GIỚI THIỆU VỀ FLIGHT INSTRUMNET
Flight Instruments
Dụng cụ máy bay bao gồm các mặt số, đồng hồ đo và tiện ích quan trọng trong buồng lái, giúp phi công theo dõi vị trí, tốc độ bay và hoạt động của máy bay Các thiết bị này cung cấp thông tin cần thiết để đảm bảo an toàn và hiệu quả trong quá trình bay.
Có bốn loại dụng cụ máy bay cơ bản được phân nhóm theo công việc mà chúng thực hiện
Flight Instruments: Các thiết bị bay.
Engine Instruments: Dụng cụ động cơ.
Navigation Instruments: Công cụ điều hướng.
Miscellaneous Position/Condition Instruments: Các công cụ chức vụ / điều kiện khác.
Hình 1 Các dụng cụ bay trong buồng lái.
Flight instruments là các thiết bị quan trọng trong buồng lái máy bay, giúp phi công theo dõi và đánh giá tình trạng bay Chúng cung cấp thông tin thiết yếu như độ cao, tốc độ bay, tốc độ thẳng đứng và hướng đi, từ đó đảm bảo an toàn và hiệu quả trong các chuyến bay.
Theo Bộ luật Quy định Liên bang Hoa Kỳ, Tiêu đề 14, Phần 91, các thiết bị bay được phân loại thành ba nhóm chính: hệ thống pitot-static, hệ thống la bàn và thiết bị con quay hồi chuyển.
Bộ dụng cụ bay Aviation 6 Pack bao gồm 6 công cụ cơ bản thường có mặt trong hầu hết các loại máy bay, dù là dưới dạng riêng lẻ hay kết hợp với nhau.
Sáu thiết bị này là:
Airspeed indicator (ASI): đồng hồ chỉ thị vận tốc.
Attitude indicator : đồng hồ chỉ thị thế bay.
Altimeter : đồng hồ chỉ thị độ cao.
Turn coordinator : bộ phối hợp chỉ thị vòng lượn.
Heading indicator : đồng hồ chỉ thị hướng mũi.
Vertical speed indicator : (VSI) đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc.
Các khí cụ bay cơ bản này có thể được phân loại thêm thành:
Pitot-static system : Airspeed indicator, Altimeter, Vertical speed indicator.
Các thiết bị gyroscopic sử dụng nguyên lý gyroscop để cung cấp thông tin về thái độ của máy bay trong quá trình bay, giúp xác định hướng của máy bay so với môi trường xung quanh Những thiết bị này bao gồm chỉ báo thái độ (Attitude Indicator), bộ điều phối quay (Turn Coordinator) và chỉ báo hướng (Heading Indicator).
The classification of instruments into two groups is based on the sources of information they utilize The pitot static system supplies data on airspeed and altitude to the Airspeed Indicator, Vertical Speed Indicator, and Altimeter through static and dynamic pressure In contrast, the Attitude Indicator, Turn Coordinator, and Heading Indicator derive their information from Gyroscopic Instruments.
Hình 2 Six basic aircraft instruments.
Giới Thiệu Về Pitot Static System
Hệ thống Pitot tĩnh là một bộ công cụ áp lực nhạy cảm quan trọng trong ngành hàng không, được sử dụng để xác định tốc độ bay, số Mach, độ cao và xu hướng độ cao của máy bay Hệ thống này cung cấp thông tin áp suất cho ba gói dữ liệu khác nhau, giúp phi công và hệ thống điều khiển bay theo dõi và điều chỉnh hiệu suất của máy bay một cách chính xác.
Thông tin được gửi đến các pack giúp phi công nắm bắt trạng thái bay, trong khi hệ thống Pitot static đo áp suất không khí để cung cấp năng lượng cho các thiết bị liên quan.
Pitot static system thường bao gồm:
Static port (một cổng tĩnh),
The pitot-static instruments (các thiết bị pitot-tĩnh).
Airspeed indicator (ASI): đồng hồ chỉ thị vận tốc.
Alitimeter: đồng hồ chỉ thị độ cao.
Vertical speed indicator (VSI): đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc.
Hình 3 Minh họa một cấu trúc đơn giản nhất của pitot static system
Các thiết bị có thể kết nối bao gồm máy tính dữ liệu hàng không, máy ghi dữ liệu chuyến bay, bộ mã hóa độ cao, điều áp cabin và các công tắc tốc độ không khí khác nhau Lỗi trong kết quả đọc của hệ thống tĩnh pitot có thể gây nguy hiểm nghiêm trọng, vì thông tin từ hệ thống này, như độ cao, rất quan trọng cho an toàn bay.
Áp Suất
1.3.1 Áp Suất Tĩnh Đó là áp suất mà không khí tác dụng lên các vật thể mà bên trong khí quyển, áp suất này được phân bổ đều xung quanh tất cả các vật thể Như chúng ta có thể thấy trong hình ảnh này và chúng ta cũng phải nói rằng áp suất này luôn hiện hữu dù vật thể đang đứng yên hay đang chuyển động
Hình 4 Minh họa áp suất tĩnh tác dụng lên máy bay.
Áp suất tĩnh phụ thuộc vào độ cao, với áp suất ở mực nước biển khoảng 30 inHg, chính xác là 29,92 inHg trong điều kiện tiêu chuẩn Khi chúng ta leo lên cao, áp suất tĩnh giảm do cột không khí phía trên ngắn hơn, dẫn đến ít không khí tạo trọng lượng lên chúng ta hơn Ví dụ, khi leo núi, áp suất tĩnh ở độ cao 24 inHg và tiếp tục giảm xuống 15 inHg ở đỉnh núi, cho thấy áp suất tĩnh giảm khoảng 1 inHg cho mỗi 1000 feet tăng thêm Sự thay đổi này xảy ra do lực hấp dẫn của Trái Đất kéo không khí xuống, làm cho các phân tử không khí ở gần bề mặt dày đặc hơn.
Hình 5 Minh họa sự thay đổi của áp suất tĩnh trong khí quyển.
Máy bay bay ở độ cao thấp sẽ chịu áp suất tĩnh cao hơn so với khi bay ở độ cao cao hơn, hiện tượng này không chỉ xảy ra với không khí mà còn với các chất lỏng như nước Một ví dụ dễ hiểu là bể bơi, nơi mà các phân tử nước hoạt động tương tự như phân tử không khí trong khí quyển Khi bơi ở bề mặt, áp suất tĩnh mà người bơi cảm nhận được ít hơn so với khi ở độ sâu, và sự thay đổi áp suất tĩnh của nước có thể được cảm nhận rõ ràng khi lặn xuống sâu, đặc biệt là ở tai Đây là một ví dụ rõ ràng và dễ hiểu về áp suất tĩnh.
Hình 6 Minh họa áp suất tĩnh trong chất lỏng.
1.3.2 Áp Suất Động Áp suất mà không khí tác dụng lên một vật thể chuyển động, qua đó khi một vật thể tác động vào không khí ở một tốc độ nhất định thì không khí tác dụng một áp suất nhất định lên vật đó gọi là áp suất động và áp suất này tác dụng ngược hướng với quỹ đạo của vật thể.
Áp suất động tác động lên máy bay phụ thuộc vào tốc độ bay và mật độ không khí Khi máy bay di chuyển nhanh hơn, áp suất động sẽ tăng lên, trong khi khi bay chậm, áp suất động sẽ giảm Ví dụ, máy bay bay với tốc độ 80 kt/h sẽ trải nghiệm áp suất động thấp hơn so với khi bay với tốc độ 120 kt/h.
Hình 8 Minh họa áp suất động tác dụng lên tàu bay ở các vận tốc khác nhau.
1.3.3 Áp Suất Tổng Áp suất tổng là tổng áp suất tĩnh cộng với áp suất động Hãy xem điều này qua một ví dụ, giả sử chúng ta đang đi trên đường cao tốc và đưa một tay ra ngoài cửa sổ sao cho lòng bàn tay tiếp xúc với luồng không khí trong trường hợp này, bàn tay sẽ trải qua hai áp suất, chúng ta có áp suất tĩnh luôn tồn tại bất kể chúng ta có đang di chuyển hay không và chúng ta cũng sẽ chịu áp suất động do dòng không khí chống lại sự thay đổi chúng ta đang di chuyển, vì vậy trong trường hợp này trong lòng bàn tay của bạn, bạn sẽ trải qua tổng áp suất tĩnh và áp suất động
Khi một chiếc máy bay di chuyển trong không khí, nó sẽ chịu tác động của áp suất tổng, bao gồm cả áp suất tĩnh và áp suất động Hình 9 minh họa rõ nét sự ảnh hưởng của áp suất lên vật thể, cho thấy cách mà máy bay tương tác với môi trường xung quanh.
Hình 10 Minh họa áp suất tổng tác động lên máy bay.
PITOT STATIC SYSTEM
Static Pressure System
Static port là một tấm kim loại có lỗ, cho phép áp suất không khí tĩnh bên ngoài đi vào Nó cung cấp thông số đầu vào cho các thiết bị đo lường như đồng hồ chỉ thị tốc độ (ASI), đồng hồ độ cao và đồng hồ chỉ thị tốc độ dọc (VSI).
Hình 11 Một Static port trên Boeing 737.
Cổng tĩnh (static port) thường được bố trí tại các điểm trung hòa về mặt khí động học trên máy bay để đo áp suất không khí trung tính một cách chính xác Vị trí của cổng tĩnh thường nằm trên thân máy bay hoặc các vị trí trung lập khác, đồng thời có thể có một cổng tĩnh thay thế bên trong cabin máy bay để dự phòng trong trường hợp cổng tĩnh bên ngoài bị chặn Để đảm bảo độ chính xác của các chỉ báo, khu vực cổng tĩnh cần được giữ sạch sẽ và trơn tru, tránh làm nhiễu loạn luồng không khí Ngoài ra, cổng tĩnh phải được bảo vệ bằng nắp trong quá trình rửa hoặc sơn lại máy bay để tránh tắc nghẽn, và nắp thường có màu sáng để dễ dàng nhìn thấy.
Hình 12 Minh họa về vị trí của static port trên máy bay.
Một vấn đề được đặt ra ở đây rằng, tại sao staic port lại thường được bố trí ở thân tàu bay mà không phải ở một vị trí nào khác?
Static port được lắp đặt trên thân tàu bay để thu nhận áp suất tĩnh chính xác nhất, vì áp suất tĩnh tồn tại và được tạo ra theo mọi hướng, trong khi áp suất động chỉ xuất hiện ngược lại với hướng bay Thiết kế này giúp static port chỉ nhận áp suất tĩnh, từ đó cho phép đo lường đầy đủ và chính xác Tuy nhiên, thiết kế này không hoàn hảo, vì trong một số trường hợp, áp suất động có thể xâm nhập vào static port, gây ra sai số trong đo lường.
Hình 13 Minh họa áp suất tĩnh đi vào static port.
Áp suất tĩnh, được đo bởi static port của máy bay, cung cấp thông tin quan trọng cho đồng hồ đo độ cao và đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc Khi áp suất động xâm nhập vào static port, điều này có thể dẫn đến sai số, được gọi là sai số nguồn tĩnh (SSE), phụ thuộc vào hình dạng thân máy bay, tốc độ bay và góc tới Các vị trí cánh tà và hộp số cũng ảnh hưởng đến SSE Trước đây, phi công phải dựa vào sơ đồ từ sách hướng dẫn bay để điều chỉnh các chỉ dẫn, nhưng hiện nay, máy tính dữ liệu không khí (ADC) tự động tính toán hệ số hiệu chỉnh để bù đắp cho SSE.
Hình 14 Mô phỏng static pressure system.
Trong quá trình thao tác trượt bên (side slip) của máy bay, áp suất tĩnh đo được sẽ bị ảnh hưởng do luồng không khí tạo ra áp suất cao hơn ở phía bên trái thân máy bay, nhờ vào hiệu ứng động áp suất (ram effect) Điều này dẫn đến áp suất tĩnh giảm ở phía bên phải Để điều chỉnh sự chênh lệch áp suất này, mỗi bên của máy bay được trang bị một static port, kết nối với nhau qua một ống cổng chéo nhằm cân bằng áp suất tĩnh cho các thiết bị.
Hình 15 Mô phỏng khi tàu bay side slip.
Pitot Pressure
Ống Pitot, hay còn gọi là pitot tube, là thiết bị đo áp suất được sử dụng để xác định vận tốc của dòng chất lưu Thiết bị này được phát minh bởi kỹ sư người Pháp Henri Pitot vào đầu thế kỷ XVIII và đã được cải tiến thành hình thức hiện đại bởi nhà khoa học Henry Darcy, người đã thực hiện các phép tính đầu tiên để đo tốc độ không khí.
Ống pitot, được phát minh để đo dòng chảy của sông Seine ở Paris, có thiết kế đơn giản với một ống nằm ngang hướng lên Khi nước chảy vào ống theo chiều thẳng đứng, nó dâng lên đến mức áp suất tĩnh của dòng sông Ngược lại, khi ống nằm ngang theo dòng chảy, chiều cao cột nước tăng lên do áp suất động Khi hạt nước vào ống pitot, vận tốc của nó chuyển thành áp suất động, do đó, chiều cao cột nước là tổng hợp của áp suất động và áp suất tĩnh.
Hình 17 Áp suất tĩnh và áp suất động của dòng chảy.
Ống Pitot tĩnh là một phát minh quan trọng được sử dụng trên máy bay để cung cấp thông tin cho đồng hồ chỉ thị vận tốc Thiết bị này kết hợp giữa ống tĩnh và ống Pitot, với hai ống được thiết kế đồng trục nhằm tối ưu hóa thiết kế Sự chênh lệch áp suất được đo bằng đầu dò điện tử, nhưng về cơ bản, nó vẫn giữ nguyên nguyên lý hoạt động của phát minh ban đầu Vì vậy, thiết bị này được gọi là ống tĩnh Pitot.
Hình 18 Pitot static system chi tiết.
Trên máy bay, ống pitot tĩnh được thiết kế phức tạp với hai lỗ: một lỗ cảm nhận áp suất tổng và một lỗ đo áp suất tĩnh Các ống này có khe hút gió ở phía trước, và mép đầu của ống cần được duy trì trong tình trạng tốt để đảm bảo luồng không khí không bị ảnh hưởng Bên trong ống có vách ngăn để ngăn nước và vật lạ xâm nhập, cùng với hệ thống sưởi ấm để tránh đóng băng ở đầu vào Hệ thống sưởi này được điều khiển bằng công tắc pitot heater switch trên bảng điều khiển và hoạt động với điện áp 28 VDC, được cung cấp qua bộ ngắt mạch PITOT HEAT 7,5 amp trên NON-ESSENTIAL BUS.
Hình 19 Pitot heater switch trên bảng điều khiển.
Lỗ thoát nước (drain hole) là một thành phần quan trọng của ống pitot tĩnh, nằm ở phía sau ống, giúp thoát nước ra khỏi hệ thống khi bay trong điều kiện mưa hoặc khi băng tan Thiết kế này đảm bảo loại bỏ các lỗi có thể xảy ra trong quá trình đo áp suất, từ đó nâng cao độ chính xác của thiết bị.
Hình 20 Một lỗ drain hole dùng để thoát nước trong ống pitot.
Áp suất Pitot, được đo bởi ống Pitot tĩnh, là tổng áp suất bao gồm áp suất động do tốc độ không khí và áp suất tĩnh Vị trí lắp đặt ống Pitot được nhà sản xuất máy bay xác định cẩn thận để tránh xáo trộn áp suất Để đảm bảo phép đo chính xác, ống Pitot cần được căn chỉnh đúng với trục dọc của máy bay Trên máy bay quân sự, ống Pitot thường được đặt ở mũi máy bay, trong khi trên máy bay nhỏ, nó có thể nằm dưới cánh hoặc phía trước cánh Đối với các máy bay lớn, ống Pitot thường được lắp ở phần đầu của thân máy bay.
Hình 21 Vị trí của pitot trên một số tàu bay.
Khi máy bay đậu lâu trên mặt đất, cần bảo vệ ống Pitot bằng nắp đậy để tránh nước và các vật thể lạ như côn trùng xâm nhập Nắp này thường có lá cờ sáng màu đỏ với dòng chữ “REMOVE BEFORE FLIGHT” nhằm cảnh báo thợ máy hoặc phi công rằng nắp phải được gỡ bỏ trước khi cất cánh.
Hình 22 Nắp đậy bảo vệ pitot ở dưới mặt đất.
Ống pitot tĩnh hoạt động dựa trên định luật Bernoulli, trong đó lỗ vuông góc với dòng chảy đo áp suất tĩnh, chảy vào buồng áp tĩnh và tạo ra áp suất p1 Các lỗ còn lại đo áp suất tổng, chạy vào buồng áp suất, tại đây được gọi là áp suất tổng p2.
Ống pitot tĩnh hoạt động dựa trên nguyên lý chênh lệch áp suất giữa hai buồng, với một vách ngăn ở giữa Khi áp suất trong một buồng cao hơn, màng ngăn sẽ biến dạng về phía khoang tĩnh, và điều này được truyền đến một bộ chuyển đổi áp suất để đo lường sự chênh lệch Theo định luật Bernoulli, sự chênh lệch áp suất này có thể được tính toán và sử dụng để xác định các thông số khí động học.
Ta có thể viết lại: p2=p1 + 1/2.ρ.v^2
Từ đây có thể tìm ra vận tốc gió.
Pitot-Static Instruments
Máy đo độ cao là công cụ xác định độ cao của máy bay so với một mức chuẩn như mực nước biển hoặc địa hình bên dưới Khi độ cao tăng, áp suất không khí giảm một cách nhất quán Việc đo áp suất không khí cho phép xác định chính xác độ cao của máy bay.
Máy đo độ cao áp suất là thiết bị dùng để đo độ cao của máy bay thông qua việc đo áp suất không khí xung quanh Thiết bị này được kết nối với vent tĩnh qua hệ thống pitot-static, cho phép hiển thị mối quan hệ giữa áp suất và độ cao trên mặt đồng hồ, thường được hiệu chỉnh theo đơn vị feet Cấu trúc bên trong của máy đo độ cao áp suất bao gồm aneroid, hay còn gọi là aneroid bellows, được kết nối với kim chỉ thị thông qua các liên kết và bánh răng Khi máy đo độ cao ở mực nước biển, áp suất không khí tác động lên aneroid sẽ chỉ số 0 Khi máy bay bay cao, áp suất không khí giảm, khiến aneroid mở rộng và kim chỉ thị xoay để hiển thị độ cao Ngược lại, khi máy đo độ cao hạ thấp, áp suất không khí xung quanh tăng lên và kim chỉ thị di chuyển theo hướng ngược lại.
Máy đo độ cao áp suất màng kín hoạt động dựa trên sự thay đổi áp suất tĩnh bên ngoài màng ngăn Ở mực nước biển và trong điều kiện khí quyển tiêu chuẩn, màng ngăn sẽ mở rộng, tạo ra chỉ số bằng không Khi độ cao tăng, áp suất bên ngoài giảm, dẫn đến aneroid mở rộng và hiển thị một dấu hiệu tích cực về độ cao Ngược lại, khi độ cao giảm, áp suất khí quyển tăng, làm cho con trỏ di chuyển ngược lại, cho thấy sự giảm độ cao.
Mặt số của đồng hồ đo độ cao tương tự được đọc giống như đồng hồ thông thường Khi con trỏ dài nhất quay quanh mặt số, nó ghi nhận độ cao tính bằng hàng trăm feet, với một vòng hoàn chỉnh tương đương 1.000 feet Con trỏ dài thứ hai di chuyển chậm hơn, mỗi khi nó chỉ đến một chữ số, nó biểu thị độ cao 1.000 feet, và một vòng quanh mặt số của con trỏ này tương đương 10.000 feet.
Khi con trỏ dài nhất di chuyển quanh mặt số một lần, điểm dài thứ hai chỉ di chuyển khoảng cách giữa hai chữ số, cho thấy độ cao đạt được là 1.000 feet Nếu thiết bị được trang bị thêm, con trỏ thứ ba, ngắn nhất hoặc mỏng nhất, sẽ ghi lại độ cao, thường hiển thị bằng một vùng gạch chéo đen trắng hoặc đỏ trắng trên mặt của thiết bị cho đến khi đạt mức 10.000 feet.
Hình 25 Một máy đo độ cao nhạy với ba con trỏ và vùng giao nhau được hiển thị trong quá trình hoạt động dưới 10.000 feet.
Nhiều máy đo độ cao tích hợp các liên kết xoay bộ đếm số, giúp phi công dễ dàng đọc số độ cao tính bằng feet thông qua cửa sổ tham chiếu nhanh Tuy nhiên, chuyển động nhanh của các chữ số quay hoặc bộ đếm kiểu trống trong quá trình lên hoặc xuống có thể gây khó khăn trong việc đọc số Do đó, tham chiếu có thể được chuyển hướng đến chỉ báo kiểu đồng hồ cổ điển để cải thiện khả năng đọc.
Bộ đếm kiểu trống có khả năng được điều khiển bởi thiết bị đo độ cao, cho phép hiển thị độ cao dưới dạng số Ngoài ra, trống cũng có thể được sử dụng để thể hiện các chỉ báo cài đặt của máy đo độ cao.
Chỉ báo tốc độ dọc tương tự (VSI), còn được gọi là chỉ báo vận tốc thẳng đứng (VVI) hoặc chỉ báo tốc độ leo dốc, là một thiết bị đo áp suất chênh lệch trực tiếp Nó so sánh áp suất tĩnh từ hệ thống tĩnh của máy bay với áp suất tĩnh xung quanh màng ngăn trong hộp thiết bị Không khí được lưu thông tự do vào và ra khỏi màng ngăn, nhưng được điều chỉnh để chảy qua một lỗ vào và ra khỏi thùng máy Con trỏ gắn vào màng ngăn hiển thị tốc độ thẳng đứng bằng không khi áp suất bên trong và bên ngoài bằng nhau, với mặt số thường chia độ theo đơn vị 100 feet/phút Vít điều chỉnh zeroing trên mặt thiết bị giúp căn giữa con trỏ về số 0 khi máy bay đang ở trên mặt đất.
Hình 27 Một chỉ báo tốc độ dọc điển hình.
Khi máy bay bay lên cao, áp suất không khí trong màng ngăn giảm do không khí trở nên ít đặc hơn, trong khi áp suất xung quanh giảm chậm hơn khi phải đi qua lỗ thoát khí Sự chênh lệch áp lực giữa bên trong và bên ngoài cơ hoành khiến cơ hoành co lại, làm kim chỉ thị tăng lên Quá trình này đảo ngược khi máy bay hạ xuống Nếu duy trì độ lên hoặc xuống ổn định, một sự chênh lệch áp suất ổn định sẽ được thiết lập, giúp chỉ báo chính xác tốc độ leo qua các vạch chia trên thiết bị.
VSI là thiết bị đo chênh lệch áp suất, so sánh áp suất không khí tĩnh chảy tự do qua màng ngăn với áp suất không khí tĩnh hạn chế xung quanh màng ngăn trong hộp thiết bị.
Cơ chế tốc độ lên cao gặp phải thiếu sót với độ trễ từ sáu đến chín giây trước khi thiết lập chênh lệch áp suất ổn định, ảnh hưởng đến việc xác định tốc độ thực tế của máy bay Để khắc phục điều này, chỉ báo tốc độ dọc tức thời (IVSI) được tích hợp sẵn, sử dụng một pít-tông phản ứng nhanh với sự thay đổi hướng leo lên hoặc xuống Khi gia tốc kế nhỏ hoạt động, nó sẽ bơm không khí vào hoặc ra khỏi màng ngăn, giúp tăng tốc độ thiết lập chênh lệch áp suất và cung cấp chỉ báo chính xác hơn.
Dấu gạch ngang nhỏ trong IVSI phản ứng nhanh chóng khi có sự thay đổi áp suất không khí trên hoặc dưới màng ngăn, dẫn đến chỉ báo tốc độ thẳng đứng tức thì.
Chỉ báo tốc độ không khí là một thiết bị bay quan trọng, hoạt động như một đồng hồ đo chênh lệch áp suất Áp suất không khí Ram từ ống pitot được dẫn vào màng ngăn trong hộp dụng cụ tốc độ khí, trong khi áp suất không khí tĩnh từ các lỗ thông hơi tĩnh được dẫn vào vỏ bao quanh diaphragm Khi tốc độ bay thay đổi, áp suất không khí Ram cũng thay đổi, làm cho diaphragm mở rộng hoặc co lại Sự chuyển động của diaphragm sẽ khiến một con trỏ di chuyển trên mặt thiết bị, được hiệu chỉnh theo hải lý hoặc dặm trên giờ (mph).
Hình 30 Một chỉ báo tốc độ không khí là một áp kế chênh lệch so sánh áp suất không khí ram với áp suất tĩnh.
Mối quan hệ giữa áp suất không khí ram và áp suất không khí tĩnh tạo ra chỉ báo tốc độ không khí được chỉ định Khi đo tốc độ không khí trong tất cả các giai đoạn của chuyến bay, cần xem xét các yếu tố khác có thể ảnh hưởng đến độ chính xác của kết quả Những yếu tố này có thể dẫn đến các chỉ báo không hữu ích cho phi công trong tình huống cụ thể Trong các thiết bị đo tốc độ không khí, các yếu tố thường được bù đắp bởi các cơ chế tinh vi bên trong và trên mặt đồng hồ Các thiết bị bay kỹ thuật số có thể thực hiện các phép tính trong ADC để hiển thị chính xác chỉ báo mong muốn.
Hình 31 Các thông số trên Airspeed indicator.
Vòng cung màu trắng, hay còn gọi là phạm vi hoạt động của flap, là khu vực mà các phương tiện tiếp cận và hạ cánh thường bay với tốc độ phù hợp.
Giới hạn dưới của vòng cung trắng (VS0) —tốc độ dừng hoặc tốc độ bay ổn định tối thiểu trong cấu hình hạ cánh
Giới hạn trên của vòng cung trắng (VFE) —tốc độ tối đa với flap được mở rộng.
Vòng cung xanh — phạm vi hoạt động bình thường của máy bay Hầu hết các chuyến bay xảy ra trong phạm vi này.
System architecture
Một chiếc máy bay nhỏ thường được trang bị hệ thống điều khiển đơn giản với ba chỉ số chính: altimeter, vertical speed indicator và airspeed indicator Các chỉ số này hoạt động dựa trên một hệ thống áp suất tĩnh với hai cổng tĩnh, trong khi hệ thống áp suất pitot cung cấp thông tin về tốc độ không khí.
Máy bay lớn hơn yêu cầu một phi công thứ hai để thực hiện các hoạt động bay, điều này cần một hệ thống thiết bị chuyên dụng Hệ thống thiết bị này bao gồm một hệ thống pitot và tĩnh hoàn toàn riêng biệt Để nâng cao an toàn, việc lắp đặt van chọn nguồn tĩnh thay thế là một cải tiến quan trọng, cho phép cơ trưởng sử dụng hệ thống áp suất tĩnh của phi công phụ.
Máy bay hoạt động ở độ cao lớn và tốc độ cao cần các chỉ báo bổ sung như máy đo MACH, tốc độ không khí thực và chỉ báo nhiệt độ không khí Hệ thống ADC (Bộ chuyển đổi dữ liệu khí động học) tính toán dữ liệu cần thiết và gửi tín hiệu điện đến các chỉ báo bổ sung, sử dụng hệ thống tĩnh cơ trưởng cùng với đầu vào từ đầu dò nhiệt độ và cảm biến góc tấn Dữ liệu từ ADC cũng được cung cấp cho các hệ thống khác như hệ thống lái tự động và hệ thống cảnh báo, đảm bảo an toàn và hiệu suất bay.
Cải tiến độ tin cậy của máy tính dữ liệu không khí đã cho phép thay thế các thiết bị khí nén và ống dẫn bằng các chỉ thị điện điều khiển trực tiếp từ ADC Kiến trúc này yêu cầu một ADC cho phi công phụ, với các ống từ đầu dò tĩnh pitot dẫn đến ADC Để tránh mất mát dữ liệu do mất điện, cần có các chỉ báo dự phòng cho tốc độ không khí và độ cao trên máy bay Hệ thống tĩnh pitot dự phòng này cung cấp một ADC thứ ba, với đầu ra có thể sử dụng cho các hệ thống bổ sung hoặc thay thế cho ADC 1 hoặc 2 nếu hệ thống gặp lỗi.
Hình 34 System architecture with 3 ADCs.
Trong các máy bay hiện đại với buồng lái kỹ thuật số, air data module (module dữ liệu không khí) được lắp đặt gần cổng tĩnh hoặc ống pitot, chuyển đổi áp suất không khí thành dữ liệu kỹ thuật số Việc này giúp tiết kiệm trọng lượng và giảm chi phí bảo trì nhờ vào việc truyền dữ liệu qua dây mỏng thay vì ống Chỉ các thiết bị dự phòng vẫn cần sử dụng ống Thêm vào đó, một ADC thứ ba được kết nối với ống khí nén của dụng cụ dự phòng thông qua air data module Hệ thống này còn cho phép máy tính dữ liệu không khí tích hợp với hệ quy chiếu quán tính, tạo thành ADIRU.
Thông tin thêm về Máy tính dữ liệu không khí (ADC) và Máy tính dữ liệu không khí kỹ thuật số (DADC)
Các máy bay hoạt động ở độ cao lớn thường phải đối mặt với nhiệt độ môi trường dưới 50 °F và sự thay đổi khả năng nén của không khí Luồng không khí xung quanh thân máy bay cũng biến đổi, gây khó khăn trong việc nhận đầu vào áp suất tĩnh ổn định Phi công cần điều chỉnh các yếu tố nhiệt độ và mật độ không khí để đảm bảo chỉ dẫn chính xác từ thiết bị Nhiều thiết bị hiện đại có tích hợp khả năng bù, nhưng máy tính dữ liệu hàng không (ADC) thường được sử dụng trên máy bay hiệu suất cao Ngoài ra, máy bay hiện đại còn áp dụng máy tính dữ liệu hàng không kỹ thuật số (DADC), giúp chuyển đổi áp suất không khí cảm nhận thành giá trị kỹ thuật số, từ đó cung cấp thông tin chính xác đã bù cho nhiều biến số.
Máy tính dữ liệu không khí 90004 TAS/Plus (ADC) của Teledyne sử dụng hệ thống khí nén tĩnh pitot, đầu dò nhiệt độ máy bay và thiết bị hiệu chỉnh khí áp để tính toán thông tin dữ liệu không khí, từ đó cung cấp chỉ báo rõ ràng về điều kiện bay.
Tất cả áp suất và nhiệt độ thu được từ cảm biến được chuyển vào ADC, nơi các đầu dò chuyển đổi chúng thành giá trị điện DADC nhận dữ liệu ở định dạng kỹ thuật số, và nếu không có đầu ra cảm biến kỹ thuật số, tín hiệu sẽ được chuyển đổi thông qua bộ chuyển đổi tương tự-kỹ thuật số Quá trình này có thể diễn ra trong máy tính hoặc thiết bị riêng biệt Sau đó, các phép tính và bù trừ được thực hiện bởi máy tính, với đầu ra từ ADC được sử dụng để điều khiển động cơ servo hoặc làm đầu vào cho các hệ thống điều áp, bộ điều khiển bay và các ứng dụng khác.
Việc sử dụng ADC mang lại nhiều lợi ích, bao gồm việc đơn giản hóa hệ thống ống dẫn nước tĩnh, tạo ra một cấu trúc nhẹ hơn với ít kết nối, giúp giảm thiểu rò rỉ và dễ bảo trì Tính toán bù có thể thực hiện bên trong máy tính, loại bỏ nhu cầu xây dựng nhiều thiết bị bù riêng lẻ Các DADC có khả năng kiểm tra và xác minh tính hợp lý của dữ liệu từ các nguồn trên máy bay, cho phép phi hành đoàn tự động nhận cảnh báo về các tham số bất thường Ngoài ra, việc thay đổi nguồn dữ liệu cũng có thể được tự động hóa, đảm bảo hoạt động chính xác của sàn đáp và duy trì hệ thống liên tục Công nghệ trạng thái rắn hiện đại, đáng tin cậy hơn, với các thiết bị nhỏ gọn và nhẹ.
LỖI TRONG PITOT STATIC SYSTEM
Leakage In Pitot Static System
Hệ thống đơn giản này sẽ được sử dụng để minh họa tác động của các chỉ số Cần lưu ý rằng kết quả từ rò rỉ phụ thuộc vào kích thước của rò rỉ và liệu cabin máy bay có được điều áp hay không.
Khi xảy ra một rò rỉ lớn bên trong cabin, giống như một ống bị vỡ, áp suất cabin có thể xâm nhập vào ống thông qua rò rỉ này Điều này sẽ dẫn đến việc áp suất được phân phối đến các chỉ số, cho thấy sự ảnh hưởng của rò rỉ trong hệ thống tĩnh của máy bay có cabin không điều áp.
Trong quá trình bay, áp suất cabin thấp hơn một chút so với áp suất tĩnh do hiệu ứng venturi, không tính đến tác động của hệ thống sưởi hoặc thông gió Đồng hồ đo độ cao (altimeter - ALT) sẽ hiển thị độ cao cao hơn một chút, tương tự như đồng hồ đo vận tốc không khí (Airspeed Indicator - ASI) cũng cho thấy tốc độ cao hơn Đồng hồ đo vận tốc dọc (Vertical Speed Indicator - VSI) có thể hiển thị một bước nhảy nhỏ khi có rò rỉ, nhưng sau đó sẽ cung cấp dữ liệu chính xác.
Hình 37 Leakage in static system.
Khi xảy ra rò rỉ trong máy bay có cabin điều áp, áp suất trong đường tĩnh sẽ tăng lên, dẫn đến việc đồng hồ chỉ thị độ cao và vận tốc giảm Đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc sẽ phụ thuộc vào tốc độ cabin, được kiểm soát bởi hệ thống điều hòa không khí.
Hình 38 Leakage in static system.
Rò rỉ trong hệ thống pitot chỉ ảnh hưởng đến đồng hồ chỉ thị vận tốc Nếu cabin không được điều áp, đồng hồ sẽ giảm xuống 0 do áp suất tĩnh và pitot gần như tương đương Ngược lại, khi cabin được điều áp, đồng hồ chỉ thị vận tốc trở nên khó đoán, vì nó phụ thuộc vào độ cao và áp suất trong cabin.
Hình 39 Leakage in Pitot System.
3.1.3 Leakage In Pitot Static System
Rò rỉ trong hệ thống tĩnh và hệ thống pitot có thể ảnh hưởng tiêu cực đến các chỉ số bay Cụ thể, chỉ số vận tốc sẽ giảm do pitot và áp suất tĩnh có xu hướng tương tự nhau Hơn nữa, độ cao và chỉ số vận tốc dọc cũng sẽ hiển thị kết quả tương tự như những gì đã được mô tả cho rò rỉ trong hệ thống tĩnh.
Hình 40 Leakage in Pitot Static System.
Blocked Pitot Static System
3.2.1 Cổng Tĩnh (Static Port) Bị Chặn
Khi các cổng áp suất tĩnh của hệ thống bị chặn bởi băng hoặc vật chất lạ, máy bay sẽ không nhận thấy sự thay đổi chỉ dẫn khi bay ở độ cao và vận tốc không đổi Tuy nhiên, khi máy bay bắt đầu tăng độ cao, hệ thống Pitot static bị chặn sẽ dẫn đến việc đồng hồ chỉ thị vận tốc nhận tổng áp suất giảm từ ống Pitot, trong khi áp suất tĩnh bên trong ống không đổi Hệ quả là chỉ số vận tốc sẽ giảm dần, trong khi đồng hồ đo độ cao vẫn hiển thị cùng độ cao và vận tốc dọc giữ ở mức 0 trong suốt quá trình leo cao.
Trong quá trình giảm độ cao, hệ thống áp suất tĩnh bị chặn dẫn đến việc đồng hồ chỉ thị vận tốc nhận tổng áp suất từ ống pitot ngày càng tăng, trong khi áp suất tĩnh bên trong ống không thay đổi Điều này tạo ra một chỉ số vận tốc tăng dần Đồng thời, đồng hồ chỉ thị độ cao vẫn hiển thị cùng một độ cao và chỉ số vận tốc dọc giữ ở mức 0.
3.2.2 Ống pitot (pitot tube) bị tắc Điều gì sẽ xảy ra khi ống pitot bị tắc hoàn toàn, chẳng hạn như do hệ thống chống băng không hoạt động? Chỉ số độ cao và chỉ số vận tốc dọc không bị ảnh hưởng bởi lỗi này. Khi máy bay lên cao với tốc độ không đổi, áp suất tĩnh giảm Tổng áp suất bên trong hệ thống pitot không thể thay đổi khi ống bị tắc hoàn toàn Kết quả là một chỉ số ngày càng tăng trên đồng hồ chỉ thị vận tốc, thậm chí có thể đi vào vùng quá tốc độ
Chỉ số vận tốc phản ứng hoạt động như một đồng hồ đo độ cao; nếu ống pitot bị tắc, đồng hồ sẽ không phản ánh sự thay đổi tốc độ mặc dù máy bay vẫn bay ở cùng độ cao Điều này có nghĩa là ngay cả khi lực đẩy của động cơ thay đổi để tăng hoặc giảm tốc độ, chỉ số vận tốc vẫn giữ nguyên, gây khó khăn trong việc theo dõi tốc độ thực tế của máy bay.
Khi máy bay hạ độ cao, áp suất tĩnh tăng lên, nhưng tổng áp suất trong hệ thống pitot không thay đổi nếu ống bị tắc hoàn toàn Điều này dẫn đến việc đồng hồ chỉ thị vận tốc giảm, với chỉ số vận tốc được chỉ định thấp hơn, tương tự như cách mà đồng hồ chỉ thị độ cao phản ứng.
Khi cổng đầu vào của ống pitot bị tắc nhưng lỗ thoát nước vẫn mở, áp suất pitot sẽ giảm xuống bằng áp suất tĩnh, dẫn đến chỉ số vận tốc giảm xuống 0 Tuy nhiên, đồng hồ đo độ cao và đồng hồ đo vận tốc dọc không bị ảnh hưởng vì chúng chỉ nhận áp suất tĩnh.
Hình 47 Một ống pitot bị tắc nhưng lỗ thoát nước vẫn thông.
KẾT LUẬN
3.3.1 Khi Ống Pitot Bị Tắc Ống pitot bị tắc sẽ chỉ ảnh hưởng đến đồng hồ chỉ thị vận tốc Ống pitot bị tắc sẽ khiến đồng hồ chỉ thị vận tốc tăng lên khi máy bay lên cao, mặc dù vận tốc thực tế là không đổi (Miễn là lỗ thoát nước cũng bị chặn, vì nếu không áp suất không khí sẽ thoát ra ngoài khí quyển.) Điều này được gây ra bởi áp suất trong hệ thống pitot không đổi khi áp suất khí quyển (và áp suất tĩnh) đang giảm Ngược lại đồng hồ chỉ thị vận tốc sẽ hiển thị giảm tốc độ khi máy bay hạ độ cao Ống pitot dễ bị tắc do nước đá, nước, côn trùng hoặc một số vật cản khác Vì lý do này, các cơ quan quản lý hàng không như Hoa xem có vật cản trước bất kỳ chuyến bay nào không Để tránh đóng băng, nhiều ống pitot được trang bị bộ phận gia nhiệt Tất cả các máy bay được chứng nhận cho chuyến bay bằng thiết bị đều phải có ống pitot được làm nóng, ngoại trừ máy bay được chứng nhận là Chế tạo nghiệp dư thực nghiệm.
Cổng tĩnh bị chặn là một tình huống nghiêm trọng ảnh hưởng đến toàn bộ hệ thống pitot-static, thường xảy ra do hiện tượng đóng băng khung máy bay Khi cổng tĩnh bị chặn, đồng hồ chỉ thị độ cao sẽ bị giữ ở một giá trị cố định, trong khi đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc sẽ đọc 0, không thay đổi bất kể tốc độ dọc thực tế Đồng thời, đồng hồ chỉ thị vận tốc sẽ ghi nhận giá trị thấp hơn thực tế khi máy bay lên cao, do tổng áp suất giảm từ ống pitot nhưng áp suất tĩnh bên trong ống bị chặn không thay đổi.
Khi máy bay hạ độ cao, tốc độ bay thường được báo cáo cao hơn thực tế Điều này xảy ra do đồng hồ chỉ thị vận tốc nhận được áp suất tổng từ ống pitot tăng lên, trong khi áp suất tĩnh bên trong ống lại không thay đổi.
Khi xem xét các tỷ lệ liên quan đến một ống pitot bị tắc, nguyên tắc tương tự cũng áp dụng cho cổng tĩnh bị chặn Khi máy bay hạ độ cao, áp suất tĩnh phía pitot sẽ tăng lên, dẫn đến việc chỉ số tốc độ không khí (ASI) cho thấy sự gia tăng Tuy nhiên, điều này giả định rằng máy bay không thực sự tăng tốc độ Sự gia tăng áp suất tĩnh ở phía pitot tương đương với sự gia tăng áp suất động, vì áp suất không thể thay đổi ở phía tĩnh.
Sự tắc nghẽn của hệ thống tĩnh ảnh hưởng đến máy đo độ cao và VSI, dẫn đến áp suất tĩnh bị mắc kẹt Kết quả là, máy đo độ cao bị đóng băng ở độ cao nơi xảy ra tắc nghẽn, trong khi VSI sẽ hiển thị chỉ báo 0 liên tục do hệ thống tĩnh bị chặn.
Các lỗi cố hữu có thể thuộc nhiều loại và ảnh hưởng đến các thiết bị khác nhau Sai số mật độ ảnh hưởng đến tốc độ và độ cao của thiết bị đo, thường do sự thay đổi áp suất và nhiệt độ trong khí quyển Lỗi nén có thể xảy ra khi áp lực tác động làm không khí nén trong ống pitot; ở độ cao mực nước biển tiêu chuẩn, phương trình hiệu chuẩn tính toán chính xác độ nén, nhưng ở độ cao lớn hơn, nén không được tính toán chính xác, dẫn đến thiết bị đọc lớn hơn tốc độ không khí tương đương Sự hiệu chỉnh có thể thu được từ biểu đồ, với sai số khả năng nén trở nên h (370 km/h) Hysteresis là lỗi do đặc tính cơ học của aneroid capsules trong thiết bị, giữ lại hình dạng nhất định dù các lực bên ngoài đã thay đổi.
Lỗi đảo chiều (Reversal errors) xảy ra do việc đọc sai áp suất tĩnh, thường liên quan đến những thay đổi lớn và bất thường trong độ cao của máy bay Những biến động này có thể dẫn đến hiện tượng chuyển động ngược lại trong một khoảng thời gian ngắn Lỗi đảo chiều chủ yếu ảnh hưởng đến đồng hồ chỉ thị độ cao và đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc.
Lỗi vị trí là một loại lỗi cố hữu trong máy bay, xảy ra khi áp suất tĩnh khác với áp suất không khí từ xa Nguyên nhân là do luồng không khí qua cổng tĩnh có tốc độ khác với tốc độ thực của máy bay Lỗi này có thể gây ra sai số tích cực hoặc tiêu cực, phụ thuộc vào nhiều yếu tố như tốc độ bay, góc tấn, trọng lượng máy bay, gia tốc, cấu hình máy bay, và trong trường hợp trực thăng, hoạt động rửa cánh quạt Có hai loại lỗi vị trí: "lỗi cố định" và "lỗi biến" Lỗi cố định là lỗi đặc trưng cho một kiểu máy bay nhất định, trong khi lỗi biến có thể thay đổi do các yếu tố bên ngoài như tấm nền bị biến dạng hoặc tình huống hoạt động quá tải.
Lỗi trễ (lag errors) xảy ra khi bất kỳ thay đổi nào về áp suất tĩnh hoặc động bên ngoài máy bay cần thời gian để truyền xuống ống và ảnh hưởng đến đồng hồ đo Loại lỗi này phụ thuộc vào chiều dài, đường kính của ống và khối lượng bên trong đồng hồ Lỗi trễ chỉ trở nên quan trọng khi tốc độ không khí hoặc độ cao đang thay đổi, trong khi nó không phải là vấn đề đáng lo ngại trong chuyến bay ổn định.
Hậu quả
3.4.1 Chuyến bay 6231 của hãng hàng không Northwest Airlines
Vào ngày 1 tháng 12 năm 1974, chuyến bay 6231 của hãng hàng không Northwest Airlines, một chiếc Boeing 727, đã gặp nạn và rơi xuống khu vực phía tây bắc của Sân bay Quốc tế John F Kennedy Nguyên nhân của tai nạn là do tắc nghẽn các ống pitot do hiện tượng đóng băng trong khí quyển, khi máy bay đang trên đường đến Sân bay Quốc tế Buffalo Niagara.
Hình 50 Hình ảnh chiếc máy bay gặp nạn do tắc nghẽn ống pitot.
Cả ba thành viên phi hành đoàn đã thiệt mạng khi máy bay rơi do phản ứng sai lầm với kết quả đo vận tốc khí bị ảnh hưởng bởi hiện tượng đóng băng trong khí quyển Nguyên nhân của sự cố là do hệ thống sưởi ống pitot không được bật trước khi khởi hành, dẫn đến việc máy bay hạ độ cao nhanh chóng và không kiểm soát được.
Chiếc Boeing 727-251 khởi hành từ Sân bay Quốc tế John F Kennedy lúc 19:14, hướng đến Buffalo Sau khi vượt qua độ cao 16.000 feet (4.900 m), còi cảnh báo quá tốc độ vang lên Máy bay ổn định ở độ cao 24.800 feet (7.600 m) trước khi bắt đầu lao xuống mất kiểm soát Chuyến bay 6231 hạ cánh trong tư thế hơi hướng mũi xuống chỉ mười hai phút sau khi cất cánh, vào lúc 19:26.
Máy bay đã giảm độ cao từ 24.000 feet xuống 1.090 feet chỉ trong 83 giây, rơi cách Thiells, New York khoảng 3,2 hải lý Cảnh sát cho biết địa điểm máy bay rơi nằm trong một khu vực đầm lầy rậm rạp, với khả năng tiếp cận khó khăn do thời tiết mùa đông, bao gồm gió và mưa tuyết.
Các Ban An toàn Giao thông Quốc gia (NTSB) dẫn đầu cuộc điều tra tai nạn và công bố báo cáo cuối cùng của nó vào ngày 13, 1975
Các nhà điều tra đã xác định rằng phi hành đoàn không kích hoạt bộ sưởi ống pitot, dẫn đến việc các ống pitot bị đóng băng và cung cấp thông tin đo vận tốc không chính xác Tin tưởng vào những số liệu này, phi hành đoàn đã kéo lại cột điều khiển và nâng mũi máy bay, gây ra hiện tượng stall.
Theo báo cáo của NTSB, vụ tai nạn xảy ra do máy bay mất kiểm soát, khi tổ bay không nhận biết và điều chỉnh đúng góc tấn cao, tốc độ chậm, dẫn đến việc máy bay xoay và hạ độ cao theo một đường xoắn ốc Sự ngưng trệ là kết quả của phản ứng không phù hợp của phi hành đoàn với các chỉ số vận tốc và số Mach không chính xác, do ống pitot bị tắc nghẽn bởi băng trong khí quyển.
3.4.2 Chuyến bay số 301 của Birgenair
Vào ngày 6 tháng 2 năm 1996, chuyến bay số 301 của Birgenair đã gặp nạn khi lao xuống biển ngay sau khi cất cánh, nguyên nhân chính là do đo tốc độ không chính xác Các nhà điều tra xác định rằng lỗi này là do phi công, bị ảnh hưởng bởi một tổ ong bắp cày che chắn ống pitot Trước khi xảy ra tai nạn, máy bay đã không hoạt động trong 20 ngày và không có nắp đậy cho ống pitot.
Hình 51 Chiếc máy bay Boeing 757-225 gặp nạn.
Vào lúc 23:42, trong quá trình cất cánh, cơ trưởng phát hiện đồng hồ chỉ thị vận tốc (ASI) gặp sự cố, nhưng anh quyết định không hủy bỏ chuyến bay Máy bay đã cất cánh bình thường vào thời điểm này, bắt đầu cho chặng đầu tiên của hành trình.
Khoảng 10 giây sau, một cảnh báo về Tỷ lệ Rudder và tốc độ Mach xuất hiện Phi hành đoàn tại thời điểm đó ngày càng trở nên bối rối, vì ASI của thuyền trưởng cho thấy trên
Tàu đang di chuyển với tốc độ 300 hải lý (560 km/h; 350 dặm/h) và có xu hướng tăng, trong khi tốc độ ASI của sĩ quan đầu tiên hiện là 220 hải lý (410 km/h; 250 dặm/h) và đang có dấu hiệu giảm dần.
Đội trưởng nhận định rằng cả hai ASI đều có sai sót và quyết định kiểm tra các thiết bị ngắt mạch Khi kiểm tra bộ ngắt mạch đầu tiên, cảnh báo quá tốc độ xuất hiện do ASI của cơ trưởng hiển thị tốc độ bay gần 350 hải lý (650 km/h; 400 mph) và đang tăng Sau đó, cầu dao thứ hai được kéo để tắt cảnh báo Khi máy bay leo lên độ cao 4.700 feet (1.400 m), ASI của cơ trưởng vẫn ghi nhận 350 hải lý (650 km/h; 400 mph), trong khi ASI của cơ phó chỉ đọc 200 hải lý/h.
Máy bay đang giảm tốc độ từ 370 km/h (230 mph), trong khi cơ trưởng bối rối trước các cảnh báo trái ngược và quyết định giảm lực đẩy, tin rằng máy bay đang bay quá nhanh.
Hành động khẩn cấp này đã phát tín hiệu cảnh báo về việc máy bay bay chậm một cách nguy hiểm, trong khi chế độ lái tự động không hoạt động Khi máy bay sắp rơi vào tình trạng stall, nó trở nên không ổn định và bắt đầu lao xuống Trong khi đó, cơ trưởng không nhận thức được vấn đề, đã liên lạc với chuyến bay, nhưng phi hành đoàn gặp khó khăn trong việc xử lý tình huống Cơ phó nhận thấy quy mô của vấn đề và đề xuất nhiều biện pháp phục hồi, nhưng cơ trưởng đã phớt lờ Khoảng 20 giây trước va chạm, cơ trưởng cố gắng tăng lực đẩy tối đa nhưng do máy bay vẫn ở trạng thái hướng lên, động cơ không nhận đủ luồng không khí Động cơ bên trái ngừng hoạt động, dẫn đến sự chênh lệch lực đẩy và máy bay xoay quanh một trục thẳng đứng, hạ độ cao theo đường xoắn ốc Vào lúc 23:47, Hệ thống Cảnh báo Khoảng cách Mặt đất (GPWS) phát ra cảnh báo âm thanh, và tám giây sau, máy bay lao xuống Đại Tây Dương, khiến tất cả 176 hành khách thiệt mạng.
13 thành viên phi hành đoàn thiệt mạng khi va chạm.
Biện Pháp Khắc Phục
Hệ thống tĩnh pitot cần được kiểm tra rò rỉ khi có công việc thực hiện hoặc theo định kỳ, thông qua việc sử dụng máy kiểm tra dữ liệu không khí Các phụ kiện kiểm tra đặc biệt được kết nối với pitot và đường tĩnh để đảm bảo độ chính xác trong phép đo Cần che đậy đầu vào pitot và tĩnh bằng vật liệu được phê duyệt, và nếu sử dụng băng dính sáng màu, phải tháo ra sau khi kiểm tra Trong quá trình kiểm tra, áp suất hệ thống pitot được điều áp và phải nằm trong giới hạn cho phép Áp suất tĩnh phải được duy trì trong giới hạn nhất định và không được cao hơn áp suất pitot Việc tuân thủ các quy trình trong sổ tay bảo dưỡng và hướng dẫn kiểm tra là cần thiết để bảo vệ thiết bị máy bay và đảm bảo hoạt động trơn tru của các thiết bị và máy tính dữ liệu không khí.
Hình 53 Thiết bị để kiểm tra pitot system và static system.
3.5.2 Cần Kiểm Tra Mọi Thứ Thật Cẩn Thận Trước Khi Cất Cánh
Tất cả phi công cần đồng hồ chỉ thị vận tốc và đồng hồ chỉ thị độ cao chính xác để đảm bảo an toàn trong chuyến bay, ngay cả khi bay trong điều kiện thời tiết VFR.
Hệ thống pitot-static là một công nghệ đơn giản và dễ hiểu, bao gồm các cổng tĩnh, ống pitot và hệ thống ống nước Những thành phần này thường ít cần bảo trì do không có bộ phận chuyển động, tuy nhiên, vẫn có khả năng phát sinh một số vấn đề bên trong hệ thống.
Ống pitot có thể trở thành nơi trú ẩn cho bọ làm tổ, do đó, khi máy bay bị treo hoặc thời tiết lạnh, cần lắp các nắp pitot Hệ thống pitot static trên máy bay hàng không thường dễ bị hỏng vì thiếu tính dự phòng so với nhiều hệ thống khác Hầu hết các máy bay GA chỉ có một ống pitot duy nhất, làm cho chỉ số vận tốc dễ bị chặn bởi bùn lầy hoặc côn trùng.
Mặc dù máy bay được trang bị nhiều cổng tĩnh, nhưng những cổng này có thể bị nước hoặc băng cản trở, đặc biệt trong mùa đông Do đó, việc sử dụng thiết bị bảo vệ ống pitot là cần thiết để ngăn chặn bụi bẩn và côn trùng làm tổ.
Hình 54 Nắp đậy bảo vệ ống pitot dưới mặt đất.
Chuyến bay MH134 từ Brisbane (Úc) đến Kuala Lumpur (Malaysia) đã phải hạ cánh khẩn cấp tại sân bay quốc tế Brisbane do gặp trục trặc kỹ thuật Sự cố này được xác định là do lỗi của con người, trong khi chiếc Airbus A330 chở 226 hành khách vẫn hoàn toàn bình thường.
Văn phòng An toàn Vận tải Úc (ATSB) đã điều tra và xác định rằng các ống pitot hoạt động không chính xác do kỹ thuật viên quên tháo các ống che bảo vệ trong quá trình bảo dưỡng Hệ quả là trước khi cất cánh, các ống pitot vẫn bị chặn, dẫn đến việc không có dữ liệu được nạp vào máy tính để cung cấp thông tin về tốc độ và độ cao.
Vào lúc 11:18 tối ngày 18 tháng 7, chuyến bay MH134 cất cánh từ sân bay Brisbane và gặp sự cố khi đồng hồ đo độ cao và vận tốc không hoạt động Trước tình huống nguy hiểm, cơ trưởng đã phát lệnh pan-pan tới trạm không lưu tại Brisbane và xin phép quay đầu để hạ cánh khẩn cấp Rất may, chiếc Airbus đã hạ cánh an toàn, đảm bảo 226 hành khách đều bình yên vô sự.
Hình 55 Một hình ảnh chụp các ống pitot trên chiếc A330 cho thấy các ống bảo vệ bên ngoài chặn hoàn toàn ống pitot.
Trước khi máy bay cất cánh, việc kiểm tra kỹ lưỡng các yếu tố an toàn là rất quan trọng Cần chú ý đến việc kiểm tra hệ thống trong quá trình khởi hành, nhận diện các triệu chứng của pitot bị tắc hoặc cổng tĩnh Đồng thời, cần có kế hoạch xử lý sự cố trên chuyến bay để đảm bảo an toàn tối đa.
Hình 56 2 phi công của hãng AirBaltic thực hiện thủ tục kiểm tra bên ngoài máy bay trước khi cất cánh.
3.5.3 Sử Dụng Hệ Thống Sưởi Để Ngăn Tình Trạng Đóng Băng
Hầu hết các máy bay trang bị hệ thống làm nóng ống pitot, tuy nhiên, các bộ phận này có thể gặp sự cố Khi nhiệt pitot không hoạt động, việc sử dụng đồng hồ vạn năng để kiểm tra điện áp và tiếp đất của các dây dẫn là cần thiết Nếu mọi thứ đều ổn nhưng ống vẫn không hoạt động, cần thay thế ống pitot Cần lưu ý rằng khi hoạt động, nhiệt pitot tiêu tốn một lượng điện lớn, và ampe kế sẽ nhảy lên một chút khi được bật.
Hình 57 Hệ thống sưởi ống pitot.
3.5.4 Kiểm Tra Định Kì Và Xử Lý Kịp Thời Những Rò Rỉ Có Thể Xảy Ra Đôi khi, đường ống dẫn áp suất từ ống pitot đến đồng hồ chỉ thị vận tốc và cung cấp không khí tĩnh cho bộ đo tốc độ, VSI và máy đo độ cao có thể là nguồn rò rỉ Trong khi nhiều máy bay cũ sử dụng ống áp suất thấp mil-spec và phụ kiện để luồn hệ thống, hầu hết các máy bay mới hơn sử dụng ống nhựa Có thể dễ dàng làm hỏng các ren nhựa trên phụ kiện nếu chúng được siết chặt quá mức Ống nhựa này cũng có xu hướng trở nên giòn theo thời gian, đặc biệt là nếu nó tiếp xúc với nhiệt Bạn nên đảm bảo rằng các dòng này được định tuyến tránh xa các ngăn xếp vô tuyến nóng nếu có thể.
Hình 58 Phụ kiện đã được sử dụng trong nhiều năm để luồn dây điện cho static system và pitot system.
Rò rỉ trong đường áp suất đến đồng hồ chỉ thị vận tốc dễ phát hiện hơn so với rò rỉ trong đường tĩnh Hầu hết các rò rỉ tĩnh thường không được phát hiện trừ khi máy bay được điều áp, và thường chỉ được phát hiện trong quá trình kiểm tra hệ thống tĩnh theo yêu cầu của FAR91.411 Để kiểm tra, cổng tĩnh cần được bịt kín và súng hút gắn vào kết nối tại một trong các phụ kiện Quan trọng là khi sử dụng thiết bị bịt cổng tĩnh, cần có một đoạn dài kéo dài đến mặt đất để tránh việc quên Sau đó, thiết bị được đặt ở độ cao 1000 feet và lực hút được duy trì, với yêu cầu rằng máy đo độ cao không được giảm quá 100 feet mỗi phút.
Hình 59 Một ống mềm được kéo dài trên air data của GlaStar.
Hình 60 Một kỹ thuật viên gắn thiết bị hút vào cổng tĩnh trên GlaStar này để chuẩn bị cho kiểm tra hệ thống tĩnh.
Một số máy bay, có hệ thống thoát nước tĩnh nên được xả định kỳ Lưu ý lỗ thoát khí ram ở phía trước và lỗ thoát khí ở phía dưới.
Kiểm tra định kỳ và bảo trì không thường xuyên là cần thiết để đảm bảo độ chính xác của các chỉ số tốc độ không khí và độ cao trên thiết bị đo Những kết quả này đóng vai trò quan trọng trong việc đảm bảo an toàn cho chuyến bay, đặc biệt là trong điều kiện ban đêm.
3.5.5 Biết Những Kiến Thức Về Máy Bay Và Pitot Static System
Chìa khóa để ngăn chặn và vượt qua những thất bại trong ngành hàng không là kiến thức vững vàng của phi công về máy bay và các hệ thống liên quan Để đạt được điều này, phi công cần tự đặt ra những câu hỏi quan trọng liên quan đến khả năng vận hành và an toàn của máy bay.
Có nguồn tĩnh thay thế không? Có biết làm thế nào để sử dụng nó không?
Lần cuối cùng kiểm tra độ nóng của pitot (nếu được trang bị) là khi nào?
Trước khi rửa, nên che các cổng tĩnh và ống pitot bằng băng keo để ngăn nước xâm nhập Đường pitot và đường tĩnh cần được kiểm tra thường xuyên để phát hiện sự hiện diện của nước Nước trong hệ thống tĩnh pitot có thể gây ra dao động chỉ số do ảnh hưởng của lực gia tốc và thay đổi áp suất không khí Nếu nước đóng băng trong ống, nó sẽ gây tắc nghẽn tương tự như một cổng bị tắc hoàn toàn Để ngăn ngừa vấn đề nước, cần đảm bảo rằng các lỗ thoát nước của ống pitot luôn được mở và nước sẽ được thu gom bằng các bẫy nước ở điểm thấp nhất của ống tĩnh pitot.
Hình 63 ADC nhận đầu vào từ các thiết bị cảm biến tĩnh pitot và xử lý chúng để sử dụng cho nhiều hệ thống máy bay.
ELECTRONIC FLIGHT DISPLAY (EFD)
Giới thiệu về Electronic Flight Instrument System
Hệ thống thiết bị bay điện tử (EFIS) là một hệ thống tích hợp sử dụng màn hình kỹ thuật số để hiển thị thông tin về chuyến bay và thiết bị điều hướng Do mỗi nhà sản xuất thiết kế EFIS riêng biệt, có nhiều biến thể giữa các mô hình khác nhau Vì vậy, việc làm quen với mô hình cụ thể mà bạn sẽ vận hành là rất quan trọng.
Sự xuất hiện của các hiệu ứng đã tạo ra một sự thay đổi đáng kể trong thiết kế buồng lái hiện đại và nguyên lý vận hành của chúng.
Ví dụ như trong hình ảnh bên trái chúng ta có thể thấy buồng lái của một chiếc boeing
Chiếc 727, được thiết kế vào những năm 1970, phản ánh giai đoạn đầu của hệ thống EFIS, trong khi buồng lái của Dreamliner 787 từ năm 2015 cho thấy sự tiến bộ vượt bậc về thiết kế, hình thức và cách sử dụng Sự khác biệt này minh chứng cho sự phát triển nhanh chóng trong công nghệ hàng không.
Hình 64 Hệ thống hiển thị thông tin trên tàu bay Boeing 727 và 787.
Các thành phần của một hệ thống EFIS hoàn chỉnh bao gồm:
Display: màn hình hiển thị.
Control panel: điều khiển bằng cách mà.
Symbol generators: thiết bị tạo ký hiệu.
Hình 65 Các thành phần của hệ thống EFIS.
Electronic Flight Display (EFD) Màn hình hiển thị điện tử
Những cải tiến trong công nghệ màn hình kỹ thuật số và các linh kiện điện tử trạng thái rắn đã được tích hợp vào sàn đáp của máy bay hàng không chung Hệ thống EFD là một phần quan trọng của EFIS - Hệ thống Thông tin Chuyến bay Điện tử.
EFD bao gồm các màn hình chuyến bay như màn hình chuyến bay chính (PFD) và màn hình đa chức năng (MFD), giúp cải thiện độ tin cậy và an toàn tổng thể của hệ thống Việc sử dụng thiết bị đo đạc hiện đại đã giảm tổng chi phí trang bị cho máy bay, với các gói thiết bị điện tử chính ít bị hỏng hóc hơn Các nhà thiết kế máy bay không cần tạo ra bố cục bảng điều khiển lộn xộn, vì màn hình kỹ thuật số kết hợp tất cả thiết bị bay vào một màn hình duy nhất Bộ sáu dụng cụ truyền thống hiện được hiển thị trên màn hình tinh thể lỏng (LCD), với ASI nằm ở phía tốc độ và các con số lớn hơn giảm xuống từ đầu cuộn băng Băng tốc độ điện tử cũng hiển thị các phạm vi được mã hóa màu cho hoạt động của flap, phạm vi bình thường và phạm vi thận trọng.
Máy đo chỉ thị độ cao nằm bên phải của PFD, hiển thị độ cao hiện tại trong hộp đen ở giữa băng hiển thị, với các số lớn hơn giảm xuống khi độ cao tăng lên, theo gia số 20 feet Bên phải băng đo độ cao, VSI được thể hiện dưới dạng chỉ báo hình vòng cung hoặc băng tốc độ dọc.
Hình 66 Minh họa màn hình hiển thị điện tử.
Tổng kết lại, qua bài báo cáo tiểu luận này chúng ta đã nói về hệ thống pitot-static và
Hệ thống pitot-static là một phần quan trọng trong ngành hàng không, giúp xác định tốc độ bay, số Mach, độ cao và xu hướng độ cao của máy bay Hệ thống này bao gồm ống pitot, cổng tĩnh và các thiết bị liên quan như máy tính dữ liệu hàng không và điều áp cabin Các lỗi trong hệ thống pitot-static có thể dẫn đến những hậu quả nghiêm trọng, ảnh hưởng đến an toàn bay, với một số thảm họa hàng không thương mại được cho là do sự cố này Điều cần ghi nhớ là ống pitot tĩnh và cổng tĩnh đo áp suất tĩnh, cùng với ba đồng hồ hiển thị thông tin cho phi công: chỉ báo tốc độ không khí, độ cao và tốc độ thẳng đứng Bài tiểu luận này không chỉ cung cấp kiến thức cơ bản về cách thức hoạt động của hệ thống mà còn nêu rõ các lỗi thường gặp và biện pháp khắc phục, từ đó rút ra bài học kinh nghiệm cho các chuyến bay sau.
Bài viết này là kết quả của quá trình nghiên cứu và tìm tòi tài liệu của nhóm chúng em Do chưa có nhiều kinh nghiệm thực tế và chưa nắm rõ hết ý nghĩa của các thuật ngữ chuyên ngành, nên có thể sẽ có một số sai sót trong cách nhìn nhận vấn đề Chúng em rất mong nhận được sự góp ý và sửa chữa những lỗi này Cuối cùng, chúng em xin gửi lời cảm ơn chân thành đến thầy Võ Phi Sơn vì những nỗ lực và tâm huyết trong việc giảng dạy môn điện – điện tử hàng không.
