14 - olegkop.ucoz.com · Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата

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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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


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;


5 – манометрическая коробка;

7 – шкала скорости.

2 – приемник полного давления;

4 – корпус;

6 – указатель (стрелка);

13


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


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


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


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;


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


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.

Documents

14 - olegkop.ucoz.com · Лекция № 14. Измерители высотных и скоростных параметров движения летательного аппарата