GIỚI THIỆU VỀ FLIGHT INSTRUMNET
Flight Instruments
Dụng cụ máy bay bao gồm nhiều mặt số, đồng hồ đo và tiện ích 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 quan trọng, hỗ trợ phi công trong việc điều khiển và quản lý chuyến bay hiệu quả.
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.
Các thiết bị bay, hay còn gọi là flight instruments, là những công cụ thiết yếu trong buồng lái của máy bay, giúp phi công theo dõi tình hình bay Chúng cung cấp thông tin quan trọng như độ cao, tốc độ bay, tốc độ thẳng đứng, và hướng đi, góp phần đảm bảo an toàn trong mỗi chuyến bay.
Theo Bộ luật 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 Gốc Aviation 6 Pack bao gồm 6 dụng cụ cơ bản thiết yếu, được sử dụng phổ biến trong hầu hết mọi loại máy bay, bất kể hình dạng hay hình thức Những dụng cụ này có thể tồn tại dưới dạng riêng lẻ hoặc được kết hợp với nhau, mang lại sự tiện lợi cho người sử dụng.
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 Ba loại thiết bị chính bao gồm: chỉ báo thái độ (Attitude Indicator), bộ điều phối vòng quay (Turn Coordinator) và chỉ báo phương hướng (Heading Indicator).
The classification into two groups is based on the fact that the pitot static system provides essential data on speed 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 suất 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, hỗ trợ phi công trong việc điều khiển và giám sát chuyến bay.
Thông tin được truyền đến các pack sẽ cung cấp cho phi công các trạng thái bay quan trọng Hệ thống Pitot static đo áp suất không khí, từ đó cung cấp năng lượng cho các thiết bị liên quan.
Pitot static system thường bao gồm:
Pitot tube (ống pitot), 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 ra nguy hiểm nghiêm trọng, vì thông tin thu được 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 tại mực nước biển khoảng 30 inHg (29,92 inHg trong điều kiện tiêu chuẩn) Khi leo lên cao, cột không khí phía trên ngắn hơn, dẫn đến áp suất tĩnh giảm Ví dụ, tại một độ cao nhất định trên núi, áp suất tĩnh có thể đo được là 24 inHg và tiếp tục giảm xuống còn 15 inHg ở đỉnh núi Điều này cho thấy áp suất tĩnh giảm khoảng 1 inHg cho mỗi 1000 feet tăng thêm.
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 minh họa là bể bơi, nơi chúng ta có thể quan sát cách các phân tử nước hoạt động tương tự như các phân tử không khí Khi bơi trên bề mặt, áp suất tĩnh mà một người cảm nhận được sẽ 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, đặc biệt là ở tai Đây là một ví dụ 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 bay nhanh hơn, áp suất động sẽ lớn hơn, và ngược lại, khi bay với tốc độ thấp, áp suất động sẽ nhỏ hơn Ví dụ, một máy bay bay với tốc độ 80 kt/h sẽ có 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 cả hai loại áp suất tổng Hình 9 minh họa rõ ràng sự ảnh hưởng của áp suất tổng 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 dữ liệu cần thiết cho các thiết bị 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.
Static port được đặt ở các điểm trung hòa khí động học trên máy bay để đo áp suất không khí trung tính, thường nằm trên thân máy bay hoặc các vị trí trung lập khác Một static port dự phòng thường nằm trong cabin để sử dụng khi các static port bên ngoài bị chặn Khu vực static port cần được giữ sạch sẽ và trơn tru để tránh làm nhiễu loạn luồng không khí, vì điều này có thể dẫn đến các chỉ báo không chính xác Để bảo vệ static port khỏi tắc nghẽn trong quá trình rửa hoặc sơn máy bay, chúng cần được che chắn bằng nắp và có màu sáng để dễ dàng nhận diện.
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 đặt ở thân tàu bay vì: Đây là nơi thu được áp suất tĩnh chính xác nhất.
Áp suất tĩnh luôn hiện hữu và được sinh ra theo mọi hướng, trong khi áp suất động chỉ xuất hiện ngược lại với hướng di chuyển của máy bay Thiết kế static port trên thân tàu bay cho phép đo áp suất tĩnh một cách chính xác, vì chỉ có áp suất tĩnh đi vào Tuy nhiên, thiết kế này không hoàn hảo; trong một số trường hợp, áp suất động có thể xâm nhập vào static port, dẫn đến 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, có thể xảy ra sai số, được gọi là sai số nguồn tĩnh (SSE), là sự khác biệt giữa áp suất tĩnh đo được và áp suất tĩnh thực tế SSE phụ thuộc vào hình dạng thân máy bay, tốc độ bay và góc tới, cùng với vị trí cánh tà và hộp số Trước đây, phi công sử dụng sơ đồ từ sách hướng dẫn bay để điều chỉnh chỉ dẫn, nhưng hiện nay, các máy tính dữ liệu không khí (ADC) tự động tính toán hệ số hiệu chỉnh để bù cho SSE.
Hình 14 Mô phỏng static pressure system.
Trong quá trình bay, thao tác trượt bên (side slip) có thể ảnh hưởng đến áp suất tĩnh đo được Side slip là trạng thái không cân bằng của tàu bay, khi tàu bay di chuyển xuống hạ độ cao và lạng vào phía trong của vòng cua.
Trong quá trình chuyển động trượt bên, luồng không khí tạo ra áp suất tĩnh cao hơn ở bên trái thân máy bay do hiệu ứng động áp suất (ram effect) từ chuyển động tiến về phía trước Điều này dẫn đến áp suất tĩnh giảm ở bên phải thân máy bay Để bù đắp cho tác động của cơ động trượt hai bên, mỗi bên máy bay được lắp đặt một static port, và cả hai static ports được kết nối qua một ống cổng chéo để cân bằng áp suất tĩnh cho các thiết bị.
Hình 15 Mô phỏng khi tàu bay side slip.
Pitot Pressure
2.2.1 Pitot Tube Pitot tube hay ống pitot là một thiết bị đo áp suất dùng để tính vận tốc của dòng chất lưu Ống pitot được phát minh bởi kỹ sư người Pháp Henri Pitot từ đầu thế kỷXVIII, và được sửa đổi thành kiểu hiện đại như ngày nay bởi nhà khoa học ngườiPháp Henry Darcy người đã thực hiện những 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 phần ống nằm ngang và hướng lên.
Khi ống có hình dạng thẳng đứng, nước sẽ dâng lên cho đến khi đạt mức bằng với áp suất tĩnh của dòng sông xung quanh Ngược lại, khi ống nằm ngang theo dòng chảy, chiều cao cột nước sẽ tăng lên do áp suất động Khi hạt nước vào ống pitot, vận tốc của nó chuyển thành áp suất động, dẫn đến chiều cao cột nước là tổng 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 trong ngành hàng không, được sử dụng trên máy bay để cung cấp thông tin về vận tốc Thiết bị này là sự kết hợp giữa ống pitot và ống tĩnh, được thiết kế đồng trục nhằm tối ưu hóa cấu trúc Sự chênh lệch áp suất giữa hai ống được đo bằng đầu dò điện tử, nhưng về cơ bản, ống pitot tĩnh vẫn giữ nguyên nguyên lý hoạt động của phát minh ban đầu Do sự kết hợp này, thiết bị 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 hướng thẳng vào dòng chảy để đo áp suất tổng và một lỗ vuông góc để đo áp suất tĩnh Các ống này có khe hút gió cho tổng áp suất ở phía trước, và mép đầu ống cần được bảo trì 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 vào đường ống áp suất pitot Ngoài ra, ống còn được trang bị hệ thống sưởi ấm với các điện trở, giúp ống nóng lên khi được bật từ buồng lái.
Heater được thiết kế để giải quyết tình huống khi đầu vào của ống pitot tĩnh bị đóng băng, giúp làm tan chảy băng và ngăn ngừa tắc nghẽn, từ đó đảm bảo độ chính xác trong kết quả đo Để điều khiển các heater này, người dùng có thể sử dụng công tắc pitot heater nằm ở bên trái bảng điều khiển Hệ thống nhiệt Pitot hoạt động với điện áp 28 VDC, được cung cấp thông qua nguồn điện tương ứng.
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 của ống pitot tĩnh với lỗ thoát nước này nhằm loại bỏ các lỗi có thể xảy ra trong quá trình đo áp suất.
Hình 20 Một lỗ drain hole dùng để thoát nước trong ống pitot.
Áp suất Pitot là áp suất đo được từ ống Pitot tĩnh, bao gồm tổng áp suất, tức là sự kết hợp giữa áp suất động do tốc độ không khí và áp suất tĩnh Để đảm bảo độ chính xác trong đo lường, vị trí ống Pitot được nhà sản xuất máy bay lựa chọn cẩn thận, và cần phải 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 thường nằm dưới cánh hoặc phía trước cánh, và trên các máy bay lớn, ống Pitot thường được lắp đặt 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, ống Pitot cần được bảo vệ bằng nắp đậy để ngăn chặn nước và các vật thể lạ như côn trùng xâm nhập Nắp đậy thường có lá cờ màu đỏ với dòng chữ “REMOVE BEFORE FLIGHT” nhằm cảnh báo cho thợ máy hoặc phi công rằng nắp phải được tháo ra trước chuyến bay tiếp theo.
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, gọi là p1, và chảy vào buồng áp tĩnh Các lỗ còn lại đo áp suất tổng, được gọi là p2, và chảy vào buồng áp suất.
Ống pitot tĩnh hoạt động dựa trên nguyên lý chênh lệch áp suất giữa hai buồng có vách ngăn Khi áp suất trong một buồng cao hơn, màng ngăn sẽ bị biến dạng về phía buồng tĩnh Sự biến dạng này được kết nối với một bộ chuyển đổi áp suất, giúp tạo ra sự chênh lệch áp suất giữa các khoang.
Theo định luật Bernoulli ta có:
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 thiết bị dùng để xác định độ cao của máy bay so với một mức cố định, như mực nước biển hoặc địa hình bên dưới Khi độ cao tăng, áp suất không khí giảm, và sự giảm này có thể đo lường được một cách nhất quán cho bất kỳ thay đổi độ cao nào Nhờ vào việc đo áp suất không khí, ta có thể xác định chính xác độ cao.
Máy đo độ cao, hay 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 static vent qua đường ống trong 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 Cốt lõi hoạt động của máy đo độ cao là aneroid, một bộ phận có khả năng co giãn, 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 khiến nó chỉ số 0 Khi máy bay bay cao hơn, áp suất không khí giảm, aneroid mở rộng và kim chỉ thị xoay để hiển thị độ cao Ngược lại, khi hạ thấp máy đo độ cao, áp suất không khí tăng lên, làm cho 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 khí quyển Ở mực nước biển và trong điều kiện khí quyển tiêu chuẩn, liên kết với màng ngăn có thể mở rộng, tạo ra chỉ số bằng không Khi độ cao tăng, áp suất tĩnh bên ngoài màng ngăn giảm, khiến aneroid mở rộng và hiển thị dấu hiệu tích cực về độ cao Ngược lại, khi độ cao giảm, áp suất khí quyển tăng, làm cho áp suất không khí tĩnh bên ngoài màng ngăn tăng lên, khiến con trỏ di chuyển ngược lại, cho thấy độ cao giảm.
Mặt số của đồng hồ đo độ cao tương tự hoạt động như một chiếc đồng hồ thông thường Con trỏ dài nhất di chuyển quanh mặt số để ghi nhận độ cao tính bằng hàng trăm feet, với một vòng hoàn chỉnh tương ứng với độ cao 1.000 feet Trong khi đó, con trỏ dài thứ hai di chuyển chậm hơn và mỗi khi nó chỉ đến một chữ số, nó cho biết độ cao 1.000 feet, với một vòng quanh mặt số tương ứng với 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 biết độ cao đạt được là 1.000 feet Nếu thiết bị được trang bị thêm, con trỏ thứ ba, ngắn nhất sẽ ghi lại độ cao, thường hiển thị qua một vùng gạch chéo đen trắng hoặc đỏ trắng 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 liên kết xoay bộ đếm số, giúp phi công dễ dàng đọc số độ cao tính bằng feet 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 các số.
Sau đó, tham chiếu có thể được chuyển hướng đến chỉ báo kiểu đồng hồ cổ điển.
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 còn có thể được sử dụng để chỉ thị các 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 Nó hoạt động bằng cách 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 có thể lưu thông tự do vào và ra khỏi màng ngăn, nhưng được điều chỉnh để chảy vào và ra khỏi thùng máy qua một lỗ Con trỏ gắn vào màng ngăn sẽ chỉ tốc độ thẳng đứng bằng không khi áp suất bên trong và bên ngoài màng ngăn bằng nhau, với mặt số thường chia độ 100 feet/phút Vít điều chỉnh zeroing trên mặt thiết bị giúp căn giữa con trỏ chính xác về số 0 khi máy bay 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 qua phần hạn chế của lỗ thoát khí Sự chênh lệch áp suất giữa bên trong và bên ngoài cơ hoành khiến cơ hoành co lại, làm cho kim chỉ thị tăng lên Quá trình này đảo ngược khi máy bay hạ xuống Nếu duy trì độ lên hoặc xuống ổn định, sẽ thiết lập được sự chênh lệch áp suất ổn định giữa màng ngăn và áp suất xung quanh, dẫn đến chỉ báo chính xác về tốc độ leo.
VSI là một 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.
Một thiếu sót của cơ chế tốc độ lên cao là 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 nhằm giảm độ trễ Pít-tông trong hệ thống này phản ứng nhanh chóng với sự thay đổi hướng khi máy bay leo lên hoặc xuống, giúp bơm không khí vào hoặc ra khỏi màng ngăn, từ đó nhanh chóng thiết lập chênh lệch áp suất và cung cấp chỉ báo chính xác hơn.
Dấu gạch ngang nhỏ trong IVSI phản ứng nhanh chóng với 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, 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, dẫn đến sự co giãn của diaphragm.
Liên kết gắn với diaphragm làm cho 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 các giai đoạn bay, cần xem xét nhiều 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 những tình huống cụ thể Để cải thiện độ chính xác, các thiết bị đo tốc độ không khí thường sử dụng các cơ chế bên trong và trên mặt đồng hồ Các thiết bị bay kỹ thuật số còn có khả năng thực hiện các phép tính trong ADC, giúp hiển thị chỉ báo mong muốn một cách chính xác.
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 trong khoảng này.
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 đơn giản bao gồm ba chỉ số chính: altimeter (máy đo độ cao), vertical speed indicator (chỉ báo tốc độ thẳng đứng) và airspeed indicator (chỉ báo tốc độ không khí) Ba chỉ số này hoạt động dựa trên một hệ thống áp suất tĩnh với hai cổng tĩnh, trong khi chỉ báo tốc độ không khí được cung cấp bởi hệ thống áp suất pitot.
Máy bay lớn 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 thứ hai bao gồm một hệ thống pitot và tĩnh độc lập Một cải tiến an toàn quan trọng là lắp đặt van chọn nguồn tĩnh thay thế, cho phép cơ trưởng sử dụng hệ thống áp suất tĩnh của phi công phụ khi cần thiết.
Máy bay bay 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 (Automatic Data Computation) sẽ tính toán dữ liệu cần thiết và truyền tín hiệu điện đến các chỉ báo này, 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 lái tự động và hệ thống cảnh báo.
Cải tiến về độ tin cậy của máy tính dữ liệu không khí đã cho phép thay thế tất cả 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 Việc mất điện không được phép làm mất toàn bộ thiết bị dữ liệu không khí cơ bản, vì vậy cần có các chỉ báo dự phòng cho tốc độ không khí và độ cao trên máy bay Hệ thống tĩnh pitot dự phòng cung cấp một ADC thứ ba, cho phép đầu ra của ADC số 3 được sử dụng cho các hệ thống bổ sung hoặc thay thế ADC 1 hoặc 2 trong trường hợp hệ thống gặp lỗi.
Hình 34 System architecture with 3 ADCs.
Trong các máy bay hiện đại với buồng lái bằng kính 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 Hệ thống này giúp tiết kiệm trọng lượng và giảm chi phí bảo trì nhờ việc truyền dữ liệu qua dây mỏng thay vì ống dẫn Chỉ những thiết bị dự phòng mới cần sử dụng ống dẫn khí 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 tích hợp máy tính dữ liệu không khí 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 gặp phải nhiệt độ môi trường xuống dưới 50 °F và sự thay đổi khả năng nén của không khí Luồng không khí xung quanh thân máy bay cũng thay đổi, làm khó khăn cho việc nhận đầu vào áp suất tĩnh nhất quán Để đảm bảo chỉ dẫn chính xác từ các thiết bị, phi công cần bù đắp cho các yếu tố về nhiệt độ và mật độ không khí Mặc dù nhiều thiết bị đã tích hợp sẵn chức năng bù, việc sử dụng máy tính dữ liệu hàng không (ADC) ngày càng phổ biến trên các máy bay hiệu suất cao.
Các máy bay hiện đại sử dụng máy tính dữ liệu hàng không kỹ thuật số (DADC), cho phép chuyển đổi áp suất không khí cảm nhận thành các giá trị kỹ thuật số Điều này giúp máy tính dễ dàng xử lý thông tin và cung cấp dữ liệu chính xác, đồng thời khắc phục nhiều biến số gặp phải trong quá trình vận hành.
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.
Về cơ bản, tất cả các áp suất và nhiệt độ do cảm biến thu được đều được đưa vào ADC.
Các đơn vị tương tự sử dụng đầu dò để chuyển đổi giá trị thành tín hiệu điện, điều khiển trong các mô-đun với mạch thiết kế phù hợp cho các thiết bị khác nhau DADC nhận dữ liệu ở định dạng kỹ thuật số; nếu không có đầu ra cảm biến kỹ thuật số, tín hiệu đầu vào sẽ được chuyển đổi qua bộ chuyển đổi tương tự-kỹ thuật số Quá trình này có thể diễn ra trong máy tính hoặc thiết bị riêng biệt Tất cả phép tính và bù trừ được thực hiện kỹ thuật số, với đầu ra từ ADC dùng để điều khiển động cơ servo hoặc làm đầu vào cho hệ thống điều áp, bộ điều khiển bay và các hệ thống 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 hệ thống nhẹ hơn với ít kết nối hơn, giảm thiểu rò rỉ và dễ bảo trì Tính toán bù có thể thực hiện ngay trong máy tính, loại bỏ nhu cầu về thiết bị bù riêng lẻ Các DADC có khả năng kiểm tra và xác minh dữ liệu từ mọi nguồn trên máy bay, giúp cảnh báo phi hành đoàn về các tham số bất thường một cách tự động Hệ thống cũng có thể tự động thay đổi nguồn dữ liệu thay thế để duy trì hoạt động chính xác Công nghệ trạng thái rắn hiện đại không chỉ đáng tin cậy hơn mà còn có kích thước nhỏ và nhẹ.
LỖI TRONG PITOT STATIC SYSTEM
Leakage In Pitot Static System
Chúng tôi sẽ sử dụng hệ thống đơn giản này để hiển thị ảnh hưởng của các chỉ số.
Lưu ý rằng: Kết quả của rò rỉ phụ thuộc vào kích thước của rò rỉ và cabin máy bay có được điều áp hay không.
Trong trường hợp xảy ra một rò rỉ lớn bên trong cabin, chẳng hạn như một ống bị vỡ, áp suất cabin sẽ xâm nhập vào ống thông qua rò rỉ này Hệ thống tĩnh của máy bay có cabin không điều áp sẽ phản ánh rõ ràng tác động của rò rỉ, cho thấy sự ảnh hưởng đáng kể đến các chỉ số áp suất.
Trong quá trình bay, áp suất cabin thường thấp hơn một chút so với áp suất tĩnh do hiệu ứng venturi, mà không tính đến tác động của hệ thống sưởi hoặc thông gió Đồng hồ chỉ thị độ cao (altimeter - ALT) sẽ ghi nhận một mức độ cao tăng nhẹ, trong khi Đồng hồ chỉ thị vận tốc (Airspeed Indicator - ASI) cũng cho thấy tốc độ cao hơn một chút Đồng hồ chỉ thị 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 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, nếu cabin được điều áp, đồng hồ chỉ thị vận tốc trở nên khó đoán, vì nó phụ thuộc vào độ cao và áp suất 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 dẫn đến sự giảm chỉ số vận tốc, do áp suất tĩnh và pitot có xu hướng tương đồng Ngoài ra, độ cao và chỉ số vận tốc dọc cũng sẽ hiển thị kết quả tương tự như những ảnh hưởng của 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 nào 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 giảm do tổng áp suất từ ống pitot giảm, trong khi áp suất tĩnh bên trong ống không thay đổi Kết quả là chỉ số vận tốc sẽ giảm dần, trong khi đồng hồ đo độ cao vẫn hiển thị cùng một độ cao và vận tốc dọc ở mức 0 trong suốt quá trình leo cao.
Khi hệ thống áp suất tĩnh bị chặn trong quá trình hạ độ cao, đồng hồ chỉ thị vận tốc sẽ nhận tổng áp suất ngày càng tăng từ ống pitot, trong khi áp suất tĩnh bên trong ống không thay đổi, dẫn đến chỉ số vận tốc tăng lên Đồng thời, đồng hồ chỉ thị độ cao vẫn hiển thị cùng một độ cao trong khi giảm 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 bay lên cao với tốc độ ổn định, áp suất tĩnh sẽ giảm Nếu ống pitot bị tắc hoàn toàn, tổng áp suất trong hệ thống sẽ không thay đổi, dẫn đến chỉ số vận tốc trên đồng hồ tăng dần, thậm chí có thể vượt qua giới hạn tốc độ an toàn.
Chỉ số vận tốc phản ứng hoạt động như một đồng hồ đo độ cao, trong trường hợp ống pitot bị tắc hoàn toàn, máy bay vẫn bay ở cùng độ cao mà không hiển thị sự thay đổi tốc độ Điều này xảy ra ngay cả khi lực đẩy của động cơ thay đổi để tăng hoặc giảm tốc độ 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 một đồng hồ chỉ thị độ cao.
Một phản ứng khác nếu cổng đầu vào của ống pitot bị tắc nhưng lỗ thoát nước vẫn mở.
Khi áp suất pitot giảm xuống bằng áp suất tĩnh, tình huống xảy ra khi cổng đầu vào của ống pitot bị tắc nhưng lỗ thoát nước vẫn mở, 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 Nguyên nhân phổ biến nhất gây ra tình trạng này là do đóng băng khung máy bay Khi cổng tĩnh bị chặn, đồng hồ chỉ thị độ cao sẽ bị kẹt ở một giá trị cố định, tương ứng với độ cao mà cổng tĩnh bị chặn Đồng thời, đồng hồ chỉ thị vận tốc sẽ gặp lỗi, dẫn đến việc đọc vận tốc thấp hơn thực tế khi máy bay lên cao, vì đồng hồ này nhận tổng áp suất giảm từ ống pitot, trong khi áp suất tĩnh bên trong ống bị chặn không thay đổi.
Khi máy bay hạ độ cao, tốc độ bay có thể được báo cáo cao hơn thực tế do đồng hồ chỉ thị vận tốc nhận được áp suất tổng tăng từ ống pitot, trong khi áp suất tĩnh bên trong ống 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 tăng lên phía pitot dẫn đến sự gia tăng chỉ số tốc độ không khí (ASI) Điều này xảy ra trong trường hợp máy bay không thực sự tăng tốc độ Sự gia tăng áp suất tĩnh ở phía pitot tương đương với sự tăng áp suất động, vì áp suất không thể thay đổi ở phía tĩnh.
Sự tắc nghẽn trong hệ thống tĩnh có tác động tiêu cực đến máy đo độ cao và VSI, khiến cho áp suất tĩnh bị mắc kẹt Hệ quả là máy đo độ cao không thể hoạt động chính xác và bị đóng băng ở độ cao nơi xảy ra tắc nghẽn.
Trong trường hợp của VSI, một hệ thống tĩnh bị chặn tạo ra một chỉ báo 0 liên tục
Các lỗi cố hữu có thể thuộc nhiều loại, mỗi loại ảnh hưởng đến các thiết bị khác nhau.
Sai số mật độ ảnh hưởng đến tốc độ và độ cao của thiết bị đo do sự thay đổi áp suất và nhiệt độ trong khí quyển Lỗi nén có thể xảy ra khi áp lực tác động làm cho không khí bị nén trong ống pitot Ở độ cao áp suất mực nước biển tiêu chuẩn, phương trình hiệu chuẩn tính toán chính xác cho độ nén, do đó không có sai số nén Tuy nhiên, 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 được lấy từ biểu đồ, với sai số về khả năng nén lên tới 370 km/h Hysteresis là một loại lỗi do các đặc tính cơ học của các capsule aneroid trong thiết bị, khiến chúng giữ lại hình dạng nhất định mặc dù các lực bên ngoài có thể đã thay đổi.
Lỗi đảo chiều (Reversal errors) xảy ra do một số đọc áp suất tĩnh không chính xác, thường gây ra bởi những thay đổi đột ngột về độ cao của máy bay Những biến động lớn này có thể dẫn đến hiện tượng chuyển động ngược lại trong một khoảng thời gian ngắn Lỗi đảo chiều chủ yếu tác động 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 hàng không, xảy ra khi áp suất tĩnh của máy bay không khớp với áp suất không khí xung quanh Nguyên nhân chính là do luồng không khí qua cổng tĩnh có tốc độ khác với tốc độ thực của máy bay, dẫn đến sai số tích cực hoặc tiêu cực tùy thuộc vào nhiều yếu tố như tốc độ bay, góc tấn, trọng lượng máy bay, gia tốc, cấu hình máy bay và hoạt động rửa cánh quạt ở máy bay trực thăng Có hai loại lỗi vị trí: "lỗi cố định," liên quan đến một kiểu máy bay cụ thể, và "lỗi biến," do các yếu tố bên ngoài như tấm nền bị biến dạng hoặc tình huống làm máy bay 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 một khoảng thời gian nhất định để truyền xuống ống và ảnh hưởng đến đồng hồ đo Loại lỗi này phụ thuộc vào chiều dài, đường kính của ống, cũng như 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 không phải là vấn đề đáng lo ngại trong các chuyến bay ổn định.
Hậu quả
3.4.1 Chuyến bay 6231 của hãng hàng không Northwest Airlines
• Ngày 1 tháng 12 năm 1974 - Chuyến bay 6231 của hãng hàng không Northwest Airlines, một 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.
Ba thành viên phi hành đoàn đã thiệt mạng khi máy bay rơi sau khi hạ độ cao nhanh chóng, do phản ứng không chính xác với số liệu vận tốc khí bị sai do hiện tượng đóng băng trong khí quyển Nguyên nhân chính của hiện tượng này là do hệ thống sưởi ống pitot không được bật trước khi chuyến bay bắt đầu.
Chiếc Boeing 727-251 khởi hành từ Sân bay Quốc tế John F Kennedy lúc 19:14 để bay đến Buffalo Khi đạt độ cao 16.000 feet (4.900 m), còi cảnh báo quá tốc độ vang lên Máy bay duy trì độ cao 24.800 feet (7.600 m) trước khi bắt đầu mất kiểm soát và lao xuống Chuyến bay 6231 hạ cánh mũi hơi hướng xuống sau mười hai phút bay, vào lúc 19:26.
Máy bay đã hạ độ cao từ 24.000 feet xuống 1.090 feet chỉ trong 83 giây, dẫn đến vụ tai nạn cách Thiells, New York khoảng 3,2 hải lý Địa điểm rơi máy bay 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 phát hiện rằng phi hành đoàn không kích hoạt bộ sưởi ống pitot, dẫn đến việc các ống pitot bị đóng băng và cung cấp kết quả đo vận tốc không chính xác Tin rằng các thông số đo được là đúng, phi hành đoàn đã kéo lại cột điều khiển và nâng mũi, gây ra tình trạng stall cho máy bay.
Theo báo cáo của NTSB, nguyên nhân có thể gây ra tai nạn là do máy bay mất kiểm soát khi tổ bay không nhận biết và điều chỉnh đúng góc tấn cao, tốc độ chậm Máy bay đã xoay và hạ độ cao theo một đường xoắn ốc đi xuống Sự ngưng trệ xảy ra do 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 do đóng 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 rơi xuống biển ngay sau khi cất cánh do đo tốc độ không chính xác Nguyên nhân chính được xác định là do lỗi của phi công, mà các nhà điều tra cho rằng đã bị ảnh hưởng bởi một tổ ong bắp cày xây dựng bên trong 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 quyết định không hủy bỏ chuyến bay Máy bay đã cất cánh bình thường vào thời điểm đó, 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
Tốc độ hiện tại là 300 hải lý (560 km/h; 350 dặm/h) và đang gia tăng, trong khi tốc độ của sĩ quan đầu tiên là 220 hải lý (410 km/h; 250 dặm/h) và đang có xu hướng giảm.
Đội trưởng nhận định rằng cả hai thiết bị ASI đều có vấn đề 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 gần 350 hải lý và đang tăng lên Cầu dao thứ hai sau đó được kéo để tắt tiếng cảnh báo Khi máy bay leo lên 4.700 feet, ASI của cơ trưởng vẫn đọc 350 hải lý, trong khi ASI của cơ phó chỉ đọc 200 hải lý.
Máy bay đang giảm tốc độ xuống 370 km/h (230 mph) sau khi nhận được nhiều cảnh báo trái ngược nhau Trong tình huống này, cơ trưởng cảm thấy bối rối và quyết định giảm lực đẩy của máy bay, vì ông tin rằng máy bay đang bay quá nhanh.
Hành động này đã phát tín hiệu cảnh báo về việc máy bay đang bay chậm một cách nguy hiểm và chế độ lái tự động không hoạt động Khi máy bay gần đến tình trạng stall, nó trở nên không ổn định và bắt đầu lao xuống Trong khi đó, nhân viên điều khiển không nhận thức được vấn đề đã gọi cho chuyến bay, nhưng phi hành đoàn gặp khó khăn Cơ phó, nhận thức được quy mô của vấn đề, đã đề xuất nhiều phương pháp khác nhau để phục hồi, nhưng cơ trưởng bối rối đã phớt lờ tất cả.
Khoảng 20 giây trước khi va chạm, cơ trưởng cuối cùng đã cố gắng phục hồi từ trạng thái ngừng hoạt động bằng cách tăng lực đẩy của máy bay lên hết cỡ, nhưng do máy bay vẫn ở trạng thái hướng lên, các động cơ đã bị ngăn không nhận đủ luồng không khí gia tăng lực đẩy Động cơ bên trái ngừng hoạt động, khiến động cơ bên phải, vẫn còn công suất tối đa, dẫn đến sự chênh lệch lực đẩy, tàu bay bay xung quanh một trục thẳng đứng, trong đó máy bay xoay và hạ độ cao theo một 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.
Biện Pháp Khắc Phục
Hệ thống tĩnh pitot cần được kiểm tra rò rỉ định kỳ hoặc khi có công việc thực hiện trên hệ thống Việc này được thực hiện bằng cách sử dụng máy kiểm tra dữ liệu không khí, với các phụ kiện kiểm tra đặc biệt kết nối với pitot và đường tĩnh Để đảm bảo độ chính xác, đầu vào pitot và tĩnh phải được che đậy bằng vật liệu đã được phê duyệt Sau khi kiểm tra, các vật liệu che chắn, như băng dính sáng màu, cần được tháo ra để giữ bề mặt sạch sẽ Trong quá trình kiểm tra, hệ thống pitot sẽ được điều áp và áp suất này phải nằm trong giới hạn nhất định Áp suất tĩnh cũng cần được giảm và duy trì trong các giới hạn cho phép, đồng thời tuân thủ quy trình bảo dưỡng và hướng dẫn kiểm tra để tránh hư hỏng thiết bị máy bay, đảm bảo rằng áp suất STATIC không vượt quá áp suất PITOT.
Ngoài ra, tốc độ thay đổi áp suất tối đa không được vượt quá giới hạn cho phép để đảm bảo các thiết bị và máy tính dữ liệu không khí hoạt động một cách trơn tru.
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 sử dụng đồng hồ chỉ thị vận tốc và đồng hồ chỉ thị độ cao chính xác để đảm bảo an toàn trong quá trình bay, ngay cả khi họ thực hiện chuyến bay trong điều kiện thời tiết VFR.
Hệ thống pitot-static là một thiết bị đơn giản và dễ hiểu, bao gồm các cổng tĩnh, ống pitot và hệ thống ống nước Do không có bộ phận chuyển động, hệ thống này thường ít yêu cầu bảo trì Tuy nhiên, vẫn có thể xảy ra một số vấn đề bên trong hệ thống cần được chú ý.
Ống pitot trên máy bay 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 để bảo vệ Hệ thống pitot static trong máy bay hàng không thường dễ bị hỏng vì thiếu tính dự phòng, và 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 có nhiều cổng tĩnh, nhưng chúng 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 sự cố kỹ thuật Nguyên nhân của sự cố này là do lỗi của con người, trong khi chiếc Airbus A330 chở 226 hành khách vẫn hoạt động bình thường.
Văn phòng an toàn vận tải Úc (ATSB) đã điều tra nhanh chóng và phát hiện rằng các ống pitot hoạt động không chính xác Nguyên nhân là do trong quá trình bảo dưỡng, các kỹ thuật viên đã quên tháo các ống che bảo vệ, dẫn đến việc các ống này bị tắc ngay cả trước khi máy bay cất cánh Kết quả là không có dữ liệu được nạp vào máy tính, gây ảnh hưởng đến thông tin về tốc độ và độ cao của máy bay.
Vào lúc 11:18 tối ngày 18 tháng 7, chuyến bay MH134 từ sân bay Brisbane đã gặp sự cố khi các phi công phát hiện đồng hồ đo độ cao và vận tốc không hoạt động trong quá trình cất cánh Để ứng phó với tình huống khẩn cấp, cơ trưởng đã phát tín hiệu pan-pan cho trạm không lưu tại Brisbane và xin phép quay đầu hạ cánh khẩn cấp Rất may mắn, chiếc Airbus đã hạ cánh an toàn, đảm bảo an toàn cho 226 hành khách trên chuyến bay.
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 đặc biệt đến hệ thống trong quá trình khởi hành, nhận diện đầy đủ các triệu chứng của pitot bị tắc hoặc cổng tĩnh, và lập kế hoạch xử lý sự cố trên chuyến bay một cách hiệu quả.
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
Hệ thống làm nóng ống pitot trên máy bay thường gặp sự cố, ảnh hưởng đến hiệu suất của nó Để kiểm tra, một đồng hồ vạn năng có thể xác định xem các phần tử có nhận đúng điện áp và tiếp đất tốt hay không Nếu mọi thứ đều ổn nhưng nhiệt pitot vẫn không hoạt động, cần thay thế ống Cần lưu ý rằng khi hoạt động bình thường, nhiệt pitot sẽ tạo ra tải lớn cho hệ thống điện, khiến ampe kế 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, vì hầu hết các rò rỉ tĩnh có thể không được phát hiện trừ khi máy bay được điều áp Thông thường, các rò rỉ tĩnh chỉ được phát hiện trong quá trình kiểm tra hệ thống tĩnh và đồng hồ chỉ thị độ cao 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 đảm bảo sử dụng đoạn dài kéo dài đến mặt đất để tránh bị quên Sau đó, máy bay được đặt ở độ cao 1000 feet và lực hút được giữ, trong khi máy đo độ cao không được giảm độ cao quá 100 feet một 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 bay vào ban đêm.
3.5.5 Biết Những Kiến Thức Về Máy Bay Và Pitot Static System
Chìa khóa để ngăn ngừa và vượt qua những thất bại trong ngành hàng không là sự hiểu biết sâu sắc về máy bay và hệ thống của nó từ phía phi công Đặt ra những câu hỏi quan trọng sẽ giúp nâng cao kiến thức và kỹ năng cần thiết để đảm bảo an toàn 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?
