Какое давление/скорость воздушного потока измеряется датчиком Пито?

Вы правы в том, что есть ряд параметров, влияющих на измерение данных о воздухе в целом. Например, на измерение общего давления (как это делается с помощью трубки Пито) влияют:

• Угол атаки
• Число Рейнольдса
• число Маха
• Градиенты скорости
• Близость к поверхностям (крылья, фюзеляж и т. д.)
• Стабильность потока
• Геометрия зонда
• Сжимаемость и удар
• Форма измерительной головки и т. д.

В случае полного давления, пока трубка (Пито) находится вне пограничного слоя и угол потока меньше (обычно <10%), погрешность незначительна. На следующем изображении показана ошибка из-за угла падения при разных скоростях для разных конструкций головок. Здесь,$H_{0}$общий напор свободного потока, измеренный на входе в туннель, и$H_{1}$напор измеряется прибором.

Изображение из испытаний по влиянию падения на некоторые напоры при высоких дозвуковых скоростях , проведенных E. WE Rogers, DIC, & SC и CJ Berry,

Из той же газеты:

Измерения в туннеле показали, что по крайней мере до M = 0,75 потеря полного напора в трубке Пито с кожухом Вентури составляла менее 0,5 % для случаев до примерно 40$^{\circ}$. Это сопоставимо с пределом 9$^{\circ}$при М = 0,7 до 0,85 при потере 0,5% на сечении Пито штатного прибора Mk.VIIIA и 17$^{\circ}$при М = 0,7 до 0,9 на малых головках Пито общего назначения...

Погрешности измерения статического давления аналогичны; однако есть точки, где погрешности измерения статического давления в фюзеляже самолета минимальны и в этих точках можно установить статические порты (помимо статического порта в статической трубке Пито).

Изображение из измерения и калибровки данных о воздухе , проведенного Эдвардом А. Хэрингом-младшим, Центр летных исследований НАСА Драйден.

Было бы лучше, если бы статические порты были смонтированы в этих точках, чтобы уменьшить ошибку.

Из приведенных выше данных видно, что для АОН и коммерческих самолетов положение статической трубки Пито может быть определено с достаточной точностью в ряде точек, пока она находится в невозмущенном потоке.

Другой момент заключается в том, что статическая трубка Пито измеряет давление, а компьютер данных о воздухе (обычно) преобразует его в требуемый параметр (например, скорость). Таким образом, если ошибки известны (например, во время летных испытаний), приборы могут быть откалиброваны в соответствии с требованиями. В общем, типичными методами, используемыми для калибровки, являются:

• Облет башни
• Висячий статический или висячий конус
• Пэйсер Самолет
• Радарное отслеживание
• Динамические маневры

среди прочих. Другие электронные методы также используются для целей калибровки.

Для достижения очень высокой точности, требуемой во время летных испытаний, и для использования в качестве эталона в экспериментальных и испытательных самолетах иногда используются штанги для измерения воздушных данных, как это видно на изображении F-35 ниже, данные которого можно использовать для калибровки. .

" Cockpit and Air Data Boom F-35C " Файл: CF-1 Flight test.jpg : Andy Wolfed Производная работа: Berg2 ( разговор ) - Файл: CF-1 Flight test.jpg (обрезано). Под лицензией Public Domain через Wikimedia Commons .

В некоторых крайних случаях носовые системы аэроданных, которые обычно используются (для сведения к минимуму влияния воздушного судна на измерения), могут оказаться непригодными по определенным причинам. Хорошим примером является программа NASA F-18 High Alpha Research Vehicle (HARV), где:

... носовая балка была признана неприемлемой для этой программы. На больших углах атаки носовая балка оказывает значительное влияние на аэродинамику носовой части и, следовательно, на устойчивость и управляемость самолета. В результате использовались датчики, установленные на законцовках крыла, и датчики, установленные заподлицо с носовым обтекателем.

Первое, что нужно иметь в виду, это то, что трубка Пито НЕ измеряет скорость: трубка Пито измеряет давление, а позже самолет (система управления полетом в современном самолете) рассчитывает скорость на основе давления.

В частности, трубка Пито рассчитывает давление застоя, которое представляет собой сумму статического давления (то, что вы показываете на рисунке) и динамического давления (давление, получаемое при остановке воздуха).

Общее давление остается постоянным во внешнем свободном потоке при нормальных полетах самолета, НО не будет оставаться постоянным в пограничном слое, который представляет собой небольшую область вблизи стенки. Пограничный слой растет по мере удаления вниз вдоль самолета.

То, что я объяснил здесь, оправдывает следующие дизайнерские решения:

• Трубки Пито обычно устанавливают с небольшим расстоянием до стенок «как бы плавая», чтобы быть вне пограничного слоя и не иметь потерь на стагнационное давление.
• Трубки Пито никогда не устанавливаются в хвостовой части самолета во избежание большой толщины пограничного слоя (может достигать 1 метра).

Индикатор скорости отображает IAS (указанная скорость воздуха). В нем есть все это положение, установка, ошибки прибора. Когда вы исправляете эти ошибки (используя таблицы из руководства по эксплуатации самолета) или компьютер данных о воздухе, вы получаете откалиброванную воздушную скорость (CAS). Положение Пито не имеет значения, поскольку оно компенсируется. Высокоскоростное низкое давление или низкоскоростное высокое давление. Давление внутри трубы будет одинаковым.

Это ссылка на руководство по пилотированию по приборам, предлагаемое FAA: http://www.faa.gov/regulations_policies/handbooks_manuals/aviation/media/FAA-H-8083-15B.pdf

на стр. 97 объясняется статическая система Пито. Это простой ответ с иллюстрациями. Это может не объяснять все нюансы системы, но пилоту этого достаточно для сдачи экзамена!