на каком уравнении основан принцип измерения приборной скорости полета

Приборная, истинная, путевая скорости на доступном языке

Возможно вы удивитесь, но в авиации все совсем не так как в автомобилестроении. У вас в машине один спидометр который показывает скорость вашего движения. Все просто, чем быстрее вращается колесо, тем выше скорость, у нее всегда одно значение скорость относительно земли.

Но вот какая история, у самолета все иначе, скоростей здесь гораздо больше.

Приборная скорость (Indicated Airspeed)

То что показывает «спидометр» пилота называется приборная скорость или приборная воздушная скорость.

Дело в том, что для измерения скорости движения самолета используется Приемник воздушного давления, то есть скорость измеряется относительно потока воздуха в котором движется самолет с допущением. что за бортом так называемые «нормальные условия» (давление 760 мм ст, температура +15 и влажность 0%). Но они ведь не всегда такие, правда?

Истинная скорость (True Airspeed)

Идем дальше и обнаруживаем истинную воздушную скорость. Это скорость с учетом поправок. Учитывается инструментальная поправка (ведь прибор сам по себе может давать погрешность) аэродинамическая, волновая (возникновение скачков уплотнения на сверхзвуковых и близких к ним скоростях) и методическая.

На высоте уровня моря обе скорости совпадают, а вот с увеличением высоты полета истинная скорость начинает расти и на высоте 12 км истинная может быть в 2 раза выше приборной скорости.

Есть несколько типов указателей скорости (авиационный спидометр): показывающей приборную скорость, показывающий истинную скорость, показывающий приборную скорость и число М и т. д.. В общем, исходя из типа самолета приборы могут быть разными.

Указатель скорости самолета DC-10

Эквивалентная скорость (Equivalent Airspeed)

Скорость применяемая для расчетов инженерами, она учитывает сжимаемость воздуха. Прибора показывающего ее нет.

Скорости выше «воздушные». А вот и:

Путевая скорость (Ground Speed)

Это скорость самолета относительно земли, а не воздуха. В современном мире она измеряется с помощью GPS. Суть в том, что, например, при встречном ветре скорость самолета относительно земли будет меньше, чем при попутном, а относительно воздуха не изменится. Поэтому зная скорость относительно воздуха и скорость ветра можно вычислить свою путевую скорость.

Вертикальная скорость

Это скорость набора высоты или снижения.

Число Маха

Фактически скорость относительно скорости звука

В принципе для пилота самой важной является приборная скорость, она влияет на динамику полета, число М важно для понимания не превысил ли пилот допустимое значения. Истинная и путевая скорости важнее для навигации, эквивалентная для расчетов.

Понравилась статья? Подпишитесь на канал, чтобы быть в курсе самых интересных материалов

Источник

На каком уравнении основан принцип измерения приборной скорости полета

2.1. Аэродинамический метод измерения воздушной скорости

Воздушной скоростью полета называется скорость перемещения самолета относительно воздуха. При этом различают истинную воздушную скорость и приборную скорость. Истинной воздушной скоростью называется скорость перемещения ВС относительно воздушной массы. Истинная скорость Vист используется экипажем в целях самолетовождения. Приборная скорость Vпр используется летчиком для пилотирования. Vпр определяется скоростным напором воздуха и включает погрешности прибора и ПВД.

Направление вектора воздушной скорости относительно продольной оси ВС характеризуется углами атаки и скольжения, так как вектор воздушной скорости в общем случае не совпадает с продольной осью самолета. Однако в самолетовождении принято считать, что вектор скорости совпадает с продольной осью самолета и лежит в горизонтальной плоскости, потому что для самолетов углы атаки и скольжения невелики.

Для установления зависимости между скоростью полета и скоростным напором рассмотрим тонкую струю воздуха, протекающую через сечения I и II (рис.1.). В сечении II поставим ПВД, соединенный с манометром указателя воздушной скорости.

Рис.1. К аэродинамическому методу измерения воздушной скорости

Для горизонтальной струи зависимость между скоростью, давлением и плотностью воздуха в сечениях I и II характеризуется уравнением Бернулли:

,

Первое сечение располагается на таком удалении от самолета, где поток воздуха не искажен. В этом случае имеем равенство: V1 = Vист — истинной воздушной скорости; P1 = Pн = Pст — атмосферному (статическому ) давлению воздуха на высоте полета; P2 = Pп — полному давлению, которое подается в ЧЭ указателя воздушной скорости.

Скорость элементарной струи воздуха у входа в ПВД относительно ЛА (сечение II) равно нулю, то есть V2 = 0. С учетом этого рассмотренное выше уравнение можно записать в виде:

.

.

Разность Pп — Pст называется динамическим давлением q или скоростным напором. Выразим удельный вес воздуха g Н через массовую плотность r н и ускорение свободного падения g.

Подставив полученное значение g Н в формулу, представленную выше, получим:

.

Из формулы видно, что q зависит от плотности воздуха и квадрата скорости полета. Решив формулу относительно V, имеем:

.

Выразим r н через значения статического давления воздуха Pн, его абсолютной температуры на высоте полета Tн, газовой постоянной R и ускорение силы тяжести g:

.

Подставив это выражение для нахождения V и обозначив Pн = Pст, получим:

.

Из формулы видно, что при малых скоростях полета для определения Vист необходимо измерять динамическое давление, статическое давление и температуру воздуха на высоте полета.

При переходе к скоростям, превышающим 400 км/ч, необходимо учитывать сжимаемость воздуха. Сжатие воздуха у входа в ПВД сопровождается изменением его удельного веса и внутренней энергии. Существует следующая зависимость между внутренней энергией газа, давлением и его удельным весом:

,

где к = Ср / СV — отношение удельной теплоемкости газа при постоянном давлении к удельной теплоемкости его при постоянном объеме (для воздуха к = 1.4).

Подставив данное выражение в уравнение Бернулли, получим:

.

,

.

Для адиабатического процесса имеется равенство, именуемое уравнением Менделеева-Клапейрона,

,

.

.

.

Откуда, вводя опять динамическое давление q = Рп — Рст, найдем окончательно:

.

Из формулы видно, что для Vист, превышающих 400 км/ч, необходимо знать: динамическое и статическое давления и температуру воздуха на высоте полета.

Эта формула справедлива лишь для дозвуковых скоростей. Для сверхзвуковых скоростей имеется следующая зависимость, приводящаяся без вывода:

.

Считая величины k,g и R практически постоянными, можно записать общую зависимость для Vист:

В указателях приборной скорости измеряется только динамическое давление. Замер давления осуществляется специальным ЧЭ. Показания прибора будут совпадать с Vист только на уровне моря. С подъемом на высоту статическое давление уменьшается, поэтому прибор будет давать заниженные показания.

В указателях Vист измеряются два параметра: динамическое и статическое давления на высоте полета. Замер давлений производится разделенными ЧЭ. Такой прибор показывает Vист только в случае совпадения фактической температуры воздуха на высоте полета с ее стандартным значением. В противном случае он показывает скорость, близкую к истинной.

Чтобы закрепить усвоенный материал, пожалуйста, пройдите следующий тест

Чтобы перейти в начало страницы, нажмите СЮДА!

Источник

Воздушная скорость полета

ВОЗДУШНАЯ СКОРОСТЬ ПОЛЕТА.

Устройства и применение указателей воздушной скорости

Аэродинамический метод измерения воздушной скорости

Воздушной скоростью полета называется скорость перемещения самолета относительно воздушной среды. При этом различают истинную воздушную скорость и приборную скорость. Истинная воздушная скорость используется экипажем в целях самолетовождения, а приборная скорость используется летчиком для пилотирования самолета. Показания указателя воздушной скорости принято называть приборной скоростью.

В самолетовождении считают, что вектор воздушной скорости совпадает с продольной осью самолета и лежит в горизонтальной плоскости. Такое допущение существенно не влияет на точность решения навигационных задач. Приборы, предназначенные для измерения воздушной скорости полета, называются указателями скорости.

Отсюда воздушная скорость .

Выразим массовую плотность rн через значения статического давления воздуха Рн=Рст, абсолютной температуры воздуха на высоте полета Тн, газовой постоянной R и ускорения силы тяжести g:

Таким образом, при малых скоростях полета для определения истинной воздушной скорости необходимо измерять динамическое давление, статическое давление и температуру воздуха на высоте полета. При переходе к истинным скоростям, превышающим 400 км/ч, необходимо учитывать сжимаемость воздуха. Поэтому тарировка современных указателей скорости производится по более сложным формулам.

Приемники воздушных давлений

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 воздушных давлений (Рис. 1) состоит из двух камер: динамической и статической. Динамическая камера состоит из собственно камеры / и латунной динамической трубки 2, имеющей в своей приемной части впаянное донышко 3 с боковым пазом для поступления воздуха. Донышко динамической трубки предохраняет ее от засорения. Динамическая трубка проходит вдоль всего приемника и заканчивается штуцером 4.

Рис. 2. Общий вид указателя воздушной скорости УС-350

Статическая камера 5 отделена от динамической камеры перегородкой и имеет восемь расположенных, по окружности отверстий 16, посредством которых она сообщается с атмосферой. Штуцер 6 служит для соединения статической камеры со статическим штуцером корпуса указателя скорости. В кожухе 7 и во втулке 8 имеются три отверстия для отвода влаги из динамической камеры 1. Кожух и его наконечник 9, навинчивающийся на втулку 8, снаружи покрыты никелем.

Приемник снабжен электрообогревателем, предохраняющим его от обледенения. Электрообогреватель состоит из элемента обогрева 10, двух контактных колец 11 и 12, вставленных в изоляционную втулку 13, и двух электропроводов 14, расположенных в латунных трубках 15.

Второй тип приемника имеет раздельные системы замера полного и статического давления. Статическое давление подается через отверстие в борту фюзеляжа.

Устройство указателей воздушной скорости

К нижней стороне манометрической коробки припаян жесткий центр 2. Жесткий центр служит для крепления коробки к основанию механизма и для присоединения трубопровода 3, по которому поступает полное давление воздуха во внутреннюю полость чувствительного элемента. Второй конец трубопровода 3 припаян к штуцеру 4, укрепленному на задней стенке корпуса прибора. Штуцер 4 называется динамическим и обозначается буквами «Дн». К нему присоединяется трубопровод, идущий от штуцера динамической трубки приемника воздушных давлений.

К верхнему жесткому центру коробки припаяна стойка 5, к которой шарнирно прикреплена тяга 6 передаточного механизма. Второй конец тяги шарнирно соединен с рычагом 7 валика сектора. С противоположной стороны валика укреплен противовес 9, предназначенный для статической балансировки механизма. На оси валика 8 укреплен сектор 10, сцепленный с трибкой 11. Ось трибки находится в центре прибора, и на нее насажена стрелка. На оси трибки укреплена спиральная пружина 12, служащая для устранения люфтов и затираний в механизме. Механизм прибора не имеет температурной компенсации, так как температурная погрешность прибора практического значения не имеет.

Шкала прибора оттарирована в диапазоне скоростей от 50 до 350 км/ч. Цена деления 10 км/ч; деления оцифрованы через каждые 50 км/ч.

Рис. 3 Схема механизма указателя воздушной скорости типа УС-350:

Корпус прибора герметичный, изготовлен из алюминиевого сплава или пластмассы. С лицевой стороны корпус закрыт стеклом. На задней стенке имеется статический штуцер, обозначенный буквами «Ст». К нему присоединяется трубопровод, идущий от штуцера’ статической камеры приемника воздушного давления.

Расчет воздушной скорости полета

Ошибки указателей воздушной скорости

Инструментальные ошибки DVинстр объясняются несовершенством изготовления механизма указателя скорости, износом деталей и изменением упругих свойств чувствительных элементов. Они определяются в лабораторных условиях. По результатам такой проверки составляются графики и таблицы инструментальных поправок, которыми пользуется экипаж в полете.

Аэродинамические ошибки DVа указателей воздушной скорости обусловлены погрешностью измерения статического давления воздуха на высоте полета. Характер и величина этих ошибок зависят от типа самолета, места установки приемника воздушного давления и скорости полета. Ошибки DVа определяются на заводе при выпуске самолета и заносятся в специальный график или таблицу поправок. На некоторых самолетах составляется таблица суммарных поправок, учитывающая инструментальные и аэродинамические ошибки.

Методические ошибки возникают в результате несоответствия условий, принятых в расчете приборов, фактическому состоянию атмосферы. Скоростной, напор является функцией плотности воздуха р и воздушной скорости полета V. Следовательно, прибор будет давать точные показания только при одном значении массовой плотности воздуха, на которое он рассчитан. При тарировке шкалы указателя скорости массовая плотность воздуха берется равной 0,125 кг с2/м4 Такая плотность соответствует атмосферному давлению Р=760 мм рт. ст. и температуре воздуха tо= +15° С. В действительности фактическая плотность воздуха очень редко совпадает с расчетной. При подъеме на высоту массовая плотность воздуха уменьшается, вследствие. чего указатель скорости показывает скорость меньше истинной.

Ошибку указателя скорости DVм, возникающую от изменения плотности воздуха, определяют при помощи навигационной линейки по температуре наружного воздуха и высоте полета, от значения которых зависит плотность воздуха.

Методические ошибки приводят к значительному расхождению приборной и истинной скорости, особенно при полетах на больших высотах и скоростях. На скоростных и высотных самолетах применяются двухстрелочные комбинированные указатели скорости (КУС), так как они имеют два чувствительных элемента: манометрическую коробку для замера скоростного напора и блок анероидных коробок для замера статического давления воздуха на высоте полета.

Однако КУС не имеет чувствительного элемента для замера фактической температуры воздуха на высоте полета. Температура в приборе учитывается по стандартной атмосфере при тарировке шкалы. Величина методической погрешности КУС зависит от величины отклонения температуры наружного воздуха на высоте полета от стандартной.

Рис. 4. График поправок на изменение сжимаемости воздуха.

Расчет истинной воздушной скорости по показанию однострелочного указателя скорости

скорости на изменение плотности воздуха.

Решение: 1. В показание воздушной скорости по прибору вносим инструментальную поправку со своим знаком: Vпр + DVинстр = 220+6 = 226 км/ч.

Расчет приборной воздушной скорости для однострелочного указателя скорости

Пример. Заданная истинная воздушная скорость 200 км/ч; высота полета 3000 м; температура воздуха на высоте полета tн=-20 С; инструментальная поправка указателя скорости DVинстр= + 5 км/ч. Определить показание указателя воздушной скорости для полета с заданной истинной воздушной скоростью.

2. Учитываем инструментальную поправку и определяем Vпр.

Расчет истинной воздушной скорости по показанию широкой стрелки КУС

Расчет производится по формуле:

Решение. 1. Учитываем инструментальную и аэродинамическую поправки:

Vпр. испр = Vпр + DVинстр + D Vа =450+5 += 447 км/ч.

2. Из графика (см. Рис. 4) находим поправку на изменение сжимаемости DVсж = 13 км/ч и учитываем ее:

3. Учитываем с помощью НЛ-10М методическую поправку на изменение плотности воздуха и определяем истинную скорость: Vист = 650 км/ч.

Расчет истинной воздушной скорости по показаниям узкой стрелки КУС

Расчет производится по формуле:

Vист = Vкус + DVинстр + DVа + DVтемп,

Пример. Показание узкой стрелки Vкус =820 км/ч;

Решение. 1. Учитываем инструментальную и аэродинамическую поправки:

2. По шкале поправок навигационного расчетчика НРК-2 находим D t = 20°.

Тогда фактическая температура наружного воздуха будет равна

3. Учитываем с помощью НЛ-10М методическую температурную поправку и определяем истинную скорость Vист= 800 км/ч.

Измерение температуры на высоте полета

В настоящее время для измерения температуры наружного воздуха применяют электрические термометры сопротивления.

Рис. 5 Внешний вид термометра

Принцип действия такого термометра основан на измерении сопротивления проводника, зависящего от окружающей температуры.

На самолетах (вертолетах) устанавливаются термометры наружного воздуха ТУЭ-48 и ТНВ-15.

Шкала поправок для ТУЭ-48 нанесена на навигационной линейке НЛ-10М и навигационном расчетчике НРК-2. Шкала поправок для ТНВ-15 нанесена на навигационном расчетчике. При сравнении шкал поправок термометров ТУЭ-48 и ТНВ-15 видно, что для истинных скоростей полета до 800-900 км/ч шкалы имеют малое различие. При полете на околозвуковых и сверхзвуковых скоростях разница в поправках к термометрам ТУЭ-48 и ТНВ-15 значительна, поэтому необходимо пользоваться только соответствующими шкалами поправок. При расчете фактической температуры поправку надо всегда вычитать.

Определение Vист по показаниям Vпр КУС

Температура окружающего воздуха является основным фактором для определения Vист

Зависимость Vист от температуры окружающего воздуха является точно такой же, как и при определении Hucпр.

Пример. Определить Vист, если tj = +20°, VпрКУС =500 км/ч.

Решение: Dt = +20-15 = +5°, следовательно l/ист = 505 км/ч.

Источник

Приборы для измерения скоростей полета

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-

Рис. 167.. Схема из­мерителя воздушной скорости с приемни­ком воздушных дав­лений ПВД:

/ — трубка полного дав­ления; 2— полость ста­тического давления; 3 — внутренняя полость при­бора; 4 — манометриче­ская коробка

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.

Ар = Рполи ‘ PcТ = “2^ > (2.20)

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

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.

где а — скорость звука. 6*

Градуировка шкалы измерителя истинной воздушной скорости определяется следующим выражением:

где у л — плотность воздуха на высоте Н полета.

Или при делении формулы (2.23) на (2.21) получим

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.

Для учета изменения температуры воздуха с высотой полета (при этом полагают, что температура изменяется в соответствии со стандартной атмосферой) выбирают соответствующим образом ха­рактеристику анероидной коробки 5.

Источник