Система Пито-статики — это система чувствительных к давлению приборов, которая чаще всего используется в авиации для определения воздушной скорости самолета , числа Маха , высоты и тенденции изменения высоты . Система Пито-статики обычно состоит из трубки Пито , статического порта и приборов Пито-статики. [1] Другие приборы, которые могут быть подключены, — это компьютеры воздушных данных , регистраторы полетных данных , датчики высоты, контроллеры наддува салона и различные переключатели воздушной скорости. Ошибки в показаниях системы Пито-статики могут быть чрезвычайно опасными, поскольку информация, полученная от системы Пито-статики, такая как высота, потенциально критична для безопасности. Несколько катастроф коммерческих авиакомпаний были связаны с отказом системы Пито-статики. [2]
Свод федеральных правил (CFR) требует, чтобы системы Пито-статического давления, установленные на зарегистрированных в США воздушных судах, проходили испытания и проверки каждые 24 календарных месяца. [3]
Система приборов Пито-статика использует принцип градиента давления воздуха . Она работает, измеряя давление или разницу давлений и используя эти значения для оценки скорости и высоты. [1] Эти давления могут быть измерены либо из статического порта (статическое давление), либо из трубки Пито (давление Пито). Статическое давление используется во всех измерениях, в то время как давление Пито используется только для определения скорости полета.
Давление Пито получается из трубки Пито . Давление Пито является мерой давления скоростного напора воздуха (давление воздуха, создаваемое движением транспортного средства или воздухом, набивающимся в трубку), которое в идеальных условиях равно давлению застоя , также называемому полным давлением. Трубка Пито чаще всего располагается на крыле или передней части самолета, обращенной вперед, где ее отверстие подвергается воздействию относительного ветра . [1] При размещении трубки Пито в таком месте давление скоростного напора воздуха измеряется более точно, поскольку оно будет меньше искажаться конструкцией самолета. Когда скорость воздуха увеличивается, давление скоростного напора воздуха увеличивается, что может быть преобразовано с помощью индикатора скорости воздуха . [1]
Статическое давление получается через статический порт. Статический порт чаще всего представляет собой отверстие, установленное заподлицо на фюзеляже самолета, и расположен там, где он может получить доступ к воздушному потоку в относительно спокойной области. [1] Некоторые самолеты могут иметь один статический порт, в то время как другие могут иметь более одного. В ситуациях, когда самолет имеет более одного статического порта, обычно один расположен с каждой стороны фюзеляжа. При таком расположении можно снять среднее давление, что позволяет получать более точные показания в определенных полетных ситуациях. [1] Альтернативный статический порт может быть расположен внутри салона самолета в качестве резервного на случай, если внешний статический порт(ы) заблокирован(ы). Трубка Пито-статическая эффективно интегрирует статические порты в зонд Пито. Она включает в себя вторую коаксиальную трубку (или трубки) с отверстиями для отбора проб давления по бокам зонда, за пределами прямого воздушного потока, для измерения статического давления. Когда самолет набирает высоту, статическое давление будет уменьшаться.
Некоторые системы Пито-статики включают в себя отдельные зонды, которые содержат несколько портов передачи давления, которые позволяют измерять давление воздуха, угол атаки и угол бокового скольжения. В зависимости от конструкции такие зонды могут называться зондами с 5 или 7 отверстиями. Методы измерения дифференциального давления могут использоваться для получения показаний угла атаки и угла бокового скольжения.
Система Пито-статики получает данные о давлении для интерпретации с помощью приборов Пито-статики. В то время как приведенные ниже пояснения объясняют традиционные механические приборы, многие современные самолеты используют компьютер воздушных данных (ADC) для расчета скорости полета, скорости набора высоты, высоты и числа Маха . В некоторых самолетах два ADC получают общее и статическое давление от независимых трубок Пито и статических портов, а компьютер полетных данных самолета сравнивает информацию с обоих компьютеров и сверяет их друг с другом. Существуют также «резервные приборы», которые являются резервными пневматическими приборами, используемыми в случае проблем с основными приборами.
Индикатор скорости воздуха подключен к источникам как пито, так и статического давления. Разница между давлением пито и статическим давлением называется динамическим давлением. Чем больше динамическое давление, тем выше сообщаемая скорость воздуха. Традиционный механический индикатор скорости воздуха содержит мембрану давления , которая подключена к трубке пито. Корпус вокруг мембраны герметичен и вентилируется в статический порт. Чем выше скорость, тем выше давление плунжера, тем большее давление оказывается на мембрану и тем больше перемещение стрелки через механическую связь. [4]
Барометрический высотомер, также известный как барометрический высотомер, используется для определения изменений давления воздуха, которые происходят при изменении высоты самолета. [4] Барометрические высотомеры должны быть откалиброваны перед полетом, чтобы регистрировать давление как высоту над уровнем моря. Корпус прибора высотомера герметичен и имеет вентиляционное отверстие для статического порта. Внутри прибора находится герметичный анероидный барометр . По мере снижения давления в корпусе внутренний барометр расширяется, что механически преобразуется в определение высоты. Обратное происходит при спуске с более высоких высот на более низкие. [4]
Самолеты, предназначенные для полетов на околозвуковых или сверхзвуковых скоростях, будут оснащены махометром. Махометр используется для отображения отношения истинной воздушной скорости к скорости звука . Большинство сверхзвуковых самолетов ограничены максимальным числом Маха , которое они могут развивать, что известно как «предел Маха». Число Маха отображается на махометре в виде десятичной дроби . [4]
Вариометр , также известный как указатель вертикальной скорости (VSI) или указатель вертикальной скорости (VVI), является пито-статическим прибором, используемым для определения того, летит ли самолет в горизонтальном полете. [5] Вертикальная скорость конкретно показывает скорость подъема или скорость снижения, которая измеряется в футах в минуту или метрах в секунду. [5] Вертикальная скорость измеряется с помощью механической связи с диафрагмой, расположенной внутри прибора. Область вокруг диафрагмы вентилируется в статический порт через калиброванную утечку (которая также может быть известна как «ограниченный диффузор»). [4] Когда самолет начинает увеличивать высоту, диафрагма начнет сжиматься со скоростью, большей, чем у калиброванной утечки, в результате чего стрелка будет показывать положительную вертикальную скорость. Обратная ситуация справедлива, когда самолет снижается. [4] Калиброванная утечка различается от модели к модели, но среднее время, необходимое диафрагме для выравнивания давления, составляет от 6 до 9 секунд. [4]
Существует несколько ситуаций, которые могут повлиять на точность приборов Пито-статики. Некоторые из них связаны с отказами самой системы Пито-статики, которые можно классифицировать как «неисправности системы», в то время как другие являются результатом неправильного размещения приборов или других факторов окружающей среды, которые можно классифицировать как «неизбежные ошибки». [6]
Заблокированная трубка Пито — это проблема Пито-статики, которая повлияет только на показатели воздушной скорости. [6] Заблокированная трубка Пито приведет к тому, что указатель воздушной скорости будет регистрировать увеличение воздушной скорости, когда самолет набирает высоту, даже если фактическая воздушная скорость постоянна. (При условии, что сливное отверстие также заблокировано, так как в противном случае давление воздуха вытечет в атмосферу.) Это вызвано тем, что давление в системе Пито остается постоянным, когда атмосферное давление (и статическое давление ) снижается. И наоборот, указатель воздушной скорости покажет уменьшение воздушной скорости, когда самолет снижается. Трубка Пито подвержена засорению льдом, водой, насекомыми или некоторыми другими препятствиями. [6] По этой причине авиационные регулирующие органы, такие как Федеральное управление гражданской авиации США (FAA), рекомендуют проверять трубку Пито на наличие препятствий перед любым полетом. [5] Для предотвращения обледенения многие трубки Пито оснащены нагревательным элементом. Обогреваемая трубка Пито требуется для всех самолетов, сертифицированных для полетов по приборам, за исключением самолетов, сертифицированных как экспериментальные любительские самолеты. [6]
Заблокированный статический порт является более серьезной ситуацией, поскольку он влияет на все приборы Пито-статики. [6] Одной из наиболее распространенных причин заблокированного статического порта является обледенение планера самолета. Заблокированный статический порт приведет к тому, что высотомер замерзнет на постоянном значении, высоте, на которой статический порт был заблокирован. Индикатор вертикальной скорости будет показывать ноль и вообще не изменится, даже если вертикальная скорость увеличится или уменьшится. Индикатор воздушной скорости обратит ошибку, которая возникает при засоренной трубке Пито, и приведет к тому, что воздушная скорость будет считываться меньше, чем она есть на самом деле, по мере набора высоты самолетом. Когда самолет снижается, воздушная скорость будет завышена. В большинстве самолетов с негерметичными кабинами доступен альтернативный источник статического электричества, который можно выбрать из кабины . [ 6]
Врожденные ошибки могут делиться на несколько категорий, каждая из которых влияет на разные приборы. Ошибки плотности влияют на приборы, измеряющие воздушную скорость и высоту. Этот тип ошибок вызван изменениями давления и температуры в атмосфере. Ошибка сжимаемости может возникнуть из-за того, что ударное давление заставит воздух сжиматься в трубке Пито. На стандартной барометрической высоте на уровне моря уравнение калибровки (см. калиброванная воздушная скорость ) правильно учитывает сжатие, поэтому на уровне моря ошибка сжимаемости отсутствует. На больших высотах сжатие учитывается неправильно и приведет к тому, что прибор будет показывать больше, чем эквивалентная воздушная скорость . Поправку можно получить из таблицы. Ошибка сжимаемости становится значительной на высотах более 10 000 футов (3 000 м) и при скоростях более 200 узлов (370 км/ч). Гистерезис — это ошибка, вызванная механическими свойствами анероидов, расположенных внутри приборов. Эти капсулы, используемые для определения разности давлений, обладают физическими свойствами, которые сопротивляются изменению, сохраняя заданную форму, даже если внешние силы могли измениться. Ошибки реверса вызваны ложным показанием статического давления. Эти ложные показания могут быть вызваны аномально большими изменениями в тангаже самолета. Большое изменение в тангаже вызовет кратковременное отображение движения в противоположном направлении. Ошибки реверса в первую очередь влияют на высотомеры и индикаторы вертикальной скорости. [6]
Другой класс неотъемлемых ошибок — это ошибка положения . Ошибка положения возникает из-за того, что статическое давление самолета отличается от давления воздуха на расстоянии от самолета. Эта ошибка вызвана тем, что воздух проходит мимо статического порта со скоростью, отличной от истинной скорости полета самолета . Ошибки положения могут давать положительные или отрицательные ошибки в зависимости от одного из нескольких факторов. К этим факторам относятся скорость полета, угол атаки , вес самолета, ускорение, конфигурация самолета и, в случае вертолетов, нисходящий поток ротора . [6] Существует две категории ошибок положения: «фиксированные ошибки» и «переменные ошибки». Фиксированные ошибки определяются как ошибки, которые характерны для конкретной модели самолета. Переменные ошибки вызываются внешними факторами, такими как деформированные панели, препятствующие потоку воздуха, или особые ситуации, которые могут перегрузить самолет. [6]
Ошибки запаздывания вызваны тем, что любые изменения статического или динамического давления снаружи самолета требуют конечного времени, чтобы пройти по трубке и повлиять на датчики. Этот тип ошибки зависит от длины и диаметра трубки, а также от объема внутри датчиков. [7] Ошибка запаздывания значительна только в то время, когда меняются скорость или высота полета. Она не имеет значения для устойчивого горизонтального полета.