Urządzenia monitorujące silnik mierzą: ciśnienie i temperaturę paliwa i oleju silnikowego; prędkość obrotowa wału korbowego silnika, ilość i godzinowe zużycie paliwa; temperatura głowic cylindrów lub gazów spalinowych, wibracje i inne parametry. Znajomość tych parametrów pozwala kontrolować tryby pracy silnika na Ziemi i w locie.
Manometry
Samolot wyposażony jest w manometry umożliwiające monitorowanie ciśnienia w układach olejowo-paliwowych silnika, układzie hydraulicznym, układzie rozruchu powietrznego silnika oraz aparaturze tlenowej.
a) Manometry i podciśnienie zmierzyć ciśnienie mieszanki palnej w rurze ssącej silnika lotniczego w zakresie od 0 do 1,5 - 2 atm. Elementem czułym jest skrzynka aneroidowa (rys. 1), zamontowana w szczelnej obudowie. Zmierzone ciśnienie wchodzi poprzez złączkę do korpusu urządzenia. Kiedy ciśnienie się zmienia, pudełko aneroidu ulega deformacji i przesuwa strzałkę przez mechanizm przekładni.
Ryż. 1 – Manometr ciśnienia i podciśnienia
1 – skrzynka aneroidowa; 2 – stały środek skrzynki; 3 – ruchomy środek skrzynki; 4 – kompensator temperatury; 5 – przyczepność; 6 – dopasowanie; 7 – wałek; 8 – sektor przekładni; 9 – strzałka; 10 – wiosna
b) Manometry mechaniczne
Zasada działania manometru mechanicznego (rys. 2) opiera się na zastosowaniu czułego elementu - sprężyny rurowej 1, do której przez złączkę wchodzi mierzone ciśnienie. Pod wpływem tego nacisku sprężyna rozszerza się, a jej wolny koniec 2, poruszając się, przesuwa strzałkę.
Ryż. 2 Schemat kinematyczny manometru mechanicznego
1 – sprężyna rurowa; 2 – ruchomy koniec sprężyny rurowej
Przykład zastosowania takiego manometru (MA-100) w samolocie L-410 UVP, który przeznaczony jest do pomiaru ciśnienia mieszanki hydraulicznej w układzie hamulca postojowego. Przednia część wskaźnika pokazana jest na ryc. 3.
Dwuwskazówkowy manometr mechaniczny LUN-1446.01-8 przeznaczony jest do pomiaru ciśnienia w układzie hamulcowym. Przednia część wskaźnika pokazana jest na ryc. 3. Zasada działania jest podobna jak w przypadku manometru MA-100.
Ryż. 3 Przednie części wskaźników manometrów MA-100 i LUN-1446.01-8
c) Zdalne manometry zmierzyć ciśnienie paliwa, oleju, mieszanki hydraulicznej w układzie hamulcowym. Składają się z czujników zainstalowanych na silniku i wskaźników na desce rozdzielczej pilota.
1 – magnes trwały; 2 – ruchomy magnes 1 – membrana; 2 – pręt; 3 – kotwica;
3 – potencjometr; 4 – styk ślizgowy; 4 – diody; 5 – ruchomy magnes;
5 – membrana 6 – strzałka
Ryż. Rys. 4 - Schemat zdalnego sterowania Rys. 5 - Schemat manometru
manometr na prąd stały na prąd przemienny
Manometr z czujnikiem potencjometrycznym (rys. 4) stanowi szczelną obudowę, wewnątrz której znajduje się skrzynka manometru. Zmierzone ciśnienie dostaje się do skrzynki ciśnieniowej, która odkształca skrzynkę ciśnieniową. Odkształcenie skrzynki manometrycznej przetwarzane jest na ruch styku ślizgowego potencjometru P, wchodzącego w obwód mostkowy z miernikiem. Zestaw zasilany jest z sieci prądu stałego.
Wady przetworników potencjometrycznych wiążą się ze zużyciem potencjometru, uszkodzeniem styków na skutek wibracji i wahań mierzonego ciśnienia oraz podwyższonymi temperaturami.
Te niedociągnięcia są eliminowane w zdalnych manometrach indukcyjnych typu DIM. W nich ruch ruchomego środka skrzynki dociskowej pod wpływem ciśnienia przekształca się w zmianę szczelin powietrznych w obwodzie magnetycznym, na którym zamontowane są cewki indukcyjne. Zmiana przerw prowadzi do zmian w indukcyjnościach zawartych w obwodzie mostka prądu przemiennego.
Ryż. 6 Przednie części manometrów dwuwskazówkowych 2DIM-240 i 2DIM-150
Przykład zastosowania manometru DIM na samolocie L-410 UVP: Ciśnienie w sieci głównej i w obwodzie hamulcowym jest wyświetlane za pomocą zdalnego manometru indukcyjnego 2DIM-240. W skład zestawu zdalnego manometru indukcyjnego 2DIM-240 wchodzą: manometr dwuwskazówkowy UI2-240K (rys. 6) oraz dwa czujniki ciśnienia ID-240.
Zestaw zasilany jest z sieci prądu przemiennego 36 V 400 Hz.
Ilość paliwa w zbiornikach mierzona jest za pomocą zdalnych liczników paliwa. Przepływomierze służą do pomiaru chwilowego lub całkowitego zużycia paliwa. Przyjrzyjmy się zasadzie działania mierników paliwa i przepływu stosowanych w nowoczesnych samolotach. Liczniki paliwa. Zasada działania liczników paliwa opiera się na pomiarze poziomu paliwa w zbiornikach...
6.4. Przyrządy do pomiaru ciśnienia cieczy i gazów
Manometry zdalne służą jako przyrządy do pomiaru ciśnienia cieczy i gazów. Elektromechaniczne (takie jak EDMU i EM) są najczęściej stosowane w lotnictwie. manometry elektroindukcyjne (typu DIM)...6.3. Termometry lotnicze
Termometry lotnicze należą do grupy zdalnych urządzeń, które pozwalają mierzyć temperaturę mediów ciekłych i gazowych: oleju, chłodziw, powietrza i gazów. W zależności od zasady działania dzieli się je na termometry termoelektryczne i elektryczne termometry oporowe. Termometry termoelektryczne. Zasada działania tych termometrów opiera się na pomiarze siły termoelektromotorycznej powstającej w obwodzie zamkniętym dwóch elektrod termopary połączonych szeregowo...6.2. Tachometry lotnicze
Tachometry służą do pomiaru prędkości obrotowej wału silnika lotniczego. Konieczność pomiaru tego parametru wynika z faktu, że jego wartości można wykorzystać do pośredniej oceny mocy lub ciągu wytwarzanego przez silnik oraz intensywności cieplnej jego pracy, co jest bardzo ważne dla prawidłowej pracy elektrowni . Tachometry odśrodkowe i elektromagnetyczne1 służą do pomiaru prędkości obrotowej wału silnika.Tachometry odśrodkowe znajdują zastosowanie jako czujniki w układach automatycznego sterowania parametrami dynamicznymi instalacji turbosprężarek silników lotniczych oraz jako czujniki w programowych układach sterowania ich trybami pracy. Ze względu na wysoką niezawodność elektryczne zdalne tachometry są szeroko stosowane w prawie wszystkich typach nowoczesnych samolotów. Zestaw elektrycznego obrotomierza zdalnego, którego wygląd pokazano w artykule numer 6.1, a, składa się z czujnika i wskaźnika...
W locie konieczne jest kontrolowanie trybu pracy elektrowni, ponieważ największą wydajność, niezawodność i żywotność zapewnia się, gdy ich działanie jest optymalne. Do monitorowania parametrów pracy elektrowni i ich systemów samoloty wyposażane są w odpowiednie oprzyrządowanie. Na podstawie odczytów przyrządów załoga ma możliwość systematycznego i obiektywnego monitorowania głównych parametrów pracy silników i układów, a następnie porównując je z nominalnie wymaganymi, koryguje tryb pracy elektrowni. Głównymi parametrami charakteryzującymi tryb pracy elektrowni są: prędkość obrotowa silnika, moc, ciąg lub moment obrotowy, temperatura oleju i spalin dla silnika turbogazowego, ciśnienie paliwa, mieszanka olejowo-hydrauliczna układu, ilość i zużycie paliwa. W samolotach parametry te są kontrolowane za pomocą zdalnych urządzeń, które ułatwiają ich instalację w samolocie, zwiększają niezawodność działania, zapewniają zgodność z wymogami bezpieczeństwa pożarowego w kabinach, a także stwarzają niezbędne warunki do zautomatyzowanego lub automatycznego sterowania działaniem mocy zakład. Powszechnie stosowane są kombinowane przyrządy wskazujące, w których mechanizmy kilku wskaźników kontrolujących różne parametry znajdują się w jednej obudowie...Typy silników. Różne typy samolotów korzystają z różnych typów silników. Na przykład lekkie i średnie samoloty są wyposażone w benzynowe silniki spalinowe, które różnią się sposobem chłodzenia (powietrze lub woda) oraz metodą gaźnika (gaźnik pływakowy lub bezpływkowy); Ciężkie samoloty dalekiego zasięgu wykorzystują silniki zasilane paliwem ciężkim i silniki wysokoprężne, które zapewniają większą oszczędność paliwa podczas lotów długodystansowych.
Dla każdego z tych silników istnieje zestaw przyrządów zapewniających racjonalne sterowanie tym silnikiem i kontrolę jego pracy (rys. 11).
Z uwagi na to, że zatrzymanie silnika w powietrzu powoduje przymusowe lądowanie statku powietrznego, najważniejszą rolę odgrywają przyrządy monitorujące pracę silnika jako całości i pokazujące stan pracy poszczególnych jego zespołów. Korzystając z tych urządzeń, pilot ma również możliwość prawidłowego dostosowania trybu pracy silnika, aby utrzymać jego wytrzymałość i przedłużyć jego żywotność.
Ponadto urządzenia pozwalają na pełne wykorzystanie mocy silnika do osiągnięcia maksymalnych prędkości lotu i zwrotności w walce powietrznej. Wreszcie za pomocą przyrządów można ustawić najbardziej ekonomiczny tryb pracy silnika, który oszczędza paliwo w locie.
Obecnie, w związku z upowszechnieniem się silników odrzutowych, przed projektantem przyrządów lotniczych otworzyło się nowe pole pracy. Zbudowane na zupełnie innych zasadach niż silniki spalinowe, silniki odrzutowe wymagają zastosowania nowych konstrukcji przyrządów lotniczych.
Silnik benzynowy. Działanie tego silnika opiera się na wykorzystaniu energii cieplnej wydzielanej przez benzynę podczas spalania w cylindrze silnika. Energia spalonej benzyny zamieniana jest na pracę mechaniczną w powietrzu, tworząc siłę trakcyjną, która zapewnia postęp samolotu.
Do normalnej pracy silnika przez cały lot niezbędny jest nieprzerwany dopływ paliwa do silnika. Paliwo dostarczane jest do cylindrów silnika poprzez zespół jednostek zintegrowanych z układem napędowym silnika. Zasilanie paliwem odbywa się w zbiornikach gazu, zwykle umieszczanych wewnątrz samolotów (skrzydeł samolotów).
Wskaźnik benzyny wskazuje ilość paliwa w zbiornikach; Odczyty tego urządzenia są szczególnie ważne dla pilota podczas długiego lotu.
Tlen jest niezbędny do spalania benzyny w cylindrach silnika. Dlatego benzyna musi dostać się do cylindrów nie w postaci płynnej, ale w stanie atomizowanym wraz z powietrzem, w postaci tzw. Mieszanki palnej. W gaźniku przygotowuje się palną mieszaninę. Stały dopływ benzyny do gaźnika zapewnia pompa benzynowa, która w sposób ciągły pompuje benzynę ze zbiorników do gaźnika pod pewnym stałym ciśnieniem, które utrzymywane jest przez zawór redukcyjny ciśnienia. W przypadku silników benzynowych z gaźnikami pływakowymi ciśnienie to powinno mieścić się w zakresie 0,2-0,35 atm, a jeśli występuje gaźnik bez pływaka, 0,5-1 atm. Przy obniżonym ciśnieniu przepływ paliwa do gaźnika będzie niewystarczający, co spowoduje przerwy w pracy silnika.
Figa. 11. Urządzenia sterujące pracą silnika lotniczego.
Manometr benzyny mierzy ciśnienie, pod jakim benzyna dostaje się do gaźnika. Wskazania licznika benzyny i manometru benzyny charakteryzują stan układu zasilania benzyną silnika i nieprzerwany dopływ paliwa.
Skład palnej mieszaniny przygotowanej w gaźniku (tj. stosunek zawartości benzyny do powietrza) może być inny. Do określenia składu mieszaniny wykorzystuje się analizator gazu, który wskazuje tzw. współczynnik nadmiaru powietrza α. Mały współczynnik α. wskazuje, że ilość powietrza w mieszance nie jest wystarczająca do całkowitego spalenia benzyny; taka mieszanina nazywana jest „bogatą”. Wysoki współczynnik α wskazuje na nadmiar powietrza, w takim przypadku mieszaninę nazywa się „ubogą”. Każdy tryb pracy silnika wymaga własnego składu mieszanki.
Podczas ruchu części silnika pokonują opór tarcia, co pociąga za sobą zużycie części i utratę mocy silnika. Układ smarowania silnika zapewnia stały dopływ oleju do wszystkich części trących, co zmniejsza tarcie i zużycie materiału. Aby zapewnić wystarczające i nieprzerwane smarowanie, olej dostarczany jest pod ciśnieniem wytwarzanym przez pompę olejową. W nowoczesnych silnikach lotniczych ciśnienie to utrzymywane jest na stałym poziomie w granicach 5-8 atm za pomocą zaworu redukcyjnego. Ciśnienie w układzie smarowania pokazuje wskaźnik ciśnienia oleju.
Normalna praca silnika zależy również w dużej mierze od temperatury oleju smarowego. W niskich temperaturach (poniżej 10-20°C) lepkość oleju znacznie wzrasta, zmniejsza się jego przepływ rurociągami, a szczególnie trudne jest dostarczanie oleju kanałami o małym przekroju poprzecznym do smarowania łożysk silnika.
Zbyt wysoka temperatura oleju ma również niekorzystny wpływ na pracę silnika. W wysokich temperaturach lepkość oleju maleje, staje się płynny i słabo utrzymuje się w szczelinach między częściami trącymi; w zbyt wysokich temperaturach olej pali się, a produkty jego spalania zatykają powierzchnie trące. Dlatego konieczne jest utrzymanie temperatury oleju smarowego w określonych granicach, np. na wlocie silnika 55-70°C, na wylocie silnika 90-110°C. Dopuszczalne są krótkotrwałe wzrosty temperatury oleju w ciągu pewne granice.
Mierzona jest temperatura oleju termometr olejowy. Zmianę temperatury oleju w locie można osiągnąć na dwa sposoby: albo poprzez zmianę prędkości obrotowej silnika, albo poprzez zmianę warunków chłodzenia chłodnicy oleju. Przykładowo, gdy temperatura oleju jest zbyt wysoka, albo zmniejszają prędkość obrotową silnika, albo otwierają przepustnice chłodnicy oleju, zwiększając w ten sposób przepływ powietrza, a w konsekwencji chłodzenie.
Podczas spalania palnej mieszaniny wydziela się duża ilość ciepła, a cylindry silnika stają się bardzo gorące. Przy zbyt wysokich temperaturach cylindry zaczynają się odkształcać, co może powodować zatarcie tłoków silnika. Aby utrzymać temperaturę cylindrów i tłoków w dopuszczalnych granicach, należy zastosować sztuczne chłodzenie. W zależności od sposobu odprowadzania ciepła silniki lotnicze dzielą się na silniki chłodzone powietrzem i chłodzone cieczą.
W przypadku chłodzenia powietrzem cylindry są przedmuchiwane strumieniem powietrza. Temperatury cylindrów w tych silnikach monitoruje się poprzez pomiar temperatury głowic cylindrów za pomocą specjalnych termometrów. Dopuszczalna granica nagrzewania głowic cylindrów silnika wynosi 240-250° C.
Gdy silnik jest chłodzony cieczą, nadmiar ciepła jest usuwany za pomocą wody lub specjalnego płynu, który w sposób ciągły myje zewnętrzne ścianki cylindrów i przekazuje ciepło do powietrza w chłodnicy. W silnikach chłodzonych cieczą nagrzewanie cylindra ocenia się pośrednio - na podstawie temperatury cieczy opuszczającej płaszcze cylindrów. Temperatura ta ma również dopuszczalną granicę, która różni się w zależności od silnika, w zależności od konstrukcji układu chłodzenia i właściwości płynu chłodzącego.
W przypadku chłodzenia wodą dopuszczalna temperatura wody na wylocie wynosi około 85-90 ° C. Aby zwiększyć tę granicę, stosuje się specjalne ciecze o temperaturze wrzenia powyżej 100 ° C, a także układy chłodzenia pracujące pod podwyższonym ciśnieniem. W takich przypadkach górną granicę temperatury cieczy można zwiększyć do 110-120°C. Mierzona jest temperatura cieczy opuszczającej płaszcze cylindrów termometr do wody.
Niebezpieczne dla silnika jest nie tylko przegrzanie, ale także nadmierne chłodzenie cylindrów, ponieważ zmniejsza to szybkość spalania palnej mieszanki. Silnik traci reakcję na gaz, czyli prędkość przejścia do innego trybu pracy. Utrata reakcji przepustnicy jest szczególnie niebezpieczna podczas lądowania, gdy w niektórych przypadkach konieczne jest szybkie zwiększenie prędkości śmigła, aby nie stracić prędkości.
Minimalna dopuszczalna temperatura głowic cylindrów w silnikach chłodzonych powietrzem wynosi około 120 ° C. Minimalna temperatura płynu chłodzącego na wylocie silnika, a także temperatura oleju smarowego muszą być ściśle regulowane w określonych granicach.
W locie temperatura jest kontrolowana poprzez zmianę trybu pracy silnika lub otwarcie żaluzji chłodnicy, co zmienia warunki chłodzenia. Niektóre silniki wyposażone są w automaty, które utrzymują zadaną temperaturę cylindrów lub płynu poprzez zmianę warunków chłodzenia. Jednakże stosowanie automatów nie wyklucza stosowania termometrów do monitorowania sprawności automatów.
Nacisk śmigła, które wprawia samolot w powietrze, zależy od liczby obrotów śmigła na minutę, a co za tym idzie, od liczby obrotów na minutę wału korbowego. Wyświetlana jest prędkość obrotowa wału silnika tachometr. Większość silników wyposażona jest w automat, który utrzymuje stałą liczbę obrotów śmigła poprzez zmianę kąta jego łopatek (skoku śmigła). W tym przypadku obrotomierz pokazuje, jak dobrze pracuje maszyna śmigłowa. Podczas startu, aby lepiej wykorzystać moc silnika, zwykle zmienia się sterowanie śmigłem w celu zwiększenia prędkości.
Do całkowitego spalenia benzyny potrzebna jest pewna ilość tlenu. Tlen zawarty jest w powietrzu zasysanym przez silnik. Jednak na dużych wysokościach powietrze jest bardzo rozrzedzone i zasysane do cylindrów nie ma wystarczającej ilości tlenu, aby spalić paliwo. Z tego powodu moc silnika spada na wysokości. Konieczne jest wyposażenie silników wysokogórskich w doładowanie, które spręża powietrze i dostarcza je do cylindrów pod wymaganym ciśnieniem.
Ciśnienie to nazywa się ciśnieniem doładowania i jest mierzone manometr i podciśnienie. Wiele silników posiada automatyczne urządzenie, które utrzymuje stałe ciśnienie doładowania w przewodzie ssącym silnika lotniczego. Podczas startu ciśnienie doładowania wzrasta o 100-200 mm Hg. Art., który jest niezbędny do zwiększenia mocy rozwijanej przez silnik.
Aby utrzymać wymaganą reakcję silnika, benzyna w gaźniku musi odparowywać z odpowiednią prędkością. Szybkość parowania zależy od temperatury gaźnika, którą mierzy się termometrem gaźnikowym.
Silnik na paliwo ciężkie. Ostatnio w samolotach zaczęto stosować silniki Diesla - silniki zasilane paliwem ciężkim (nafta, ropa naftowa, olej napędowy). Główną przewagą silnika wysokoprężnego nad silnikiem benzynowym jest mniejsze zużycie paliwa.
Układ napędowy diesla jest podobny do układu zasilania silnika benzynowego, który ma bezpływowy gaźnik z bezpośrednim wtryskiem paliwa. Paliwo przepływa ze zbiornika do pompy paliwa, skąd pod ciśnieniem 2-4 atm jest dostarczane do pompy paliwa. Pompa pompuje paliwo pod ciśnieniem 500-1000 atm do wtryskiwaczy, które wtryskują paliwo do cylindrów silnika. Paliwo nie jest zapalane przez elektryczną świecę zapłonową, jak w silnikach benzynowych, ale zapala się samoczynnie poprzez podgrzanie powietrza. Powietrze jest podgrzewane do wymaganej temperatury dzięki wysokiemu stopniowi sprężania w cylindrach silnika.
Ilość paliwa w zbiornikach mierzy się za pomocą wskaźnika poziomu paliwa, podobnie jak w silniku benzynowym. Do pomiaru ciśnienia, pod jakim paliwo podawane jest przez pompę do pompy paliwowej, stosuje się manometr paliwa, podobny konstrukcją do manometru benzynowego, ale różniący się zakresem pomiarowym. Manometry paliwa stosowane w silnikach Diesla mają zakres pomiarowy do 6 atm, a manometr dla silnika benzynowego z gaźnikiem pływakowym - do 1 atm; w silniku benzynowym z wtryskiem bezpośrednim stosuje się manometr o zakresie pomiarowym 1,5-3 atm.
Przyrząd mierzący chwilowe zużycie paliwa, tzw przepływomierz paliwa.
Sterowanie silnikiem Diesla opiera się na innej zasadzie niż sterowanie silnikiem benzynowym. W silniku gaźnikowym moc zmienia się poprzez zmianę ilości palnej mieszanki dostarczanej do cylindrów. W tym celu należy otworzyć przepustnicę podłączoną do manetki sterującej (sektor przepustnicy). Zmiana mocy diesla odbywa się poprzez zmianę ilości paliwa podawanego poprzez specjalne urządzenie obejściowe w pompie paliwa. Listwa sterująca pompą połączona jest z dźwignią sektora paliwowego umieszczoną w kokpicie pilota.
W silniku Diesla dostarczane paliwo musi być dokładnie dozowane, dlatego też niezbędny jest dokładny pomiar chwilowego zużycia paliwa. Oczywiście silnik Diesla nie potrzebuje analizatora gazu i termometru gaźnika. Układy smarowania i chłodzenia silnika wysokoprężnego odpowiadają podobnym obwodom silnika benzynowego. Odpowiednio w silnikach Diesla stosowane są te same przyrządy kontrolno-pomiarowe: manometr oleju, termometry wody i oleju, termometr głowicy cylindrów.
Silniki Diesla również korzystają z układu doładowania, aby utrzymać moc na wysokim poziomie. Ze względu na brak detonacji paliwa, silnik wysokoprężny pozwala na wyższe ciśnienie doładowania niż silnik benzynowy. Manometry i podciśnienie stosowane w silnikach wysokoprężnych mają odpowiednio wyższą granicę pomiaru.
Manometry mechaniczne. Wykorzystują metody pomiaru ciśnienia, w których zmierzone siły nacisku porównuje się bezpośrednio z ciężarem słupa cieczy, odważnikiem referencyjnym lub siłami elastycznych elementów czujnikowych. Manometry mechaniczne, zaprojektowane w oparciu o dwie pierwsze metody, stosowane są w warunkach stacjonarnych lub służą jako manometry wzorcowe przy sprawdzaniu i wzorcowaniu innych. Przy wdrażaniu trzeciej metody pomiaru ciśnienia jako elementy wrażliwe na sprężystość (ESE) stosuje się membrany, skrzynki membranowe, mieszki i sprężyny rurowe. Ich odkształcenie zależy od wartości mierzonego ciśnienia.
Ryż. 12. Urządzenie manometru i podciśnienia
W manometrze ciśnieniowo-próżniowym (ryc. 12) jako manometr służą mieszki manometryczne i barometryczne 9 i 6 r k mierzona ilość jest podawana do mieszka 9 . Miechy 6 mierzy się ciśnienie r, równy atmosferycznemu. Pod wpływem różnicy ciśnień pręt porusza się 8 , wychylenie dźwigni 7 , ruch pchający 2 , rotacja sektorów 1 , obrót rury 5 i strzałki 4 względem skali 3 .
Podczas pomiaru ciśnienia za pomocą manometrów mechanicznych powstają błędy metodologiczne, instrumentalne i dynamiczne.
Błąd metodologiczny pojawia się ze względu na zmiany ciśnienia bezwzględnego otoczenia.
Błędy instrumentalne powstają na skutek obecności tarcia, luzów w podporach i zawiasach ruchomych elementów, braku równowagi układu ruchomego, a także zmian temperatury otoczenia. To ostatnie powoduje zmiany modułu sprężystości materiału, z którego wykonany jest UCE, oraz wymiarów geometrycznych części mechanizmu przekładni. Zmniejszenie tego błędu osiąga się za pomocą bimetalicznych kompensatorów temperatury i doboru materiałów, z których wykonane są UCE.
Błędy dynamiczne spowodowane są opóźnieniami pomiarowymi, które zależą od parametrów rurociągu łączącego obiekt badań z manometrem mechanicznym.
Manometry elektromechaniczne. W tych manometrach siły mierzonego ciśnienia zamieniane są na ruch elementów elektrycznych, co wpływa na parametry mierzonych obwodów elektrycznych (rezystancja R, indukcyjność L lub pojemność Z). Przetwornik ciśnienia montowany jest bezpośrednio na obiekcie regulacyjnym, co eliminuje konieczność stosowania długich rurociągów łączących, eliminuje szereg błędów oraz ułatwia montaż i konserwację.
Manometry typu EDMU. Manometry elektryczne zdalne ujednoliconego typu EDMU (rys. 13) mają tę samą konstrukcję i elementy dla wszystkich zakresów mierzonych ciśnień, z wyjątkiem skali UChE i podziałki. Schemat obwodu elektrycznego pokazano poniżej.
Ryż. 13. Schemat manometru typu EDMU
Zmierzone ciśnienie r i podawany do UCHE, który jest podłączony do szczotki mi 3 potencjometry W 1 poprzez mechanizm przekładni. Wartości rezystancji Odbiór I Ry potencjometr przetwornika ciśnienia, zmienny w zależności od ciśnienia r i, tworzą dwa ramiona obwodu mostkowego. Pozostałe ramiona obwodu mostkowego to rezystory R 1 i R 2. Ramki wskaźnikowe L 1, L 2 i rezystor R. D stanowią przekątną pomiarową mostu. Wspólny punkt połączenia ram jest podłączony do półprzekątnej składającej się z rezystorów R 3 i R 4. Mają za zadanie kompensować błędy temperaturowe spowodowane zmianami rezystancji ramek miernika przy wahaniach temperatury otoczenia. Ramy proporcjonalne mają tę samą liczbę zwojów, ale różne wymiary konstrukcyjne. W rezultacie rama wewnętrzna ma mniejszy opór. Aby zapewnić symetrię obwodu, w obwodzie ramy wewnętrznej znajduje się dodatkowy rezystor R. D. W przypadku podłączenia do obwodu napięcia zasilającego R x = R y obwód mostkowy jest symetryczny. Prąd płynący półprzekątnie przez rezystory R 3 i R 4, rozgałęzia się na dwa równe prądy I 1 i I 2 ramki L 1i L 2 (ryc. 14). Jeżeli doszło do naruszenia równości pomiędzy Odbiór I Ry symetria w obwodzie zostaje zerwana, w wyniku czego naruszona zostaje również równość prądów. Prądy I 1 i I 2, przepływając przez ramy racjonometru, tworzą pola magnetyczne charakteryzujące się wektorami natężenia:
H. 1 = ja 1 w H. 2 = ja 2 w,
Gdzie, w– liczba zwojów każdej ramki.
Poruszający się magnes, na osi którego przymocowana jest strzałka, jest umieszczony w kierunku wektora
H = H. 1 + H. 2,
Gdzie, H– wektor powstałego natężenia pola magnetycznego.
Ryż. 15. Schemat kinematyczny przetwornika ciśnienia
Zmierzone ciśnienie r i dostarczane poprzez złączkę 9 do wnęki przetwornika ciśnienia. Pod wpływem r iśrodek membrany porusza się 8 , popychacz 6 ,fotele bujane 5 , dźwignia 3 i uchwyt na szczotkę 13. Wiosna 4 przywraca dźwignię do pierwotnego położenia, gdy ciśnienie spada r i.
Ryż. 16. Projekt logometru EDMU
Konstrukcja logometru EDMU (rys. 16) składa się z ruchomego magnesu 2 i stałe ramy 3 I 10 . Magnes 2 i strzałka 5 przymocuj do osi 9, których końce są włożone w łożyska oporowe 6 . Korpus z miedzi 1 Tłumik magnetyczny służy do tłumienia drgań układu ruchomego miernika.
Stały magnes 4 przywraca igłę instrumentu do pozycji zerowej po wyłączeniu napięcia zasilania.
Błędy wprowadzane do obwodu pomiarowego przez czujnik ciśnienia są podobne do błędów manometrów mechanicznych. Błędy wprowadzane przez obwód elektryczny i wskaźnik powstają w wyniku zmiany temperatury otoczenia, gdy układ ruchomy wskaźnika jest narażony na działanie sił tarcia, niewyważenia i luzów, a także na skutek histerezy magnetycznej w materiale ekranu i ruchomego magnesu. Całkowity błąd całkowity (± 4) i obecność zawodnego kontraktu ślizgowego to wady tego typu manometru.
Manometry typu EM to urządzenia różnicowe, które mierzą różnicę między dwoma ciśnieniami (ryc. 17). Jako ECE stosuje się membrany faliste, których odkształcenie przekształcane jest na wartość elektryczną za pomocą przetwornika potencjometrycznego. Wskaźnik to czteroramkowy logometr z ruchomym magnesem.
Ryż. 17. Schemat manometru typu EM
Końce potencjometru są zwarte, więc jest to odpowiednik potencjometru okrągłego. Każda sekcja potencjometru jest połączona z odpowiednim zaczepem ramy miernika. Na szczotkę przetwornika potencjometrycznego i punkt łączący wszystkie ramki miernika podawane jest napięcie zasilania 27 V ± 10%. Gdy szczotka potencjometru porusza się pod wpływem sił nacisku, prądy ulegają redystrybucji w obrębie miernika. Tworzą się w nich pola magnetyczne, charakteryzujące się wektorami natężenia. Ruchomy magnes czteroramkowego racjonometru jest umieszczony w kierunku wektora napięcia N całkowite pole magnetyczne. Opór R 1 i R 2 służą do regulacji szerokości i jednolitości skali. Zastosowanie takiego schematu pozwala uzyskać przy małych ruchach sztywnego środka membrany i szczotki potencjometru duże kąty odchylenia wskazówki wskazówki (rozpiętość skali sięga 270 0). To znacznie zwiększa dokładność pomiaru ciśnienia, przy zachowaniu wszystkich pozostałych parametrów. Dzięki symetrii obwodu urządzenia, na wskazania wskaźników nie mają wpływu zmiany napięcia zasilania ani rezystancji ramy w przypadku wahań temperatury otoczenia. Całkowity błąd przyrządu ± 3%. Głównymi wadami manometru typu EM jest obecność styku ślizgowego i zwiększona liczba przewodów łączących, co zmniejsza niezawodność urządzenia, zwiększa jego wagę i komplikuje instalację na pokładzie samolotu.
Manometry typu DIM. Wady przetworników potencjometrycznych związane ze zużyciem przetworników potencjometrycznych, związane ze zużyciem potencjometru, zrywaniem styków podczas drgań i wahań mierzonego ciśnienia, podwyższonymi temperaturami, eliminowane są w zdalnych manometrach indukcyjnych typu DIM (rys. 18). . Zapewnia to zastosowanie różnicowego przetwornika indukcyjnego. Manometry tego typu służą do pomiaru ciśnienia w podwyższonych temperaturach i znacznych zakłóceniach o wysokiej częstotliwości (do 700 Hz). Schemat obwodu elektrycznego manometru pokazano poniżej.
Ryż. 18. Schemat manometru typu DIM
Jako UCE stosuje się membrany faliste lub pudełka membranowe. Sztywny ruchomy środek UCHE jest połączony ze zworą przetwornika indukcyjnego. Cewki przekształtników indukcyjnych L 1 i L 2 razem z rezystorami R 1 i R 2 tworzą obwód mostkowy działający przy napięciu prądu przemiennego 36 V 400 Hz. Układ mostka ukośnego zawiera racjonalne ramki wskaźnikowe. Podczas pomiaru ciśnienia odkształcenie UCE jest przenoszone na twornik, co zmienia szczelinę powietrzną w obwodach magnetycznych cewek L 1i L 2. Powoduje to zmiany indukcyjności cewek i prowadzi do redystrybucji prądów w mierniku. Ponieważ logometr zasilany jest prądem stałym, do obwodu pomiarowego wprowadzane są diody pełniące funkcję prostowników D 1 i D 2. Maksymalne błędy manometrów typu DIM wynoszą ± 4%, rozpiętość skali wskaźnika wynosi 120 0.
Alarmy ciśnieniowe. Mają one na celu dostarczenie informacji o obecności trybów nominalnych lub krytycznych w systemach elektrowni. ECU 1 alarmu ciśnienia steruje działaniem styków 4,5, które przełączają obwód elektryczny (rys. 19).
Ryż. 19. Obwód alarmu ciśnienia
Alarm ciśnienia 2 otwiera obwód elektryczny za pomocą przystanków 3 i 6, gdy różnica ciśnień maleje Δр = р 2 - P 1 .
Miernik ciśnienia typu IOD. Przeznaczony jest do kontrolowania ciągu silnika w zależności od ciśnienia
π = р 2 / р 1
Gdzie, str. 1 – całkowite ciśnienie na wlocie silnika;
str. 2– ciśnienie za turbiną silnika.
Schemat urządzenia (rys. 20) składa się z czujnika stosunku ciśnień (PRS) i wskaźnika stosunku ciśnień (PRI). Jest to obwód pomiarowy o charakterze kompensacyjnym, w odróżnieniu od obwodów pomiarowych z bezpośrednią konwersją. DOD składa się z: miecha roboczego 17, do którego wnęki przykładane jest ciśnienie R 2, aneroid 1, reagujący na zmiany ciśnienia R 1 dostarczany do obudowy czujnika; układ styków 15, który służy do sterowania silnikiem elektrycznym 13, poprzez wzmacniacz 16, potencjometr 2, który ustala odchylenie dźwigni 18 .
Ryż. 20. Schemat miernika współczynnika ciśnień typu IOD
UOD składa się z: wzmacniacza 8; silnik 10; mechanizm sprzężenia zwrotnego, który obejmuje skrzynię biegów i potencjometr 12; mechanizm wskaźnikowy, w tym mechanizm jezdny, skala 4, mechanizm taśmowy 3 i sprężyna powrotna 7. Lampki L1 I L2 podświetl skalę wskaźnika.
Gdy zmieni się tryb pracy silnika, a tym samym zmieni się stosunek ciśnień, ruchomy styk układu styków 15 umieszczony na dźwigni 18 zamknie się z górnym lub dolnym stałym stykiem, a silnik elektryczny 13 zacznie obracać aneroid , zmieniając kąt jego nachylenia do dźwigni 18. Po osiągnięciu równowagi podane siły miecha i aneroidu otwierają styki i silnik wyłącza się. W takim przypadku z potencjometru 2 usuwane są sygnały proporcjonalne do stosunku ciśnień. Jest on zawarty w mostkowym obwodzie pomiarowym wskaźnika, zawierającym potencjometr sprzężenia zwrotnego 12 i regulowane rezystancje 11. Gdy mostek jest niezrównoważony, na przekątnej pojawia się napięcie, które jest wzmacniane przez wzmacniacz 8 i dostarczane do silnika elektrycznego 10 wskazówka, która równoważy obwód mostkowy za pomocą potencjometrycznego sprzężenia zwrotnego 12 i przesuwa wskaźnik mechanizmu za pomocą taśmy wskazującej 3. W tym przypadku na skali 4 wskazywana jest wartość zmierzonego stosunku ciśnień. W przypadku zaniku zasilania lub awarii elementów urządzenia taśma powraca do dolnego znacznika skali za pomocą sprężyny powrotnej 7. Rezystory regulacyjne 11 pozwalają na regulację rozpiętości równomiernie białej krawędzi taśmy zgodnie z skala wskaźnikowa. Obracając grzechotkę 6, nakrętka ze strzałką 5 przesuwa się wzdłuż skali, zaznaczając zadaną wartość stosunku ciśnień w punkcie kontrolnym.
Alarmy dotyczące chipów termicznych. Aby szybko ostrzec załogę o wystąpieniu nieprawidłowości w pracy zespołów łożyskowych środkowego i tylnego wspornika wirnika silnika, w dolnej części komory spalania zamontowana jest obudowa z filtrami oleju i termicznymi czujnikami chipów (TCS).
System (ryc. 21) składa się z następujących głównych elementów:
a) dwa termiczne czujniki alarmowe 1, z czego jeden montowany jest w przewodzie tłoczenia oleju od łożyska wirnika tylnej sprężarki, drugi w przewodzie tłoczenia oleju od łożyska wirnika turbiny;
b) lampka kontrolna umieszczona na tablicy przyrządów w kokpicie.
W obudowie filtra oleju znajdują się dwa kanały, z których jeden jest podłączony do wnęki tylnego łożyska sprężarki, drugi do wnęki łożyska turbiny.
W każdym kanale zamontowany jest filtr oleju 10 i TCC 1, które swoimi kołnierzami są wspólnie przymocowane do obudowy filtra oleju 11 za pomocą dwóch śrub.
Ryż. 21. Konstrukcja filtra oleju
Obudowa filtra oleju 11 wraz z górnym kołnierzem mocowana jest czterema śrubami do kołnierza znajdującego się na dolnym żebrze usztywniającym obudowy komory spalania. Pomiędzy kołnierzami montowana jest uszczelka paronitowa.
Dodatkowo na obudowie filtra oleju 11 zamontowane są dwie złączki służące do połączenia kanałów obudowy z rurociągami z zespołem olejowym.
Każdy TSS składa się z czujnika sygnalizującego obecność wiórów stalowych w pompowanym oleju oraz czujnika maksymalnej temperatury mieszanki olejowo-powietrznej.
Czujnik obecności wiórów stalowych składa się z magnetycznego urządzenia magazynującego wióry, które składa się z dwóch magnesów trwałych 4 i 6, zainstalowanych w szczelinie powietrznej naprzeciw siebie i o różnych biegunach. Magnesy są połączone przewodami 2 i 3 ze stykami złącza wtykowego czujnika termicznego. Złącze wtykowe jest zainstalowane na korpusie TCC w celu podłączenia go do obwodów elektrycznych silnika i statku powietrznego.
Czujnik temperatury granicznej znajduje się w górnej części obudowy 5 i składa się z obudowy 8, wkładki 9 wykonanej z niskotopliwego stopu oraz styków, z których jeden stanowi górną część magnesu 6, a drugi pierścień 7.
Wkładka 9 jest umieszczona wewnątrz stożka 8 i podparta trzema równomiernie rozmieszczonymi występami. Pierścień 7 jest połączony drutem 2 z magnesem 4.
Zasada działania zarówno czujnika obecności wiórów, jak i czujnika temperatury polega na zamknięciu obwodu ujemnego lampki sygnalizacyjnej systemu termicznej sygnalizacji chipa w przypadku pojawienia się wiórów lub wzrostu temperatury wypompowywanej mieszanki olejowo-powietrznej powyżej wartości dopuszczalnej .
Gdy w jednym z wyżej wymienionych rurociągów tłoczących olej pojawią się opiłki metalu, pomiędzy magnesami tworzy się zamknięta sieć, gdyż szczelina pomiędzy magnesami jest wypełniona wiórami.
W rezultacie zapala się kontrolka na desce rozdzielczej w kokpicie na obecność wiórów w silniku.
Jeżeli temperatura mieszanki olejowo-powietrznej w rurociągu tłoczącym z wnęki tylnego łożyska sprężarki wzrośnie powyżej 180 0 C, a rurociągu pompy z wnęki łożyska turbiny powyżej 202 0 C, to wkładki niskotopliwe topią się i połącz powierzchnię magnesów 6 i pierścienie 7 Tworzy się zamknięty obwód elektryczny, który zapala lampkę w kokpicie, sygnalizując obecność wiórów w oleju.
Wniosek: urządzenia do monitorowania pracy zespołów napędowych statków powietrznych przeznaczone są do monitorowania stanu ciągu i cieplnego silników lotniczych, stanu smarowania, rezerwy i zużycia paliwa oraz pracy poszczególnych układów i zespołów. Należą do nich przyrządy do pomiaru prędkości obrotowej, temperatury, ciśnienia, ilości paliwa w zbiornikach i zużycia paliwa. W tej samej grupie urządzeń znajdują się wskaźniki zadanych ciśnień w układzie paliwowym oraz wskaźniki położenia stożka wlotu powietrza, klapek przeciwprzepięciowych i dźwigni paliwa, które pozwalają sprawdzić stan odpowiednich układów.
Silniki samolotu, zbiorniki paliwa i oleju, cylindry układu powietrznego i inne obiekty, których praca musi być monitorowana podczas lotu, znajdują się w odległości kilku, a nawet kilkudziesięciu metrów od kokpitu, w którym koncentruje się sterowanie samolotem. Dlatego wszystkie urządzenia monitorujące pracę elektrowni muszą być zdalne.
Silniki lotnicze pracują w intensywnych warunkach termicznych bliskich wartościom granicznym. Dlatego do termometrów służących do monitorowania warunków termicznych silnika i układów serwisowych. Istnieje wymóg zwiększonej dokładności pomiaru. Zatem przy maksymalnych wartościach mierzonych temperatur błąd pomiaru temperatury gazów turboodrzutowych nie powinien przekraczać ± (0,5-1)%. Dokładność pomiaru temperatury w układach chłodzenia silników lotniczych wszystkich typów szacowana jest z błędem dopuszczalnym wynoszącym ± (3-5)%.
Ciśnienie paliwa w silnikach turbinowych należy mierzyć z błędem nie większym niż ± 1,5% w zakresie 0-10 kg/cm2 i ±4% w zakresie 10-100 kg/cm2. Błąd pomiaru ciśnienia oleju nie powinien przekraczać ± 4%.
Wniosek
Dokładny pomiar rzeczywistego stanu paliwa w samolocie oraz jego chwilowego lub całkowitego zużycia jest niezbędny dla zapewnienia bezpieczeństwa lotu i utrzymania optymalnych warunków pracy silnika. Błąd pomiaru ilości paliwa przy ustawieniu statku powietrznego w linii lotu nie powinien przekraczać 2-3% rzeczywistego zapotrzebowania na paliwo i nie powinien być większy niż ± 2,5%.
Alarmy ciśnienia zadanego muszą działać z błędem nieprzekraczającym ± 5% nominalnych wartości ciśnienia zadziałania.
Pytania do samodzielnej nauki
1. Kontrolowane parametry elektrowni, zespołów i układów statku powietrznego.
2. Zasada działania termometru typu TEU.
3. Zasada działania czujnika temperatury.
4. Zasada działania TNV.
5. Zasada działania termometrów termoelektrycznych.
6. Zasada działania galwanometru magnetoelektrycznego
7. Urządzenia do monitorowania stanu układów olejowych silnika.
Literatura
1. V.D. Konstantinow, I.G. Ufimcew, N.V. Kozlov „Wyposażenie lotnicze statków powietrznych” s. 119-148.
2. Yu. P. Dobrolensky „Sprzęt lotniczy” s. 82-88.
3. AS Tyrtychko, N.N. Tochilov, M.M. Nogas, V.M. Bluvshtein „Sprzęt lotniczy dla helikopterów” s. 254-282.
4. V.V. Głuchow, I.M. Sindeev, M.M. Shemakhanov „Lotnictwo i sprzęt radioelektroniczny statków powietrznych”. s. 46-76.
5. Notatki z wykładów.
Powiązane informacje.
Treść artykułu
INSTRUMENTY LOTNICZE, oprzyrządowanie pomagające pilotowi pilotować statek powietrzny. W zależności od przeznaczenia przyrządy pokładowe statku powietrznego dzielą się na urządzenia pokładowe i nawigacyjne, urządzenia monitorujące pracę silnika statku powietrznego oraz urządzenia sygnalizacyjne. Systemy nawigacyjne i automaty uwalniają pilota od konieczności ciągłego monitorowania wskazań przyrządów. Do grupy przyrządów lotniczych i nawigacyjnych zaliczają się: prędkościomierze, wysokościomierze, wariometry, wskaźniki położenia przestrzennego, kompasy oraz wskaźniki pozycji statku powietrznego. Do przyrządów monitorujących pracę silników lotniczych zaliczają się tachometry, manometry, termometry, wskaźniki poziomu paliwa itp.
W nowoczesnych przyrządach pokładowych coraz więcej informacji wyświetla się na wspólnym wskaźniku. Wskaźnik kombinowany (wielofunkcyjny) pozwala pilotowi jednym rzutem oka objąć wszystkie połączone w nim wskaźniki. Postępy w elektronice i technologii komputerowej umożliwiły większą integrację konstrukcji tablicy przyrządów w kokpicie i awioniki. W pełni zintegrowane cyfrowe systemy sterowania lotem i wyświetlacze CRT dają pilotowi lepsze zrozumienie położenia i pozycji statku powietrznego niż było to wcześniej możliwe.
Nowy typ wyświetlacza kombinowanego – projekcja – daje pilotowi możliwość rzutowania odczytów przyrządów na przednią szybę samolotu, łącząc je w ten sposób z panoramą zewnętrzną. Ten system wyświetlania jest stosowany nie tylko w samolotach wojskowych, ale także w niektórych samolotach cywilnych.
PRZYRZĄDY LOTNICZE I NAWIGACYJNE
Połączenie przyrządów pokładowych i nawigacyjnych zapewnia opis stanu statku powietrznego i niezbędnych wpływów na elementy sterujące. Do takich instrumentów należą wskaźniki wysokości, położenia poziomego, prędkości lotu, prędkości pionowej i wysokościomierza. Dla większej łatwości użytkowania urządzenia pogrupowano w kształcie litery T. Poniżej omówimy pokrótce każde z głównych urządzeń.
Wskaźnik nastawienia.
Wskaźnik położenia przestrzennego to urządzenie żyroskopowe, które zapewnia pilotowi obraz świata zewnętrznego jako referencyjny układ współrzędnych. Wskaźnik położenia ma sztuczną linię horyzontu. Symbol samolotu zmienia położenie względem tej linii w zależności od tego, jak sam samolot zmienia położenie względem rzeczywistego horyzontu. We wskaźniku położenia dowodzenia konwencjonalny wskaźnik położenia jest połączony z przyrządem sterowania lotem. Wskaźnik położenia dowodzenia pokazuje położenie przestrzenne statku powietrznego, kąty pochylenia i przechylenia, prędkość względem ziemi, odchylenie prędkości (w odniesieniu do „referencyjnej” prędkości powietrza, która jest ustawiana ręcznie lub obliczana przez komputer sterujący lotem) i dostarcza pewnych informacji nawigacyjnych. We współczesnych samolotach wskaźnik położenia dowodzenia stanowi część systemu przyrządów nawigacji lotniczej, który składa się z dwóch par kolorowych lamp elektronopromieniowych – po dwa CRT dla każdego pilota. Jeden CRT to wskaźnik położenia dowodzenia, a drugi to urządzenie do planowania nawigacji ( patrz poniżej). Ekrany CRT wyświetlają informacje o położeniu przestrzennym i położeniu statku powietrznego we wszystkich fazach lotu.
Planowane urządzenie nawigacyjne.
Planowane urządzenie nawigacyjne (PND) pokazuje kurs, odchylenie od zadanego kursu, namiar stacji radionawigacyjnej oraz odległość do tej stacji. PNP to wskaźnik kombinowany, który łączy w sobie funkcje czterech wskaźników – wskaźnika kursu, wskaźnika radiomagnetycznego, wskaźnika namiaru i zasięgu. Elektroniczny POP z wbudowanym wskaźnikiem mapy zapewnia kolorowy obraz mapy wskazujący rzeczywistą pozycję statku powietrznego względem lotnisk i naziemnych pomocy radionawigacyjnych. Wyświetlanie kierunku lotu, obliczenia zakrętów i pożądane tory lotu umożliwiają ocenę związku pomiędzy rzeczywistą pozycją statku powietrznego a pożądaną pozycją. Dzięki temu pilot może szybko i precyzyjnie dostosować tor lotu. Pilot może także wyświetlić na mapie panujące warunki pogodowe.
Wskaźnik prędkości.
Kiedy samolot porusza się w atmosferze, nadlatujący strumień powietrza wytwarza przy dużej prędkości ciśnienie w rurce Pitota zamontowanej na kadłubie lub skrzydle. Prędkość lotu mierzy się poprzez porównanie ciśnienia prędkości (dynamicznego) z ciśnieniem statycznym. Pod wpływem różnicy ciśnień dynamicznych i statycznych ugina się elastyczna membrana, do której połączona jest strzałka wskazująca na skali prędkość powietrza w kilometrach na godzinę. Wskaźnik prędkości pokazuje także prędkość ewolucyjną, liczbę Macha i maksymalną prędkość operacyjną. Zapasowy wskaźnik prędkości znajduje się na panelu centralnym.
Wariometr.
Wariometr jest niezbędny do utrzymania stałej prędkości wznoszenia i opadania. Podobnie jak wysokościomierz, wariometr jest zasadniczo barometrem. Wskazuje szybkość zmiany wysokości poprzez pomiar ciśnienia statycznego. Dostępne są również wariometry elektroniczne. Prędkość pionowa jest wyrażana w metrach na minutę.
Wysokościomierz.
Wysokościomierz określa wysokość nad poziomem morza na podstawie zależności pomiędzy ciśnieniem atmosferycznym a wysokością. Jest to w istocie barometr skalibrowany nie w jednostkach ciśnienia, ale w metrach. Dane wysokościomierza można przedstawić na różne sposoby - za pomocą strzałek, kombinacji liczników, bębnów i strzałek lub za pomocą urządzeń elektronicznych odbierających sygnały z czujników ciśnienia powietrza. Zobacz także BAROMETR.
SYSTEMY NAWIGACJI I AUTOMATYKA
Samoloty wyposażone są w różnorodne maszyny i systemy nawigacyjne, które pomagają pilotowi nawigować samolotem po zadanej trasie oraz wykonywać manewry przed lądowaniem. Niektóre takie systemy są całkowicie autonomiczne; inne wymagają łączności radiowej z naziemnymi pomocami nawigacyjnymi.
Elektroniczne systemy nawigacji.
Istnieje wiele różnych elektronicznych systemów nawigacji powietrznej. Radiolatarnie dookólne to naziemne nadajniki radiowe o zasięgu do 150 km. Zwykle definiują drogi powietrzne, zapewniają wskazówki dotyczące podejścia i służą jako punkty odniesienia dla podejść według wskazań przyrządów. Kierunek do latarni dookólnej wyznaczany jest przez automatyczny namierzacz pokładowy, którego sygnał wyjściowy jest wyświetlany w postaci strzałki wskaźnika namiaru.
Głównymi międzynarodowymi środkami radionawigacji są dookólne azymutalne radiolatarnie VOR; ich zasięg sięga 250 km. Takie radiolatarnie służą do wyznaczania trasy lotu i manewrów przed lądowaniem. Informacje VOR są wyświetlane na PNP i na obracających się wskaźnikach strzałek.
Sprzęt do pomiaru odległości (DME) określa zasięg w linii wzroku w promieniu około 370 km od naziemnej latarni radiowej. Informacje prezentowane są w formie cyfrowej.
Do współpracy z radiolatarniami VOR zamiast transpondera DME zwykle instaluje się sprzęt naziemny systemu TACAN. Złożony system VORTAC zapewnia możliwość określenia azymutu za pomocą radiolatarni dookólnej VOR oraz zasięgu za pomocą kanału odległościowego TACAN.
System lądowania według wskazań przyrządów to system latarni zapewniający precyzyjne prowadzenie statku powietrznego podczas końcowego podejścia do pasa startowego. Radiolatarnie lokalizacyjne do lądowania (zasięg około 2 km) naprowadzają statek powietrzny na linię środkową pasa startowego; latarnie ścieżki schodzenia wytwarzają wiązkę radiową skierowaną pod kątem około 3° do pasa lądowania. Kurs lądowania i kąt ścieżki schodzenia są prezentowane na wskaźniku położenia dowodzenia i POP. Wskaźniki umieszczone z boku i na dole wskaźnika położenia dowodzenia pokazują odchylenia od kąta ścieżki schodzenia i linii środkowej pasa lądowania. System sterowania lotem przedstawia informacje o systemie lądowania według wskazań przyrządów za pomocą krzyżyka na wskaźniku położenia dowodzenia.
Omega i Laurent to systemy radionawigacji, które wykorzystując sieć naziemnych radiolatarni zapewniają globalny obszar działania. Obydwa systemy pozwalają na loty dowolną trasą wybraną przez pilota. „Loran” jest również używany podczas lądowania bez użycia sprzętu do precyzyjnego podejścia. Wskaźnik położenia dowodzenia, POP i inne przyrządy pokazują pozycję statku powietrznego, trasę i prędkość względem ziemi, a także kurs, odległość i szacowany czas przybycia do wybranych punktów nawigacyjnych.
Układy inercyjne.
System przetwarzania i wyświetlania danych lotu (FMS).
System FMS zapewnia ciągły podgląd toru lotu. Oblicza prędkości lotu, wysokości, punkty wznoszenia i opadania, które są najbardziej oszczędne pod względem paliwa. W tym przypadku system korzysta z planów lotu zapisanych w jego pamięci, ale pozwala także pilotowi na ich zmianę i wprowadzanie nowych poprzez wyświetlacz komputera (FMC/CDU). System FMS generuje i wyświetla dane lotnicze, nawigacyjne i operacyjne; wydaje także polecenia autopilotowi i dyrektorowi lotu. Ponadto zapewnia ciągłą automatyczną nawigację od momentu startu do momentu lądowania. Dane FMS prezentowane są na panelu sterowania, wskaźniku położenia dowodzenia i wyświetlaczu komputera FMC/CDU.
URZĄDZENIA STERUJĄCE PRACĄ SILNIKA POWIETRZNEGO
Wskaźniki wydajności silnika samolotu są zgrupowane pośrodku tablicy przyrządów. Za ich pomocą pilot kontroluje pracę silników, a także (w trybie ręcznego sterowania lotem) zmienia ich parametry pracy.
Do monitorowania i sterowania układami hydraulicznymi, elektrycznymi, paliwowymi i konserwacyjnymi wymagane są liczne wskaźniki i elementy sterujące. Wskaźniki i elementy sterujące, umieszczone na panelu inżyniera pokładowego lub na panelu zawiasowym, często są umieszczone na schemacie synoptycznym odpowiadającym rozmieszczeniu siłowników. Wskaźniki mnemoniczne pokazują położenie podwozia, klap i listew. Można również wskazać położenie lotek, stabilizatorów i spojlerów.
URZĄDZENIA ALARMOWE
W przypadku wystąpienia nieprawidłowości w pracy silników lub układów, nieprawidłowej konfiguracji lub trybu pracy statku powietrznego, dla załogi generowane są komunikaty ostrzegawcze, powiadamiające lub doradcze. W tym celu zapewnione są środki sygnalizacji wizualnej, dźwiękowej i dotykowej. Nowoczesne systemy pokładowe mogą zmniejszyć liczbę irytujących alarmów. Priorytet tego ostatniego zależy od stopnia pilności. Wyświetlacze elektroniczne wyświetlają komunikaty tekstowe w kolejności i z naciskiem odpowiednim do ich ważności. Komunikaty ostrzegawcze wymagają natychmiastowych działań naprawczych. Powiadomienie - wymaga jedynie natychmiastowego zapoznania się i działań korygujących - później. Komunikaty doradcze zawierają informacje ważne dla załogi. Komunikaty ostrzegawcze i powiadomienia są zwykle tworzone zarówno w formie wizualnej, jak i dźwiękowej.
Systemy ostrzegawcze ostrzegają załogę o naruszeniach normalnych warunków eksploatacji statku powietrznego. Przykładowo system ostrzegania o przeciągnięciu ostrzega załogę o takim zagrożeniu poprzez wibracje obu kolumn sterujących. System ostrzegania o bliskości gruntu zapewnia głosowe komunikaty ostrzegawcze. System ostrzegania o uskoku wiatru zapewnia wizualne ostrzeżenie i komunikat głosowy w przypadku napotkania na trasie lotu zmiany prędkości lub kierunku wiatru, która może spowodować nagły spadek prędkości. Dodatkowo na wskaźniku położenia dowodzenia wyświetlana jest skala nachylenia, która pozwala pilotowi szybko określić optymalny kąt wznoszenia w celu przywrócenia trajektorii.
KLUCZOWE TRENDY
„Tryb S”, proponowane łącze danych dla kontroli ruchu lotniczego, umożliwia kontrolerom ruchu lotniczego przesyłanie pilotom komunikatów z przedniej szyby. System ostrzegania o kolizjach drogowych (TCAS) to system pokładowy, który dostarcza załodze informacji o wymaganych manewrach. System TCAS informuje załogę o pojawieniu się w pobliżu innych statków powietrznych. Następnie wysyła komunikat ostrzegawczy o priorytecie, wskazujący manewry wymagane do uniknięcia kolizji.
Globalny system pozycjonowania (GPS), wojskowy system nawigacji satelitarnej obejmujący swoim zasięgiem cały glob, jest teraz dostępny dla użytkowników cywilnych. Pod koniec tysiąclecia systemy Laurent, Omega, VOR/DME i VORTAC zostały niemal całkowicie zastąpione systemami satelitarnymi.
Monitor stanu lotu (FSM), zaawansowana kombinacja istniejących systemów powiadamiania i ostrzegania, pomaga załodze w nietypowych sytuacjach podczas lotu i awariach systemów. Monitor FSM zbiera dane ze wszystkich systemów pokładowych i wydaje załodze tekstowe instrukcje, których należy przestrzegać w sytuacjach awaryjnych. Ponadto monitoruje i ocenia skuteczność podjętych działań naprawczych.