Что такое пвд на самолете

Осы в ПВД или в авиации мелочей нет

Кто из людей, связанных с авиационной техникой, не знает, что такое ПВД (приёмник воздушного давления)? Авиатор вам скажет, что это устройство отбора воздушных сигналов атмосферного давления для подачи их на вход анероидно – мембранных приборов и датчиков. По инструкции, во время стоянки летательного аппарата ПВД закрывается защитным чехлом.

Вечером, как обычно, приехали на аэродром и услышали доклад техника о готовности самолёта к полётам. Осмотрев внимательно самолёт, запустили двигатель и начали полёты в вечернюю смену. Взлёт на самолёте Ан – 2 с полевого аэродрома требует повышенного внимания пилотов. На приборы экипажу смотреть некогда. Всё внимание вперёд, на обозначенную полосу! Командир выдерживает направление, а второй пилот следит, чтобы отрыв произошёл до красного флажка – рубежа отрыва. Лишь на рубеже отрыва, взгляд второго пилота начинает скользить по приборам: авиагоризонт, указатель скорости, высотомер, вариометр, авиагоризонт…

– Командир! Указатель скорости отказал! – кричит по СПУ (самолётное переговорное устройство) второй пилот.

– Понял. Взлёт продолжаем!

После набора высоты 50 метров и уборки закрылков, оцениваю ситуацию. Судя по показаниям прибора, произошла закупорка ПВД, точнее, канала полного давления. Указатель скорости стал работать, как высотомер. Отказ указателя скорости не относится к особым случаям полёта; он не требует его немедленного прекращения. Установив необходимый режим работы двигателя, произвели обработку полей и благополучно возвратились на свой аэродром. На земле начали разбираться в произошедшем казусе.

– Во время «формы» ПВД продували, все приборы работали исправно, – доложил техник РЭСОС. – Командир, включи «обогрев ПВД», может быть «букашка» заползла в отверстие…

– Давай пробовать. Включаю, но что это даст? – спрашиваю «рэсосника».

– Включай, посмотрим, – пробурчал тот и взялся рукой за ПВД.

Прошло меньше минуты и «рэсосник» замахал рукой: «Выключай!». Ещё через минуту, он прокричал одно слово: «Есть!». Я вышел из пилотской кабины и, обогнув левое нижнее крыло, подошёл к бипланной стойке, на которой крепилась полуметровая трубка ПВД. И тут, у меня на глазах, из отверстия ПВД выползла желто – полосатая оса.

– Это уже вторая, – заявил «рэсосник», – первую я раздавил на крыле.

– Ничего себе, когда же они успели туда забраться?

– Вероятно, когда выполняли «форму», – сказал техник. – Я чехол на ПВД не надевал. Дело – мелочь… Кто знал, что осы там гнездо захотят свить.

Не успел техник проговорить, как подъехал на «уазике» главный агроном.

– Чего стоим, летуны? Сроки уходят, работать надо! – громко крикнул агроном, не вылезая из машины.

– Осы приборы вывели из строя, – отвечаю ему. – Скоро полетим…

– Осы летят на запах, – проговорил агроном и уехал.

Техник РЭСОС подождал немного, потом глубоко вдохнул, и продул ПВД ртом. Второй пилот контролировал в кабине, чтобы стрелки всех приборов реагировали на такой искусственный воздушный напор. Убедившись, что всё в норме, решили продолжать полёты. Однако я не успел, даже, подать команду: «От винта!», как заметил трёх ос, снующих возле отверстия ПВД.

– Петрович, там что, мёдом намазано? – задаю вопрос нашему технику и показываю рукой на ПВД. – Осы! После полёта посмотри. От винта.

После посадки подошёл авиатехник и, виновато опустив голову, говорит:

– Прости командир, мы с «рэсосником» выпили немного за обедом. Спирт технический; чтобы запах отбить, добавили в него две ложки мёда. Каюсь, наша вина. Оба дули в ПВД, а тут, осы… Дело – мелочь, а неприятно…

– Запомни, Петрович! В авиации нет мелочей! Принцип старый, но всегда актуальный.

Источник

Скорость полета самолета и трубка Пито.

Здравствуйте, друзья!

Но а как же быть с самолетом? Нет ведь в воздухе дорог, по которым можно было бы ехать :-). Единственная среда, с которой летательный аппарат контактирует непосредственно — это воздух. Вот от него-то он большую часть информации о своем движении и получает. Что касается конкретно скорости полета, то вполне понятно, что чем быстрее самолет летит, тем сильнее на него давит встречный воздушный поток (скоростной или динамический напор). Отсюда логично было бы определять скорость полета в зависимости от величины этого давления. Так же как, кстати, и с атмосферным давлением и высотой. Ведь чем выше летит самолет, тем атмосферное давление ниже. О высоте, однако, поговорим в одной из следующих статей, а пока на повестке дня скорость полета.

Схема классической трубки Пито

Трубка Пито представляет собой L — образную трубку, один конец которой помещен в скоростной (воздушный :-)) поток. Этот поток в трубке тормозится, создавая в ней избыточное давление, по величине которого и можно судить о скорости потока, то есть по сути дела скорости полета, если эта трубка установлена на летательном аппарате. Вобщем-то принцип достаточно простой :-).

Однако здесь надо не забывать еще об одной важной вещи. Все, что находится внутри земной атмосферы, существует в ней под постоянным атмосферным (статическим) давлением. Мы его практически не ощущаем (если, конечно, все в порядке со здоровьем :-)), но оно есть и так или иначе оказывает влияние практически на все физические процессы, происходящие вокруг нас, то есть на всю нашу жизнь. Прямо как в фильме «ДМБ» :-):

— Видишь суслика?
— Нет…
— И я не вижу… А он — есть!

Полное давление = динамическое давление (скоростной напор) + статическое давление.

Скоростной напор выражается такой формулой Р₁ = ρV²/2.

В итоге мы имеем такое уравнение: Р = Р₀ + Р₁ = Р₀ + ρV²/2

Из него очень просто получить искомую скорость полета: V = √((2(Р — Р₀))/ρ)

Указатель скорости УС-350.

Как видите, нам, чтобы определить скорость полета, нужно измерить полное давление потока и статическое давление. Классическая трубка Пито дает только полное давление. Поэтому статику приходится измерять отдельно. Во избежание этого неудобства трубка Пито была усовершенствована.

Схема работы трубки Прандтля (ПВД).

Работа указателя скорости неплохо показана в этом небольшом ролике.

Трубка Пито под крылом самолета Cessna 172.

Чаще используются так называемые комбинированные ПВД. Они по конструкции представляют собой типичные трубки Прандтля. Эти устройства обязательно снабжаются мощной системой электрического обогрева, так как небольшие отверстия для замера давлений при обледенении самолета вполне могут быть закупорены льдом, что, конечно, может помешать их корректной работе. На стоянках приемники воздушных давлений закрываются специальными заглушками или чехлами для исключения попадания посторонних предметов и грязи в отверстия.

Типичный ПВД современного самолета.

Приемник воздушного давления на СУ-24М (цифры 1 и 2).

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 :-). Эти погрешности (или ошибки) бывают:

Путевая скорость (Ground Speed ( GS )). Это скорость летательного аппарата относительно земли. Она рассчитывается на основании истинной скорости с учетом скорости ветра и используется при решении навигационных задач.

P.S. В заключении предлагаю вам посмотреть дополнительный ролик, рассказывающий о трубках Пито и Прандтля.

74 Комментариев: Скорость полета самолета и трубка Пито.

Полета самолета определяют 5 скоростей. Пилот имеет на борту первую скорость из этой цепочки, а ему нужна пятая по счету.

IAS — получается на борту как разность давления (см. статью). Поскольку прибор как любое механическое устройство имеет свою погрешность (зазоры, трение и пр.), то его показания надо корректировать, и получается IAS*=IAS+dVпр. Однако, механика стала сверхточной, приборы подешевели и доступны всем, от дешевых самолетов до самых дорогих, то в последних нормах лётной годности эта поправка строго нормирована, не более от 2 до 5 км/ч, то все приборы и показывают скорость с этой точностью, и приборную поправку можно больше не учитывать, используя просто IAS. Именно эта скорость записана в РЛЭ, по ней и пилотирует самолет пилот. Но есть особенность — это очень «грязная» скорость. Видя на приборе скорость 500 км/ч, это вовсе не означает, что самолет каждый час пролетаете 500 км. Подробности ниже.

CAS — calibrated airspeed, или индикаторная земная скорость. Любое тело летящее в воздухе создает вокруг себя поле давлений, или по-простому — ударную волну (это если уж со сверхзвуковой скоростью). А у нас есть ПВД и мы им измеряем давление. Для дозвукового самолета искажение поля давления распространяется на 1…2 характерных размера объекта (очень условно и примитивно, но примерно так). Например, у моего самолета хорда крыла 1,3 м, а искажение поля статического давления перед крылом распространяется на 2 м. Штанга же ПВД расположенная в носке крыла имеет длину 0,75 м (а длиннее нельзя — сломается, или делать ее из чугуна). Конечно же статическое давление измеряется с искажениями. К тому форма поля статического давления зависит от положения закрылков и угла атаки (а те в свою очередь — от скорости полета, массы самолета, и понеслись по всему учебнику…). Чтобы это учесть, в лётных испытаниях определяют «вранье ПВД», искажение измерения статического давления, и потом приборную скорость IAS корректируют (калибруют) — добавляют аэродинамическую скоростную поправку ПВД: CAS = IAS + dVа.

EAS — индикаторная скорость. Если самолет летит быстрее 400 км/ч, то воздух начинает проявлять эффект сжимаемости, что тоже влияет на измерения. По спец.таблицам для любой высоты и скорости полета можно посмотреть поправку на сжимаемость и добавить ее: EAS = CAS + dVсж. Если скорость полета меньше 400 км/ч, то сжимаемость не учитывается — EAS = CAS, соответственно. Пересчитывая IAS в CAS или EAS уже можно сравнивать характеристики конкретного самолета на разных режимах полета: даже если IAS будут разные, но CAS/EAS одинаковые, то и аэродинамические характеристики самолета одинаковые. Именно в этих скоростях записаны все нормы летной годности, по которым проектируют самолеты. Например, у самолета определили скорость сваливания, Vs = 113 км/ч, то если повторять режим сваливания на этом самолете с разными приборами и разными ПВД на разных скоростях, то IAS конечно же будет разной, но самолет сваливаться будет на одной и той же CAS/EAS, что и требуется.

TAS — истинная скорость. Скорость в невозмущенном воздухе без ветра (поэтому в русс. есть еще синоним — воздушная, вносящий не мало путаницы. Ведь все приведенные здесь скорости, кроме последней — воздушные). Поскольку самолет летает в реальной атмосфере, на разной высоте и при разной погоде, то температура и давление всегда разное, в разных комбинациях. Но аэродинамики и нормы лётной годности пользуются только стандартной атмосферой МСА, где стат.давление отсчитывается от стандартного, от 760 мм рт.ст. при +15°С. Стало быть, чтобы сравнивать характеристики самолета с нужно пересчитывать IAS в скорость на высоте полета.
Все очень просто — нужно сравнить плотность воздуха на высоте полета Rн (зная температуру и давление на этой высоте) с плотностью стандартной атмосферы у земли Ro (+15/760) и добавить эту поправку к скорости: TAS = EAS (CAS) / SQRT (Rн/Ro). Именно по этой скорости делают расчет самолета аэродинамики, и продувают аэродинамические модели в своих трубах.

А еще эту же скорость TAS используют штурманы в расчетах. Зная скорость и направление ветра U, векторно складывая ее с TAS получают путевую скорость W или GS, скорость движения самолета относительно земли.
GS — путевая скорость, и она единственная во всей цепочке — уже не воздушная. Нанося ее вектор на карту можно рассчитать время полета и проходимое фактическое расстояние на данной высоте и при данном ветре. Что-то изменилось — считай всю цепочку заново. Вот такой длинный путь от цифры на приборе в кабине пилота до линии на карте штурмана. Поэтому то раньше и были штурманы в экипаже!

Сейчас уже заканчивают свою жизнь доплеровские измерители скорости и сноса (ДИСС), зато на каждом самолете стоят GPS/GLONASS, которые сразу же выдают и вектор путевой скорости (ФПУ или TRK) и ее величину (GS). А чтобы следить за безопасной скоростью в полете и не напрягать пилота расчетом или розыском в РЛЭ по таблицам нужной скорости на самолетах ставят вычислители воздушной скорости, в которые уже введены данные о всех поправках ПВД/сжимаемости, текущей массе самолета, получают текущие данные о забортной температуре и давлении, о давлении и температуре на аэродроме посадки, о конфигурации самолета. Вычислитель ежесекундно рассчитывает опасные CAS/EAS для конкретной ситуации, потом переводит в IAS и рисует красный сектор на электронном указателе скорости, за который пилоту и автопилоту заходить нельзя. Пилот же как и раньше продолжает пилотировать самолет глядя на IAS.

Вот так сегодня разорвалась 100-летня цепочка вычислений воздушных скоростей самолета… Но физика процесса — не изменная.

Интересно, а почему нельзя производить корректировку скорости в воздухе, используя сигналы GPS?

Источник

Приёмники воздушных давлений

Под статическим давлением Р понимают давление, оказываемое воздушной средой на единицу боковой поверхности тела, движущегося в воздушной среде с её скоростью.

Под полным давлением Рп понимают давление, приходящееся на единицу поверхности тела, плоскость которого перпендикулярна вектору скорости V набегающего потока.

Статическое и полное давления измеряются приёмниками воздушных давлений ПВД, которые конструктивно могут быть объединены. Рассмотрим приёмник полного давления(см.рис 40).

Воздушный поток со скоростью V тормозится у входа в камеру 1. В результате давление в камере равно полному давлению Рп, которое через трубку 6, камеру 8 и пневмовывод 9 посредством штуцера подключается к магистрали полного давления.

Дренажные отверстия 3 с козырьком 2 предназначены для отвода влаги из камеры 1.

Приёмник полного давления на самолете SSJ-100

Приёмник полного давления (ППД) передаёт информациию о полном давлении в модуль воздушных сигналов.

Для предотвращения накопления льда во время полёта и для обеспечения точного измерения давления ППД имеет нагревательный элемент, который конструктивно является элементом корпуса. При нахождении самолёта на земле напряжение обогревателя уменьшается во избежание перегрева нагревательного элемента.

В корпусе ППД имеются два дренажных отверстия для удаления влаги.

В одном конструктивном корпусе может быть приёмник полного и статического давлений, но конструкция его отличается от рассмотренной.

– из-за погрешности эксперимента (при снятии характеристик приёмников, вследствие неточности средств измерения);

– из-за неточности изготовления приёмника;

– вследствие влияния условий в месте установки приёмника на самолёте.

На рисунке 41 представлена система полного и статического давлений самолёта SSJ-100, состоящая из трёх приёмников полного давления, шести приёмников статического давления, преобразователей давления (ПД) в последовательный код интерфейса обмена

ARINC-429 и аналоговых указателей. Трёхканальная система измерения полного и статического давлений позволяет наиболее точно производить вычисления значения этих давлений с учётом угла атаки и вычисления аэродинамической поправки.

Рисунок 41. Система полного и статического давлений

Приёмник статического давления самолёта SSJ-100(см. рис. 42).

Приёмник статического давления (ПСД) воспринимает статическое давление и передает егопо трубопроводам к модулю ваздушных сигналов и комплексному электронному резервному прибору. Приёмник устанавливается заподлицо с обшивкой фюзеляжа. Приемник имеет

девять отверстий, которые подсоединены к общему пневматическому штуцеру.

В состав ПСД входят:

— платиновый чувствительный элемент,

— встроенный нагревательный элемент для предотвращения обледенения.

Датчик температуры воздуха (см. рис. 43)

Датчик температуры воздуха измеряет температуру заторможенного потока воздуха и выдаёт электрический сигнал, пропорциональный этой температуре.

Набегающий поток воздуха поступает в датчик температуры воздуха и разделяется на два потока:

— первый поток, содержащий тяжёлые частицы, такие как песок, пыль или капли воды, выходит

из приёмника насквозь;

— второй поток, свободный от тяжёлых частиц, из-за инерциального разделения, направляется в сторону чувствительного элемента, проходит поверх и сквозь трубки воспринимающего элемента и выходит через отверстие в задней части датчика.

Два чувствительных элемента выполнены из платиновых проводов, намотанных на пустотелую керамическую оправку. Платиновые провода и керамическая оправка защищены стеклянным покрытием. Это стеклянное покрытие защищает провода от экологических ограничений (солевой

туман, жидкости, вибрации). Вокруг воспринимающего элемента установлен радиационный экран для защиты от излучаемого тепла.

Сеть прецизионных резисторов обеспечивает многократность измерений с помощью воспринимающего элемента. Эти резисторы обладают высокой стабильностью, и такая компенсация обеспечивает погрешность менее, чем 0.1 °C.

Накопление льда внутри датчика предотвращается при помощи нагревательного элемента, который встроен в корпус датчика.

Рисунок 43. Датчик температуры воздуха

Датчик угла атаки (см. рис. 44)

Чувствительным элементом датчика угла атаки является аэродинамически сбалансированный в воздушном потоке флюгер, который улавливает угол набегающего потока воздуха. Отклонение флюгера соответствует локальному углу атаки.

Корпус датчика угла атаки крепится на фюзеляже самолёта. Флюгер ориентируется в набегающем потоке воздуха, отклоняется, при этом, образуя угол с осью самолёта, т. е. угол, который образован вектором скорости и осью самолёта. Флюгер механически крепится к

свободно вращающемуся в двух подшипниках валу. Ротор демпфирующего устройства, на котором устанавливается подвижный стопор и противовес для статического балансирования флюгера, крепится к этому валу. Вращательное движение ограничивается фиксированным

стопором, который является частью корпуса. Демпфирующий механизм состоит из ротора с магнитами и статора, включая токопроводящее кольцо и магнитный контур. Вращательное движение передается с вала на сельсин с помощью зубчатой передачи с передаточным числом 1. Для предотвращения обледенения флюгера в корпус встроен нагревательный элемент.

Рабочий диапазон датчика (по отношению к аэродинамическому нулю) — ± 40 º

Источник

ПРИЕМНИКИ И МАГИСТРАЛИ ВОЗДУШНЫХ ДАВЛЕНИЙ НА САМОЛЕТЕ

Высотомеры, вариометры, указатели скорости и другие манометри­ческие пилотажно-навигационные приборы, принцип действия которых основан на косвенном методе изме­рения,

по существу, измеря­ют статическое давление или разность полного и стати­ческого давлений.

Для обеспечения работо­способности и необходимой точности этих приборов на самолете существуют систе­мы полного и статического воздушных давлений, в сос­тав которых входят прием­ники воздушных давлений и магистрали из трубопро­водов.

Приемники воздушных давлений (ПВД) применяются на самолетах для восприятия воздушных давлений. Они располагаются на самолете так, чтобы на них воздействовал невозмущенный поток. Принципиальная схема одного из при­емников представлена на рис. 1.22. Такой приемник представляет собой сово­купность двух концентрических трубок. Внутренняя трубка открыта с торца навстречу потоку и служит для восприятия полного давления р_п воздушного потока. Внешняя трубка с торца закрыта, но имеет ряд отверстий на боковой поверхности. Эти отверстия располагаются в зоне неискаженного

статического давления и через них воспринимается статическое давление р воздуха. Рассмотрен­ий приемник воздушных давлений представляет совокупность двух приемников: приемника полного давления и приемника статического давления.

В настоящее время на самолетах получили применение раздельные приемники полного и статического давлений. Приемниками статического давления являются отверстия в фюзеляже самолета со специальными насадками или плиты этического давления, устанавливаемые на фюзеляже самолета.

Рис.1.23а Принципиальная схема приёмника полного давления

1-камера, 2-козырёк, 3-отверстие, 4-корпус, 5-обогревательный элемент, 6,7,8- трубки,9-камера, 10-разъём,11-штуцер, 12-трубопровод, 13-фланец, 14 прокладка.

Рис.1.23б Конструкция приёмника полного давления ППД-1М-2С

1-приёмное устройство, 2-наконечник, 3-обогревательный элемент, 4-стойка, 5-фланец, 6-штуцер.

Рис. 1.23в. Конструкция приемника ППД-4: 1 – наконечник; 2 – дренажное отверстие;

3 – обогревательный элемент; 4 – отверстие; 5 – щека; 6 – основание; 7 – розетка; 8 – вилка; 9 – провод; 10 – штуцер

Рис.1.23г. Внешний вид приемника полного давления ППД-9В

Рис.1.23д. Статический зонд.

1 – пустотелый цилиндр; 2 – державка цилиндра; 3 – статические отверстия

Рис.1.23е Приемное отверстие для измерения статического давления на поверхности обтекаемого тела (фюзеляжа)

Рис.1.23ж Плиточный приемник статического давления:

1 – плита с отверстиями; 2 – корпус; 3 – компенсатор

Рис.1.23з. Внешний вид плиточного приемника статического давления ПДС-В3 диапазон скоростей при восприятии Р_ст до 450 км/ч; масса 0,25 кг; обогрев напряжением постоянного тока 27 В при мощности до 60 Вт

Рис.1.23и.Принципиальная схема приемника типа ПВД: 1 – камера полного давления; 2 – отверстие камеры статического давления; 3 – камера статического давления; 4 – трубопровод статического давления; 5 – трубопровод полного давления

Рис.1.23к. Конструкция приемника ПВД-6М:

1 – наконечник; 2 – втулка; 3 – заслонка; 4 – обогревательный элемент; 5 – трубопровод полного давления; 6 – прокладка; 7 – прокладка; 8 – упор; 9 – корпус; 10 – трубка; 11 – штуцер С; 12 – штуцер Д; 13 – изоляционная втулка; 14 – провод

(л) (м)

Рис 1.23(л,м) размещение на самолёте приемников полного(л) и статического давления(м)

Приемники полного и статического давления показаны на рис. 1.23(а,б,в,г,д,е,ж,з,и,к).Их размещение на самолёте показано на рисунке 1.23(л,м).Строение приёмника полного давления рассмотрим на примере рисунка 1.23а. Встречный поток воздуха попадает в камеру 1 и тормозится козырьком 2, затем под дав­лением р_пподается 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 приемную камеру / из атмосферы, стекает

через отверстие 3, находящееся в корпусе 4.

Приемник снабжен обогревательным элементом 5, состоящим из керамического каркаса, на котором намотана никелевая проволока. Обогревательный элемент помещен в металлическую трубку. Напряжение к нему подводится через разъем 10 от самолетной сети постоянного тока напряжением 27 В. Штыри разъема 10 соединены с обогревательным элементом проводами, проходящими в трубках 7 и 8. Приемник вставлен во фланец 13 и прикреплен к нему. Гер­метичность между приемником и фланцем обеспечивается паронитовой прокладкой 14. Приемник фланцем крепится винтами к обшивке самолета.

Рассмотрим одну из возможных типовых принципиальных схем (рис. 1.24) магистралей воздушных давлений на самолете.

Приемники полного давления 6 и 16 устанавливаются по одному на каж­дом борту самолета, статические насадки 10 и 15 — по четыре на каждом борту. Симметричное расположение приемников статического давления на самолете обеспечивает выравнивание давлений при полете со скольжением. Кроме основ­ных бортовых насадок статического давления, в отсеке носового обтекателя устанавливается насадка 3 резервной статической системы.

Шесть из статических насадок объединены попарно и образуют три линии статической магистрали. От первой линии статическое давление подводится к приборам 1 левого пилота. Полное давление к этим приборам подается от при­емника 16, расположенного на левом борту самолета.

К приборам правого пилота 2 и штурмана 17 полное давление подается от приемника 6, установленного на правом борту самолета, а статическое дав­ление — от второй линии. Во вторую линию, кроме того, включены регулятор 12 давления воздуха внутри самолета и датчик высоты 13 из комплекта ответчика. Третья линия статического давления подведена к анероидным коробкам командно-топливных агрегатов 11 правых двигателей и 14 левых двигателей.

Для регистрации скорости и высоты полета на самолете обычно устанавли­вают бароспидограф 8 в комплекте с самописцем 7. Полное давление к ним подводится от правого приемника полного давления 6, а статическое — от четвер­того приемника статического давления, расположенного на правом борту само­лета.

Под статическим давлением понимают давление, которое существовало бы в данной точке невозмущенной прибором среды, если бы прибор двигался со скоростью потока. Статическое давление в покоящейся среде называется барометрическим или атмосферным давлением и измеряется барометром. Оно измеряется как абсолютное давление, отсчитываемое от абсолютного нуля давления. Для измерения статического давления Р_ст необходим прибор такой конструкции, которая не искажала бы поток в исследуемой точке. При измерении давления Р_ст прибор движется относительно воздуха, а это согласно законам аэродинамики приводит к возмущению воздуха. При этом форма прибора – приемника Р_ст играет основную роль на точность измерения. Измеренное давление будет представлять собой сумму из давления в невозмущенном прибором потоке и дополнительного давления, вызванного обтеканием прибора, и зависит от его формы. Условия обтекания прибора могут быть таковы, что измеренное давление может быть больше или меньше истинного его значения

Наиболее часто для измерения Р_ст применяется статический зонд (статический крючок). Он представляет собой пустотелую цилиндрическую трубку диаметром d с обтекаемым закрытым носком (Рис.1.23д). На боковой поверхности трубки имеются отверстия небольшого диаметра. Для повышения точности измерения в приборе увеличивают расстояние l₁ от приемных отверстий до носка и в другую сторону – l₂ до держалки. Рекомендуются такие соотношения: l₁ = 3d, l₂ = 8δ [14, 34].

В авиации часто роль пустотелой цилиндрической трубки используется сам фюзеляж самолета (на дозвуке), в котором делают приемные отверстия (рис. 1.23е). Рекомендуется выдерживать соотношение h/d ≥ 3, диаметр отверстия желательно иметь небольшим, примерно 0,2 – 0,5 мм. Для удобства и надежности восприятия Р_ст вместо отверстий в фюзеляже применяется стандартная плита с отверстиями. Вместе с корпусом она образует прибор для восприятия статического давления (рис. 1.23е). Плита приемника устанавливается на самолете заподлицо с обшивкой. Кроме рассмотренных приемников Р_п и Р_ст широкое применение в авиации нашли комбинированные приемники, которые называются ПВД. В этом приборе совмещены два прибора: приемники Р_п и Р_ст (рис. 1.23и). Раздельные приемники применяются в основном на дозвуковой скорости полета. На сверхзвуковых скоростях полета обтекание фюзеляжа настолько сложное и непредсказуемое, что невозможно найти места для установки приемников давлений.

На сверхзвуковых самолетах ПВД выносится с помощью штанги в невозмущенное пространство впереди самолета. Таким же образом устанавливают ПВД и на вертолете.

Все приемники воздушных давлений должны быть рассчитаны на нормальную работу в условиях возможного обледенения. Камеры полного и статического давлений должны быть герметичными в соответствии с нормами НЛГС [4].

Основной причиной погрешностей восприятия статического давления является возмущение воздушной среды, вызванное самолетом, которое зависит от многих факторов: от угла атаки, от угла скольжения, от числа М. Компенсация аэродинамических погрешностей может производиться только у приемников, установленных на фюзеляже или на кромке крыла на скоростях полета не выше числа М = 0,95. На больших скоростях приемники выносятся вперед относительно носовой части самолета.

От четвертого приемника статического давления, расположенного на левом борту самолета, подается статическое давление вкорректор высоты 9 из комплек­та автопилота.

При необходимости левый пилот может свою группу анеройдно-манометри-ческих приборов подключить к магистрали полного давления правого борта и к магистрали статического давления второй линии. Это осуществляется с помощью кранов 19 и 18.

В схеме предусмотрена возможность подключения приборов левого и правого пилотов к резервной магистрали статического давления, которая связана с резервным приемником 3 статического давления. Для подключения приборов левого правого пилотов к резервной магистрали необходимо краны 4 и 18 поставить в положение «Резервный».

Для предохранения приборов от попадания влаги в магистралях полного и статического давлений установлены влагоотстойники 5. Для предохранения

трубопроводов и приборов от попадания пыли и грязи на стоянке самолета прием­ки статического давления на это время закрываются заглушками, а приемники полного давления — чехлами. Заглушки и чехлы снабжены красными флажками, называющими, что приемники закрыты и перед вылетом их необходимо открыть.

Источник