Купить ОСТ 1 00762-75 — бумажный документ с голограммой и синими печатями. подробнее
Распространяем нормативную документацию с 1999 года. Пробиваем чеки, платим налоги, принимаем к оплате все законные формы платежей без дополнительных процентов. Наши клиенты защищены Законом. ООО "ЦНТИ Нормоконтроль"
Наши цены ниже, чем в других местах, потому что мы работаем напрямую с поставщиками документов.
Распространяется на вновь разрабатываемые и модернизируемые системы статического и полного давлений, предназначенные для питания мембранно-анероидных приборов самолетов и вертолетов.
Технические требования
Приложение 1. Методика наземного определения коэффициентов запаздывания систем статического и полного давлений
Последовательность проведения эксперимента
Порядок обработки данных экспериментов
Приложение 2. Примеры установки влагоотстойников в системах статического и полного давлений
Приложение 3. Определения терминов, встречающихся в стандарте
Дата введения | 01.01.1976 |
---|---|
Добавлен в базу | 01.09.2013 |
Актуализация | 01.01.2021 |
25.06.1975 | Утвержден | Министерство | 087-16 |
---|
Чтобы бесплатно скачать этот документ в формате PDF, поддержите наш сайт и нажмите кнопку:
системы
На 13 страницах Взамен 907АТ
Hub. № дубликата__ Лнт.изм.
И» № подлинника_ 2490 № изв.
Распоряжением Министерства от 25 июня 1975 г. Ns 087-16
срок введения установлен с 1 января 1976 г.
Несобяюдение стандарта преследуется по закону
3, Настоящий стандарт распространяется на вновь разрабатываемые и модернизируемые системы статического и полного давлений, предназначенные для питания мембранно-анероидных приборов самолетов и вертолетов.
Стандарт устанавливает технические требования к основным и резервным системам.
Издание официальное Перепечатка воспрещена
★
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.
И л б. № дубликата _ Ками.
Йнб. Я« поддан ника__2490__№ из»
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.
Иив. Jfe дубликата__№_»и.
Нив, Hi подя ми вика _______2490 Кг нзв.
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 йРа
Ии. Н: дубликата__Jfe »зм.
Нив. № подлинника__2490__№ нзв.
ОСТ 1 00762-75 стр. я
1 | |
1 |
п ж |
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;
s
б) значений, указанных в табл, 1, и +0,25 k'kI/ч" во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей.
Таблица 1 | ||||||||||||||||||
|
Продолжение | ||||||||||||||||||
|
1
•с
*
з
*
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
1 |
т £ |
оэ я | |
cd «а ad «; £ т |
св . se 1 с= £ |
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 | ||||||||||||||
|
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.
Им. № дубликата__ № изм.
Инв. № йоданнника___ 2490__№ нзв.
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.
Ж, £ |
to to ж * |
£ | |
| И и в. № дубликата |
(в ж I о * ас |
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.
<->1 £ |
я * |
1 | |
г ас £ et £ ж ж ж |
1 Ж Ж 1 в |
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 .
Нна. Ns дубликата №нзн.
Нив. № подлинника 2490 (н° нзв.
Черт. 1
2.2. При помощи кривой £п 8Ш 6 ) (черт. 2) для каждого значения 8 а - р р Р
определить значение юг
Hus, № дубликата____ Ksrni
Ии». № подлинника__2490__Кг нзв.
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 Тн
лвтЛ°р- • т2 гщг • р-
н 4о н
где Pq - давление у земли, мм рт. ст.;
- температура у земли, °К|
Рн - 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-