книги / Физические основы получения информации

откуда получим гипсометрическую формулу

Н = H u +RTn \ n ^ -

для высоты //> 11 000 м. Чувствительным элемен­

том, воспринимающим атмосфер­ ное давление, является анероидная коробка (рис. 1.3). Она поме­ щена в корпус, который сообща­ ется с приемником статического (атмосферного) давления р за бортом самолета.

При подъеме на высоту давление в корпусе уменьшается, подвижный центр расширяющей­

ся анероидной коробки перемещается, и через передаточный механизм это перемещение преобразуется в угол отклонения стрелки относительно неподвижной шкалы. Так между атмо­ сферным давлением и положением стрелки барометрическо­ го высотомера реализуется однозначная зависимость.

Погодные изменения атмосферного давления вызывают смещения стрелки высотомера. Для компенсации возникающей при этом погрешности измерения высоты полета механизм прибора делают поворачивающимся. При помощи специальной кремальеры можно, изменяя показания по шкале давления, ус­ тановить нулевое показание высоты.

Для измерения абсолютной высоты полета следует на шкале барометрического высотомера устанавливать давление 760 мм рт. ст., а для измерения относительной высоты - давле­ ние места посадки.

1.3. Указатели скорости и числа М полета самолета

Знание скорости полета необходимо как для целей пило­ тирования самолета, так и для целей навигации (самолетовож­ дения). При полете со скоростью ниже минимальной самолет

11

теряет устойчивость и управляемость. Увеличение скорости сверх допустимой связано с опасностью разрушения самолета.

В самолетовождении знание скорости полета необходимо для выполнения навигационных расчетов.

Различают воздушную и путевую скорости полета. Воздушной скоростью называется скорость самолета

относительно воздушной среды. Скорость самолет приобретает под действием силы тяги двигателей. Эта скорость зависит также от аэродинамических качеств самолета (силы лобового сопротивления). Ветер не влияет на величину воздушной ско­ рости.

Воздушная скорость измеряется указателями воздушной скорости.

Скорость полета самолета измеряют и относительно Зем­ ли. Соответственно этому различают истинную (воздушную)

динамическому напору, выбирают наивыгоднейший режим полета.

Безразмерной характеристикой скорости полета является число М полета, равное отношению истинной воздушной скоро­ сти V к скорости звука а

а

12

Путевая скорость Vn равна геометрической сумме гори­ зонтальной составляющей истинной скорости Vr и скорости ветра W:

vn = v r + W

Отдельной (самостоятельной) проблемой является изме­ рение вертикальной скорости полета самолета.

dt

Измерение воздушной скорости полета самолета основано на явлении, которое математически сформулировано Д. Бер­ нулли и получено им из закона сохранения энергии струи:

pSV+ mV2 2

где pSV - энергия давления; mV2/2 - кинетическая энергия;

р { - давление воздуха в потоке, воспринимаемое трубкой ста­ тического давления приемника воздушного давления (рис. 1.5) и

13

Поток, набегающий в трубку полного давления, тормозит­ ся в ней (скорость его в трубке равна нулю). Давление в трубке можно определить из уравнения Бернулли:

Отсюда видно, что давление р 2, называемое полным, больше атмосферного. Давление внутри мембранной коробки больше давления в корпусе прибора на величину

л Ру2 &Р = Р г~ Р \ = —

Вследствие этого перепада давления, называемого скоро­ стным напором, чувствительный элемент (мембранная коробка) деформируется. Деформация, выражающаяся в перемещении подвижного центра мембранной коробки, передается на стрелку указателя.

Принципиальная схема указателя скорости с ПВД приве­ дена на рис. 1.6.

Рис. 1.6. Схема измерения воздушной скорости

Статическое давление р, через приемник воздушного давления (ПВД) по трубопроводу поступает в корпус прибора. Полное давление р 2, равное статическому давлению плюс ско­ ростной напор (см. формулу (1.6)), подается из ПВД в полость мембранной коробки.

14

Врезультате действия избыточного давления мембранная коробка расширяется и перемещение ее подвижного центра пе­ редается на стрелку прибора. Шкала указателя проградуирована

вкилометрах на час.

Вдатчиках истинной скорости полета самолета измерение

производится по скоростному напору pV 2 /2 .

Для того чтобы прибор определял истинную воздушную скорость V, необходимо учитывать изменение плотности р воз­ духа с высотой. Для этого в передаточном механизме прибора используют анероидную коробку и температурный компенсатор (р = f ( p H9TH)> гДе Рн - атмосферное давление на высоте Я, Тн - давление на высоте Я).

Перемещение подвижного центра анероида с высотой по­ лета и температурный компенсатор изменяют передаточное от­ ношение прибора в зависимости от высоты и температуры, а следовательно, и плотности воздуха. Благодаря действию ком­ пенсаторов прибор измеряет истинную воздушную скорость, знание которой необходимо для целей навигации (определения перемещения самолета в пространстве). Для точного измерения скорости следует вводить поправку на изменение температуры воздуха. Автоматическое введение температурной компенсации является проблемой, поэтому в ряде случаев показания прибора поправляют вводя поправку от руки по показаниям термометра наружного воздуха. Чаще температурную компенсацию по по­ казаниям прибора вообще исключают.

Принцип введения компенсации по изменению плотности воздуха в зависимости от высоты самолета поясняет рис. 1.7.

15

Если в передаточном механизме отсутствует анероидный компенсатор, то прибор указывает так называемую приборную (индикаторную) скорость, квадрат которой пропорционален ди­ намическому напору воздушной среды. {И стинная воздушная скорость - это приборная скорость с поправкой на плотность воздуха.)

Знание индикаторной скорости крайне важно для пилоти­ рования самолета, так как она характеризует фактический ско­ ростной напор и определяет минимальную безопасную скорость полета самолета, его устойчивость и управляемость в заданном режиме. Поэтому указатели скорости выполняют двухстрелоч­ ными. На одну стрелку перемещение подвижного центра мем­ бранной коробки передается через передаточный механизм, со­ держащий компенсационный анероид, а на другую - через пере­ даточный механизм без анероида. Измерение истинной воздуш­ ной и приборной скорости полета производится двухстрелоч­ ным комбинированным указателем скорости (КУС).

1.4. У казатель числа М

При скоростях, превышающих приблизительно 0,6 скоро­ сти звука а , аэродинамические коэффициенты силы лобового сопротивления и подъемной силы Сх9 Су не остаются постоян­

ными величинами. По мере дальнейшего увеличения отношения истинной скорости полета к скорости звука:

коэффициент Сх увеличивается, а С у катастрофически падает.

Вполете летчику необходимо знать, что самолет попал в зону повышенных сопротивлений, при которых изменяется его управляемость, возникает опасность разрушения конструкции.

Вэтом случае нужно знать не только, скорость относительно воздуха V, но и величину подъемной силы

16

Истинная воздушная скорость является функцией плотно­ сти, т.е. давления р н и температуры Тн

V = V 0 РоТн РнТ0

TQ= 273 °К, а скорость звука не зависит от плотности, но изме­ няется с температурой:

т.е. зависимость от температуры у воздушной скорости и скоро­ сти звука одинаковая. Следовательно, чтобы построить прибор, измеряющий число М, следует использовать измеритель истин­ ной воздушной скорости без компенсации температуры.

1.5. Вариометр

Вариометры предназначены для измерения вертикальной скорости самолета. Принцип работы вариометра основан на свойстве изменения статического (атмосферного) давления с высотой полета и явлении запаздывания давления в корпусе прибора, сообщающегося с атмосферой через узкий капилляр. Чувствительным элементом прибора (рис. 1.8) служит мано­ метрическая коробка 1, расположенная в корпусе 2 вариометра. Статическое давление р в манометрическую коробку подается из приемника воздушного давления непосредственно (без за­

17

устанавливается практически без запаздывания, а в корпусе ва­ риометра, вследствие сопротивления капилляра, изменение дав­ ления р, запаздывает.

= 0,5 мм; / = 60 мм.

Чем больше вертикальная скорость полета самолета, тем больше разность давлений внутри мембранной коробки и сна­ ружи ее, т.е. в корпусе прибора. Под действием этой разности давлений мембранная коробка прогибается, перемещение под­ вижного центра ее через передаточный механизм передается на стрелку 3 прибора.

1.6. Аэрометрическая система счислепия пути

Способ определения координат местоположения самолета заключается в счислении пути на основе интегрирования сигна­ ла по скорости при известном курсовом угле.

Источниками информации о скорости полета в системах воздушных сигналов являются датчик воздушной скорости (ДВС) и задатчик параметров ветра (ЗПВ), формирующие сиг­ налы по сведениям о величине скорости и направлении ветра, получаемым от специальных метеослужб.

Датчик воздушной скорости и задатчик параметров ветра входят в систему воздушных сигналов (СВС).

Аэрометрическая система счисления пути содержит кроме датчиков СВС курсовую систему и задатчик угла карты (ЗК).

При полете самолета по направлению, заданному курсо­ вым углом (углом карты) ц/к(рис. 1.9), алгоритмы счисления координат местоположения самолета имеют вид

18

где проекции путевой скорости самолета на оси ортодромической системы координат определяются выражениями:

Vny = Vcos (v|/K- у r) + Wcos ( у к - 6 ),

Kx = —Ksin (ц/к - ц/г) —J^sin (Ч 'к -8)-

Здесь ц/г-у го л гироскопического курса; 5 -у го л ветра.

Рис. 1.9. Схема скоростей полета самолета

Функциональная схема аэрометрической системы счисления пути представлена на рис. 1.10 (ВУ - вычисли­ тельное устройство, УО - уст­ ройство отображения).

Аэрометрические систе­ мы счисления пути автоном­

учесть переменные скорости ветра и его направление вводимые вручную.

19

1.7. Эхолот

После гибели «Титаника» (1912 г.) во избежание столкно­ вений с айсбергами в ночное время и в тумане были сделаны попытки разработать системы обнаружения айсбергов с помо­ щью эха. Однако использование этого способа локации в дан­ ных целях себя не оправдало (вскоре была изобретена радиоло­ кация), зато натолкнуло на другую мысль: измерять глубину морей с помощью отраженного от морского дна звука.

Сонар (сонар - от sound navigation and rangind), применяе­ мый для промера глубины, называют эхолотом.

Эхолот используют также для обнаружения подводных лодок, навигации по рельефу дна и поисков рыбы.

Сонар может быть как активным, так и пассивным. В ак­ тивном режиме работы сонар излучает звук и принимает отра­ женное эхо. Расстояние определяют умножая половину времен­ ного интервала между посылкой и приемом на скорость звука в морской воде.

При пассивном режиме работы сонар служит только для приема и позволяет определить лишь направление на объект.

Скорость звука в воде зависит от ее температуры, солено­ сти и давления.

В качестве сигнала используются не обычные звуки, а ультразвуки с частотой в несколько мегагерц. Такие звуки соз­ даются колебаниями пьезоэлемента, преобразующего сигнал электрического гока в механические колебания его поверх­ ностей.

Датчик звука и приемник его в виде специальных патро­ нов устанавливают в днище корабля.

Акустический метод на заре авиации применялся для из­ мерения высоты полета самолета.

Звук проходит расстояние, определяемое двойной высо­ той полета и расстоянием перемещения самолета:

2Н = V(a/)2 ~(Vt)2 = d a 2 - V 2

где а - скорость звукового импульса (выстрел, свИсток), а = = 340 м/с.

При измерении надо было знать скорость полета ^

20