Пито – статическая система

— Статическая система Пито это система чувствительных к давлению приборов, которая чаще всего используется в авиации самолета для определения воздушной скорости , числа Маха , высоты и изменения высоты . Статическая система Пито обычно состоит из трубки Пито , статического порта и статических инструментов Пито. ^{[ 1 ]} Другими приборами, которые могут быть подключены, являются компьютеры данных о воздухе , самописцы полетных данных , датчики высоты, контроллеры герметизации кабины и различные переключатели скорости полета. Ошибки в показаниях статической системы Пито могут быть чрезвычайно опасными, поскольку информация, полученная от статической системы Пито, такая как высота, потенциально важна для безопасности. Несколько катастроф коммерческих авиакомпаний были связаны с отказом статической системы Пито. ^{[ 2 ]}

Кодекс федеральных правил (CFR) требует, чтобы статические системы Пито, установленные на зарегистрированных в США самолетах, проходили испытания и проверку каждые 24 календарных месяца. ^{[ 3 ]}

Пито – статическое давление

Статические порты, установленные на Airbus A330. пассажирском авиалайнере

В статической системе Пито используется принцип градиента давления воздуха . Он работает путем измерения давления или разницы давлений и использования этих значений для оценки скорости и высоты. ^{[ 1 ]} Это давление можно измерить либо через статический порт (статическое давление), либо через трубку Пито (давление Пито). Статическое давление используется во всех измерениях, а давление Пито используется только для определения воздушной скорости.

Давление Пито

Давление Пито получают из трубки Пито . Давление Пито является мерой напорного давления воздуха (давления воздуха, создаваемого движением транспортного средства или воздуха, нагнетаемого в трубку), которое в идеальных условиях равно давлению торможения , 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 ]} Размещая трубку Пито в таком месте, давление набегающего воздуха измеряется более точно, поскольку оно будет меньше искажаться конструкцией самолета. Когда воздушная скорость увеличивается, давление набегающего воздуха увеличивается, что можно отобразить с помощью индикатора воздушной скорости . ^{[ 1 ]}

Статическое давление

Статическое давление создается через статический порт. Статический порт чаще всего представляет собой отверстие, установленное заподлицо с фюзеляжем самолета, и расположен там, где он может получить доступ к воздушному потоку в относительно спокойной зоне. ^{[ 1 ]} Некоторые самолеты могут иметь один статический порт, а другие - несколько. В ситуациях, когда самолет имеет более одного статического порта, обычно по одному расположенному на каждой стороне фюзеляжа. При таком расположении можно измерить среднее давление, что позволяет получить более точные показания в конкретных ситуациях полета. ^{[ 1 ]} Альтернативный статический порт может быть расположен внутри салона самолета в качестве резервного на случай, если внешние статические порты будут заблокированы. Статическая трубка Пито эффективно объединяет статические порты в зонд Пито. Он включает в себя вторую коаксиальную трубку (или трубки) с отверстиями для отбора проб давления по бокам зонда, вне прямого потока воздуха, для измерения статического давления. Когда самолет набирает высоту, статическое давление уменьшается.

Многократное давление

Некоторые статические системы Пито включают в себя одиночные датчики, которые содержат несколько портов для передачи давления, которые позволяют измерять давление воздуха, угол атаки и угол бокового скольжения. В зависимости от конструкции такие датчики данных воздуха могут называться датчиками данных воздуха с 5 или 7 отверстиями. Методы измерения дифференциального давления могут использоваться для определения угла атаки и угла бокового скольжения.

Пито – статический прибор

Диаграмма индикатора воздушной скорости, показывающая источники давления как из трубки Пито, так и из статического порта.

Статическая система Пито получает давление для интерпретации с помощью статических приборов Пито. Хотя приведенные ниже объяснения объясняют традиционные механические инструменты, многие современные самолеты используют компьютер воздушных данных (ADC) для расчета воздушной скорости, скороподъемности, высоты и числа Маха . самолета В некоторых самолетах два АЦП получают общее и статическое давление от независимых трубок Пито и статических портов, а компьютер полетных данных сравнивает информацию от обоих компьютеров и сверяет одну с другой. Существуют также «резервные инструменты», которые представляют собой резервные пневматические инструменты, используемые в случае проблем с основными инструментами.

Индикатор воздушной скорости

Указатель воздушной скорости подключен как к источникам Пито, так и к источникам статического давления. Разница между давлением Пито и статическим давлением называется динамическим давлением. Чем больше динамическое давление, тем выше сообщаемая воздушная скорость. Традиционный механический указатель воздушной скорости содержит напорную диафрагму , соединенную с трубкой Пито. Корпус вокруг диафрагмы герметичен и вентилируется через статический порт. Чем выше скорость, тем выше давление плунжера, тем большее давление оказывается на диафрагму и тем больше движение иглы через механическое соединение. ^{[ 4 ]}

Альтиметр

Барометрический высотомер, также известный как барометрический высотомер, используется для определения изменений давления воздуха, которые происходят при изменении высоты самолета. ^{[ 4 ]} Перед полетом необходимо откалибровать барометрические высотомеры, чтобы зарегистрировать давление как высоту над уровнем моря. Корпус прибора высотомера герметичен и имеет вентиляционное отверстие для статического порта. Внутри прибора находится герметичный барометр-анероид . По мере уменьшения давления в корпусе внутренний барометр расширяется, что механически преобразуется в определение высоты. Обратное верно при спуске с большей высоты на меньшую. ^{[ 4 ]}

Махметр

Самолеты, предназначенные для работы на околозвуковых или сверхзвуковых скоростях, будут оснащены махометром. Махметр используется для отображения отношения истинной скорости полета к скорости звука . Большинство сверхзвуковых самолетов ограничены в отношении максимального числа Маха, на котором они могут летать, что известно как «предел Маха». Число Маха отображается на махметре в виде десятичной дроби . ^{[ 4 ]}

Индикатор вертикальной скорости

Вариометр , также известный как индикатор вертикальной скорости (VSI) или индикатор вертикальной скорости ( VVI), представляет собой статический прибор Пито, используемый для определения того, летит ли самолет в горизонтальном полете. ^{[ 5 ]} Вертикальная скорость конкретно показывает скорость подъема или скорость спуска, которая измеряется в футах в минуту или метрах в секунду. ^{[ 5 ]} Вертикальная скорость измеряется посредством 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 начнет набирать высоту, диафрагма начнет сокращаться со скоростью, превышающей скорость калиброванной утечки, в результате чего стрелка будет показывать положительную вертикальную скорость. Обратная ситуация справедлива, когда самолет снижается. ^{[ 4 ]} Калиброванная утечка варьируется от модели к модели, но среднее время выравнивания давления диафрагмой составляет от 6 до 9 секунд. ^{[ 4 ]}

Статические ошибки Пито

Есть несколько ситуаций, которые могут повлиять на точность статических приборов Пито. Некоторые из них связаны с отказами самой системы Пито-статической системы, которые можно классифицировать как «неисправности системы», тогда как другие являются результатом неправильного размещения инструментов или других факторов окружающей среды, которые можно классифицировать как «врожденные ошибки». ^{[ 6 ]}

Неисправности системы

Засоренная трубка Пито

Засоренная трубка Пито — это статическая проблема Пито, которая влияет только на показатели воздушной скорости. ^{[ 6 ]} Засоренная трубка Пито приведет к тому, что указатель воздушной скорости будет регистрировать увеличение воздушной скорости при наборе высоты, даже если фактическая воздушная скорость постоянна. (Пока сливное отверстие также заблокировано, иначе давление воздуха утекло бы в атмосферу.) Это вызвано тем, что давление в системе Пито остается постоянным, когда атмосферное давление (и статическое давление ) снижается. И наоборот, индикатор воздушной скорости будет показывать уменьшение воздушной скорости при снижении самолета. Трубка Пито может засориться льдом, водой, насекомыми или каким-либо другим препятствием. ^{[ 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 ]} Чтобы предотвратить обледенение, многие трубки Пито оснащены нагревательным элементом. Нагреваемая трубка Пито требуется на всех самолетах, сертифицированных для полетов по приборам, за исключением самолетов, сертифицированных как экспериментальные любительской постройки. ^{[ 6 ]}

Заблокированный статический порт

Заблокированный статический порт представляет собой более серьезную ситуацию, поскольку он затрагивает все статические приборы Пито. ^{[ 6 ]} Одной из наиболее частых причин блокировки статического порта является обледенение корпуса самолета. Заблокированный статический порт приведет к зависанию высотомера на постоянном значении — высоте, на которой статический порт был заблокирован. Индикатор вертикальной скорости будет показывать нулевое значение и не изменится вообще, даже если вертикальная скорость увеличится или уменьшится. Индикатор воздушной скорости исправит ошибку, возникающую из-за засоренной трубки Пито, и приведет к тому, что скорость полета будет меньше, чем она есть на самом деле, когда самолет набирает высоту. Когда самолет снижается, скорость полета будет завышена. В большинстве самолетов с негерметичными кабинами имеется альтернативный источник статического электричества, который можно выбрать из кабины . ^{[ 6 ]}

Неотъемлемые ошибки

Неотъемлемые ошибки можно разделить на несколько категорий, каждая из которых затрагивает разные инструменты. Ошибки плотности влияют на приборы, измеряющие воздушную скорость и высоту. Этот тип ошибки вызван изменениями давления и температуры в атмосфере. Ошибка сжимаемости может возникнуть из-за того, что ударное давление приведет к сжатию воздуха в трубке Пито. На стандартной барометрической высоте на уровне моря калибровочное уравнение (см. калиброванную воздушную скорость ) правильно учитывает сжатие, поэтому на уровне моря нет ошибки сжимаемости. На больших высотах сжатие не учитывается правильно, и прибор будет показывать скорость, превышающую эквивалентную воздушную скорость . Поправку можно получить из графика. Ошибка сжимаемости становится значительной на высоте более 10 000 футов (3 000 м) и при скорости полета более 200 узлов (370 км/ч). Гистерезис – это ошибка, вызванная механическими свойствами анероидных капсул, расположенных внутри инструментов. Эти капсулы, используемые для определения разницы давлений, обладают физическими свойствами, которые устойчивы к изменениям, сохраняя заданную форму, даже если внешние силы могли измениться. Ошибки реверса вызваны ложными показаниями статического давления. Это неверное показание может быть вызвано аномально большими изменениями тангажа самолета. Большое изменение высоты тона вызовет кратковременное движение в противоположном направлении. Ошибки разворота в первую очередь влияют на высотомеры и указатели вертикальной скорости. ^{[ 6 ]}

Ошибки позиционирования

Другой класс присущих ошибок — это ошибки позиционирования . Ошибка позиционирования возникает из-за того, что статическое давление самолета отличается от давления воздуха на удалении от самолета. самолета Эта ошибка вызвана тем, что воздух проходит мимо статического порта со скоростью, отличной от истинной скорости полета . Ошибки позиционирования могут привести к положительным или отрицательным ошибкам, в зависимости от одного из нескольких факторов. К этим факторам относятся скорость полета, угол атаки , вес самолета, ускорение, конфигурация самолета и, в случае вертолетов, поток воздуха вниз от несущего винта . ^{[ 6 ]} Существует две категории ошибок позиционирования: «постоянные ошибки» и «переменные ошибки». Фиксированные ошибки определяются как ошибки, характерные для конкретной модели самолета. Переменные ошибки вызваны внешними факторами, такими как деформированные панели, препятствующие потоку воздуха, или особыми ситуациями, которые могут привести к перегрузке самолета. ^{[ 6 ]}

Ошибки задержки

Ошибки запаздывания вызваны тем фактом, что любые изменения статического или динамического давления снаружи самолета требуют ограниченного времени, чтобы пройти по трубам и повлиять на манометры. Этот тип ошибки зависит от длины и диаметра трубки, а также объема внутри манометров. ^{[ 7 ]} Ошибка запаздывания существенна только в тот момент, когда воздушная скорость или высота меняются. Это не является проблемой для устойчивого горизонтального полета.

Катастрофы, связанные со статикой Пито

1 декабря 1974 г. - рейс 6231 авиакомпании Northwest Airlines , Боинг 727 , разбился к северо-западу от международного аэропорта Джона Ф. Кеннеди во время набора высоты по пути в международный аэропорт Буффало Ниагара из-за закупорки трубок Пито атмосферным обледенением .
6 февраля 1996 г. - рейс 301 компании Birgenair упал в море вскоре после взлета из-за неверных показаний указателя воздушной скорости. Предполагаемая причина - засоренная трубка Пито (это так и не было подтверждено, поскольку место крушения самолета не было обнаружено). ^{[ 8 ]}
2 октября 1996 г. - рейс 603 компании Aeroperú разбился из-за блокировки статических портов. Статические порты на левой стороне самолета были заклеены, пока самолет натирали воском и чистили. После завершения работы скотч не убрали. ^{[ 9 ]}
23 февраля 2008 г. - Бомбардировщик B-2 взлетел с базы ВВС Андерсен на Гуаме и впоследствии разбился после остановки. Это было вызвано попаданием влаги на датчики воздушной скорости. ^{[ 10 ]}
1 июня 2009 г. - Французский орган по обеспечению безопасности полетов BEA заявил, что обледенение трубки Пито стало одним из факторов, способствовавших крушению рейса 447 Air France . ^{[ 11 ]}

См. также

Ссылки

^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж Уиллитс, Пэт, изд. (2004) [1997]. Управляемый полет Discovery – частный пилот . Эббот, Майк Кейли, Лиз. Джеппесен Сандерсон. стр. 2–48–2–53. ISBN 0-88487-333-1 .
^ Эванс, Дэвид (1 мая 2004 г.). «Безопасность: неразбериха в обслуживании со статическими портами» . Журнал «Авионика» . Проверено 26 июня 2017 г.
^ «CFR § 91.411 Испытания и проверки системы высотомера и оборудования, сообщающего высоту» .
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г «Приборы Пито-Статики – Уровень 3 – Статические приборы Пито» . allstar.fiu.edu . Проверено 7 января 2007 г.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с «Справочник пилота – главы с 6 по 9» (PDF) . ФАА . Архивировано из оригинала (PDF) 6 января 2007 г. Проверено 7 января 2007 г.
^ Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я «Летные приборы – Уровень 3 – Статическая система Пито и приборы» . allstar.fiu.edu. Архивировано из оригинала 8 января 2007 г. Проверено 7 января 2007 г.
^ Грейси, Уильям. 1981. Измерение скорости и высоты самолета. Нью-Йорк: Джон Уайли и сыновья. ISBN 0-471-08511-1 . стр. 8.
^ «ASN Описание катастрофы самолета Boeing 757-225 TC-GEN — Пуэрто-Плата, Доминиканская Республика» . Aviation-safety.net . Проверено 7 января 2007 г.
^ «База данных CVR — 2 октября 1996 г. — Aeroperu 603» . Tailstrike.co . Проверено 7 января 2007 г.
^ «Мир ВВС: установлена причина крушения B-2» , журнал AIR FORCE , июль 2008 г., Vol. 91, № 7, стр. 16–17.
^ «Ошибки обучения выявлены в отчете о катастрофе Рио-Париж» . Рейтер. 5 июля 2012 года . Проверено 5 октября 2012 г.

Лоуфорд. Дж. А. и Ниппресс, КР (1983). Калибровка систем передачи данных о воздухе и датчиков направления потока (AGARD AG-300 - Том 1, Серия методов летных испытаний AGARD; Р. В. Борек, ред.). Доступно через Spaceagecontrol.com (PDF). Проверено 25 апреля 2008 г.
Кьелгаард, Скотт О. (1988), Теоретический вывод и метод калибровки пятидырочного зонда с полусферическим наконечником (Технический меморандум НАСА 4047).

Внешние ссылки

Симулятор статической системы Пито на базе Macromedia Flash 8

[jepp-1] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж Уиллитс, Пэт, изд. (2004) [1997]. Управляемый полет Discovery – частный пилот . Эббот, Майк Кейли, Лиз. Джеппесен Сандерсон. стр. 2–48–2–53. ISBN 0-88487-333-1 .

[2] Эванс, Дэвид (1 мая 2004 г.). «Безопасность: неразбериха в обслуживании со статическими портами» . Журнал «Авионика» . Проверено 26 июня 2017 г.

[3] «CFR § 91.411 Испытания и проверки системы высотомера и оборудования, сообщающего высоту» .

[allstar-4] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г «Приборы Пито-Статики – Уровень 3 – Статические приборы Пито» . allstar.fiu.edu . Проверено 7 января 2007 г.

[faa6-9-5] Перейти обратно: ^а ^б ^с «Справочник пилота – главы с 6 по 9» (PDF) . ФАА . Архивировано из оригинала (PDF) 6 января 2007 г. Проверено 7 января 2007 г.

[allstar-pssi-6] Перейти обратно: ^а ^б ^с ^д ^и ^ж ^г ^час ^я «Летные приборы – Уровень 3 – Статическая система Пито и приборы» . allstar.fiu.edu. Архивировано из оригинала 8 января 2007 г. Проверено 7 января 2007 г.

[7] Грейси, Уильям. 1981. Измерение скорости и высоты самолета. Нью-Йорк: Джон Уайли и сыновья. ISBN 0-471-08511-1 . стр. 8.

[asn-bair301-8] «ASN Описание катастрофы самолета Boeing 757-225 TC-GEN — Пуэрто-Плата, Доминиканская Республика» . Aviation-safety.net . Проверено 7 января 2007 г.

[cvr603-9] «База данных CVR — 2 октября 1996 г. — Aeroperu 603» . Tailstrike.co . Проверено 7 января 2007 г.

[Crash_details_AF_mag-10] «Мир ВВС: установлена причина крушения B-2» , журнал AIR FORCE , июль 2008 г., Vol. 91, № 7, стр. 16–17.

[11] «Ошибки обучения выявлены в отчете о катастрофе Рио-Париж» . Рейтер. 5 июля 2012 года . Проверено 5 октября 2012 г.

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

v т и Летные приборы
Pitot-static	Altimeter Airspeed indicator Machmeter Variometer
Gyroscopic	Attitude indicator Heading indicator Horizontal situation indicator Turn and slip indicator Turn coordinator Turn indicator
Navigational	Aircraft periscope Course deviation indicator Horizontal situation indicator Inertial navigation system Magnetic compass Satellite navigation SIGI
Related topics	Air data inertial reference unit ECAM EFIS Glass cockpit Head-up display Integrated standby instrument system Primary flight display V speeds Yaw string

v т и самолета Компоненты и системы
Airframe structure	Aft pressure bulkhead Cabane strut Canopy Crack arrestor Cruciform tail Dope Empennage Fabric covering Fairing Flying wires Former Fuselage Hardpoint Interplane strut Jury strut Leading edge Lift strut Longeron Nacelle Rib Spar Stabilizer Stressed skin Strut T-tail Tailplane Trailing edge Triple tail Twin tail V-tail Vertical stabilizer Wing root Wing tip Wingbox
Flight controls	Aileron Airbrake Artificial feel Autopilot Canard Centre stick Deceleron Dive brake Dual control Electro-hydraulic actuator Elevator Elevon Flaperon Flight control modes Fly-by-wire Gust lock HOTAS Rudder Rudder pedals Servo tab Side-stick Spoiler Spoileron Stabilator Stick pusher Stick shaker Trim tab Wing warping Yaw damper Yoke
Aerodynamic and high-lift devices	Active Aeroelastic Wing Adaptive compliant wing Anti-shock body Blown flap Channel wing Dog-tooth Drag-reducing aerospike Flap Gouge flap Gurney flap Krueger flap Leading-edge cuff Leading-edge droop flap LEX Slats Slot Stall strips Strake Variable-sweep wing Vortex generator Vortilon Wing fence Winglet
Avionic and flight instrument systems	ACAS Air data boom Air data computer Aircraft periscope Airspeed indicator Altimeter Annunciator panel Astrodome Attitude indicator Compass Course deviation indicator EFIS EICAS Flight management system Glass cockpit GPS Head-up display Heading indicator Horizontal situation indicator INS ISIS Multi-function display Pitot–static system Radar altimeter TCAS Transponder Turn and slip indicator Variometer Yaw string
Propulsion controls, devices and fuel systems	Autothrottle Drop tank FADEC Fuel tank Gascolator Inlet cone Intake ramp NACA cowling NACA duct Self-sealing fuel tank Splitter plate Throttle Thrust lever Thrust reversal Townend ring War emergency power Wet wing
Landing and arresting gear	Aircraft tire Arrestor hook Autobrake Conventional landing gear Drogue parachute Landing gear Landing gear extender Oleo strut Tricycle landing gear Tundra tire
Escape systems	Ejection seat Escape crew capsule
Other systems	Aircraft lavatory Auxiliary power unit Bleed air system Deicing boot Emergency oxygen system Environmental control system Flight recorder Hydraulic system Ice protection system In-flight entertainment system Landing lights Navigation light Passenger service unit Ram air turbine