Nếu máy bay hạ độộ̣ cao, áp suất tĩnh sẽ tăng lên. Tổng áp suất bên trong hệ thống pitot không thể thay đổi khi ống bị tắc hồn tồn. Vì vậy, đồng hồ chỉ thị vận tốc giảm, chỉ số vận tốc được chỉ định thấp hơn. Mợộ̣t lần nữa nó phản ứng như mợộ̣t đồng hồ chỉ thị đợộ̣ cao.
47
Hình 45. Blocked Pitot Tube.
Mộộ̣t phản ứng khác nếu cổng đầu vào của ống pitot bị tắc nhưng lỗ thoát nước vẫn mở. Trong tình huống này áp suất pitot giảm đến giá trị của áp suất tĩnh. Khi cổng đầu vào của ống pitot bị tắc nhưng lỗ thoát nước vẫn mở, chỉ số vận tốc giảm xuống 0. Đồng hồ đo độộ̣ cao và đồng hồ đo vận tốc dọc khơng bị ảnh hưởng, bởi vì chúng chỉ nhận được áp suất tĩnh.
48
Hình 46. Blocked Pitot Tube.
49
Hình 47. Một ống pitot bị tắc nhưng lỗ thốt nước vẫn thơng.
3.3. 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 dùù̀ vận tốc thực tế là khơng đổi. (Miễn là lỗ thốt nước cũng bị chặn, vì nếu khơng áp suất khơng khí sẽ thốt ra ngồi khí quyển.) Điều này được gây ra bởi áp suất trong hệ thống pitot khơng đổi khi áp suất khí quyển (và áp suất tĩnh) đang giảm. Ngược lại đồng hồ chỉ thi vận tốc sẽ hiển thị giảm tốc độộ̣ khi máy bay hạ độộ̣ cao. Ống pitot dễ bị tắc do nước đá, nước, côn trùù̀ng hoặc mộộ̣t số vật cản khác. Vì lý do này, các cơ quan quản lý hàng không như Hoa Kỳ Cục Hàng không Liên bang (FAA) khuyến cáo rằng ống pitot phải được kiểm tra
50
xem có vật cản trước bất kỳ chuyến bay nào khơng. Để tránh đóng băng, nhiều ống pitot được trang bị bợộ̣ 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.
Hình 48. Blocked pitot system.
3.3.2. Cổng Tĩnh Bị Chặn
Mộộ̣t cổng tĩnh bị chặn là mợộ̣t tình huống nghiêm trọng hơn vì nó ảnh hưởng đến tất cả các pitot-static system. Mộộ̣t trong những nguyên nhân phổ biến nhất khiến cổng tĩnh bị chặn là đóng băng khung máy bay. Cổng tĩnh bị chặn sẽ khiến đồng hồ chỉ thị đợộ̣ cao bị đóng băng ở mợộ̣t giá trị khơng đổi, độộ̣ cao mà cổng tĩnh bị chặn. đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc sẽ đọc 0 và hồn tồn khơng thay đổi, ngay cả khi tốc độộ̣ dọc tăng hoặc giảm.
51
Đồng hồ chỉ thị vận tốc sẽ đảo ngược lỗi xảy ra với ống pitot bị tắc và khiến vận tốc được đọc ít hơn thực tế khi máy bay lên cao, do đồng hồ chỉ thị vận tốc nhận tổng áp suất giảm từ ống pitot (pitot tube) nhưng áp suất tĩnh bên trong ống bị chặn sẽ không đổi.
Khi máy bay hạ độộ̣ cao, tốc độộ̣ bay sẽ được báo cáo quá mức, do đồng hồ chỉ thị vận tốc nhận tổng áp suất ngày càng tăng từ ống pitot (pitot tube) nhưng áp suất tĩnh bên trong ống bị chặn sẽ không đổi.
=> Xem xét lại các tỷ lệ đã được sử dụng để giải thích mợộ̣t ống pitot bị tắc, ngun tắc tương tự cũng áp dụng cho cổng tĩnh bị chặn. Nếu máy bay hạ độộ̣ cao, áp suất tĩnh tăng lên phía pitot cho thấy sự gia tăng trên ASI. Điều này giả định rằng máy bay không thực sự tăng tốc đợộ̣ của nó. Sự gia tăng áp suất tĩnh ở phía pitot tương đương với sự tăng áp suất đợộ̣ng vì áp suất khơng thể thay đổi ở phía tĩnh.
Sự tắc nghẽn của hệ thống tĩnh cũng ảnh hưởng đến máy đo độộ̣ cao và VSI. Áp suất tĩnh bị mắc kẹt làm cho máy đo đợộ̣ cao bị đóng băng ở đợộ̣ cao nơi xảy ra tắc nghẽn. Trong trường hợp của VSI, mộộ̣t hệ thống tĩnh bị chặn tạo ra mợộ̣t chỉ báo 0 liên tục
52
Hình 49. Blocked static port.
3.3.3. Lỗi Cố Hữu
Các lỗi cố hữu có thể tḥộ̣c nhiều loại, mỗi loại ảnh hưởng đến các thiết bị khác nhau. Sai số mật độộ̣ ảnh hưởng đến tốc độộ̣ và độộ̣ cao của thiết bị đo. Loại lỗi này là do sự thay đổi của áp suất và nhiệt độộ̣ trong khí quyển. Mợộ̣t lỗi nén có thể phát sinh do áp lực tác đợộ̣ng sẽ gây ra khơng khí để nén trong ống pitot. Ở độộ̣ cao áp suất mực nước biển tiêu chuẩn, phương trình hiệu chuẩn (xem tốc đợộ̣ khơng khí đã hiệu chuẩn) tính tốn chính xác cho đợộ̣ nén nên khơng có sai số nén ở mực nước biển. Ở đợộ̣ cao cao hơn, nén khơng được tính tốn chính xác và sẽ làm cho thiết bị đọc lớn hơn tốc đợộ̣ khơng khí tương đương. Sự hiệu chỉnh có thể thu được từ biểu đồ. Sai số về khả năng nén trở nên đáng kể ở độộ̣ cao trên 10.000 feet (3.000 m) và ở tốc đợộ̣ khơng khí lớn hơn 200 hải lý /
53
h (370 km / h). Hysteresis là mợộ̣t lỗi gây ra bởi các đặc tính cơ học của aneroid capsules nằm trong các thiết bị. Những capsules này, được sử dụng để xác định chênh lệch áp suất, có các đặc tính vật lý chống lại sự thay đổi bằng cách giữ lại hình dạng nhất định, mặc dùù̀ các lực bên ngồi có thể đã thay đổi.
Lỗi đảo chiều (Reversal errors) gây ra bởi mộộ̣t số đọc áp suất tĩnh sai. Việc đọc sai này có thể do những thay đổi lớn bất thường trong cao độộ̣ của máy bay. Mộộ̣t sự thay đổi lớn về cao độộ̣ sẽ gây ra hiện tượng chuyển độộ̣ng theo hướng ngược lại trong chốc lát. Lỗi đảo chiều chủ yếu ảnh hưởng đến đồng hồ chỉ thị độộ̣ cao và đồng hồ chỉ thị vận tốc dọc.
3.3.4. Lỗi Vị Trí
Mợộ̣t loại lỗi cố hữu khác là lỗi vị trí. Lỗi vị trí do áp suất tĩnh của máy bay khác với áp suất khơng khí từ xa máy bay. Lỗi này là do luồng khơng khí đi qua cổng tĩnh với tốc độộ̣ khác với tốc độộ̣ thực của máy bay. Lỗi vị trí có thể cung cấp sai số tích cực hoặc tiêu cực, tùù̀y tḥộ̣c vào mộộ̣t trong số các yếu tố. Các yếu tố này bao gồm tốc đợộ̣ bay, góc tấn, trọng lượng máy bay, gia tốc, cấu hình máy bay và trong trường hợp máy bay trực thăng, hoạt đợộ̣ng rửa cánh quạt. Có hai loại lỗi vị trí, đó là "lỗi cố định" và "lỗi biến". Lỗi cố định được định nghĩa là lỗi cụ thể đối với mợộ̣t kiểu máy bay cụ thể. Các lỗi có thể thay đổi được gây ra bởi các yếu tố bên ngoài như tấm nền bị biến dạng cản trở luồng khơng khí hoặc các tình huống cụ thể có thể làm máy bay hoạt độộ̣ng quá tải.
3.3.5. Lag Errors
Lag errors gây ra bởi thực tế là bất kỳ thay đổi nào về áp suất tĩnh hoặc đợộ̣ng bên ngồi máy bay đều cần mộộ̣t khoảng thời gian hữu hạn để chúng đi xuống ống và ảnh hưởng đến đồng hồ đo. Loại sai số này phụ tḥộ̣c vào chiều dài và đường kính của ống cũng như khối lượng bên trong đồng hồ đo. Lag errors chỉ đáng kể vào khoảng thời gian khi tốc đợộ̣ khơng khí hoặc đợộ̣ cao đang thay đổi. Nó khơng phải là mợộ̣t mối quan tâm đối với chuyến bay ở mức ổn định.
3.4. Hậu quả
54
Các thảm họa liên quan đến Pitot-static
3.4.1. Chuyến bay 6231 của hãng hàng khơng Northwest Airlines
• Ngày 1 tháng 12 năm 1974 - Chuyến bay 6231 của hãng hàng không Northwest Airlines, mộộ̣t chiếc Boeing 727, đã bị rơi về phía tây bắc của Sân bay Quốc tế John F. Kennedy khi đang trên đường đến Sân bay Quốc tế Buffalo Niagara vì tắc nghẽn các ống pitot do đóng băng trong khí quyển.
Hình 50. Hình ảnh chiếc máy bay gặp nạn do tắc nghẽn ống pitot.
Cả ba thành viên phi hành đoàn trên máy bay thiệt mạng khi máy bay lao xuống đất sau khi máy bay dừng và hạ đợộ̣ cao nhanh chóng do phản ứng của phi hành đoàn với các kết quả đo vận tốc khí bị sai do đóng băng trong khí quyển. Hiện tượng đóng băng xảy ra do khơng bật hệ thống sưởi ống pitot khi bắt đầu chuyến bay.
55
Chiếc Boeing 727-251, rời Sân bay Quốc tế John F. Kennedy của Thành phố New York lúc 19:14 để đáp chuyến bay đến Buffalo. Khi máy bay vượt qua độộ̣ cao 16.000 feet (4.900 m), cịi cảnh báo q tốc đợộ̣ đã vang lên. Máy bay thăng bằng ở độộ̣ cao 24.800 feet (7.600 m) cho đến khi bắt đầu lao xuống mất kiểm sốt quay vịng và lao xuống. Chuyến bay 6231 hạ cánh ở tư thế hơi hướng mũi xuống và hạ cánh mười hai phút sau khi cất cánh, lúc 19:26.
Máy bay đã hạ độộ̣ cao từ 24.000 feet (7.300 m) xuống mặt đất ở độộ̣ cao 1.090 feet (330 m) so với mực nước biển trong 83 giây. Vụ tai nạn xảy ra cách Thiells, New York khoảng 3,2 hải lý (5,9 km) về phía tây Cảnh sát mơ tả địa điểm máy bay rơi là mợộ̣t khu vực đầm lầy có nhiều cây cối rậm rạp và khả năng tiếp cận bị cản trở do điều kiện thời tiết mùù̀a đơng bao gồm gió và mưa-tuyết đan xen.
Các Ban An tồn Giao thơng Quốc gia (NTSB) dẫn đầu c̣ộ̣c điều tra tai nạn và công bố báo cáo cuối cùù̀ng của nó vào ngày 13, 1975.
Các nhà điều tra phát hiện ra rằng phi hành đồn đã khơng kích hoạt bợộ̣ sưởi ống pitot và các ống pitot đã bị đóng băng khiến phi hành đồn nhận được kết quả đo vận tốc khơng chính xác. Phi hành đồn tin rằng những điều đã đọc là đúng, đã kéo lại cộộ̣t điều khiển và nâng mũi khiến máy bay bị stall.
Từ bản tóm tắt của báo cáo NTSB: Nguyên nhân có thể xảy ra của vụ tai nạn này là do máy bay mất kiểm soát do tổ bay khơng nhận biết và hiệu chỉnh góc tấn cao, tốc đợộ̣ chậm và máy bay xoay và hạ độộ̣ cao theo mộộ̣t đường xoắn ốc đi xuống. Sự ngưng trệ đã xảy ra do phản ứng khơng phùù̀ hợp của phi hành đồn với các chỉ số vận tốc và số Mach khơng chính xác, do sự tắc nghẽn ống pitot do đóng băng trong khí quyển.
3.4.2. Chuyến bay số 301 của Birgenair
• Ngày 6 tháng 2 năm 1996 - Chuyến bay số 301 của Birgenair lao xuống biển ngay sau khi cất cánh do kết quả đo tốc đợộ̣ khơng chính xác. Ngun nhân là do lỗi phi công sau khi nhận được thơng tin vận tốc khơng chính xác từ mợộ̣t trong các ống pitot,
56
mà các nhà điều tra tin rằng đã bị chặn bởi mợộ̣t tổ ong bắp cày được xây dựng bên trong nó. Máy bay đã không bay trong 20 ngày và không có nắp đậy ống pitot trước khi vụ tai nạn xảy ra.
Hình 51. Chiếc máy bay Boeing 757-225 gặp nạn.
Trong quá trình cất cánh lúc 23:42 1 cơ trưởng nhận thấy rằng đồng hồ chỉ thị vận tốc (ASI) của mình bị trục trặc nhưng anh ta đã chọn không hủy bỏ việc cất cánh. Máy bay cất cánh bình thường lúc 23:42, cho chặng đầu tiên của chuyến bay.
Khoảng 10 giây sau, mộộ̣t cảnh báo về Tỷ lệ Rudder và tốc độộ̣ Mach xuất hiện. Phi hành đồn tại thời điểm đó ngày càng trở nên bối rối, vì ASI của thuyền trưởng cho thấy trên 300 hải lý (560 km / h; 350 dặm / giờ) và đang tăng lên và ASI của sĩ quan đầu tiên, chính xác, đang hiển thị 220 hải lý (410 km / h; 250 dặm / giờ) và đang giảm dần.
57
Sau đó, đợộ̣i trưởng cho rằng cả hai ASI đều sai, và quyết định kiểm tra các thiết bị ngắt mạch. Khi bộộ̣ ngắt mạch đầu tiên được kiểm tra, cảnh báo q tốc đợộ̣ xuất hiện, vì ASI của cơ trưởng, nguồn chính của thơng tin về tốc đợộ̣ bay cho lái tự độộ̣ng, đang hiển thị tốc độộ̣ airspeed gần 350 hải lý (650 km / h; 400 mph) và đang tăng lên. Sau đó, cầu dao thứ hai được kéo để tắt tiếng cảnh báo. Khi máy bay leo lên 4.700 feet (1.400 m), ASI của cơ trưởng đọc 350 hải lý (650 km / h; 400 mph). ASI của cơ phó đọc 200 hải lý / h (370 km / h; 230 mph) và vẫn đang giảm. Với tất cả các cảnh báo trái ngược nhau mà máy bay đưa ra, cơ trưởng bối rối quyết định giảm lực đẩy của máy bay, vì tin rằng nó đang bay q nhanh.
Hành đợộ̣ng này ngay lập tức phát tín hiệu cảnh báo, cảnh báo rằng máy bay đang bay chậm mộộ̣t cách nguy hiểm. Ngồi ra, chế đợộ̣ lái tự đợộ̣ng cũng không hoạt độộ̣ng. Khi máy bay đang sắp stall, nó trở nên khơng ổn định và nó bắt đầu lao xuống. Trong khi đó, nhân viên điều khiển, khơng biết có vấn đề gì, đã gọi cho chuyến bay, nhưng khi phi hành đồn vật lợộ̣n với các vấn đề. Cơ phó nhận thức được quy mơ của vấn đề, đã đề xuất nhiều phương pháp khác nhau để phục hồi, nhưng cơ trưởng bối rối phớt lờ tất cả. Khoảng 20 giây trước khi va chạm, cơ trưởng cuối cùù̀ng đã cố gắng phục hồi từ trạng thái ngừng hoạt độộ̣ng bằng cách tăng lực đẩy của máy bay lên hết cỡ, nhưng do máy bay vẫn ở trạng thái hướng lên, các độộ̣ng cơ đã bị ngăn không nhận đủ luồng khơng khí gia tăng lực đẩy. Đợộ̣ng cơ bên trái ngừng hoạt độộ̣ng, khiến độộ̣ng cơ bên phải, vẫn cịn cơng suất tối đa, dẫn đến sự chênh lệch lực đẩy, tàu bay bay xung quanh mộộ̣t trục thẳng đứng, trong đó máy bay xoay và hạ đợộ̣ cao theo mộộ̣t đường xoắn ốc đi xuống. Lúc 23:47, Hệ thống Cảnh báo Khoảng cách Mặt đất (GPWS) phát ra cảnh báo bằng âm thanh, và tám giây sau máy bay lao xuống Đại Tây Dương. Tất cả 176 hành khách và 13 thành viên phi hành đoàn thiệt mạng khi va chạm.
3.5. Biện Pháp Khắc Phục
58
3.5.1. Air Data Testing
Hệ thống tĩnh pitot phải được kiểm tra rị rỉ bất cứ khi nào cơng việc được thực hiện trên hệ thống hoặc trong khoảng thời gian nhất định. Điều này được thực hiện bằng cách sử dụng Máy kiểm tra dữ liệu khơng khí hoặc máy kiểm tra rị rỉ như nó đơi khi được gọi. Các phụ kiện kiểm tra đặc biệt được kết nối với pitot và đường tĩnh để gắn thiết bị kiểm tra dữ liệu khơng khí. Đầu vào pitot thơng thường và đầu vào tĩnh phải được che đậy để đảm bảo phép đo chính xác. Chỉ sử dụng vật liệu đã được phê duyệt cho mục đích này. Nếu sử dụng băng dính sáng màu để che các cổng tĩnh, các kĩ sư bảo dưỡng phải tháo nó ra hồn tồn sau khi kiểm tra để giữ cho bề mặt sạch sẽ và ngăn chặn các dấu hiệu bị xáo trợộ̣n. Trong q trình kiểm tra rị rỉ, hệ thống pitot được điều áp và sau đó nó được đo áp suất này nằm trong giới hạn nhất định trong bao lâu. Áp suất hệ thống tĩnh được giảm và áp suất giảm phải được giữ lại trong các giới hạn nhất định. Khi sử dụng thiết bị kiểm tra dữ liệu hàng không, phải luôn tuân thủ các quy trình của sổ tay bảo dưỡng và các hướng dẫn kiểm tra cụ thể khác để ngăn ngừa hư hỏng thiết bị máy bay. Ví dụ, áp suất STATIC khơng được cao hơn áp suất PITOT. Ngồi ra, nó khơng bao giờ được vượt q tốc độộ̣ thay đổi áp suất tối đa để cho phép các thiết bị và máy tính dữ liệu khơng khí hoạt đợộ̣ng trơn tru.
59
Hình 52. Air data testing.
60
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 các phi công đều cần các đồng hồ chỉ thị vận tốc và đồng hồ chỉ thị đợộ̣ cao chính