ОСТ 1 00762-75 с_Тр. 2

2.    Систем полного давления на самолете (вертолете) должно быть установлено не менее двух.

Примечания: 1. Требование не распространяется на системы полного давления спортивных самолетов и вертолетов.

2. Подключение приборов первого и второго летчиков к одному приемнику полного давления допускается на легких сверхзвуковых самолетах.

3.    Погрешность системы полного давления на самолете должна быть такая, чтобы аэродинамическая погрешность, включающая погрешность восприятия полного и статического давлений, определяемая скоростным способом, должна быть

не более +10 км/ч в горизонтальном полете на малых скоростях с убранной механизацией крыла и с выпущенной во взлетное или в посадочное положение.

4.    Расстояние между основным и резервным приемниками полного давления по окружности фюзеляжа должно быть не менее 0,3 м.

5.    Систем статического давления на самолете (вертолете) должно быть установлено не менее трех.

Примечания: 1. Требование не распространяется на системы статического давления спортивных самолетов и вертолетов.

2.    Установка двух систем статического давления допускается на легких сверхзвуковых самолетах и вертолетах.

3.    Подключение приборов первого и второго летчиков к одной статической камере приемника статического давления допускается на легких сверхзвуковых самолетах.

6.    К статическим системам пилотажно-навигационных приборов не должны присоединяться статические камеры других приборов.

7.    Приемники статического давления должны размещаться на внешней обшивке самолета (вертолета) и иметь удобные подходы для их контроля.

8.    Приемники статического давления основных систем при размещении их на фюзеляже должны располагаться симметрично на левом и правом бортах и закольцовываться .

Примечание, Резервные приемники статического давления могут быть

не закольцованы.

9.    Установка приемников статического давления должна производиться в местах, исключающих влияние на воспринимаемое статическое давление работы авиадвигателей, самолетных деталей (антенн, обтекателей и т.д,), оснастки дверей, воды и других жидкостей, выливающихся из дренажных отверстий самолета, а тахже других деталей, искажающих эпюру давления вокруг приемных отверстий.

10.    Приемники статического давления должны размещаться в зонах, наименее подверженных обледенению.

11.    Основные приемники статического давления, расположенные на фюзеляже и подвергающиеся обледенению, должны обеспечиваться обогревом.

^ • ¹

"П “    "    ОСТ    1    00762-75    ~

дующве дополнительные условия:

- при определении коэффициента запаздывания статической системы, подклиненной к-4-й камере, в дозвуковом режиме полета необходимо в 3-ю статическую камеру подать разрежение, по абсолютной виличине превышающее величину задаваемого в 1-ю камеру отрицательного давления (разрежения) по указателю высотомера на 50 м 100 м, т.е. на величину порога срабатывания пневмопе-реклкнателя, далее по методике;

-при определении коэффициента запаздывания статической системы, подключенной к 1-й хамере, в сверхзвуковом режиме полета необходимо й 3-ю статическую камеру подать избыточное давление!, равное (-50 + -100)м по указателю высотомера для срабатывания пневмопереключателя, далее по методике;

-при определении коэффициента запаздывания статической системы, подключенной к 3-й хамере, в сверхзвуковом режиме полета необходимо в 1-ю камеру подать разрежение, по абсолютной величине превышающее величину задаваемого в 3-ю камеру отрицательного давления по указателю высотомера на 50 - 100 м, далее по методике;

-коэффициент запаздывания статической системы, подключенной ко 2-й камере ПВД-18, а также к 3-й камере в дозвуковом режиме полета, определяется в соответствии с методикой.

ПРИЛОЖЕНИЕ 3 к ОСТ 1 00762-75с*р.1з

Справочное

ОПРЕДЕЛЕНИЯ ТЕРМИНОВ, ВСТРЕЧАЮЩИХСЯ В СТАНДАРТЕ

Основная система - система, питающая мембраино-анероидные приборы, пилотажно-навигаиионные ^системы, самописцы и т.д. в нормальных условиях попета.

Резервная система - система, дублирующая основную систему ( на участке от приемника до крана переключения) при отказе последней.

Буксируемый приемник - устройство,состоящее из приемника статического давления, соединительного шланга и стабилизирующего конуса, предназначенное для восприятия неискаженного статического давления при летных испытаниях.

Коэффициент давления - величина аэродинамической погрешности, отнесенная к скоростному напору йР_а

ОСТ 1 00762-75 стр. я

12.    Резервный приемник статического давления должен обеспечивать надежную работу в условиях обледенения без местного обогрева.

Примечанне. Требование не распространяется на легкие сверхзвуковые самолеты.

13.    Рядом с приемниками статического давления, расположенными на фюзеляже, должно быть обозначено, к какой системе они принадлежат.

14.    Величины и градиенты аэродинамических погрешностей основных систем статического давления для дозвуковых самолетов соответственно должны быть не более;

а)    +10 м и +0,05 квУ/ч при взлете и заходе на посадку;

б)    +60 м и +0,25 ккгт^г во всем эксплуатационном диапазоне скоростей и в интервале высот эшелонирования через 300 м.

15.    При использовании приемников статического давления с аэродинамическими компенсаторами на дозвуковых самолетах величины аэродинамических погрешностей системы статического давления по высоте должны быть не более +25 м в диапазоне крейсерских скоростей и в интервале высот эшелонирования через 300 м.

18. Величины и градиенты аэродинамических погрешностей основных систем статического давления с приемниками статического давления, установленными на носовой штанге, для сверхзвуковых самолетов соответственно должны быть не более:

а)    +.10 м и + 0,05 кмУч при валете и заходе на посадку;

б)    значений, указанных в табл, 1, и +0,25 k'kI/ч" во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей.

Таблица 1

Число М 0,20 0,30 0,40 0,50 0,60 0,70 0,80 0,90 Величина аэродинамической погрешности по высоте, м + 10 + 15 + 20 +зо +40 + 60 +80 + 100

Продолжение

Число М 0.95 МО 1,20 1,40 1,60 1,80 2,00 3,00 Величина аэродинамической погрешности по высоте, м + 150 + 200 + 200 + 250 + 250 + 250 + 250 + 300

Примечание. Для промежуточных значений чисел М, кроме значений в интервале от 0,95 до 1,10, величины аэродинамических погрешностей определяются линейным интерполированием.

17. Закон аэродинамических погрешностей системы статического давления должен определяться заказчиком путем усреднения результатов тарировки не менее

ОСТ 1 00762-75 _СТр. 4

трех серийных самолетов одного типа.

Отклонения величин аэродинамических погрешностей от усредненных значений, полученных на трех самолетах одного типа, должны быть не более +30 м для дозвуковых самолетов и +.40 м для сверхзвуковых самолетов во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей, за исключением скоростей, соответствующих промежуточным значениям чисел М в интервале от 0,96 до 1,10.

18.    Разница аэродинамических погрешностей основной и резервной систем статического давления по скорости должна быть не более +.10 км/ч на взлетно-посадочных режимах полета и +20 км/ч на остальных дозвуковых режимах во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей.

19.    Величины колебаний статического давления в основных системах в горизонтальном полете самолета по высоте и вертикальной скорости соответственно должны быть не более +5 м и +0,5 м/с во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей.

20.    Величина изменения коэффициента давления в зависимости от изменения угла атаки самолета на 1 градус для приемников статического давления, которые обеспечивают питание приборов, выдающих сигналы в систему управления, должна быть не более 0,005 и определяться на этапе государственных испытаний.

21.    На тяжелых дозвуковых самолетах одна из систем статического давления должна обесточивать возможность подключения тарировочного устройства типа 'буксируемый приемник' с контрольно-записывающей аппаратурой для ее тарировки.

22.    Расстояние между основным и резервным приемниками статического давления, расположенными на фюзеляже, должно быть не менее 1,5 м.

23.    Для систем статического и полного давлений первого и (или) второго летчиков должно обеспечиваться переключение с основных приемников давления на резервные.

24.    К системам статического и полного давлений первого летчика должно подключаться только то оборудование, которое непосредственно связано с его деятельностью.

Примечание. Требование не распространяется на легкие сверхзвуковые самолеты.

25.    Коэффициенты запаздывания основных систем статического и полного давлений с объемами внутренних камер потребителей при наземном определении в зависимости от назначения систем должны соответствовать величинам, указанным в табл. 2.

ОСТ 1 00762-75 с*р. В

Таблица 2

Коэффициент запаздывания,^ не более Назначение систем для маневренных и ограниченно маневренных самолетов для неманевренных самолетов и вертолетов 0,2 0,4 Питание датчиков, используемых для непосредственного формирования сигналов управления в системах автоматического управления 1,0 Питание пилотажно-навигационных приборов, датчиков спецсистем и аварийных самописцев 3,0 Питание всех остальных приборов и датчиков штатной аппаратуры

Примечания: 1. Допускается подключение приборов, входящих в контур

управления, к системам статического давления с большим коэффициентом запаздывания, если заданное качество управления обеспечивается,

2. Запаздывание показаний приборов при переключении их на резервную статическую систему допускается на 20% больше запаздывания, указанного в таблице.

Методика определения коэффициентов запаздывания приведена в приложении 1 к настоящему стандарту.

26.    Трубопроводы и шланги систем статического и полного давлений должны иметь внутренний диаметр не менее 4 мм.

27.    Трубопроводы и шланги должны иметь наклон в направлении сливных отверстий или влагоотстойников, за, исключением тех, которые непосредственно соединяются с приборами.

28* В нижних точках магистралей систем статического и полного давлений должны устанавливаться влагоотстойники, изготовленные в соответствии с ОСТ 1 П 010-73.

Примеры установки влагоотстойников приведены в рекомендуемом приложении 2 к настоящему стандарту.

29.    Размещение и монтаж влагоотстойников должны обеспечивать сток в них всей влаги, появившейся в трубопроводах как на земле, так и в полете* Слив влаги должен производиться без отсоединения влагоотстойников от трубопроводов. Должно быть исключено образование льда внутри трубопровода по всему тракту, в том числе в месте его ввода в фюзеляж.

30.    Маркировка трубопроводов систем статического и полного давлений - по ОСТ 1 00134-74.

ОСТ 1 80762-75,'стр. е

31.    Герметичность систем статического и полного давлений должна соответствовать требованиям ОСТ В1 00005-71.

32.    Ресурс систем статического и полного давлений без приемников с обогревательными элементами должен быть не менее ресурса самолета.

33.    По согласованию между разработчиком и заказчиком в конструкции систем статического и полного давлений должна предусматриваться возможность продувки их в полете без нарушения работоспособности потребителей давления.

34.    Металлизация трубопроводов систем статического и полного давлений должна производиться в соответствии с требованиями ОСТ 1 00681—74.

35.    Для приемников статического и полного давлений должна быть обеспечена сигнализация отказа обогревательного элемента.

36.    Определения терминов, встречающихся в стандарте, приведены в справочном приложении 3 к настоящему стандарту.

ОСТ 1 00762-75 CP. 7

i ПРИЛОЖЕНИЕ 1 МЕТОДИКА НАЗЕМНОГО ОПРЕДЕЛЕНИЯ КОЭФФИЦИЕНТОВ

ЗАПАЗДЫВАНИЯ СИСТЕМ СТАТИЧЕСКОГО И ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЙ

Методика определения коэффициентов запаздывания, основанная на измерении времени выравнивания давления в системах, предусматривает определение коэффициента запаздывания для любых высот и скоростей.

Методика устанавливает:

-    последовательность проведения эксперимента;

-    порядок обработки данных эксперимента*

1. ПОСЛЕДОВАТЕЛЬНОСТЬ ПРОВЕДЕНИЯ ЭКСПЕРИМЕНТА

1.1.    Подключить к системам приборы, измеряющие и записывающие изменение давления.

1.2.    Записать по данным метеостанции температуру Т и атмосферное давление Pg.

1.3.    Заглушить отверстия приемника давлении и создать в системе давление

или разрежение    10    *■    15    мм prior., где $_p-jPj - P^j; Pj - абсолютное

давление в системе, мм рт. ст.

1.4.    Включить приборы, открыть отверстия приемника давления и провести запись кривой выравнивания давления Р^.

2. ПОРЯДОК ОБРАБОТКИ ДАННЫХ ЭКСПЕРИМЕНТА

2.1. На полученной кривой выравнивания давления (черт. 1) сделать 5-6 засечек на равном расстоянии по времени. Начальный участок кривой, где кривизна имеет обратный знак, отбрасывается. Для удобства обработки данных значения давлений и на оси ординат отложить в миллиметрах водяного столба, учитывая, что 1 мм рт. ст. *13,596 мм вод. ст. Записать для каждой точки значение времени t и 8 .

ОСТ 1 00762-75 стр. 8

Черт. 1

2.2. При помощи кривой £п 8^Ш 6 ) (черт. 2) для каждого значения 8 а -    ^р    р    Р

определить значение юг

ОСТ 1 00762-75 _|СтрЛо

2.4.    По графику trt fit) определить время, в течение которого ординаты точек прямой изменяются на единицу.

2.5.    Подсчитать коэффициент запаздывания Л₀ в секундах по формуле:

Л₀ -0,370 t\ где Р^ - атмосферное давление, мм рт. ст.;

Т - температура, К; t' - время, снимаемое с графика, с.

2.6.    Для различных режимов полета коэффициент запаздывания пересчитывается по формуле:

,    , ^Th    Р₀ Ло    Т_н

^лв^тЛ°р-    •    т²    гщг    •    р-

н    ⁴о    н

где P_q - давление у земли, мм рт. ст.;

- температура у земли, °К|

Р_н - давление в системе на соответствующем режиме полета, мм рт. ст.

Примечание. При использовании в качестве приемников воздушных давлений 11ВД-18 с пневмо переключателем при определении коэффициента запаздывания систем статического давления, подключенных к 1 и 3—Й статическим камерам,^ необходимо различать дозвуковой и сверхзвуковой режимы работы приемника и выполнять еле-