---

ОСТ 1 00762-75

На 13 страницах

Взамен 907АТ

Нив. № дуЬлнвата __ Лнт.нзм.

Нив № подлинника 2490 № ^зв.

Издание официальное Перепечатка воспрещена

УДК 629,7.064.2 Группа Д15

ОТРАСЛЕВОЙ СТАНДАРТ

СИСТЕМЫ
СТАТИЧЕСКОГО И ПОЛНОГО ДАВЛЕНИЙ
ДЛЯ ПИТАНИЯ
МЕМБРАННО-АНЕРОИДНЫХ ПРИБОРОВ

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. С

   Инб. № дубликата М° изм,

   Ин. М« подмтка 2490 _ № изб

   истем 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.

6. 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.

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

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

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

Примечание. Требование не распространяется на легкие сверхзвуковые самолеты.

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

7. 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.

6. 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.

7. 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:

1. +.10 м и +.0,05 кмУч при взлете и заходе на посадку;

2. значений, указанных в табл. 1, и +0,25 "к'Шч" во всем эксплуатационном диапазоне высот и скоростей.

П

Им. Jfe дубликата №мзи.

И ні. № яоддкамка 2490 № мзі.

Таблица 1

Продолжение

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

6. Закон аэродинамических погрешностей системы статического давления дол­жен определяться заказчиком путем усреднения результатов тарировки не менеет

   Ин. Ns дубликата №изм.

   Инв. Ns подлинника 2490 Ns изв.

   рех 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.

6. 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.

7. 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.

8. 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.

9. 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.

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

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

12. 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.

6. 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.

П

Таблица 2

римечания: 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

6. Т

   к настоящему стандарту,

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

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

8. 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

6. Р

   к настоящему стандарту,

   
   азмещение 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.

6. Маркировка трубопроводов систем статического и полного давлений - по ОСТ 1 00134-74.Герметичность систем статического и полного давлений должна соответ­ствовать требованиям ОСТ В1 00005-71.

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

8. 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.

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

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

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

.

Ннв, № дубликата № нзм.

Иив. Ns подлинника 2490 _мзв>

ОСТ 1 00762-75 стр. 7

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.

или разрежение S *10 е 15 мм ргіст., где 8 -ІР- - Р_о|; Р. - абсолютное р р ' 1 л I *

давление в системе, мм рт. ст.