ОСТ 1 00762-75
Завантажити документ
Формат .docx · доступно зареєстрованим користувачам
УДК 629,7.064.2 Группа Д15
Технические требования
Распоряжением Министерства от 25 июня 1975 г. Ns 087-16
срок введения установлен с 1 января 1976 г.
Несоблюдение стандарта преследуется по закону
1, 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
.
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 также других деталей, искажающих эпюру давления вокруг приемных отверстий.
10. Приемники статического давления должны размещаться в зонах, наименее подверженных обледенению.
Основные приемники статического давления, расположенные на фюзеляже а подвергающиеся обледенению, должны обеспечиваться обогревом.
11.
12. Резервный приемник статического давления должен обеспечивать надежную работу в условиях обледенения без местного обогрева.
Примечание. 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 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.
16. 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:
) +.10 м и +.0,05 кмУч при взлете и заходе на посадку;
) значений, указанных в табл. 1, и +0,25 "к'Шч" во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей.
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
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 обеспечивать возможность подключения тарировочного устройства типа * буксируемый приемник* с контрол ьно-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.
26.
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
27. Трубопроводы и шланги систем статического и полного давлений должны иметь внутренний диаметр не менее 4 мм.
28. Трубопроводы и шланги должны иметь наклон в направлении сливных отверстий или влагоотстойников, за, исключением тех, которые непосредственно соединяются с приборами.
29. В нижних точках магистралей систем статического и полного давлений должны устанавливаться влагоотстойники, изготовленные в соответствии с ОСТ 1 11010-73.
Примеры установки влагоотстойников приведены в рекомендуемом приложении 2
30. 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.
31. Маркировка трубопроводов систем статического и полного давлений - по ОСТ 1 00134-74.
32. Герметичность систем статического и полного давлений должна соответствовать требованиям ОСТ В1 00005-71.
33. Ресурс систем статического и полного давлений без приемников с обогревательными элементами должен быть не менее ресурса самолета.
34. 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.
35. Металлизация трубопроводов систем статического и полного давлений должна производиться в соответствии с требованиями ОСТ 1 00681-74.
36. Для приемников статического и полного давлений должна быть обеспечена сигнализация отказа обогревательного элемента.
37. Определения терминов, встречающихся в стандарте, приведены в справочном приложении 3 к настоящему стандарту.
ОСТ 1 00762-75 стр. 7
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*1. Подключить к системам приборы, измеряющие и записывающие изменение
давления.
1.2. Записать по данным метеостанции температуру Т и атмосферное давление Р^<
1.3. Заглушить отверстия приемника давления и создать в системе давление
или разрежение S *10 е 15 мм ргіст., где 8 -ІР- - Ро|; Р. - абсолютное р р ' 1 л I *
давление в системе, мм рт. ст.
1.4. Включить приборы, открыть о