Принцип действия приборов и датчиков измерения высоты и скорости воздушного судна

Все вышеперечисленные координаты и высота полета называются параметрами положения самолета.Угловое движение ЛА относительно центра масс определяется угловыми координатами (углами Эйлера) между двумя, системами координат. Первая система координат ОХ_ДУ_Д Z_д, оси которой параллельны осям исходной системы, связаны с центром масс ЛА. Вторая система координат OXYZ связана с ЛА (см. рис. 5.): ось ОХ направлена вдоль продольной оси ЛА, ось ОY лежит в плоскости симметрии ЛА и перпендикулярна ОХ, ось OZ перпендикулярна плоскости симметрии и направлена в сторону правого крыла.

Угловые координаты ЛА определяются тремя последовательными поворотами системы ОХд Уд Zд (рис. 5, б).

Одним из основных параметров движения ЛА является курс — угол между проекцией продольной оси ЛА на горизонтальную плоскость и положительным направлением линии отсчета, расположенной в этой плоскости.

При решении различных задач по самолетовождению за линию отсчета принимается географический Nи, магнитный Nм, компасный Nk. меридианы или ортодромия (Рис. 7).

Для решения задач управления, стабилизации и навигации необходимо на борту ЛА определять:

истинную воздушную скорость V - скорость движения ЛА относительно воздушной среды:

индикаторную скорость К и — условную скорость движения ЛА на высоте Н = 0, при которой создается скоростной напор, равный фактическому при полете на заданной высоте;

путевую скорость V — горизонтальную составляющую скорости ЛА относительно Земли.

Истинная воздушная скорость V выражается также в числах М, равных отношению V к скорости звука в заданной среде. Направление вектора скорости V обычно не совпадает с продольной осью ЛА, т. е. с осью ОХ.

В связанной системе координат OXYZ положение V характеризуется: углом атаки а — между осью ОХ и проекцией вектора скорости V на плоскость ОХУ и углом скольжения

Рис. 5. Виды курсов ЛА. Рис. 6. Скоростная система координат.

Для решения задач управления и стабилизации необходимо производить измерения угловых скоростей корпуса ЛА относительно осей связанной системы координат и линейных ускорений п_х, п_у, n_z вдоль осей связанной системы координат OXYZ. Основные параметры, характеризующие режимы полета ЛА, и их измерители сведены в таблице.

Таблица №2. Основные параметры, характеризующие режимы полета ЛА, и их измерители

Параметр	Обозначение	Применяемый измеритель
Углы, градус:
рыскания	ф	Гирополукомпас, курсовая система
тангажа	υ	Авиагоризонт, гировертикаль
крена	γ
курса	ψ	Гироиндукционный компас
		курсовая система, гирополу-
		компас, компас
Скорость:
истинная воздушная, км/ч	V	Измеритель скорости, систе
		ма воздушных сигналов
индикаторная, км/ч	V*
отклонение от V задан-	AV	Корректор скорости
ной, км/ч

Продолжение таблицы №2.

В свою очередь, перечисленные пилотажно-навигационные приборы и системы объединяют в следующие группы:

- аэрометрические (высотомеры, указатели скоростей полета, вариометры, системы воздушных сигналов, датчики углов атаки и скольжения, корректоры высоты);

- гироскопические (авиагоризонты, гировертикали, датчики угловых скоростей); курсовые (магнитные компасы, гирополукомпасы, курсовые системы);

- навигационные (навигационные вычислительные устройства, инерциальные системы).

Рис. 9. Навигационный треугольник скоростей.

54. Схемы питания аэрометрических приборов и систем. Приёмники воздушного давления.

Аэрометрические приборы и системы используют принцип измерения параметров набегающего потока воздуха при движении летательного аппарата и преобразования их в электрические сигналы, пропорциональные значениям фазовых координат летательного аппарата. При этом измеряются статическое давление P, полное давление Pп и температура полного торможения воздушного потока Тт.

Для восприятия статического и полного давлений на летательных аппаратах применяются приемники воздушных давлений (ПВД). По своему конструктивному исполнению ПВД отличаются в зависимости от типов летательных аппаратов, на которых они устанавливаются.

Рис. 1. Приемник воздушных давлений ПВД-7

На вертолетах и дозвуковых самолетах устанавливаются приемники типа ПВД-6м, ПВД-7а на сверхзвуковых самолетах - ПВД-18, конструкция которых предусматривает компенсацию искажения результатов измерения статического давления от набегающего потока в зависимости от скорости полёта (отверстия C1 и С2 на цилиндрической, а С3 - на конической поверхностях используемые на различных скоростях полёта.).

ПВД-7 (рис. 1) представляет собой внутреннюю трубку, открытую с торца, и внешнюю трубку с отверстиями по окружности.

Размещение отверстий по окружности сверху и снизу трубки обеспечивает усреднение воспринятых давлений в камерах и их независимость от углов атаки и скольжения.

На центральное отверстие приемника ПВД набегающий поток воздуха оказывает давление

где Рп, Рст — полное и статическое давление воздуха; r— плотность воздуха на высоте полета; V—воздушная скорость полета.

Рис.2. Принципиальная схема приёмника полного давления.

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

Один из приемников полного давления показан на рисунке 2. Встречный поток воздуха попадает в камеру 1 и тормозится козырьком 2. затем под давлением рп подается 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 в приемную камеру из атмосферы, стекает через отверстие 3, находящееся в корпусе 4.

Вывод: вопрос подведения статического и динамического давления воздуха, который воздействует на ЛА, решается с помощью ПВД. С помощью ПВД давление подводиться к приборам которые отображают информацию для её восприятия экипажем и системами ЛА.