Общие сведения

Общие сведения

Исследование распределения давления по поверхности тел является одной из наиболее часто встречающихся задач в практике аэродинамических лабораторий. Это исследование позволяет уточнить условия обтекания тела, дает исходные данные для расчета на прочность, а также ряд других необходимых материалов.

Исследование распределения давления ведут при помощи специально препарированных моделей, описание которых дается ниже.

На основании отсчетов по батарейному манометру и микроманометру вычисляется безразмерная величина называемая коэффициентом давления, а затем строятся графики распределения давления.

Здесь индекс «изб» соответствует избыточному давлению в рассматриваемой точке («точ»), а индекс «ст» —статическому.

Полученные картины распределения давления на поверхности крыла позволяют определить аэродинамические силы и их коэффициенты.

Рассмотрим эпюру распределения давления по профилю крыла (построенную в векторной форме (рис. 6.1). Выделим элементарную часть профиля, шириной по хорде, равной (1х. Элементарная сила действует на отрезок верхней поверхности профиля под некоторым углом к хорде. Соответственно на

нижней поверхности выделенного элемента профиля действует сил. Здесь и далее индекс «в» обозначает «верхняя поверхность», а индекс «н» —«нижняя поверхность».

Для любой силы, например действующей по нормали к элементарной поверхности крыла, можно записать равенство

Пользуясь полученным графиком распределения давления (рис. 6.2, 6.3 и 6.4), произведем графическое интегрирование. Последнее уравнение будет иметь вид

Продольная сила X определяется аналогично нормальной силе У, только нужно помнить, что сила X будет определена без учета сил трения, т. е. будет определена только проекция силы давления на ось Ох.

Так как на крыле, где-то у передней кромки, при любом угле атаки имеется критическая точка, соответствующая полному торможению потока, в которой скорость равна нулю, а избыточное давление должно быть наибольшим и равным для условий несжимаемости среды скоростному напору, то на диаграмме распределения давления должна быть точка, где. Обычно эту точку опытным путем найти не удается, но можно определить, между какими точками она находится. Поэтому диаграмму для каждого сечения крыла необходимо вычертить так, чтобы кривая касалась горизонтальной прямой в точке с отсчетом.

Для скоростей потока, при которых проявляется сжимаемость воздуха, величина р в критической точке оказывается больше единицы..

Это объясняется тем, что давление в критической точке будет

В выбранном сечении, перпендикулярном продольной оси крыла, в заложенных трубках нормально к поверхности сверлят отверстия очень малого диаметра порядка 0,3—,5 мм. После проверки герметичности дренажных отверстий поверхность деревянной модели полируется, а металлической —шлифуется и контролируется по

Рис. 0.6. Батарейный манометр и схема присоединения его к моделч и приемнику статического давления

шаблону. Положение центра каждого отверстия относительно передней кромки хорды профиля должно быть зафиксировано и точно отмечено на шаблоне данного сечения. Отверстия дренированного крыла нумеруются.

На свободные концы медных трубок, выведенные наружу, надевают тонкие резиновые шланги, с помощью которых можно передать на манометр то давление, которое наблюдается на поверхности крыла в точке, соответствующей центру отверстия. Поскольку ось малого отверстия, просверленного в медной трубке, нормальна к поверхности крыла, на манометр передается лишь нормальная составляющая напряжения —«гидродинамическое давление».

Для измерения давления служит прибор, называемый батарейным манометром (рис. 6.6). Прибор приспособлен для измерения давления одновременно в большом количестве точек поверхности модели. Батарейный манометр состоит из бачка большого объема и ряда вертикальных калиброванных трубок. Бачок расположен на такой высоте, чтобы общий уровень жидкости (спирта или воды) был достаточно высок; это позволит производить отсчет при понижении уровня жидкости в тех трубках, внутри которых будет при опыте действовать повышенное давление. Вертикальные трубки имеют общую шкалу: отметка «О» этой шкалы поставлена на середине вертикального размера шкалы. Сверху к бачку подведена трубка А. Соединяя какую-либо из вертикальных трубок с точкой на крыле, где необходимо определить давление а трубку А —с измерителем статического давления потока (см. работу № 2), по батарейному манометру измерим разность давления

Если давление, то спирт в стеклянной трубке опустится ниже нуля шкалы, если ж, то спирт поднимется; поэтому положительные отсчеты по батарейному манометру нужно отсчитывать вниз, а отрицательные —вверх от нуля.

Во время опыта при большом количестве включенных трубок спирт в каждой из них поднимется или опустится до какого-то уровня (своего для каждой трубки) и уровень жидкости в бачке изменится.

Рассчитать изменение уровня в бачке путем сравнения объемов вошедшей в бачок и вышедшей из бачка жидкости в данном случае не представляется возможным вследствие большого числа вертикальных трубок. Коэффициент К для батарейного манометра не может быть определен градуировкой, поэтому его величину можно принять равной единице. Происходящая от этого допущения погрешность уменьшается тем, что уровень жидкости в бачке измеряется во время опыта с помощью маленьких стеклянных трубочек» выведенных на общую доску по обеим сторонам от основных трубок. Эти маленькие трубочки обоими своими концами соединены с бачком, и спирт в них всегда находится на том же уровне, что и п бачке.

Перед испытанием крыло монтируют на аэродинамических весах или каком-либо ином приборе, позволяющем изменять углы атаки. Если опыт проводится в трубе с открытой рабочей частью (со свободным потоком), то статическое давление р_С7 с достаточной точностью можно приравнять к атмосферному, и конец трубки А батарейного манометра можно открыть прямо в атмосферу. В этом случае скорость потока удобнее измерять по методу перепада давлении.

В трубе с закрытой рабочей частью установку монтируют согласно схеме рис. 6.7. Давление р_ст подводится к бачку от соответствующего отверстия постоянного насадка аэродинамической трубы через тройник, так как это же давление нужно передать в стеклянную измерительную трубку микроманометра, служащего для измерения скоростного напора."

Рис. 6.7. Схема установки для определения распределения давления по поверхности крыла:

1—модель; 2—батарейный нанометр; 3-приемник воздушного давления: 4—микидксометр

Испытание желательно проводить по методу мгновенных отсчетов. Лучше всего для отсчетов показаний батарейного манометра и микроманометра, фиксирующего скоростной напор, применять фотозапись.

Для построения графика испытания нужно вычертить на миллиметровке по шаблону профиль крыла с точками, в которых измерялось давление. Подобные графики вычерчиваются для всех дренированных сечений.

Графики испытаний имеют вид, изображенный на рис. 6.2, 6.3 и 6.4. По оси абсцисс отложена хорда крыла в данном сечении (в масштабе модели с разметкой точек, где измерялось давление), а по оси ординат —коэффициент давления, причем вверх откладываются его отрицательные значения, а вниз —положительные. Полученные точки соединяют плавной кривой: точки, лежащие на верхней поверхности крыла сплошной линией, а на нижней —пунктиром.

В качестве примера определения коэффициента С_уа профиля крыла при угле атаки а=14° используем график, приведенный на рис. 6.4. С помощью планиметра определим площадь Р, заключенную между крипыми р„ и р„ (заштрихованная площадь). В нашем случае Р=6,8 см².

Согласно графику масштаб единицы 7 будет т= 1.2 см. Принимая х = 1 за 100%, масштаб единицы соответстпенно графику будет /1 —,5 см. Таким образом, коэффициент

Выполнение: Сечение №1, протокол 169,

а = -5,6.

Координаты давления в дренажных точках 1-го сечения отсека с прижатым предкрылком и убранным закрылком приведены в таблицах№1 №2:

Таблица №1

№ точки	X, мм	Х,отн	Р
		0.06	0.756
		0.08	0.778
		0.1	0.683
		0.15	0.539
		0.2	0.357
		0.3	0.107
		0.4	-0.062
		0.5	-0.155
		0.6	-0.146
		0.7	-0.005
	384.7	0.769	0.101
	392.7	0.785	0.126
	419.5	0.839	0.149
	447.7	0.895	0.112
	467.7	0.935	0.126
	484.5	0.969	-0.037
	495.5	0.991	-0.365

Таблица №2

№ точки	X, мм	ХХ,отн	Р
	3.5	0.007	-1.686
		0.02	-1.616
		0.04	-1.594
		0.06	-1.683
	42.5	0.085	-1.770
		0.11	-1.629
		0.15	-1.520
		0.2	-1.128
		0.3	-0.881
		0.4	-0.848
		0.5	-0.920
		0.6	-0.954
		0.7	-0.992
		0.8	-0.969
	437.7	0.839	-0.818
	457.7	0.875	-0.825
	491.5	0.915	-0.740
	491.5	0.983	-0.701

Координаты давления в дренажных точках 2-го сечения отсека с прижатым предкрылком и убранным закрылком приведены в таблицах №3, №4:

Таблица №3 Таблица №4

№ точки	X, мм	Х,отн	Р
	3.5	0.007	0.830
		0.02	0.933
		0.04	0.823
		0.06	0.765
		0.08	0.773
		0.1	0.727
		0.15	0.570
		0.2	0.453
		0.3	0.116
		0.4	-0.103
		0.5	-0.214
		0.6	-0.200
		0.7	-0.135
	384.7	0.769	0.231
	392.7	0.785	0.108
	419.5	0.839	0.139
	447.7	0.895	0.137
	467.7	0.935	0.088
	484.5	0.969	-0.121
	495.5	0.991	-0.400

№ точки	X, мм	Х<Х,отн	Р
			-0.501
	3.5	0.007	-0.645
		0.02	-0.617
		0.04	-0.583
		0.06	-0.609
	42.5	0.085	-0.615
		0.11	-0.549
		0.15	-0.681
		0.2	-0.653
		0.3	-0.687
		0.4	-0.687
		0.5	-0.705
		0.6	-0.670
		0.7	-0.716
		0.8	-0.764
	419.5	0.839	-0.565
	437.7	0.875	-0.675
	457.7	0.915	-0.692
	491.5	0.983	-0.663

100... 111 - предкрылок; 202...221 - основная часть; 402...417- закрылок.

Чётные - нижняя поверхность, нечетные - верхняя поверхность.

По этим значениям построим график распределения давления по нижней и верхней поверхностях.

Рис №1. Для табл1,2.

Рис №2 для табл. 3,4.

По формуле :

Определим Fy c первого и второго рисунка, Fy₁=0,846

Fy₂=0,78

Найдем величину подъемной силы:

У= Fy/мх*мп

мх=1/25;

мп=1/50;

У₁=0,95/0,02*0,04=986

У₂=0,846/0,02*0,04=975

Су₁=2*1700/1,29*50*50*1=0,65

Су₂=0,61

Выводы: В ходе данной работы были получены два графика распределения давления по поверхности профиля, после чего был высчитан коэф. Су Данный эксперимент был проведен при угле атаки равному -5,6 градусов.

ПЕРНАТЫЕ ВИРТУОЗЫ

Ощипанная птица не очень обтекаема, зато в оперении ее аэродинамические формы великолепны. И даже любое отдельное перышко представляет собою отличную аэродинамическую конструкцию. Интересно, что перья и пух покрывают не всю поверхность тела птицы, хотя снаружи этого не заметишь. При таком размещении пухо-перового покрова мускулы птицы работают без препятствий, кожа в подвижных местах легко сгибается и растягивается. У одних пород птиц, например у всех водоплавающих, под перьями растет много пуха, у других, скажем у голубей,— его вообще нет; но во всех случаях внешний покров птицы «воздушен», в нем заключена как бы подушка из воздуха. Для чего она!

Первая функция оперения — защита от холода — известна орнитологам давно. Вторая функция обозначается немного расплывчато — перья, мол, нужны для полета. Но вот человек строит самолеты без всяких перьев, и они летают куда быстрее птиц. Как же перья помогают летать птице!

Взглянем с позиций аэродинамики — и станет ясно, что одна из задач оперения состоит в снижении удельного веса птицы. В самом деле, ощипанный селезень кряковой утки имеет удельный вес 0,91 г/см, а в перьях — всего 0,6. В полтора раза меньше! При этом вес пуха и перьев птицы — 67 граммов. Обмеры показали: внутри самих перьев, а также между перьями и пухом селезня содержалось 650 кубических сантиметров воздуха. В курсах зоологии непременно указывают, что пернатые имеют пневматичные кости (с воздухом внутри), что многие виды птиц обладают воздушными мешками между внутренностями и все это ведет к снижению веса. Правильно, однако неполно. Оперение — вот что особенно сильно снижает удельный вес птицы.

Чтобы выявить еще одну важную роль оперения, придется сделать маленькое отступление в область аэродинамики.

На рисунке показано обтекание воздухом профиля крыла самолета. Как видите, вдоль профиля течет пограничный слой воздуха — и течет по-разному. В передней части профиля, он плавный — ламинарный, а в какой-то точке срывается с профиля и переходит в беспорядочное, турбулентное течение. Теория говорит: чем дальше от передней кромки отстоит точка срыва слоя, тем меньшее лобовое сопротивление испытывает крыло. Поэтому на современных самолетах устраивают специальные приспособления для сдува пограничного слоя, то есть фактически для отнесения точки срыва как можно дальше.

Например, через щели, расположенные вдоль крыла вблизи передней кромки, посылают с большой скоростью тонкие и сильные струи воздуха по направлению течения пограничного слоя. Эти струи «сдувают» пограничный слой — делают его ламинарным на большом протяжении. И вот оказывается, что оперение птиц обладает свойством создавать ламинарный пограничный слой. Любому известно, что каждое птичье перо к концу сужается и делается тоньше. Но если перо обтекается неразрывным потоком воздуха, то скорость потока на тонком участке больше, чем на утолщенном. Ибо одна и та же воздушная масса должна пройти через меньшую площадь поперечного сечения.

Частицы воздуха проносятся быстрее, и плотность струи с увеличением скорости падает. А раз падает плотность, то сюда, в разреженный участок, подсасывается окружающий воздух, в том числе находящийся впереди. Так пограничный слой при полете птицы непрерывно отсасывается, и соответственно отодвигается точка срыва. Кроме того, я предполагаю, что птица в полете выбрасывает воздух из воздушных мешков, направляя его вдоль пограничного слоя. Так происходит и отсос слоя и его сдувание.

Результаты просто удивительны. Крыло птицы не теряет подъемной силы даже на очень крутых углах атаки (то есть углах наклона крыла к горизонту). Самый лучший самолет теряет подъемную силу, как только угол атаки достигает 20 градусов. А синичка — подлетая к дереву, становится в воздухе чуть ли не вертикально и с завидной точностью хватает червяка. Наблюдения показывают: птицы непринужденно пользуются углами атаки от 2 до 60 градусов. Этот диапазон вдвое шире, чем у лучших самолетов.

Есть такое важное понятие — аэродинамическое качество. Оно представляет собой отношение подъемной силы крыла к лобовому сопротивлению. Чем выше это качество, тем меньшая требуется скорость для создания подъемной силы, тем, значит, менее мощный нужен двигатель. Здесь птицы тоже далеко обогнали наиболее «летучие» самолеты и даже планеры. Можно полагать, что на режимах взлета и посадки аэродинамическое качество птиц достигает 40—45 (против 8—15 у самолетов). Ни мои, ни чьи-либо другие наблюдения не выявили, чтобы птица в полете испытывала так называемые критические режимы, чтобы она, подобно неумело управляемому самолету, попадала в штопор из-за потери скорости и, следовательно, подъемкой силы. Можно поэтому считать, что пернатые летуны автоматично управляют своим двигательным аппаратом и даже пограничным слоем — то ускоряя или замедляя полет, то круто взмывая вверх, то резко снижаясь, то плавно паря в воздухе.

Прекрасные аэродинамические данные позволяют птицам затрачивать на движение в воздухе ничтожно малую энергию, полностью восстанавливаемую питанием. Иначе не было бы знаменитых миграций — сверхдальних беспосадочных перелетов птичьих стай в теплые края и обратно.

Любопытны наблюдения за водоплавающими птицами. Орнитологи знают, что нежный брюшной пух водоплавающих никогда не смачивается водой — хотя бы птица «купалась» сутками. До сих пор существовало одно-единственное объяснение этого: птица, дескать, регулярно смазывает перья клювом, доставая жир из особой железы. А смазанное жиром перо водою не смачивается.

Но мною был поставлен простой опыт. Тщательно обезжирив перья чучела утки, я пустил чучело плавать. Оно не намокло, не затонуло, а когда его вынули из воды, то нижний пух оказался… сухим. Так выяснилось, что не только жир препятствует проникновению воды к телу птицы. Главную роль здесь играет все та же воздушная подушка, «заложенная» в пухе и перьях птиц. Подушка эта покрывается тонкой водяной пленочкой и оказывается непроницаемой для влаги.

Есть у водоплавающих еще один замечательный аппарат — перепонки на лапках. Роль этого естественного приспособления тоже сильно недооценивают. Как-то само собою сложилось мнение, будто перепонки нужны для движения в воде, что ими птица гребет — и только. Опять-таки несложный опыт заставил взглянуть на это по-другому. У кряковой утки срезали с лапок перепонки и пустили птицу в водоем. Она тут же поплыла как ни в чем не бывало. Но вот ее спугнули. Бедняга захлопала крыльями, но… не взлетела. Без перепонок на лапах ей не удалось оторваться от воды.

Для чего же все-таки перепонки! Можно уверенно сказать: главным образом для взлета с воды. В самом деле, как взлетает та же утка! Она при помощи воздушных крыльев сперва набирает некоторую горизонтальную скорость. В это время ее лапки, сделавшие первый стартовый толчок, оттянуты назад и имеют в воде определенный угол атаки. Так как вода в 800 раз плотнее воздуха, то лапки с перепонками развивают значительную подъемную силу. И наступает момент, когда общая подъемная сила воздушных крыльев и лапок становится равной весу утки плюс сила сцепления с водой. Это и есть момент отрыва.

Не напоминает ли вам эта картина движение наших стремительных кораблей на подводных крыльях! Возможно, если бы инженеры-судостроители пристальнее наблюдали природу, такие корабли удалось бы создать несколько раньше. Перепончатые лапки помогают уткам и другим водоплавающим и в момент посадки на воду. Они служат хорошими гидродинамическими тормозами. Прежде, чем делать какие-либо выводы из наблюдений за птицами, расскажем немного о гидродинамике и гидростатике рыб.

Но уже в следующей статье.

Автор: Г. Балыков.

1.10. Приемники и магистрали воздушных давлений на самолете

Высотомеры,вариометры, указатели скорости и другие манометрические пилотажно-навигационные приборы, принцип действия которых основан на косвенном методе измерения,

по существу, измеряют статическое давление или разность полного и статического давлений.

Для обеспечения работоспособности и необходимой точности этих приборов на самолете существуют системы полного и статического воздушных давлений, в состав которых входят приемники воздушных давлений и магистрали из трубопроводов.

Приемники воздушных давлений (ПВД) применяются на самолетах для восприятия воздушных давлений. Они располагаются на самолете так, чтобы на них воздействовал невозмущенный поток.Принципиальная схема одного из приемников представлена на рис. 1.22. Такой приемник представляет собой совокупность двух концентрических трубок. Внутренняя трубка открыта с торца навстречу потоку и служит для восприятия полного давления р_пвоздушного потока.Внешняя трубка с торца закрыта, но имеет ряд отверстий на боковой поверхности.Эти отверстия располагаются в зоне неискаженного

статического давления и через них воспринимается статическое давление рвоздуха.Рассмотрений приемник воздушных давлений представляет совокупность двух приемников:приемника полного давления и приемника статического давления.

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

Рис.1.23а Принципиальная схема приёмника полного давления

1-камера,2-козырёк, 3-отверстие, 4-корпус,5-обогревательный элемент, 6,7,8-трубки,9-камера, 10-разъём,11-штуцер,12-трубопровод, 13-фланец, 14 прокладка.

Рис.1.23б Конструкция приёмника полного давления ППД-1М-2С

1-приёмное устройство,2-наконечник, 3-обогревательный элемент,4-стойка, 5-фланец, 6-штуцер.

Рис. 1.23в. Конструкция приемника ППД-4: 1 – наконечник; 2 –дренажное отверстие;

3 – обогревательный элемент; 4 – отверстие; 5 – щека; 6 –основание; 7 – розетка; 8 – вилка; 9 –провод; 10 – штуцер

Рис.1.23г. Внешний вид приемника полного давления ППД-9В

_{Рис.1.23д. Статический зонд.}

_{1 – пустотелый цилиндр; 2 – державка цилиндра; 3 – статические отверстия}

_{Рис.1.23е Приемное отверстие для измерения статического давления на поверхности обтекаемого тела (фюзеляжа)}

_{Рис.1.23ж Плиточный приемник статического давления:}

_{1 – плита с отверстиями; 2 – корпус;3 – компенсатор}

Рис.1.23з.Внешний вид плиточного приемника статического давления ПДС-В3 диапазон скоростей при восприятии Р_стдо 450 км/ч; масса 0,25 кг; обогрев напряжением постоянного тока 27 В при мощности до 60Вт

_{Рис.1.23и.Принципиальная схема приемника типа ПВД: 1 – камера полного давления;2 – отверстие камеры статического давления; 3 – камера статического давления; 4 – трубопровод статического давления; 5 – трубопровод полного давления}

Рис.1.23к. Конструкция приемника ПВД-6М:

1– наконечник; 2 – втулка; 3 – заслонка;4 – обогревательный элемент; 5 –трубопровод полного давления; 6 –прокладка; 7 – прокладка; 8 – упор; 9 –корпус; 10 – трубка; 11 – штуцер С; 12 –штуцер Д; 13 – изоляционная втулка; 14 –провод

(л) (м)

Рис1.23(л,м) размещение на самолёте приемников полного(л) и статического давления(м)

Приемники полного и статического давления показаны на рис. 1.23(а,б,в,г,д,е,ж,з,и,к).Их размещение на самолёте показано на рисунке1.23(л,м).Строение приёмника полного давления рассмотрим на примере рисунка1.23а. Встречный поток воздуха попадает в камеру 1и тормозится козырьком 2,затем под давлениемр_пподается по трубке 6в камеру 9, далее в трубку 12со штуцером 11,который соединяется с магистралью полного давления. Козырек 2,кроме того, служит для предохранения от попадания влаги в трубку 6.Влага,попадающая приемную камеру / из атмосферы, стекает

через отверстие 3,находящееся в корпусе 4.

Приемник снабжен обогревательным элементом 5,состоящим из керамического каркаса, на котором намотана никелевая проволока. Обогревательный элемент помещен в металлическую трубку. Напряжение к нему подводится через разъем10от самолетной сети постоянного тока напряжением 27 В. Штыри разъема 10соединены с обогревательным элементом проводами,проходящими в трубках7и 8.Приемник вставлен во фланец 13и прикреплен к нему. Герметичность между приемником и фланцем обеспечивается паронитовой прокладкой14.Приемник фланцем крепится винтами к обшивке самолета.

Рассмотрим одну из возможных типовых принципиальных схем (рис. 1.24)магистралей воздушных давлений на самолете.

Приемники полного давления 6и16 устанавливаются по одному на каждом борту самолета, статические насадки 10и15—по четыре на каждом борту. Симметричное расположение приемников статического давления на самолете обеспечивает выравнивание давлений при полете со скольжением. Кроме основных бортовых насадок статического давления,в отсеке носового обтекателя устанавливается насадка 3резервной статической системы.

Шесть из статических насадок объединены попарно и образуют три линии статической магистрали. От первой линии статическое давление подводится к приборам1левого пилота. Полное давление к этим приборам подается от приемника16,расположенного на левом борту самолета.

К приборам правого пилота 2 и штурмана 17полное давление подается от приемника 6, установленного на правом борту самолета, а статическое давление— от второй линии. Во вторую линию, кроме того, включены регулятор 12 давления воздуха внутри самолета и датчик высоты13 из комплекта ответчика. Третья линия статического давления подведена к анероидным коробкам командно-топливных агрегатов 11правых двигателей и 14левых двигателей.

Для регистрации скорости и высоты полета на самолете обычно устанавливают бароспидограф 8в комплекте с самописцем 7. Полное давление к ним подводится от правого приемника полного давления6,а статическое — от четвертого приемника статического давления,расположенного на правом борту самолета.

Под статическим давлением понимают давление,которое существовало бы в данной точке невозмущенной прибором среды, если бы прибор двигался со скоростью потока.Статическое давление в покоящейся среде называется барометрическим или атмосферным давлением и измеряется барометром. Оно измеряется как абсолютное давление, отсчитываемое от абсолютного нуля давления. Для измерения статического давления Р_стнеобходим прибор такой конструкции,которая не искажала бы поток в исследуемой точке. При измерении давления Р_стприбор движется относительно воздуха,а это согласно законам аэродинамики приводит к возмущению воздуха. При этом форма прибора – приемника Р_стиграет основную роль на точность измерения. Измеренное давление будет представлять собой сумму из давления в невозмущенном прибором потоке и дополнительного давления, вызванного обтеканием прибора, и зависит от его формы. Условия обтекания прибора могут быть таковы, что измеренное давление может быть больше или меньше истинного его значения

Наиболее часто для измерения Р_стприменяется статический зонд (статический крючок). Он представляет собой пустотелую цилиндрическую трубку диаметром dс обтекаемым закрытым носком (Рис.1.23д).На боковой поверхности трубки имеются отверстия небольшого диаметра. Для повышения точности измерения в приборе увеличивают расстояние l₁от приемных отверстий до носка и в другую сторону – l₂до держалки. Рекомендуются такие соотношения: l₁ = 3d,l₂ = 8δ[14, 34].

В авиации часто роль пустотелой цилиндрической трубки используется сам фюзеляж самолета (на дозвуке), в котором делают приемные отверстия (рис.1.23е). Рекомендуется выдерживать соотношение h/d≥ 3, диаметр отверстия желательно иметь небольшим, примерно 0,2 – 0,5 мм. Для удобства и надежности восприятия Р_ствместо отверстий в фюзеляже применяется стандартная плита с отверстиями. Вместе с корпусом она образует прибор для восприятия статического давления (рис.1.23е). Плита приемника устанавливается на самолете заподлицо с обшивкой. Кроме рассмотренных приемников Р_пи Р_стширокое применение в авиации нашли комбинированные приемники, которые называются ПВД. В этом приборе совмещены два прибора: приемники Р_пи Р_ст(рис. 1.23и). Раздельные приемники применяются в основном на дозвуковой скорости полета. На сверхзвуковых скоростях полета обтекание фюзеляжа настолько сложное и непредсказуемое, что невозможно найти места для установки приемников давлений.

На сверхзвуковых самолетах ПВД выносится с помощью штанги в невозмущенное пространство впереди самолета. Таким же образом устанавливают ПВД и на вертолете.

Все приемники воздушных давлений должны быть рассчитаны на нормальную работу в условиях возможного обледенения.Камеры полного и статического давлений должны быть герметичными в соответствии с нормами НЛГС [4].

Основной причиной погрешностей восприятия статического давления является возмущение воздушной среды, вызванное самолетом,которое зависит от многих факторов: от угла атаки, от угла скольжения, от числаМ.Компенсация аэродинамических погрешностей может производиться только у приемников,установленных на фюзеляже или на кромке крыла на скоростях полета не выше числаМ= 0,95. На больших скоростях приемники выносятся вперед относительно носовой части самолета.

От четвертого приемника статического давления, расположенного на левом борту самолета, подается статическое давление вкорректор высоты 9 из комплекта автопилота.

При необходимости левый пилот может свою группу анеройдно-манометри-ческих приборов подключить к магистрали полного давления правого борта и к магистрали статического давления второй линии.Это осуществляется с помощью кранов19и18.

В схеме предусмотрена возможность подключения приборов левого и правого пилотов к резервной магистрали статического давления, которая связана с резервным приемником 3статического давления. Для подключения приборов левого правого пилотов к резервной магистрали необходимо краны 4и18 поставить в положение «Резервный».

Для предохранения приборов от попадания влаги в магистралях полного и статического давлений установлены влагоотстойники5. Для предохранения

трубопроводов и приборов от попадания пыли и грязи на стоянке самолета приемки статического давления на это время закрываются заглушками, а приемники полного давления — чехлами. Заглушки и чехлы снабжены красными флажками, называющими,что приемники закрыты и перед вылетом их необходимо открыть.

Под статическим давлением понимают давление, которое существовало бы в данной точке невозмущенной прибором среды, если бы прибор двигался со скоростью потока. Статическое давление в покоящейся среде называется барометрическим или атмосферным давлением и измеряется барометром. Оно измеряется как абсолютное давление, отсчитываемое от абсолютного нуля давления. Для измерения статического давления Р_ст необходим прибор такой конструкции, которая не искажала бы поток в исследуемой точке. При измерении давления Р_ст прибор движется относительно воздуха, а это согласно законам аэродинамики приводит к возмущению воздуха. При этом форма прибора – приемника Р_ст играет основную роль на точность измерения. Измеренное давление будет представлять собой сумму из давления в невозмущенном прибором потоке и дополнительного давления, вызванного обтеканием прибора, и зависит от его формы. Условия обтекания прибора могут быть таковы, что измеренное давление может быть больше или меньше истинного его значения (рис. 3.11).

Рис. 3.11. Распределение коэффициента давления для типичного дозвукового распределения по линии фюзеляжа самолета: 1 – только по свободному фюзеляжу; 2 – по фюзеляжу вместе с плоскостями и хвостовым оперением

Рис. 3.12. Статический зонд: 1 – пустотелый цилиндр; 2 – державка цилиндра; 3 – статические отверстия

На боковой поверхности трубки имеются отверстия небольшого диаметра. Для повышения точности измерения в приборе увеличивают расстояние l₁ от приемных отверстий до носка и в другую сторону – l₂ до держалки. Рекомендуются такие соотношения: l₁ = 3d, l₂ = 8δ [14, 34].

В авиации часто роль пустотелой цилиндрической трубки используется сам фюзеляж самолета (на дозвуке), в котором делают приемные отверстия (рис. 3.13).

Рис. 3.13. Приемное отверстие для измерения статического давления на поверхности обтекаемого тела (фюзеляжа)

ПерейтиПечать журналов в типографии!C 2003 Года. Экранная Цветопроба! Онлайн Утверждение Макета! Звоните! pd-master.ru/ПЕЧАТЬ-ЖУРНАЛОВСкрыть объявлениеСкрыть рекламу:Не интересуюсь этой темой / Уже купилНавязчивое и надоелоСомнительного содержания или спамМешает просмотру контента

Спасибо, объявление скрыто.

Яндекс.Директ

Рекомендуется выдерживать соотношение h/d ≥ 3, диаметр отверстия желательно иметь небольшим, примерно 0,2 – 0,5 мм.

Рис. 3.14. Плиточный приемник статического давления: 1 – плита с отверстиями; 2 – корпус; 3 – компенсатор

Для удобства и надежно

⇐ Предыдущая 123 4 Следующая ⇒