [11] (см. также гл. 9, 13).

На рис. 24.7 изображена конструкция простого пьезоэлектрического датчика ускорений. Все элементы датчика крепятся к основанию 1, выполненному из титана. Пьезоэлектрический преобразователь 2 состоит из двух кварцевых пьезоэлементов Х-среза, включенных параллельно. Для уменьшения габаритов датчика инерционная масса 3 изготовлена из легкообрабатываемого сплава ВНМЗ-2 с высокой плотностью (18 г/см3).

Сочленение пластин с основанием и инерционной массой в датчике осуществляется посредством пайки.

Глава 24. Датчики и приборы летательных аппаратов

Выходной сигнал снимается с пьезоэлектрических пластин при помощи вывода из латунной фольги 4, соединенного с кабелем 6. Кабель крепится к основанию пайкой. Датчик закрывается крышкой 5, навинчиваемой на основание. На основании 1 нарезана резьба для крепления датчика на объекте. К кабелю, соединяющему датчик акселерометра с усилителем, предъявляются следую-

Рис. 24.7. Конструкция пьезоэлектричес- щие требования: большое сопротив-

кого датчика ускорений

ление изоляции, малая емкость меж-

 

 

ду жилой и экраном, гибкость, анти-

вибрационность. Этим требованиям в наилучшей степени удовлетворяет кабель типа АВК-3. Рабочий диапазон измеряемых ускорений 1…150 м/с2, масса датчика 35 г [5].

Некоторые конструкции пьезоэлектрических акселерометров описаны в гл. 13. На летательных аппаратах различного назначения устанавливаются акселерометры следующих типов: А-15, АДИА-2, АДИС-2-4, АК-5, АК-5-15, АК-5-50, А-Л2, АДП-10-1, АДИС-3-3, ДА-11, ДА-3, ДА-9, ДЛУК-50, ДП1-9М,

АТ-1104, АТ-1105, МП-95, МП-28МТ[1].

Приборы и методы измерения высоты полета

Высотой полета называют измеренное по вертикали расстояние между самолетом и некоторой поверхностью, принятой за начало отсчета.

Приборы, предназначенные для измерения высоты полета самолета над поверхностью, называются высотомерами. При полетах различают абсолютную высоту — высоту относительно уровня моря, относительную высоту — высоту полета относительно места или посадки и истинную высоту — высоту над пролетаемой местностью (рис. 24.8).

Значение абсолютной высоты необходимо знать для установки коридора полетов на маршруте; относительная высота необходима при взлете и посадке, а истинная — во всех случаях полета.

Рис. 24.8. К определению высот

24.2. Пилотажно-навигационные датчики и приборы летательных аппаратов

Известно несколько методов измерения высоты полета.

Барометрический метод основан на зависимости между абсолютным давлением в атмосфере и на высоте. Измерение высоты сводится к измерению абсолютного давления с помощью барометра.

Радиотехнический метод основан на измерении интервала времени прохождения радиосигналом пути от самолета до поверхности и обратно.

Инерциальный метод измерения высоты полета основан на измерении вертикальных ускорений самолета и двойном интегрировании этих сигналов.

Барометрические высотомеры и датчики измеряют абсолютную и относительную высоту полета в пределах от 0 до 15000 м.

Их принцип работы основан на измерении статического атмосферного давления среды:

для высот до 11000 м

 

 

)

 

Р

Н

 

2R ,

T

0

 

 

 

 

+1

.

 

 

H

 

 

 

 

 

;

(24.8)

 

 

 

2

 

АБС

+

 

Р

0

 

.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

для высот свыше 11000 м

H

АБС

11000 RT ln

P11

,

(24.9)

 

 

11

PH

 

 

 

 

 

 

 

где P0 , P11 , PH — давление у поверхности земли, на высоте 11000 м и на измеряемой высоте, мм рт. ст. соответственно; T0 , T11 — абсолютная температура у земли и на высоте 11000 м, К; R — газовая постоянная воздуха; 2 — температурный градиент.

Относительную высоту отсчитывают относительно некоторого выбранного уровня, например, места взлета или посадки

H ОТН H АБС H 0 ,

(24.10)

где Н0 в зависимости от давления определяется по формуле (Р0 — давление места взлета или посадки, устанавливается вручную):

 

Т

0

)

 

Р

0

 

2R ,

 

Н 0

 

+1

 

 

..

(24.11)

2

 

 

 

+

 

760 .

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

Чувствительным элементом барометрического высотомера (рис. 24.9) служит анероидная коробка 1, помещенная внутрь герметичного корпуса 2, соединенного трубопроводом 3 с приемником 4, воспринимающим статическое давление P окружающей среды (атмосферы).

Приемник статического давления расположен снаружи самолета и вынесен вперед с помощью штанги, установленной в носовой части фюзеляжа или на передней кромке крыла.

При изменении статического давления изменяется величина упругой деформации анероидной коробки 1; перемещение s центра ее передается через передаточно-множительный механизм (5, 6, 7, 8) к указывающей стрелке 9 (или другому преобразователю-датчику), которая поворачивается относительно неподвижной шкалы на угол , величина которого служит мерой высоты полета.

Рис. 24.10. Распределение давления на поверхности приемника статического давления: d — диаметр приемника; l — расстояние от переднего края приемника; q — избыточное давление на поверхности в относительных единицах

Глава 24. Датчики и приборы летательных аппаратов

Рис. 24.9. Кинематическая схема барометрического высотомера: 1 — анероидная коробка; 2 — герметичный корпус; 3 — трубопровод; 4 — приемник статического давления; 5 — тяга; 6 — кривошип; 7 — зубчатый сектор; 8 — трубка; 9 — стрелка; 10 — шкала; 11 — отверстия

Приемник статического давления для дозвуковых скоростей полета имеет форму цилиндра с полусферической головкой (см. рис. 24.9). На поверхности цилиндра, на расстоянии l от его переднего края, расположены отверстия 11, сообщающие внутреннюю полость цилиндра с атмосферой. Внутренняя полость цилиндра соединяется трубопроводом с высотомером. Расстояние l выбирается таким образом, чтобы давление в тех точках поверхности цилиндра, где расположены приемные отверстия, как можно точнее приближались к статическому давлению невозмущаемой атмосферы (рис. 24.10).

На основании графика избыточного давления q (см. рис. 24.10) расстояние l для дозвуковых приемников берут равным (3...4)d; для сверхзвуковых скоростей применяют приемники с конической головкой и берут l (8...9)d.

На рис. 24.11 показана одна из множества кинематических схем двухстрелочного высотомера. Для повышения точности отсчета баро-

метрические высотомеры снабжаются двухстрелочным отсчетным устройством. Длинная стрелка совершает один оборот на каждые 1000 м высоты, короткая — делает один оборот на весь диапазон измеряемых высот.

Чувствительным элементом высотомера служит анероидная коробка, смонтированная внутри герметического корпуса, который соединен со статической системой самолета (см. рис. 24.11).

Для компенсации методических погрешностей и инструментальных ошибок, возникающих в процессе эксплуатации, высотомеры имеют пружинный балансир с противовесом и температурную компенсацию.

24.2. Пилотажно-навигационные датчики и приборы летательных аппаратов

Рис. 24.11. Кинематическая схема двухстрелочного высотомера: 1 — барометрическая шкала; 2 — плоская пружина; 3, 12 — биметаллические компенсаторы; 4 — тяга; 5 — противовес; 6 — блок анероидных коробок; 7 — волосок; 8 — большое зубчатое колесо; 9 — кремальера; 10 — полая ось; 11 — трубка; 13 — малое зубчатое колесо; 14 — сектор; 15 — валик; 16 — основание

Помимо стрелок

высотомер

 

имеет

индексы,

связанные

со

 

шкалой

барометрического

давле-

 

ния. Если стрелки прибора уста-

 

новить на нуль перед взлетом, то

 

индексы

покажут

высоту

места

 

взлета

относительно

уровня,

на

 

котором давление равно 760 мм

 

рт. ст. (рис. 24.12).

 

 

 

 

 

На

современных

самолетах

 

помимо барометрических высото-

 

меров различных типов (ВД, ВМ,

 

УВН, УВИД, ВБМ, ВЭМ — изме-

 

ряют высоту в метрах, ВМФ,

 

ВЭМ-Ф, УВИД-Ф — измеряют

 

высоту в футах) применяются ба-

Рис. 24.12. Указатель высотомера

рометрические электронные высо-

ВЭМ-72ПБ-3Ф

томеры

 

ВБЭ, датчики

высоты

 

 

(ДВ) для автоматического ввода в

 

бортовые

системы

электрических

 

сигналов, пропорциональных высоте полета, сигнализаторы опасной высоты (ВС-5000, ВС-8000 и др.), указатели высоты и перепада давлений УВПД. Принцип действия приборов ДВ и ВС аналогичен принципу действия рассмотренного высотомера [4].

Указатели высоты и перепада давлений представляют собой комбинированные приборы, состоящие из помещенных в одном корпусе двух независимых приборов: высотомера и кабинного дифференциального манометра.

Глава 24. Датчики и приборы летательных аппаратов

Рис. 24.13. Указатель высоты и перепада давлений УВПД-20К

Перепад давлений, измеряемый как разность между барометрическим давлением в кабине и давлением в статической системе самолета, воспринимается манометрической коробкой прибора, которая связана с механизмом, отклоняющим стрелку (рис. 24.13).

При одинаковом давлении в кабине и в статической системе самолета стрелка указателя стоит на нуле. Если давление в кабине больше атмосферного, стрелка перемещается по шкале в сторону положительных значений перепада давлений, при давлении меньше атмосферного — в сторону отрицательных значений.

Аэромеханические указатели скорости и числа М

Указатели скорости (комбинированные указатели, указатели числа М, указатели скорости и числа М УСИМ, сигнализаторы приборной скорости), основанные на аэродинамическом методе, представляют собой дифференциальный манометр, измеряющий динамическое давление PД (скоростной напор), равное разности полного PП и статического РСТ давлений PД PП РСТ .

Для градуировки указателей воздушной скорости и числа М приняты следующие формулы:

для дозвуковых скоростей

 

 

 

)

 

 

 

К 1

 

,

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2

+ Р Д

 

К

 

.

 

 

M

 

 

 

1

 

1

.

;

(24.12)

 

 

 

 

K 1

+

 

 

 

 

 

 

 

РСТ

 

 

 

.

 

 

 

 

 

+

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

для сверхзвуковых скоростей

 

 

 

 

 

 

Р Д

166,9216

 

 

 

 

 

М

 

 

 

 

 

 

;

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

(24.13)

 

 

 

 

 

 

Р

 

 

(7М 2 1)2,5

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

СТ

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

истинная скорость

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

72,1728

 

 

 

 

 

 

M

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

VИСТ

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

TT ;

 

 

 

 

(24.14)

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

N (1 0,2M 2 )

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

V

ПР

= a

0

,

Р

Д

Р

0

(1 013332, 10

6V

 

2

 

 

)3,5

1;

 

(24.15)

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

ПР

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

К 1

 

 

 

 

 

 

 

1

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2 K

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

K 1

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

1

 

2К

 

 

 

 

V

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

К

 

 

К

1

 

 

 

ПР

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

К 1

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2

 

 

 

 

 

 

 

 

 

К 1

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

VПР 7 a0 ,

PД

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

a0

 

,

(24.16)

 

 

 

 

 

)

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

,

 

 

1

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

2K

 

 

V

ПР

 

2

 

 

 

 

 

K 1

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

+

 

 

 

 

 

1.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

+K

 

 

1

 

a

0

 

 

 

 

 

 

 

.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

где P

0124666, кг·с24, a

 

340,225

 

м/с,

 

К 1,4.

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

0

 

 

 

0

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

 

24.2. Пилотажно-навигационные датчики и приборы летательных аппаратов

Упругим чувствительным элементом указателя (рис. 24.14) является манометрическая коробка, помещенная внутри герметичного корпуса. Полость прибора соединена с приемником полного давления, а корпус прибора — с приемником статического давления. В полете на упругий элемент действует разность полного и статического давлений. Передаточно-множительный механизм преобразует линейное перемещение подвижного центра манометрической коробки в поворотное движение стрелки, указывающей на приборную скорость полета.

Рис. 24.14. Кинематическая схема комбинированного указателя скорости

Учет изменения плотности среды на высоте полета для измерения истинной скорости осуществляется специальным механизмом, чувствительным элементом которого является анероидная коробка.

Так как число М является функцией отношения давлений Р ДИН к РСТ на высоте полета, то кинематический механизм указателя числа М аналогичен указателю воздушной скорости и выполняет деление величины Р ДИН , измеряемой с помощью манометрической коробки, на величину РСТ , которую измеряет анероидная коробка. У измерителей числа М отсутствуют элементы коррекции на изменение температуры.

Имеется следующая взаимосвязь между полным РП статическим РСТ давлениями и числом М, которая зависит от скорости полета:

при дозвуковых скоростях

РП

(1 0,2М 2 )3,5 ;

(24.17)

 

РСТ

 

при сверхзвуковых скоростях

Р

П

 

166,7М 2

 

 

 

.

(24.18)

Р

 

 

 

 

(7М 2 1)2,5

 

СТ

 

 

 

 

На рис. 24.15 приведен комбинированный указатель скорости КУС-730/ 1100-2, предназначенный для измерения приборной скорости от 50 до 730 км/ч и истинной скорости от 400 до 1100 км/ч. Циферблат имеет две шкалы: внешнюю — для определения приборной скорости и внутреннюю — для определения истинной воздушной скорости.

Глава 24. Датчики и приборы летательных аппаратов

С задней стороны корпуса выходят два штуцера с индексами «С» (для подсоединения к статической системе) и индексом «Д» (для подсоединения к системе полного давления).

Комбинированные указатели скорости и числа М УСИМ (рис. 24.16) предназначены для индикации следующих параметров: приборной скорости VПР , заданной скорости VЗАД , максимально допустимой скорости VМ .Д ., числа М и четырех инструктивных значений текущей приборной скорости и отказов VЗАД , VМ .Д ., М [3, 4, 8].

Рис. 24.15. Комбинированный ука-

Рис. 24.16. Указатель скорости и числа

затель скорости КУС-730/110-2

М УСИМ-1

УСИМ работает совместно с вычислителем критических режимов индикации ВКРС-4, который формирует информацию о значении VЗАД , VМ .Д ., М и передает ее в указатель. Диапазон измерения приборной скорости лежит в пределах от 80 до 800 км/ч, заданной приборной скорости — в пределах от 150 до 800 км/ч, максимально допустимой приборной скорости — в пределах от 250 до 500 км/ч и числа М от 0,163 до единицы.

УСИМ получает информацию от системы СВС (М , H АБС и сигнал исправности СВС) и системы САУ-72 в виде разностного пропорционального сигнала между текущим и заданным значениями приборной скорости U V .

Принцип действия указателя основан на измерении разности между полным и статическим давлениями, поступающими от соответствующих систем самолета.

Полное и статическое давления подаются в указатель, воспринимаются чувствительным элементом — манометрической коробкой и с помощью пере- даточно-множительного механизма приводят в движение стрелку текущей приборной скорости, т.е. скорости без учета сжимаемости воздуха и изменения его плотности на высоте полета.

Для измерения истинной скорости в указателе предусмотрен специальный механизм, чувствительным элементом которого служит анероидная коробка. Поправки на влияние сжимаемости и изменение температуры вводятся автоматически специальными компенсаторами в кинематической схеме прибора [4].

24.2. Пилотажно-навигационные датчики и приборы летательных аппаратов

На самолетах также устанавливаются сигнализаторы скоростного напора типа ССН и сигнализаторы приборной скорости ССА.

Принцип работы ССА основан на зависимости приборной скорости от разности значений полного и статического давлений. Под действием этой разности давлений манометрические коробки чувствительного элемента деформируются и перемещают тяги, которые соединены с системой контактов. При достижении самолетом VПРИБ , соответствующей точке срабатывания сигнализатора, контакты замыкаются и выдается электрический сигнал в цепь сигнализации. Сигнал сигнализатора используется в логике формирования команды «шасси выпусти» при скорости 275 км/ч.

Вариометры

Приборы, измеряющие вертикальную составляющую скорости самолета, называются вариометрами. Показания вариометра помогают пилоту поддерживать горизонтальный режим полета: отклонение от нуля в показаниях вариометра свидетельствуют о тенденции самолета изменить высоту полета. Этот прибор очень важен при нештатных ситуациях посадки.

Действие манометрического вариометра (рис. 24.17) основано на запаздывании изменения давления внутри замкнутого объема, сообщающегося через капилляр с окружающей атмосферой, по отношению к изменению атмосферного давления [3].

1

2

3

Рст

Р1

6

54

Рис. 24.17. Принципиальная схема вариометра: 1 — корпус; 2 — капилляр; 3 — стрелка; 4 — манометрическая коробка; 5 — трубопровод; 6 — штуцер

Прибор представляет дифференциальный манометр с чувствительной мембранной коробкой 4, внутренняя полость которой сообщается с камерой статического давления, а наружная поверхность воспринимает давление, создающееся внутри герметичного корпуса 1, сообщенного с камерой статического давления через капилляр 2.

При горизонтальном полете давление в корпусе прибора выравнивается со статическим давлением через капилляр; при этом разность давлений, измеряемая манометром, равна нулю и стрелка 3 указывает нуль. При подъеме самолета статическое давление непрерывно уменьшается и воздух из корпуса 1 вы-