Пито -статическая система

Система пито-статической системы -это система чувствительных к давлению инструментов, которая чаще всего используется в авиации самолета для определения скорости воздушной скорости , числа , высоты и высоты . Пито -статическая система, как правило, состоит из трубки пито , статического порта и пито -статических инструментов. ^{[ 1 ]} Другими инструментами, которые могут быть подключены, являются компьютеры данных воздуха , регистраторы полетных данных , энкодеры высоты, контроллеры давления в кабине и различные переключатели воздушной скорости. Ошибки в показаниях пито-статической системы могут быть чрезвычайно опасными, поскольку информация, полученная из статической системы пито, такая как высота, потенциально критична для безопасности. Несколько коммерческих катастроф по авиакомпаниям были прослежены до сбоя системы пито -статического. ^{[ 2 ]}

Кодекс федеральных правил (CFR) требует, чтобы пито-статические системы были установлены в зарегистрированных в США самолетах для проверки и проверки каждые 24 календарных месяцев. ^{[ 3 ]}

Пито -статическое давление

Статические порты, установленные на Airbus A330 пассажирском авиалайнере

Пито -статическая система инструментов использует принцип градиента давления воздуха . Он работает путем измерения давления или различий в давлении и используя эти значения для оценки скорости и высоты. ^{[ 1 ]} Эти давления могут быть измерены либо по статическому порту (статическое давление), либо в трубке пито (давление пито). Статическое давление используется во всех измерениях, в то время как давление пито используется только для определения воздушной скорости.

Давление пита

Давление пито получается из трубки Пито . Давление пито является мерой давления воздуха ОЗУ (давление воздуха, созданное движением носителя или воздухонаходом в трубку), которое в идеальных условиях равна давлению застой , также называемой общим давлением. Трубка Пито чаще всего расположена на крыле или передней части самолета, обращенной вперед, где ее отверстие подвергается воздействию относительного ветра . ^{[ 1 ]} Расположение трубки Пито в таком месте, давление воздуха ОЗУ более точно измеряется, поскольку она будет менее искажена структурой самолета. При увеличении воздушной скорости увеличивается давление воздуха ОЗУ, что может быть переведено индикатором воздушной скорости . ^{[ 1 ]}

Статическое давление

Статическое давление получается через статический порт. Статический порт чаще всего представляет собой отверстие для промывки на фюзеляже самолета и расположено там, где он может получить доступ к потоку воздуха в относительно нетронутой области. ^{[ 1 ]} У некоторых самолетов может быть один статический порт, в то время как другие могут иметь более одного. В ситуациях, когда самолет имеет более одного статического порта, на каждой стороне фюзеляжа обычно расположено. С помощью этого позиционирования можно привести среднее давление, которое позволяет получить более точные показания в конкретных ситуациях полета. ^{[ 1 ]} Альтернативный статический порт может быть расположен внутри салона самолета в качестве резервной копии для того, когда внешний статический порт блокируется. Пито -статическая трубка эффективно интегрирует статические порты в зонд пито. Он включает в себя вторую коаксиальную трубку (или трубки) с отверстиями для под давлением на сторонах зонда, вне прямого потока воздуха, для измерения статического давления. Когда самолет поднимается, статическое давление уменьшится.

Множественное давление

Некоторые системы пито-статических систем включают отдельные зонды, которые содержат множественные порты, передающие давление, которые позволяют определять давление воздуха, угол атаки и угол данных по боковой скольжению. В зависимости от дизайна, такие датчики данных воздуха могут быть названы как 5-луночные или 7-луночные датчики данных воздуха. Методы определения дифференциального давления могут быть использованы для получения угла атаки и угла показаний боковой скольжения.

Пито -статический инструмент

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

Пито -статическая система получает давление для интерпретации с помощью пито -статических инструментов. В то время как приведенные ниже объяснения объясняют традиционные механические инструменты, многие современные самолеты используют компьютер данных воздуха (ADC) для расчета скорости воздушной скорости, скорости подъема, высоты и номера Маха . В некоторых самолетах два ADC получают общее и статическое давление от независимых труб и статических портов, а компьютер полета воздушного судна сравнивает информацию с обоих компьютеров и проверяет один против другой. Существуют также «резервные инструменты», которые являются резервными пневматическими инструментами, используемыми в случае проблем с основными инструментами.

Индикатор воздушной скорости

Индикатор воздушной скорости подключен как к пито, так и к статическим источникам давления. Разница между давлением пито и статическим давлением называется динамическим давлением. Чем больше динамическое давление, тем выше скорость воздуха сообщает. Традиционный механический индикатор воздушной скорости содержит диафрагму давления , которая подключена к трубке Пито. Корпус вокруг диафрагмы герметично и вентиляется на статический порт. Чем выше скорость, тем выше давление ОЗУ, тем больше давления оказывается на диафрагме, а тем больше движения иглы через механическую связь. ^{[ 4 ]}

Альтиметр

Альтиметр давления, также известный как барометрический альтиметр, используется для определения изменений давления воздуха, которые возникают при изменении высоты самолета. ^{[ 4 ]} Альтиметры давления должны быть откалиброваны до полета, чтобы зарегистрировать давление в качестве высоты над уровнем моря. Случай прибора в области экологически чистого протекает и имеет вентиляционное отверстие к статическому порту. Внутри инструмента есть герметичный анероидный барометр . По мере того, как давление в случае уменьшается, внутренний барометр расширяется, что механически переводится в определение высоты. Обратное верно при спуска от высших до нижних высот. ^{[ 4 ]}

Махамер

Самолет, предназначенный для работы на транссонных или сверхзвуковых скоростях, будет включать в себя оборудование. Махамер используется для показа соотношения истинной воздушной скорости по отношению к скорости звука . Большинство сверхзвуковых самолетов ограничены в отношении максимального числа Маха, который они могут летать, который известен как «предел Маха». Номер Маха отображается на махметре как десятичная дробь . ^{[ 4 ]}

Индикатор вертикальной скорости

Вариометр , также известный как индикатор вертикальной скорости (VSI) или индикатор вертикальной скорости ( VVI), представляет собой пито -статический инструмент, используемый для определения того, летит ли самолет в полете уровня. ^{[ 5 ]} Вертикальная скорость специально показывает скорость подъема или скорость спуска, которая измеряется в футах в минуту или метров в секунду. ^{[ 5 ]} Вертикальная скорость измеряется через механическую связь с диафрагмой, расположенной внутри прибора. Область, окружающая диафрагму, вентиляется на статический порт через калиброванную утечку (которая также может быть известна как «ограниченный диффузор»). ^{[ 4 ]} Когда самолет начнет увеличивать высоту, диафрагма начнет сжиматься со скоростью быстрее, чем у калиброванной утечки, заставляя иглу показать положительную вертикальную скорость. Обратная ситуация верна, когда самолет спускается. ^{[ 4 ]} Калиброванная утечка варьируется от модели к модели, но среднее время для диафрагмы для выравнивания давления составляет от 6 до 9 секунд. ^{[ 4 ]}

ПИТОТ - Статические ошибки

Есть несколько ситуаций, которые могут повлиять на точность пито -статических инструментов. Некоторые из них включают в себя неудачи самой статической системы, которая может быть классифицирована как «неисправности системы», в то время как другие являются результатом неисправного размещения приборов или других факторов окружающей среды, которые могут быть классифицированы как «неотъемлемые ошибки». ^{[ 6 ]}

Системные неисправности

Заблокированная пито трубка

Заблокированная трубка пито - это стациональная проблема, которая будет влиять только на индикаторы воздушной скорости. ^{[ 6 ]} Заблокированная трубка пито приведет к тому, что индикатор воздушной скорости зарегистрирует увеличение скорости воздушной скорости при подъеме самолета, даже если фактическая скорость воздушной скорости постоянна. (До тех пор, пока дренажное отверстие также блокируется, так как давление воздуха в противном случае вытекало бы в атмосферу.) Это вызвано давлением в системе Пито, оставшегося постоянным, когда атмосферное давление (и статическое давление ) уменьшается. И наоборот, индикатор воздушной скорости будет показывать уменьшение скорости воздушной скорости, когда самолет спускается. Трубка Пито подвержена забиту льдом, водой, насекомыми или какой -либо другой обструкцией. ^{[ 6 ]} По этой причине агентства по регулированию авиации, такие как Федеральное авиационное управление США (FAA), рекомендуют проверить трубку Пито на наличие препятствий до любого полета. ^{[ 5 ]} Чтобы предотвратить обледенение, многие трубки пито оснащены нагревательным элементом. Во всех самолетах требуется нагретая трубка пито, исключением сертификации за по воздушным прибору, за исключением сертификации самолетов в качестве экспериментального любителя. ^{[ 6 ]}

Заблокированный статический порт

Заблокированный статический порт является более серьезной ситуацией, потому что он влияет на все приборы пито -статических. ^{[ 6 ]} Одной из наиболее распространенных причин заблокированного статического порта является обледенение планера. Заблокированный статический порт приведет к замораживанию альтиметра при постоянном значении, высоте, на которой статический порт заблокировался. Индикатор вертикальной скорости будет читать ноль и вообще не будет изменяться, даже если вертикальная скорость увеличивается или уменьшается. Индикатор воздушной скорости отменит ошибку, которая возникает с помощью засоренной трубки пито и приведет к чтению воздушной скорости меньше, чем на самом деле, когда самолет поднимается. Когда самолет спускается, воздушная скорость будет переоценена. В большинстве самолетов с непрерывными каютами доступен альтернативный статический источник и может быть выбран из кабины . ^{[ 6 ]}

Неотъемлемые ошибки

Ошибки, присущие нескольким категориям, каждая из них влияет на разные инструменты. Ошибки плотности влияют на инструменты, измеряющие воздушную скорость и высоту. Этот тип ошибки вызван изменением давления и температуры в атмосфере. Ошибка сжимаемости может возникнуть, потому что воздействие давление приведет к сжатию воздуха в трубке Пито. При стандартной высоте давления на уровне моря уравнение калибровки (см. Калиброванную воздушную скорость ) правильно учитывает сжатие, поэтому на уровне моря нет ошибки сжатия. На более высоких высотах сжатие неправильно учитывается и приведет к тому, что инструмент будет читать больше, чем эквивалентная воздушная скорость . Коррекция может быть получена из диаграммы. Ошибка сжимаемости становится значительной на высоте более 10 000 футов (3000 м) и в воздушных скоростях более 200 узлов (370 км/ч). Гистерезис - это ошибка, вызванная механическими свойствами анероидных капсул, расположенных в приборах. Эти капсулы, используемые для определения различий в давлении, обладают физическими свойствами, которые сопротивляются изменению, сохраняя данную форму, даже если внешние силы могли измениться. Ошибки отмены вызваны ложным статическим показанием давления. Это ложное чтение может быть вызвано ненормально большими изменениями в поле самолета. Большое изменение в шаге вызовет мгновенное показ движения в противоположном направлении. Ошибки реверса в первую очередь влияют на альтиметры и индикаторы вертикальной скорости. ^{[ 6 ]}

Ошибки позиции

Другим классом неотъемлемых ошибок является ошибка позиции . Ошибка положения производится из -за статического давления самолета, отличным от давления воздуха, удаленного от самолета. самолета Эта ошибка вызвана тем, что воздух протекает мимо статического порта со скоростью, отличной от истинной воздушной скорости . Ошибки позиции могут обеспечить положительные или отрицательные ошибки, в зависимости от одного из нескольких факторов. Эти факторы включают воздушную скорость, угол атаки , вес самолета, ускорение, конфигурацию самолетов и в случае вертолетов, ротор . ^{[ 6 ]} Существует две категории ошибок позиции, которые являются «фиксированными ошибками» и «переменными ошибками». Фиксированные ошибки определяются как ошибки, специфичные для конкретной модели самолета. Переменные ошибки вызваны внешними факторами, такими как деформированные панели, препятствующие потоку воздуха, или конкретные ситуации, которые могут переоценить самолет. ^{[ 6 ]}

Ошибки задержки

Ошибки задержки вызваны тем фактом, что любые изменения в статическом или динамическом давлении за пределами самолета требуют конечного количества времени, чтобы пробиться вниз по трубке и повлиять на датчики. Этот тип ошибки зависит от длины и диаметра трубки, а также от громкости внутри датчиков. ^{[ 7 ]} Ошибка задержки значительна только в то время, когда изменяется воздушная скорость или высота. Это не забота о стабильном уровне полета.

Пито -статизированные катастрофы

1 декабря 1974 года - рейс 6231 Northwest Airlines 6231 , Boeing 727 , потерпел крушение к северо -западу от международного аэропорта Джона Ф. Кеннеди во время подъема по пути в международный аэропорт Буффало Ниагара из -за блокировки трубок Пито за счет атмосферного обледенения .
6 февраля 1996 года - рейс 301 Birgenair врезался в море вскоре после взлета из -за неправильных показаний индикатора воздушной скорости. Подозреваемой причиной является заблокированная трубка пито (это никогда не было подтверждено, так как крушение самолета не было восстановлено). ^{[ 8 ]}
2 октября 1996 года - Aeroperú Flight 603 разбился из -за блокировки статических портов. Статические порты слева от самолета были записаны на пленку, когда самолет воск и чистка. После того, как работа была выполнена, лента не была удалена. ^{[ 9 ]}
23 февраля 2008 года- бомбардировщик B-2 взлетел с базы ВВС Андерсена в Гуаме и впоследствии разбился после остановки. Это было вызвано влажностью на датчиках скорости воздуха. ^{[ 10 ]}
1 июня 2009 г. - Французское управление по безопасности воздуха BEA заявило, что глазурь Tube Pitot является фактором, способствующим аварии Air France Flight 447 . ^{[ 11 ]}

Смотрите также

Ссылки

^ Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон Willits, Pat, ed. (2004) [1997]. Обнаружение полета - частный пилот . Эббот, Майк Кейли, Лиз. Джепсен Сандерсон. С. 2–48–2–53. ISBN 0-88487-333-1 .
^ Эванс, Дэвид (1 мая 2004 г.). «Безопасность: техническое обслуживание со статическими портами» . Журнал Avionics . Получено 2017-06-26 .
^ «CFR § 91.411 Системная система и высота .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин «Пито-статические инструменты-уровень 3-Пит-статические инструменты» . allstar.fiu.edu . Получено 2007-01-07 .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} ^в «Руководство по пилоту - главы с 6 по 9» (PDF) . FAA . Архивировано из оригинала (PDF) на 2007-01-06 . Получено 2007-01-07 .
^ Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин ^час ^я «Летные инструменты-уровень 3-Статическая система и приборы пито» . allstar.fiu.edu. Архивировано из оригинала 2007-01-08 . Получено 2007-01-07 .
^ Грейси, Уильям. 1981. Измерение скорости и высоты самолетов. Нью -Йорк: Джон Уайли и сыновья. ISBN 0-471-08511-1 . п. 8
^ «ASN Aircraft Accade Description Boeing 757-225 TC-Gen-Пуэрто-Плата, Доминиканская Республика» . Aviation-sfeepety.net . Получено 2007-01-07 .
^ «База данных CVR - 2 октября 1996 г. - Aeroperu 603» . TailStrike.co . Получено 2007-01-07 .
^ «Мир ВВС: авария B-2 причина выявлена» , Журнал ВВС , июль 2008 г., вып. 91, № 7, с. 16–17.
^ «Обучающие недостатки, обнаруженные в отчете о Rio-Paris Crash» . Рейтер. 5 июля 2012 года . Получено 5 октября 2012 года .

Лоуфорд. JA и Nippress, KR (1983). Калибровка систем воздушных данных и датчиков направления потока (Agard AG-300-Vol.1, серия методов летных испытаний Agard; RW Borek, ed.). Доступ через SpaceAgeControl.com (pdf). Получено 25 апреля 2008 года.
Kjelgaard, Scott O. (1988), Теоретическая техника вывода и калибровки зонда с пяти отверстиями в полусферике (Технический меморандум НАСА 4047).

Внешние ссылки

Macromedia Flash 8 на основе симулятор питте-статической системы Pitot-Static

[jepp-1] Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон Willits, Pat, ed. (2004) [1997]. Обнаружение полета - частный пилот . Эббот, Майк Кейли, Лиз. Джепсен Сандерсон. С. 2–48–2–53. ISBN 0-88487-333-1 .

[2] Эванс, Дэвид (1 мая 2004 г.). «Безопасность: техническое обслуживание со статическими портами» . Журнал Avionics . Получено 2017-06-26 .

[3] «CFR § 91.411 Системная система и высота .

[allstar-4] Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин «Пито-статические инструменты-уровень 3-Пит-статические инструменты» . allstar.fiu.edu . Получено 2007-01-07 .

[faa6-9-5] Jump up to: ^а ^{беременный} ^в «Руководство по пилоту - главы с 6 по 9» (PDF) . FAA . Архивировано из оригинала (PDF) на 2007-01-06 . Получено 2007-01-07 .

[allstar-pssi-6] Jump up to: ^а ^{беременный} ^в ^{дюймовый} ^и ^фон ^глин ^час ^я «Летные инструменты-уровень 3-Статическая система и приборы пито» . allstar.fiu.edu. Архивировано из оригинала 2007-01-08 . Получено 2007-01-07 .

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

[asn-bair301-8] «ASN Aircraft Accade Description Boeing 757-225 TC-Gen-Пуэрто-Плата, Доминиканская Республика» . Aviation-sfeepety.net . Получено 2007-01-07 .

[cvr603-9] «База данных CVR - 2 октября 1996 г. - Aeroperu 603» . TailStrike.co . Получено 2007-01-07 .

[Crash_details_AF_mag-10] «Мир ВВС: авария B-2 причина выявлена» , Журнал ВВС , июль 2008 г., вып. 91, № 7, с. 16–17.

[11] «Обучающие недостатки, обнаруженные в отчете о Rio-Paris Crash» . Рейтер. 5 июля 2012 года . Получено 5 октября 2012 года .

[ 1 ]

[ 2 ]

[ 3 ]

[ 4 ]

[ 5 ]

[ 6 ]

[ 7 ]

[ 8 ]

[ 9 ]

[ 10 ]

[ 11 ]

v Т и Летные инструменты
Пито-статический	Альтиметр Индикатор воздушной скорости Махамер Вариометр
Гироскопический	Индикатор отношения Индикатор заголовка Индикатор горизонтальной ситуации Индикатор поворота и скольжения Поверните координатор Индикатор поворота
Навигационный	Самолет Перископ Индикатор отклонения курса Индикатор горизонтальной ситуации Инерционная навигационная система Магнитный компас Спутниковая навигация Сиги
Связанные темы	Инерциальная справочная единица данных воздуха Экранист Efis Стеклянная кабина Head-Up Display Интегрированная резервная система приборов Первичный полетевый дисплей V скорости Рыскание строки

v Т и самолетов 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