View
4
Download
0
Category
Preview:
Citation preview
1
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
Направления
подготовки:
Авионика
Аэронавигация
Системная инженерия
Дисциплина: Бортовые системы управления
Курс, семестр, уч. год: 3, весенний, 2011/2012
Кафедра: 301 – СУЛА
Руководитель обучения: ассистент Копысов Олег Эдуардович
ЛЕКЦИЯ № 14
ТЕМА: ИЗМЕРИТЕЛИ ВЫСОТНЫХ И СКОРОСТНЫХ ПАРАМЕТОРОВ
ДВИЖЕНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА
Аэрометрический метод измерения высотных и скоростных
параметров летательных аппаратов
Измерители высоты и скорости относятся к пилотажно-навигационным при-
борам. С помощью таких приборов определяется положение самолета в простран-
стве и осуществляется навигация.
Знание высоты полета необходимо экипажу для: определения высоты полета
над пролетаемой местностью; для предотвращения столкновения самолета с земной
поверхностью; для контроля высоты при взлете и посадке; для выдерживания за-
данного эшелона полета по трассе; для решения некоторых навигационных задач.
Информация о скорости дает возможность экипажу правильно пилотировать
самолет в воздухе. Например, полет самолета со скоростью ниже минимальной мо-
жет привести к его падению. Увеличение скорости сверх допустимой, может приве-
сти к разрушению самолета.
Рассмотрим вопрос об определении высот полета. Высотой полета H называ-
ется расстояние по вертикали от некоторого уровня – начала отсчета до летательно-
го аппарата.
В зависимости от базы отсчета высоты подразделяют на:
абсолютную высоту ( абсH );
относительную высоту ( отнH );
истинную высоту ( истH ).
2
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
В целях наглядности схему измерения высот представим в виде рисунка
(рис. 14.1).
Абсолютную высоту абсH отсчитывают от уровня Мирового океана при ат-
мосферном давлении 101,3кПА (760 мм рт.ст.) и температуре среды +15С.
1
истH
абсH отнH
Рисунок 14.1 – Схема измерения высот полета
1 – уровень моря.
Относительную высоту отнH измеряют от поверхности с известным атмо-
сферным давлением.
Истинную высоту истH измеряют относительно точки на поверхности, над
которой в данный момент пролетает самолет.
Абсолютная и относительная высоты измеряются барометрическими прибо-
рами, истинная высота – радиовысотомерами.
Полет самолета обычно представляют как сложное движение твердого тела в
пространстве. С целью упрощения сложное движение разделяют на поступательное
движение центра масс и угловое движение относительно центра масс.
К параметрам поступательного движения центра масс самолета относятся:
скорость полета, его курс, углы относительно вектора скорости (угол атаки и сколь-
жения) и линейные ускорения вдоль траектории.
Самолет под действием тяги двигателей перемещается относительно воздуш-
ной среды со скоростью истV . Эта скорость называется истинной воздушной ско-
ростью полета. Совместно с воздушной средой самолет перемещается со скоростью
3
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
U . Эта скорость называется скоростью ветра. Таким образом, движение центра
масс происходит в направлении результирующего вектора pW . Скорости истV , U
и pW определяют так называемый навигационный треугольник скоростей.
Проекция вектора pW на плоскость земной поверхности называется путевой
скоростью W , т.е. скоростью перемещения самолета относительно Земли. Верти-
кальная составляющая вектора pW называется вертикальной скоростью и обознача-
ется YV . Угол между вектором путевой скорости и горизонтальной проекцией ис-
тинной воздушной скорости является углом сноса самолета сн . В целях наглядно-
сти связи перечисленных скоростей зарисуем схему их взаимосвязи или измерения
скоростей полета (рис. 14.2).
1
2
X
истV U
yVpW
Wсн
Рисунок 14.2 – Схема измерения скоростей полета
1 – центр масс;
2 – плоскость горизонта.
Существует еще понятие приборной скорости. Приборная скорость – это ис-
тинная воздушная скорость, измеренная без учета изменения температуры и плотно-
сти воздуха на данной высоте полета. Измерение приборной скорости играет важ-
нейшую роль при пилотировании самолета. Все рекомендации летному составу вы-
даются в величинах приборной скорости независимо от высоты.
Индикаторная скорость iV измеряется с учетом инструментальных и аэроди-
намических погрешностей приборов и поправок на сжимаемость воздуха.
Измерение истинной воздушной, приборной (индикаторной) и вертикальной
4
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
скоростей осуществляется с помощью анероидно-манометрических приборов. Путе-
вая скорость измеряется радиотехническими средствами или вычисляется построе-
нием навигационного треугольника скоростей по навигационной линейке.
Высота может измеряться барометрическим, радиотехническим и инерциаль-
ными методами. Наибольшее распространение получили первые два.
Приборы, дающие информацию о высоте и скорости полета на основании из-
мерения параметров встречного потока воздуха, выделяют в отдельную группу. В
эту группу входят: барометрические высотомеры, указатели приборной и истинной
воздушной скорости, указатель числа Маха (числа М), указатель вертикальной ско-
рости (вариометр).
Все эти приборы построены по методам косвенных измерений. Сущность ме-
тода косвенных измерений заключается в следующем. Первоначально измеряют
статическое и полное давление и температуру встречного потока воздуха. Затем на
основе этой информации и функциональных зависимостей вычисляют величины
высотных и скоростных параметров. Для реализации методов косвенных измерений
датчики первичной информации обычно содержат счетно-решающие устройства. В
простейшем случае счетно-решающие устройства представляют собой либо механи-
ческое, либо электромеханическое устройство. Современные навигационные систе-
мы все чаще строятся на базе аналоговых или цифровых вычислителей. Данные вы-
числители и осуществляют решение уравнений метода косвенных измерений. Рас-
смотрим принципы построения и функционирования приборов аэрометрического
типа.
Приемники полного и статического давления
Для правильного функционирования приборов аэрометрического типа к ним
необходимо подвести полное и статическое давление. Измерение полного и статиче-
ского давления осуществляется специальными приемниками, которые располагают-
ся за бортом самолета.
Приемник полного давления выполняется в виде трубки. Трубка имеет откры-
5
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
тый конец. Этим концом трубка направляется навстречу воздушному потоку (рис.
14.3).
1
23 4 5 6
7 CU
Рисунок 14.3 – Приемник полного давления
1 – камера;
3 – дренажное отверстие;
5 – элемент обогрева;
7 – к магистрали;
2 – козырек;
4 – корпус;
6 – трубка.
Приемники статического давления исполняются в двух вариантах.
Первый вариант – в виде отверстий. Отверстия располагаются на поверхности
фюзеляжа самолета в точках, где давление равно статическому.
Второй вариант – в виде вытянутого цилиндра. Цилиндр укрепляется на крыле
или фюзеляже самолета. Ось цилиндра направляется вдоль воздушного потока. На
поверхности цилиндра имеются отверстия. Отверстия выполняются в точках, где
давление равно статическому.
Имеются варианты приемников воздушного давления (ПВД), которые выдают
как статическое, так и полное давление. Такие ПВД имеют несколько камер и линий
отверстий по длине трубки. Требуемые статическое и полное давления выводятся
через раздельные штуцеры. Для разных скоростей полета (дозвуковой, сверхзвуко-
вой) статическое давление забирается со своей камеры. На больших самолетах для
повышения надежности устанавливают несколько приемников полного и статиче-
ского давлений.
Барометрические высотомеры, датчики и корректоры высоты
Барометрический метод измерения высоты основан на зависимости атмосфер-
6
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
ного (полного или статического) давления от высоты. Фактическое давление на за-
данной высоте не постоянно. Оно зависит от состояния атмосферы, характера и
направления воздушных течений, времени суток, географических координат и дру-
гих факторов.
При разработке барометрического высотомера (БВ) используются среднеста-
тистические зависимости стандартной атмосферы (СА) на уровне моря:
давление 0P =101325 Па=760 мм рт. ст. (1мм рт. ст.=133,32236 Па);
температура воздуха 0T =288,15 К;
плотность воздуха 0 =1,225 кг/м3;
ускорение свободного падения 0g =9,80665 м/с2.
Зависимость температуры от высоты имеет различный характер на разных вы-
сотах. До высоты 11000 м температура линейно уменьшается. При этом использует-
ся зависимость в виде:
HT)H(T 0 , (14.1)
где – постоянный коэффициент, равный =-0,0065 К/м.
На высоте от 11 до 20 км температура воздуха является постоянной величиной
и равной 11T =216,65 К или 11T =-56,5С.
Атмосферное давление P не зависит от рельефа местности. Поэтому в раз-
личных точках Земли, но на одинаковых расстояниях от уровня моря, давление бу-
дет одинаковым. Другими словами, изобары имеют шарообразную форму. В любой
точке поверхности шара определенного радиуса (с центром, совпадающим с цен-
тром Земного шара) давление P считается одинаковым.
Зависимость HPP называется барометрической формулой. Эта зависи-
мость выводится в предположении, что воздух является идеальным газом. Для вы-
сот от 0 до 11000 м барометрическая формула имеет вид
уд
0R
g
00
T
H1PP
, (14.2)
где 0g =9,80665 м/с2 – ускорение свободного падения;
7
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
удR =287,05287 Джкг-1К
-1 – газовая постоянная.
Для высот от 11000 до 20000 м барометрическая формула имеет другой вид:
11уд
0TR
)11000H(g
11ePP
, (14.3)
где 11P =22632 Па (169,75397 мм рт. ст.) – давление на уровне 11000 м;
11T =216,65 К – температура на уровне 11000 м.
Разрешая барометрические формулы относительно высоты H , получаем гра-
дуировочные формулы для барометрического высотомера:
0
0
0
1
удR
gT P
HP
(14.4)
для высот лежащих в диапазоне 0 м H 11000 м;
P
Pln
g
TR11000H 11
0
11уд , (14.5)
для высот лежащих в диапазоне 11000 м H 20000 м.
Конструктивно баровысотомер представляет собой манометр абсолютного
давления, измеряющий атмосферное давление. Изобразим конструктивную схему
прибора и рассмотрим принцип его действия (рис. 14.4). Как видно из схемы, чув-
ствительным элементом прибора является анероид. Анероид – это герметичная
мембранная коробка 1, из которой откачан воздух. Анероид помещен в герметичный
корпус 2. Корпус при помощи трубопровода 3 соединяется с приемником статиче-
ского давления 4.
Принцип действия прибора заключается в следующем. При измерении высоты
полета изменяется давление. Изменение давления вызывает упругую деформацию
мембранной коробки. Центр коробки смещается и через передаточный механизм 5
передвигает стрелку прибора 6.
Барометрические высотомеры применяются также в качестве датчиков сигна-
лов высоты в системах автоматического управления полетом. Такие датчики иногда
называют корректорами высоты (КВ).
8
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
4 3
2
6
51
Рисунок 14.4 – Барометрический высотомер
1 – анероид;
3 – трубопровод;
5 – передаточный механизм;
2 – корпус;
4 – приемник статического давления;
6 – стрелка.
Выходной сигнал корректора высоты выхU пропорционален не текущей вы-
соте полета, а разности H между фактической высотой H и заданной задH . За-
данная высота вводится в прибор автоматически. Диапазон измерений H обычно
невелик и составляет 200 или 300 м. Функциональная схема КВ представляет со-
бой следующее (рис. 14.5).
6
3
2
10
1
115 9
8 7
4
cтP выхU
Рисунок 14.5 – Функциональная схема корректора высоты
1 – анероид;
3 – сердечник индуктивного преобразователя;
5 – электромагнитная муфта;
2 – якорь индуктивного преобразователя;
4 – двигатель отработки;
6 – усилитель;
7 – выходной потенциометрический преобразователь;
8 – щетка; 9 – пружина;
9
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
10 – биметаллический компенсатор температурных погрешностей;
11 – редуктор.
Чувствительным элементом КВ является анероидная коробка 1. Анероид 1 че-
рез биметаллический компенсатор температурных погрешностей 10 связан с якорем
2 индуктивного преобразователя. Сердечник индуктивного преобразователя выпол-
нен подвижным. Сердечник связан с двигателем отработки 4 через редуктор 11. Вы-
ходное напряжение индуктивного преобразователя поступает на усилитель 6. Выход
усилителя связан с обмоткой управления двигателя отработки. После поступления
сигнала на обмотку управления ротор двигателя начинает вращаться и через редук-
тор 11 перемещать сердечник индуктивного преобразователя 3. Перемещение осу-
ществляется до тех пор, пока на выходе индуктивного преобразователя выходное
напряжение не станет равным нулю. Таким образом, двигатель 4, усилитель 6 и сер-
дечник индуктивного преобразователя 3 образуют следящую систему. При этом за-
дачей двигателя является отработка положения сердечника индуктивного преобра-
зователя, при котором с его выходной обмотки снимается напряжение, равное нулю.
При изменении положения сердечника 3 одновременно через редуктор 11 и муфту 5
изменяется положение щетки выходного потенциометрического преобразователя.
Выходное напряжение потенциометрического преобразователя пропорционально
изменению заданной высоты на H . В дальнейшем этот сигнал поступает в систе-
му автоматического управления высотой или автопилот.
Если муфта отключена, то при помощи центрирующих пружин 9 щетка 8 по-
тенциометрического преобразователя удерживается в нейтральном положении и
выходной сигнал отсутствует.
При включении муфты на некоторой заданной высоте задH щетка 8 механи-
чески сцепляется с редуктором двигателя следящей системы. Любое отклонение са-
молета по высоте от заданного значения задH вызовет дополнительное смещение
центра анероидной коробки 1 и якоря 2 индуктивного преобразователя. Следящая
система отработает это смещение и выдаст с потенциометрического преобразовате-
ля сигнал, пропорциональный отклонению H от заданной высот задHHH .
10
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
Основные характеристики высотомеров
Рассмотрим динамические характеристики корректора высоты. Представим
корректор высоты в виде структурной схемы (рис. 14.6).
1 2 3 4 5 Pст P1
Fдв S U =U (H)вых вых
Рисунок 14.6 – Структурная схема корректора высоты
1 – звено преобразования входного статического давления Pст;
2 – звено преобразования давления P1;
3 – звено преобразования силы Fдв;
4 – звено преобразования следящей системы;
5 – звено формирования выходного сигнала.
Звено 1 отображает процесс передачи давления Pст по трубопроводу в корпус
корректора высоты. таким образом, на входе прибора мы имеем давление Pст, на вы-
ходе (непосредственно внутри корпуса) – давление P1.
Звено 2 отображает силовую характеристику чувствительного элемента –
мембранной коробки: давление P1 преобразуется в движущую силу Fдв.
Звено 3 преобразует силу Fдв в линейное перемещение S подвижной системы –
якоря индуктивного датчика.
Звено 4 осуществляет преобразование линейного перемещения S якоря в пе-
ремещение щетки выходного потенциометра. Это звено отображает передающие
свойства индуктивного датчика, усилителя 6, двигателя отработки 4, редуктора 11
как узла отработки перемещения якоря S.
Звено 5 преобразует перемещение щетки в выходной электрический сигнал
Uвых, пропорциональный изменению входного статического давления Pст, а следова-
тельно, и изменению заданной высоты.
Динамические свойства КВ могут быть охарактеризованы передаточной
функцией. анализ передаточной функции КВ показывает, что в общем случае она
может быть представлена в виде апериодического звена:
11
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
1)(
)()(
1
PT
К
PP
PUPW КВ
ст
вых , (14.6)
где *
54
C
KKSККВ
– коэффициент передачи прибора;
41
128
dP
LT
ср
– постоянная времени первого звена;
S – эффективная площадь чувствительного элемента-анероида;
К4 – коэффициент преобразования перемещения якоря S в перемещение щет-
ки;
К5 – коэффициент преобразования выходного потенциометра;
С* – приведенный коэффициент жесткости ЧЭ;
– объем корпуса прибора;
– вязкость воздуха;
L, d – длина и диаметр трубопровода;
Pср – среднее давление в трубопроводе.
Постоянная времени T1 определяет быстродействие прибора. Учитывая это,
постоянная времени может оказывать большое влияние на управляемость самолета.
С увеличением высоты давление в трубопроводе падает (Pср) и постоянная времени
значительно увеличивается. Например, на уровне моря постоянная времени T1 со-
ставляет 0,2 с, а уже на высоте 11000 м она равна 1,2 с. Для уменьшения T1 необхо-
димо увеличивать диаметр трубопровода d и уменьшать объем прибора.
Манометрические указатели и датчики приборной и воздушной скорости
При ручном пилотировании ЛА применяются указатели приборной (индика-
торной) скорости (УС), при автоматическом и полуавтоматическом – датчики ско-
ростного напора.
Принцип действия УС основан на измерении динамического давления Pдин
(скоростного напора) набегающего воздушного потока. Связь динамического давле-
ния Pдин с полным Pп и статическим Pст определяется как
12
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
стпдин PPP . (14.7)
Согласно уравнению Бернули
птст PVPV
22
22
, (14.8)
где V – скорость набегающего потока;
Vт – скорость потока на срезе трубки приемника воздушного давления;
Pст – статическое давление в потоке;
Pп – полное давление;
– плотность воздуха.
Так как на входе ПВД осуществляется полное торможение потока, то Vт=0.
Поэтому формулу (14.8) можно записать так:
пст PPV
2
2
, или 2
2V
PP стп
,
откуда с учетом (14.7) получаем приближенную аэродинамическую формулу
2
2V
Pдин
. (14.9)
Изобразим структурную схему указателя скорости (рис. 14.7) и рассмотрим
его устройство и принцип действия.
6
3
2
1
5
7
4
V, Pст
Рисунок 14.7 – Структурная схема указателя скорости
1 – приемник статического давления;
3 – трубопровод;
5 – манометрическая коробка;
7 – шкала скорости.
2 – приемник полного давления;
4 – корпус;
6 – указатель (стрелка);
13
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
Прибор состоит из приемника статического давления 1, приемника полного
давления 2, герметического корпуса 4, манометрической коробки 5, указателя
(стрелки) 6 и шкалы 7. Приемники полного и статического давлений расположены в
набегающем потоке. Поток характеризуется параметрами скорости V и давления P.
По трубопроводам 3 в корпус 4 подается статическое давление Pст, а в манометриче-
скую коробку 5 – полное давление Pп. Таким образом, указатель скорости представ-
ляет собой дифференциальный манометр. Чувствительным элементом прибора яв-
ляется манометрическая коробка. Под действием разности давлений Pдин коробка
деформируется, а передаточный механизм пересчитывает скоростной напор в инди-
каторную скорость.
Индикаторная скорость рассчитывается из условия равенства скоростных
напоров на высоте H и на уровне моря:
2
2
0
пр
Н
Vq , откуда V
HqV Н
пр 00
2 )(2
(14.10)
где qH – измеренный скоростной напор на высоте H;
V – истинная воздушная скорость;
(H) – плотность воздуха на высоте полета H.
Формула (14.10) достаточно точна только для малых скоростей (менее км/ч).
Для скоростей более км/ч необходимо учитывать сжимаемость воздуха. С учетом
сжимаемости воздуха истинная V и приборная Vпр скорости определяются в соот-
ветствии с формулами:
1
211
1
k
TkR
P
PV
удk
k
ст
дин , (14.11)
1
211
0
1
k
TkR
P
PV
удk
k
ст
динпр , (14.12)
где k=1,4 – показатель адиабаты для воздуха;
Rуд – удельная газовая постоянная, равная 287,053 Дж/(кгК);
14
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
T0, P0 – стандартные значения температуры и давления воздуха на уровне Зем-
ли.
Формула (14.12) используется при градуировке прибора. На основании (14.11)
и (14.12) строят комбинированные приборы. Комбинированные приборы одновре-
менно измеряют истинную и индикаторную скорости. Для этих целей прибор вы-
полняют с двумя стрелками.
Указатель числа Маха
С приближением скорости самолета к скорости звука аэродинамические ха-
рактеристики самолета начинают зависеть не от скоростного напора, а от числа Ма-
ха:
VM
a , (14.13)
где
20уд
a kR T T . (14.14)
Начиная с числа М=0,7...0,8 значительно вырастает аэродинамическое сопро-
тивление самолета. Устойчивость и управляемость самолета претерпевают резкие
изменения. В связи с этими явлениями необходимо знать не столько скорость поле-
та, сколько число М полета.
Прибор, по шкале которого непосредственно отсчитывается число М, называ-
ется указателем числа М. Существующие конструкции указателя числа М основаны
на измерении отношения динамического давления воздуха к статическому.
Упрощенная расчетная формула для определения числа М имеет вид:
ст
дин
P
PAM , (14.15)
где А – постоянный коэффициент.
Кинематическая схема указателя числа М аналогична измерителю истинной
воздушной скорости.
15
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
Вариометры
Вариометрами называются приборы, измеряющие вертикальную скорость по-
лета самолета. Вариометры применяются в качестве пилотажных приборов. Датчики
вертикальной скорости используются в системах автоматического управления и си-
стемах стабилизации высоты полета.
Существует несколько методов измерения вертикальной скорости полета Vy
самолета.
1. Метод дифференцирования сигнала датчика высоты.
Выходной сигнал датчика высоты подают на вход RC-цепи. С выхода RC-
цепи снимают сигнал, пропорциональный первой производной измеряемой высоты
по времени.
2. Метод интегрирования вертикального ускорения.
На самолете устанавливается акселерометр линейных ускорений. Ось чув-
ствительности акселерометра ориентируют по вертикали места. Выходной сигнал,
снимаемый с акселерометра, подают на интегрирующее устройство. Полученный
результат будет пропорционален вертикальной скорости Vy.
3. Манометрический метод.
Этот метод основан на дифференцировании статического давления Pст и
нашел широкое применение в вариометрах с пневмомеханическим дифференциру-
ющим устройством. Рассмотрим устройство, принцип действия и основные характе-
ристики такого вариометра. Для этих целей изобразим структурную схему прибора
(рис. 14.8).
Действие вариометра основано на измерении избыточного давления (разреже-
ния), которое создается при изменении высоты полета внутри замкнутого объема.
При этом замкнутый объем сообщается с атмосферой через капиллярную трубку.
Как видно из рис. 14.8, в герметичный корпус 1 прибора статическое давление
Pст подается от ПВД через стеклянный капилляр 2. В это же время статическое дав-
ление подается в манометрическую коробку 3 непосредственно по трубопроводу 4.
Следовательно, манометрическая коробка 3 воспринимает разность между давлени-
16
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
ем в корпусе и атмосферным давлением Pст на высоте полета.
6
3
2
15
7
4
Pст
Рисунок 14.8 – Структурная схема вариометра
1 – корпус;
3 – манометрическая коробка;
5 – рычаг;
2 – капилляр;
4 – трубопровод;
6 – указатель (стрелка).
Когда самолет совершает полет на постоянной высоте, давление внутри кор-
пуса P1 равно атмосферному; разность давлений статического и атмосферного (Pст-
P1) равна нулю и стрелка 6 указывает «нуль» на шкале 7.
При подъеме самолета Pст непрерывно уменьшается. Практически внутри ко-
робки 3 новое значение статического давления устанавливается мгновенно. так как в
корпус давление попадает через капилляр 2, то из-за его сопротивления давление в
корпусе не успевает сравниваться со статическим давлением. В результате в корпусе
образуется избыточное давление. Чем больше вертикальная скорость самолета Vy,
тем больше разность давлений (P1- Pст). Под действием этой разности коробка сжи-
мается и через передаточно-множительный механизм (рычаг 5) передвигает стрелку
вверх от нуля (в сторону надписи «Подъем»). При снижении самолета стрелка от-
клоняется вниз от нуля.
Основные конструктивные параметры вариометра определяются градуиро-
вочной формулой P=f(Vy):
TTRd
TlP к
14
128
, (14.16)
где P=(P1- Pст), Па;
– объем корпуса, м2;
17
Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата.
l, d – соответственно длина и диаметр капилляра, м;
– динамическая вязкость воздуха, Пас;
Tк – средняя температура воздуха внутри капилляра, К;
T1 и T – температура воздуха в корпусе и вне самолета, К.
При градуировке вариометра в заводских условиях принимают T=T1=Tк=T0.
Вариометры выпускаются с различными пределами измерений: от 30 до 300
м/с. В серийных вариометрах типа ВАР (ВАР-30, ВАР-75, ВАР-150, ВАР-300) циф-
ры указывают предел измерения.
Динамические характеристики прибора определяются постоянной времени .
На малых высотах среднее давление в капилляре близко к давлению на уровне зем-
ли и постоянная времени возрастает обратно пропорционально плотности воздуха.
Из-за больших постоянных времени в системах автоматического управления поле-
том вариометры не применяются. При вертикальной скорости, близкой к нулю, по-
грешности прибора незначительны. поэтому вариометры используются для пилоти-
рования в режиме стабилизации высоты полета.
Самостоятельно рассмотреть устройство, принцип действия и тех-
нические характеристики современных пиротехнических датчиков и
датчиков температуры.
Термины для занесения в тезаурус: относительная высота, истинная высота, аб-
солютная высота, приборная скорость, индикаторная скорость, путевая ско-
рость.
Recommended