The индикатор воздушной скорости (ASI) или датчик воздушной скорости – это прибор для полета, указывающий воздушную скорость воздушного судна в километров в час (км / ч), узлы (kn), миль в час (MPH) и / или метров в секунду (м / с). ИКАО рекомендует использовать км / ч, однако в настоящее время наиболее часто используемой единицей измерения являются узлы. ASI измеряет перепад давления между статическим давлением из статического порта и общим давлением из трубки Пито. Эта разница в давлении регистрируется указателем ASI на лицевой стороне прибора.
Однодвигательный ASI (слева) с V скоростями помечен, и многомоторный ASI (в центре) с синим и красным радиальные линии, а также (справа), показывающие только узлы
Использование
ASI имеет стандартные цветные маркировки, указывающие на безопасную работу в пределах ограничений воздушного судна. С первого взгляда пилот может определить рекомендуемую скорость (V-скорости) или необходимость корректировки скорости. Однодвигательные и многомоторные самолеты имеют общую маркировку. Например, зеленая дуга указывает нормальный рабочий диапазон летательного аппарата от V S1 до V NO. Белая дуга указывает рабочий диапазон закрылков , от V SO до V FE, используемых для заходов на посадку и приземлений. Желтая дуга предупреждает, что полет в этом диапазоне должен выполняться только в гладком воздухе, в то время как красная линия (V NE) в верхней части желтой дуги указывает на повреждение или разрушение конструкции, которое может произойти на более высоких скоростях.
ASI на многомоторных самолетах включает две дополнительные радиальные маркировки, красный и синий, связанные с потенциальным отказом двигателя. Радиальная красная линия около нижней части зеленой дуги указывает V mc, минимальную указанную воздушную скорость, при которой самолет может управляться с неработающим критическим двигателем. Радиальная синяя линия указывает V YSE, скорость для наилучшей скорости набора высоты при критическом двигателе неработающем.
Работа
ASI является единственным летным прибором, который использует как статическую систему, так и систему Пито. Статическое давление поступает в корпус ASI, в то время как полное давление изгибает диафрагму, которая связана с указателем ASI через механическую связь. Давления равны, когда самолет неподвижен на земле, и, следовательно, показывает нулевое значение. Когда летательный аппарат движется вперед, воздух, поступающий в трубку Пито, находится под большим давлением, чем статическая линия, которая изгибает диафрагму, перемещая указатель. ASI проверяется перед взлетом на предмет нулевых показаний, а во время взлета, что он соответствующим образом увеличивается.
Трубка Пито может быть заблокирована из-за насекомых, грязи или невозможности снять крышку Пито. Блокировка предотвратит попадание набегающего воздуха в систему. Если отверстие Пито заблокировано, но сливное отверстие открыто, давление в системе упадет до атмосферного давления, и указатель ASI упадет до нуля. Если и отверстие, и дренажное отверстие заблокированы, ASI не укажет на изменение скорости полета. Однако указатель ASI будет показывать изменения высоты по мере изменения соответствующего статического давления. Если и трубка Пито, и статическая система заблокированы, указатель ASI покажет ноль. Если статические порты заблокированы, но трубка Пито остается открытой, ASI будет работать, но неточно.
Типы воздушной скорости
Левый – механический индикатор истинной воздушной скорости для самолета. Пилот устанавливает барометрическую высоту и температуру воздуха в верхнем окне с помощью ручки; стрелка указывает истинную воздушную скорость в нижнем левом окне. Здесь скорость отображается как в узлах (узлов), так и в милях в час (миль / ч). Справа – индикатор воздушной скорости с Machmeter, включая подвижные указатели (ошибки) на лицевой панели .
Указанная воздушная скорость (IAS ), считывается непосредственно с ASI. В нем нет поправки на изменения плотности воздуха, ошибки установки или прибора. Калиброванная воздушная скорость (CAS ) исправлена с учетом ошибок установки и приборов. Для оставшихся ошибок доступна таблица калибровки воздушной скорости. Истинная воздушная скорость (TAS ) скорректирована по CAS с учетом высоты и нестандартной температуры. TAS используется для планирования полета. TAS увеличивается с увеличением высоты, когда плотность воздуха уменьшается. TAS может быть определен с помощью бортового компьютера, такого как E6B. Некоторые ASI имеют кольцо TAS. В качестве альтернативы эмпирическое правило состоит в том, чтобы добавлять 2 процента к CAS на каждые 1000 футов (300 м) набранной высоты.
Реактивный самолет
Реактивный самолет не имеют V NO и V NE как у самолетов с поршневым двигателем, но вместо этого имеют максимальную рабочую скорость, выраженную в узлах, V MO и число Маха, М МО. Таким образом, пилоту реактивного самолета необходимы как указатель скорости полета, так и «Махметр» с соответствующими красными линиями. ASI будет включать в себя указатель с красно-белой полосой или «шест парикмахера », который автоматически перемещается, чтобы указать применимое ограничение скорости в любой момент времени.
Угол атаки и подъема Индикаторы резерва
LRI (слева) и индикаторы AOA (справа)
Самолет может сваливаться на любой скорости, поэтому мониторинг ASI сам по себе не предотвратит сваливание. Критический угол атаки (AOA) определяет, когда самолет остановится. Для конкретной конфигурации это постоянная величина, не зависящая от веса, угла крена, температуры, высоты по плотности и центра тяжести летательного аппарата. Индикатор AOA обеспечивает срыв ситуационной осведомленности как средство для отслеживания наступления критического AOA. Индикатор AOA покажет текущий AOA и его близость к критическому AOA.
Точно так же индикатор запаса подъемной силы (LRI) обеспечивает меру генерируемой подъемной силы. Он использует систему перепада давления, чтобы предоставить пилоту визуальное представление имеющейся резервной подъемной силы.
Основной индикатор полета (PFD) с ASI в виде «ленты воздушной скорости», включая диапазоны с цветовой кодировкой (слева), а также комбинированный ASI и Machmeter для реактивного самолета (справа)
Дополнительная литература
- Руководство по полетам на самолете. Типография правительства США, Вашингтон, округ Колумбия: Федеральное управление гражданской авиации США. 2004. FAA-8083-3A. Архивировано из оригинального 30.06.2011.
- Руководство по полетам по приборам (PDF). Типография правительства США, Вашингтон, округ Колумбия: Федеральное управление гражданской авиации США. 2005-11-25. FAA-H-8083-15.
- Справочник пилота по аэронавигационным знаниям. Типография правительства США, Вашингтон, округ Колумбия: Федеральное управление гражданской авиации США. 2003. FAA AC 61-23C. Архивировано из оригинала 01.07.2015.
Установка и запуск индикатора запаса лифта, статья и фотографии Сэма Бьюкенена http://home.hiwaay.net/~sbuc/ journal / liftreserve.htm
Эта статья включает материалы общественного достояния из документа правительства США : «Руководство по полетам на самолете “..
Эта статья включает общедоступный материал домена из документа правительства США : «Справочник по полетам по приборам “..
Эта статья включает материалы, являющиеся общественным достоянием из правительства США документ: «Справочник пилота по аэронавигационным знаниям ».
Для летательных аппаратов различают истинную, воздушную, приборную воздушную и путевую скорость полета.
Истинной воздушной скоростью называется скорость движения самолета относительно воздуха.
Приборной (или индикаторной) воздушной скоростью называется истинная воздушная скорость, приведенная к нормальной (массовой) плотности воздуха. Эта скорость характеризует величину аэродинамических сил, действующих на самолет.
Путевой скоростью называется скорость движения самолета относительно Земли. Она равна геометрической сумме истинной воздушной скорости и скорости ветра.
Помимо скоростей, летчику в полете необходимы также сведения и об относительной скорости полета, т. е. о числе М.
На самолетах и вертолетах имеются соответствующие датчики и указатели названных выше скоростей.
Для измерения воздушных скоростей наибольшее распространение нашел аэродинамический метод, основанный на измерении полного и статического давления встречного потока воздуха.
Измерение путевой скорости полета осуществляется радиотехническими, инерциальными и другими системами.
В качестве устройств, обеспечивающих подвод полного и статического давлений ко всем анероидно-мембранным приборам, применяются приемники воздушного давления (ПВД) рис. 167. Он имеет трубку 1 полного давления и полость 2 статического давления. Трубка полного давления спереди открыта и устанавливается по направлению полета.
Полость статического давления имеет боковые отверстия, соединяющие ее с атмосферой. Эти отверстия должны быть расположе-
ны в том месте трубки, где атмосферное давление соответствует невозмущенной среде в полете.
Некоторые приемники (например, ТП-156) в отличие от ПВД имеют лишь трубку полного давления, а статическое давление в этом случае подводится по трубопроводу от специального отверстия, расположенного непосредственно на обшивке борта самолета.
Для предупреждения обледенения все приемники воздушных давлений имеют электрообогрев в виде элемента из нихромового проводника. Полное и статическое давление по трубопроводам подводятся к прибору, измеряющему скорость полета.
Чувствительным элементом прибора является манометрическая коробка 4, расположенная в корпусе прибора. К ней подводится полное давление рПОЛш а в корпус — статическое давление рст.
Таким образом, коробка 4 воспринимает перепад давлений (динамическое давление) Ар.
где у — плотность воздуха в атмосфере;
V’ — скорость движения воздуха относительно приемника ПВД.
Выражение (2.20) справедливо при скоростях полета до 400 км/ч, так как оно не учитывает явление сжимаемости воздуха в полости мембранной коробки. Из него получается формула для градуировки шкалы измерителя приборной скорости
V*p = 1Ло = (2 21)
где уо-= 1,225 кгім3 — плотность воздуха у земли при нормальных атмосферных условиях; У10 — истинная воздушная скорость полета у земли.
Для полетов со сверхзвуковой скоростью измерители скорости градуируются по расчетной формуле, учитывающей сжимаемость воздуха, т. е.
Градуировка шкалы измерителя истинной воздушной скорости определяется следующим выражением:
V = “I / , (2.23)
где у л — плотность воздуха на высоте Н полета.
Или при делении формулы (2.23) на (2.21) получим
V = Vnp V~Тн • (2’24)
Поскольку? = , то можно вместо формулы (2.24) записать
Следовательно, истинная скорость получается из приборной скорости после внесения в нее поправок на статическое давление рн и температуру Тн на данной высоте Н полета, т. е. поправок на изменение плотности воздуха при изменении высоты полета.
Все вышеприведенные выражения учитываются при создании конструкции прибора. На рис. 168 изображена принципиальная схема измерителя приборной и воздушной скорости. При увеличении скорости полета под действием разности давления рполн — Рст мембранная коробка 1 через тягу поворачивает стрелку 2 указателя приборной скорости. Одновременно центр коробки 1 перемещает тягу 3 и, следовательно, стрелку 5 указателя истинной скорости.
Если увеличивается высота полета, то анероидная коробка 4 расширяется и поворачивает также тягу 3, преодолевая усилие пружины Я. При этом уменьшается длина плеча I стрелки 5, и она поворачивается па дополнительный угол, учитывающий изменение плотности воздуха.
На рис. 169 приведена конструктивная схема комбинированного измерителя скорости с диапазоном измерения до 2 000 км/ч (КУС-2 000). Перемещение центра манометрической коробки 6 через оси, поводки 7 и 8, сектор 3 и трубку 9 передается на широкую стрелку 2 приборной скорости и одновременно через ряд поводков, осей и сектор 10 передается на узкую стрелку 1 истинной скорости. С изменением высоты полета изменяется положение центра анероидной коробки 5, что вызывает смещение поводка 4 и изменение передаточного отношения между осями М и А. Ось М связана с манометрической коробкой, а ось А — со стрелкой истинной воздушной скорости.
В настоящее время применяются указатели скорости двух типов: указатели приборной скорости (УС) и комбинированные указатели скорости (КУС). Первые устанавливаются на самолетах и вертолетах, имеющих небольшую скорость. Вторые устанавливаются на скоростных самолетах.
Указатели скорости посредством трубопроводов соединяются с приемниками воздушного давления. (ПВД). В настоящее время применяются два типа ПВД: совмещенный и с раздельными системами замера давлений. Совмещенный приемник (рис. 3.12) состоит из двух трубок. Одна из них имеет открытый конец 1 и воспринимает полное давление встречного потока воздуха. Другая трубка 2 воспринимает через боковые отверстия 3 только статическое давление. Обе трубки заключены ъ общий корпус. Электрообогреватель 4 служит для предохранения приемника от обледенения. Для уменьшения аэродинамических ошибок приемник с помощью специальной штанги устанавливается в месте наименьшего искажения воздушного потока.
Второй тип приемника имеет раздельные системы замера полного и статического давлений (рис. 3.13). Полное давление воспринимается трубкой полного давления. Статическое давление появ отся через отверстие в борту фюзеляжа.
Указатель приборной скорости (рис. 3.14) состоит из мембранной манометрической коробки 1, передаточно-множительного меха-
Рис. 3.12. Схема совмещенного приемника воздушного давления:
Рис. 3.13, Схема раздельного приемника воздушного дав^
Рис. 3.14. Схема указателя приборной скорости:
1 — манометрическая коробка; 2 — передаточномножительный механизм; 3 — шкала скорости; 4 — стрелка; 5 «=• корпус прибора
шізма 2, шкалы скорости 3 и стрелки 4. Механизм указателя смонтирован в герметическом корпусе 5. В задней стенке корпуса помещены два штуцера, соединенные с приемником воздушных давлений. Через динамический штуцер в манометрическую коробку подается полное давление, а через статический штуцер внутрь корпуса прибора подается статическое давление.
В полете манометрическая коробка расширяется под действием динамического давления, представляющего собой разность между полным и статическим давлением. Перемещение верхнего подвижного центра манометрической коробки с помощью передаточно — множительного механизма преобразуется во вращательное движение стрелки, которая по шкале указывает приборную скорость самолета. В настоящее время на самолетах и вертолетах могут устанавливаться указатели приборной скорости типа УС-350, УС-800.
Комбинированный указатель скорости предназначен для одновременного измерения приборной и истинной воздушной скорости. В нем совмещены два прибора; указатель приборной скорости и указатель истинной воздушной скорости. Комбинированный указатель скорости имеет следующие основные узлы:
— чувствительный элемент, воспринимающий динамическое давление (манометрическая коробка);
— чувствительный элемент, воспринимающий статическое давление на высоте полета (анероидная коробка);
— передаточно-множительные механизмы;
— индикаторную часть;
— корпус прибора.
Рассмотрим устройство комбинированного указателя скорости КУС-1200. Внешний вид прибора изображен на рис. 3.15. Прибор имеет две стрелки — широкую и узкую.
Широкая стрелка показывает приборную скорость. Узкая стрелка показывает скорость, близкую к истинной. КУС-1200 позволяет измерять истинную скорость до 1200 км/ч.
На рис. 3.16 показана кинематическая схема КУС-1200. Манометрическая коробка является общим чувствительным элементом указателя приборной и истинной скорости. Внутрь коробки подается полное давление, а в корпус прибора — статическое давление. Манометрическая коробка расширяется пропорционально динамическому давлению.
Движение верхней части манометрической коробки 1 через тягу 2, поводок 3 и колодку 4 передается на валик 5, который поворачивается вместе с укрепленными на нем сектором 6 и поводком 11. Сектор 6 через трибку 7 поворачивает ось, на которой сидит широкая стрелка 8, показывающая приборную скорость по шкале 9. Рассмотренная часть кинематической схемы прибора
КУС-1200 работает аналогично указателю приборной воздушной скорости.
Анероидная коробка 10 измеряет статическое давление на высоте полета. Она включена в механизм указателя истинной воздушной скорости. Одновременно вращение валика 5 через поводок 11, тягу 12, шарнирное соединение 13, изогнутый поводок 14 и. анероидную коробку 10 передается на компенсирующий валик 15 механизма ‘истинной воздушной скорости. На валике 15 закреплен сектор 16, находящийся в зацеплении с трибкой 17, на полой оси которой закреплена стрелка 18, показывающая истинную скорость.
Рис. 3.16. Кинематическая схема КУС-1200:
1 — манометрическая коробка; 2 — тяга; 3 — поводок; 4 — колодка; 5 -“.валик; 6‘— зубчатый сектор; 7 — трибка; 8— широкая стрелка; 9 — шкала; 10 — анероидная коробка; 11 — поводок; 12 — тяга; 13 — шарнирное соединение; 14 — изогнутый поводок; 15 — компенсационный валик; 16 — зубчатый сектор; 17 — трибка; 18 — узкая стрелка#
Анероидная коробка 10 укреплена за неподвижный центр на компенсационном валике 15. К подвижному центру анероидной коробки прикреплен изогнутый поводок 14. С поднятием на высоту атмосферное давление уменьшается. Анероидная коробка, расширяясь, увлекает за собой изогнутый поводок 14. В результате шарнирное соединение 13 приближается к оси вращения валика 15. Это приводит к уменьшению ведомого плеча, вследствие чего передаточное отношение увеличивается и узкая стрелка поворачивается на больший угол, чем’ широкая. Разница в показаниях широкой и узкой стрелки возрастает с увеличением высоты и скорости полета.
В настоящее время кроме указателя КУС-1200 имеются другие комбинированные указатели скорости (КУС-2000, КУС-2500). Они отличаются от. КУС-1200 увеличенным диапазоном измерения скорости и различной конструкцией передаточно-множительных механизмов.
Вариометры и указатели воздушной скорости устанавливаются на приборной доске в соответствии со схемой приборного оборудования самолета. Датчик воздушной скорости устанавливается насобственном амортизационном устройстве в месте размещения агрегатов автоматических навигационных устройств. Соединение их с приемниками статического и полного давления производится гибкими дюрнтовыми шлангами. После монтажа приборов тщательно проверяется герметичность статической и динамической магистралей проводки. Перед установкой на самолет вариометр, указатель скорости и датчик скорости обязательно подвергают проверке:
1) осматривают внешнюю исправность корпусов приборов, стрелок, шкал;
2) проверяют герметичность корпуса прибора;
3) проверяют плавность хода стрелок;
4) определяют погрешности показаний приборов;
5) определяют сопротивление изоляции электрических элементов датчика воздушной скорости относительно корпуса при нормальной температуре и относительной влажности от 30 до 80 7о.
Проверка корпусов приборов на герметичность выполняется в следующем порядке. Плавным открытием крана К1 медленно создают в статической проводке разрежение, соответствующее показанию высотомера #=6 000 лц а затем кран К1 перекрывают п наблюдают в течение 3 мин за показаниями U-образного манометра. Если корпуса приборов герметичны, то показания U-образного манометра не должны меняться (допускается изменение показаний не более чем на 3 мм рт. ст.).
Вариометр на точность проверяют по высотомеру и секундомеру. Плавно открывая кран К1, добиваются определенного значения показаний вариометра VH. При этом на определенной высоте
Рис. 173. Принципиальная схема установки для проверки измерителей воздушной скорости и числа Л
Hi пускают секундомер и при некоторой высоте Н2 останавливающего. Истинная вертикальная скорость
V ун — ~t.
где t — Время изменения ВЫСОТЫ С Hi до Н2.
Погрешность вариометра определяется как разность
ДІЛ, = VyH — К„.
Так повторяют проверку вариометра на точность на нескольких точках как при подъеме на высоту, так и при снижении.
Проверку на точность указателя скорости (КУС), датчика скорости и указателя числа М проводят с помощью U-образпого манометра как на высоте #=0, так и на наиболее характерных высотах (4 000 м, 8 000 лит. д. ).
При проверке на высоте Н=0 открывают кран К2 и, плавно открывая кран КЗ, создают в динамической магистрали давление, соответствующее заданной скорости по КУС. При этом производят отсчет по U-образному манометру как сумму отсчетов по правому и левому коленам. Эта сумма и будет равна динамическому давлению. По динамическому давлению, замеряемому манометром, с помощью аэродинамической таблицы для высоты Н=0 находят истинную воздушную скорость V,,. Сравнивая показания прибора со скоростью, полученной по таблице, определяют погрешность указателя истинной воздушной скорости как разность ЛК=
— К„—— 1 пр-
Для определения погрешности датчика скорости замеряют выходные (положительные и отрицательные) напряжения датчика и затем определяют относительные напряжения:
По ним определяют значения истинной воздушной скорости, которым соответствуют выходные напряжения датчика:
V+ = 12008ы+; V — = 1200йн_. Погрешности датчиков определяются как разность:
IV + = V+ — 1/„; ДІЛ. = V — — 1/„.
Указатель числа М проверяется сравнением показания прибора с расчетным числом МраСп, которое определяется по формуле
М — Vu Мрасч — .
где аИ — скорость звука на проверяемой высоте по стандартной атмосфере.
Поправка прибора определится как разность
ДАЛ — А4расч Мпр.
Аналогичные проверки проводят на ряде наиболее характерных точек скорости (400, 800, 1 000, 1 200 км/ч и т. д.).
При проверке этих приборов на заданных высотах закрывают кран К2 и плавно открывают краны К1 и КЗ, добиваясь показаний по приборам заданной высоты и истинной воздушной скорости. При этом краном К4 все время выравнивают давление в статической и динамической проводках пока высота и скорость не станут заданными, после чего кран К4 закрывают. Далее расчет погрешностей приборов ведется точно так же, как и при проверках на
Погрешности приборов определяются как при увеличении скорости н числа М, так и при уменьшении. На максимальных их значениях делается выдержка 10 мин. Разность между погрешностями при увеличении показаний приборов и погрешностями при уменьшении показаний приборов определяют вариацию погрешности.
