textarchive.ru

Главная > Документ


Таблица 3.14

vy, м/с

0

1

5

10

15

30

45

60

75

± Δvy, м/с

toC = 25 ± 10

0,5

1,0

2,0

2,0

2,5

3,0

4,0

4,0

5,0

± Δvy, м/с

toC = -20 – +55

1,0

1,5

2,5

2,5

3,5

4,0

6,0

8,0

10

В таблицах 3.12 – 3.14 приведены суммарные статические допустимые погрешности для вариометров с различными диапазонами измерения вертикальной скорости согласно международным требованиям [5]. Этими же нормами оговариваются динамические свойства вариометров. Постоянная времени для высот полета ≤ 3,5 км должна заключаться в пределах:

- для прибора с диапазоном индикации ±10 м/с – 4 ± 2 с;

- для прибора с диапазоном индикации ±30 м/с – 3 ± 1 с;

- для прибора с диапазоном индикации ±75 м/с – 2 ± 1 с.

Для гражданских транспортных самолетов выпускаются вариометры с диапазонами индикации до ± 75 м/с. К ним относятся серийные приборы ВР-10М, ВАР-30М, ВАР-75М.

Для маневренных самолетов выпускаются серийно вариометры с диапазоном индикации до ± 500 м/с. К ним относятся приборы ВАР-150М, ВАР‑300, ВАР-500 и другие.

Рис. 3.35. Вариометры: а – ВР-10М; б – ВАР-30М;

в – ВАР-75М; г – ВАР-300; д – ВАР-500; е – ВРФ-2; ж – ВРФ-6

Подробнее о принципах отображения и типах индикаторов пилотажных параметров изложено в главе 8.

Глава 4

СИСТЕМА ВОЗДУШНЫХ СИГНАЛОВ

4.1. Назначение системы

Система воздушных сигналов (СВС) предназначена для выдачи основной пилотажной информации на указатели контрольно-измерительных приборов в кабине самолета и на бортовые системы. До внедрения СВС на летательных аппаратах ставились отдельные датчики параметров, сигнализаторы и указатели. Причем это делалось в интересах отдельных потребителей независимо от других. В связи с этим могли быть на борту аппарата избыточность несогласованной между собой информации, избыточность массы аппаратуры, неоправданные материальные затраты, усложнения технологии обслуживания оборудования в целом.

Система воздушных сигналов объединила все датчики и указатели в единую идеологию, исключив дублирование и несогласованность информации. СВС – автономная система, состоящая из датчиков первичных аэродинамических параметров, вычислителя и указателей. Она выдает первичные параметры, параметры движения и производные от них.

К первичным параметрам СВС относятся: давление статическое, давление полное, температура торможения, угол атаки местный, угол скольжения местный.

К параметрам движения летательного аппарата, решаемых СВС, относятся: скорость приборная, скорость истинная, число Маха, вертикальная скорость, угол атаки истинный, угол скольжения истинный, температура наружного воздуха.

Первые системы и у нас в стране и за рубежом были аналоговые. К ним относится СВС-72, установленная на многих самолетах, в том числе на Ил‑86, Як-42, Ил-76, Ан-124 и др. Эта система соответствует международному стандарту АРИНК-575 для аналоговых СВС. Ориентировочно с 1975 года интенсивно стали внедряться в эксплуатацию аналого-цифровые СВС, к которым относится СВС-2Ц и др. Аналоговая часть СВС по-прежнему относится к датчикам первичных параметров. На цифровую дозвуковую систему СВС распространяется международный стандарт АРИНК-706 из серии стандартов АРИНК 700 для цифрового борта.

На рис. 4.1 представлена структурная схема дозвуковой СВС по стандарту АРИНК-706. Видно, что система состоит из вычислителя и индикаторов приборной доски. Характерно для этой СВС то, что датчики Рп и Рст конструктивно расположены внутри цифрового вычислителя. Потребители строго регламентированы. По стандартам АРИНК серии 700 все бортовые системы четко разделены по основным своим функциям (об этом см. главу 1). В связи с этим СВС для дозвуковых самолетов имеет ограниченный круг решаемых задач. Тут сказываются требования к простоте эксплуатации оборудования. Выделяются только те параметры, которые являются стандартными для любого самолета.

Рис. 4.1. Структурная схема дозвуковой СВС

В соответствии с минимальными требованиями стандарта НЛГС на борту самолета должно быть установлено необходимое количество приемников и датчиков аэродинамических параметров, о чем было сказано в третьей главе. Один из вариантов оборудования борта в интересах нормальной работы СВС приведен на рис. 4.2.

Рассмотренная выше стандартная СВС сформирована под действием тенденции централизации параметров и разделения систем по функциям. Однако не исключена тенденция децентрализации параметров и пересмотр задач бортовых систем.

Объективными причинами для этого могут быть: резкое увеличение вычислительных способностей вычислителей систем, уменьшение их габаритов и массы, появление датчиков первичной информации со встроенными микропроцессорами. Датчики берут на себя некоторые функции вычислителя СВС (коррекция характеристик, фильтрация, формирование кода). Задачи вычислителя СВС упрощаются, вплоть до его аннулирования.

Возникает возможность интеграции разрозненных, но более интеллектуальных датчиков на более высоком уровне систем. Одним из вариантов может быть таков, когда функции СВС будут схемно и конструктивно объединены с бесплатформенной инерциальной системой (БИНС), которая имеет избыток вычислительной мощности и габаритов.

Системы воздушных сигналов для военных самолетов, для вертолетов и других типов летательных аппаратов могут отличаться от рассмотренной выше стандартной СВС.

Рис. 4.3. Структурная схема СВС для военного самолета

На рис. 4.3 представлена структурная схема СВС для военного сверхзвукового самолета. В первой главе было сказано, что нормы требований стандартов АРИНК и НЛГС для военных самолетов необязательны. Тем не менее, сходство приведенных двух систем большое. Общая идеология сохранена, хотя диапазоны измерения первичных параметров отличаются, разное число потребителей. СВС для вертолета будет отличаться наличием дополнительных специальных измерителей первичных параметров, которые рассматриваются в пятой главе.

4.2. Датчик температуры торможения

Датчик температуры торможения воздушного потока применяется на летательных аппаратах для определения температуры наружного воздуха, в том числе для использования его информации в СВС. Приборы, измеряющие температуру, в общем случае называются термометрами. На борту летательного аппарата они применяются для измерения температуры масла, охлаждающей жидкости цилиндров, карбюратора, выходящих газов реактивного двигателя, температуры торможения воздушного потока.

Коротко рассмотрим методы измерения температуры: объемный, манометрический, термоэлектрический, терморезистивный [13-14].

Объемный метод измерения температуры основан на тепловом расширении различных тел (измерение объема). По этому методу строятся дилатометрические, биметаллические и жидкостные термометры.

Манометрический метод измерения температуры основан на тепловом изменении давления газа (или пара) внутри замкнутого объема. По этому методу действуют газовые и парожидкостные термометры.

Термоэлектрический метод измерения температуры основан на возникновении контактного потенциала между двумя контактирующими между собой разнородными проводниками (полупроводниками) при разности температур свободных и рабочего концов этих проводников.

Терморезистивный – метод измерения температуры основан на изменении электрического сопротивления металлов или полупроводников при изменении температуры.

Для измерения температуры торможения воздушного потока наиболее широкое применение нашел терморезистивный метод (метод термосопротивлений).

Рис. 4.4. Принципиальная схема терморезистивного датчика температуры торможения: 1 – камера торможения потока; 2 – терморезистор; 3 – электропровода

Чувствительным элементом в этом датчике является проволочный или полупроводниковый терморезистор, величина которого зависит от температуры. В общем эта зависимость нелинейная. Для изготовления проволочных терморезисторов применяют чистые металлы, так как они имеют большее значение температурного коэффициента, чем сплавы металлов. Таким металлом является платина. Удельное сопротивление этого металла равно 0,0981 Ом·мм2/м, средний температурный коэффициент электрического сопротивления для интервала 0 – 100 оС равен 3,91·10-3 1/град, температурный интервал измерения от – 250 до 1250 оС.

В диапазоне температур от – 200 до 0 оС платиновый терморезистор имеет следующую зависимость сопротивления R от температуры Q:

, (4.1)

а в диапазоне от 0 до 600 оС

, (4.2)

где А = 3,9692·10-3 1/град; В = -5,8290·10-7 1/град2; С = -4,3303·10-12 1/град4; Ro – сопротивление при Q = 0 оС.

Полупроводниковые терморезисторы имеют обратную зависимость R от Q: с увеличением температуры сопротивление уменьшается по экспоненциальному закону:

, (4.3)

где Т – абсолютная температура; А и В – коэффициенты, зависящие от материала и размеров терморезистора. Их существенным недостатком является малый диапазон измерения температуры, который лежит в пределах от 120 до 180 оС, и существенно нелинейная статическая характеристика.

Характерным представителем датчиков температуры торможения воздушного потока является серийный датчик П-104 (рис. 4.5).

Рис. 4.5. Внешний вид

датчика температуры торможения П-104

Рис. 4.6. Принципиальная схема датчика температуры торможения П-104: 1 – проволочный термочувствительный элемент; 2 – камера торможения (приемник температуры); 3 – стойка; 4 – фланец; 5 – электрический соединитель

Датчик П-104 предназначен для измерения температуры торможения потока воздуха и выдачи электрических сигналов, пропорциональных температуре заторможенного потока воздуха, в системы воздушных сигналов и системы регулирования двигателей.

Термочувствительный элемент представляет собой цилиндрическую катушку, на которой бифилярно намотаны две независимые друг от друга спирали из платиновой проволоки диаметром 0,04 мм. Кинетическая энергия движущегося потока в датчике превращается в тепловую энергию с коэффициентом полезного действия, равным 98 %. Рабочая температура датчика в диапазоне от –60 до 300 оС, номинальное сопротивление Ro = 100 Ом, масса датчика 0,25 кг.

Как видно из формул (4.1) и (4.2) характеристика термочувствительного элемента нелинейна во всех диапазонах измеряемых температур. Для ответственных датчиков пользуются гостированными характеристиками. Конкретно характеристика П-104 соответствует требованиям ГОСТ 6651-78 [35]. Погрешность датчика П-104 при конкретной температуре подсчитывается по формуле

. (4.4)

В американском стандарте АРИНК-706 приводится следующая зависимость электрического сопротивления от температуры

,

где Q – температура в оС; Rо – сопротивление при температуре 0 оС; равное 500 Ом; А = 0,003832; В = 1,81; С = 0,1 для Q ниже 0 оС; С = 0,0 – для Q выше 0 оС. Материал чувствительного элемента платина.

Процесс измерения температуры торможения, таким образом, сводится к измерению электрического сопротивления. При этом основной схемой измерения является мост Уитстона.

Температура наружного воздуха рассчитывается по формуле [13]

, (4.5)

где ТН – истинная температура наружного, невозмущенного потока; ΔТдин – динамическая добавка к температуре, равная

, (4.6)

где vист – истинная воздушная скорость в м/с.

ГОСТ 25431-82 устанавливает следующую зависимость через число Маха

, (4.7)

где не учитывается коэффициент качества датчика температуры торможения.

С учетом же этого коэффициента качества формула (4.7) примет вид

, (4.8)

где ТН и ТТ в оС, N – коэффициент качества датчика ТТ , равный отношению температуры терморезистора (чувствительного элемента) датчика к истинной температуре торможения:

. (4.9)

Формула (4.8) используется в СВС-72, СВС-85, которые берут сигналы от датчиков температуры П-69-2М, П-69-4, у которых N = 0,996.

В стандарте АРИНК-706 для дозвуковой СВС рекомендуется следующая формула для определения температуры наружного воздуха

, (4.10)

где

, (4.11)

а Δtn – поправка на ошибку температуры торможения, обусловленную сопротивлением электропроводов на участке между датчиком и вычислителем [30]

, (4.12)

где 2r – сопротивление проводов; a' – их температурный коэффициент; a – коэффициент терморезистора датчика; R – сопротивление терморезистора; Δt' – изменение температуры проводов. В формуле (4.11) под МС подразумевается число Маха, скомпенсированное по аэродинамической ошибке восприятия давления Рст.

4.3. Датчики давления

Датчики давления СВС предназначены для восприятия полного давления Рп, статического давления Рст и преобразования их в электрические сигналы, поступающие в вычислитель в удобной форме с целью вычисления параметров движения летательного аппарата.

Как уже было сказано, датчики давления относятся к датчикам первичной информации для СВС. Параметры движения являются однозначными функциями статического и полного давлений. Датчики давлений во многом определяют метрологические и технологические характеристики СВС, такие как точность, диапазоны измерения, надежность, долговечность, габаритные размеры, качество выходной информации системы и удобство обслуживания в эксплуатации. В связи с этим специалисты авиационной науки и техники датчикам давления уделяют особое внимание. Это требует больших материальных затрат, так как эти датчики обладают сверхвысокими метрологическими характеристиками и стоят на авиационном рынке дорого, порядка 50 тысяч долларов за один датчик.

Разработкой авиационных датчиков давлений занимаются фирмы: УКБП, Восход (Россия); Роземаунт (Rosemount Engineering), Сперри (Sperry Rand. Corp.), Хонеувелл (Honeywell Corp.) – США; Солатрон (Solatron Transducer Ltd.), Маркони (Marconi Avionics) – Англия; Кроузет (Crouzet), Бадин-Кроузет (Badin-Crouzet), Жежер (Jaeger) – Франция и многие другие. Эти фирмы разрабатывают и поставляют высокоточные датчики и СВС для установки их на гражданских, военных самолетах, вертолетах и других летательных аппаратах.

Работы по совершенствованию датчиков давлений ведутся в следующих направлениях.

1. Повышение точности измерения в условиях работы при всех дестабилизирующих факторах (вибрация, удары, ускорения, температура …). Лучшие образцы датчиков имеют погрешность, не превышающую 0,01 – 0,02 % от диапазона измерения. Такая высокая точность к датчикам предъявляется в связи с необходимостью вычислений параметров движения на уровне международных требований.

2. Повышение стабильности информации по времени, что означает способность сохранять первоначальные тарировки датчиков в течение длительного времени.

3. Расширение диапазонов измерения. Особую трудность составляют измерения околонулевых значений наряду с измерениями больших давлений.

4. Повышение надежности датчиков. Некоторые зарубежные фирмы рекламируют среднюю наработку на отказ порядка 40 000 часов (фирма Кроузет, датчик типа 5-1).

5. Уменьшение потребляемой мощности. В данном вопросе используются преимущества полупроводниковой технологии, на базе которой разрабатываются полупроводниковые датчики. У лучших образцов потребляемая мощность составляет 2 – 5 Вт.

6. Совершенствование чувствительных к давлению элементов датчиков. Резкое улучшение чувствительных элементов стало возможным благодаря освоению полупроводниковых материалов, заменивших металлы –бронзу, сталь. Таким полупроводником является кремний. Применение кремния позволяет разработать чувствительные элементы с малыми габаритами, с высокой чувствительностью, надежностью и стабильностью, повышенной виброустойчивостью из-за малой подвижной массы, высоким сроком службы. Особенно принципиальное значение применения полупроводниковых материалов для изготовления чувствительных элементов имеет их сочетание с бурным развитием микроэлектроники и микропроцессорной техники. Это позволило изготавливать эти элементы на основе технологии интегральных схем, когда весь датчик состоит из чипа. Давление воспринимается кристаллом с толщиной порядка 0,25 мм и площадью от 0,8 до 0,1 м2 (в зависимости от диапазона измерения). Примером таких датчиков является датчик ST3000 фирмы Хонеувелл с погрешностью ± 0,1 % от диапазона.

7. Применение в датчиках давлений микропроцессоров, микроэлектроники в целом с целью перехода от аналоговых датчиков к цифровым. Благодаря встраиванию в датчик электронного блока информация по давлению не только преобразуется в электрический сигнал, но и обрабатывается до удобной для СВС формы цифрового сигнала.

Для более удобного исследования отдельных датчиков их целесообразно представить в виде трехблочной схемы (рис. 4.7).

Рис. 4.7. Структурная схема датчика давления: Р – измеряемое давление; 1 –первичный преобразователь; 2 – вторичный преобразователь; 3 – блок обработки сигналов; Х – перемещение; ‑ электрический сигнал

В мировой практике авиаприборостроения наиболее широкое применение находят следующие группы датчиков давления: потенциометрические, индуктивные, емкостные, вибрационно-частотные, компенсационные, тензометрические.

Следует обратить внимание на то, что наименование датчика определяется типом второго звена в структурной схеме (рис. 4.7), или способом восприятия полезной информации первичного преобразователя.

Рис. 4.8. Плоская упругая мембрана: R – радиус, h – толщина

Рис. 4.9. Мембранная коробка: 1 – упругая часть коробки; 2 – верхний подвижный центр; 3 – нижний неподвижный центр

Общим для всех групп датчиков давления является наличие первичного преобразователя (чувствительного элемента по давлению), который преобразует измеряемое давление в перемещение. Исключение составляет компенсационный датчик, первичный преобразователь измеряемое давление преобразует в силу. Чаще всего в качестве первичного преобразователя применяются плоская упругая мембрана (рис. 4.8), мембранная коробка (рис. 4.9) и сильфон (набор специальных мембранных коробок).

Рис. 4.10. Характеристика упругого преобразователя давления: 1 – нелинейная; 2 – линейная; Q – угол наклона

Рис. 4.11. Петля гистерезиса

В любом датчике давления самым ответственным элементом конструкции является его чувствительный элемент. Основными статическими характеристиками любого упругого чувствительного элемента являются:

- зависимость перемещения x от давления

, (4.13)

- зависимость тягового усилия F от давления

. (4.14)

На рис. 4.10 приведены тяговые характеристики позиционного ЧЭ по уравнению (4.13). Зависимость тягового усилия по давлению в соответствии с уравнением (4.14) можно считать пропорциональной:

,

где Sэф – эффективная площадь сильфона.

Сущность уравнения (4.13) не меняется и для вибрационно-частотного датчика давления, выходом чувствительного элемента которого является тоже перемещение, но в виде колебаний. Любой упругий чувствительный элемент должен работать только в пределах закона Гука, когда сила упругости прямо пропорциональна изменению перемещения материала.

Основными погрешностями упругих ЧЭ является упругое последействие, гистерезис и температурная погрешность [13].

Упругое последействие проявляется как погрешность в виде запаздывания информации от скорости нарастания давления. Гистерезис проявляется в неоднозначности выходной информации при увеличении и уменьшении давления (рис. 4.11). Обе эти погрешности вызываются внутренними трениями материала ЧЭ.

Температурная погрешность ЧЭ вызывается изменением модуля упругости его материала при изменении температуры. Чем больше температурный коэффициент материала, тем больше температурная погрешность ЧЭ.

Для изготовления металлических ЧЭ чаще всего применяются бронза (например, берилиевая БрБ2-2,5) и сталь нержавеющая (1Х18Н9Т). Конкретно для СВС применяются упругие чувствительные элементы манометрического и анероидного типов, в принципе действия которых лежит упругая деформация материала под действием разности давлений (когда на выходе перемещение) или возникновение сосредоточенной силы под действием разности давлений (в сильфонах).



Скачать документ

Похожие документы:

  1. ОГЛАВЛЕНИЕ Введение (2)

    Литература
    ОГЛАВЛЕНИЕВведение ..……………….…………………………………………………….….…3 Глава 1. Тактика ... аппаратуры танков и БМП, авиационных и артиллерийских приборов и боеприпа­сов. Кроме того, ... группировки войск четко функционирующей системы управления авиацией опе­ративного и, ...
  2. Оглавление введение 7 раздел 1 угроза биотерроризма в современном мире 8

    Исследование
    ... working mechanisms. ОГЛАВЛЕНИЕВВЕДЕНИЕ…………………………………………………………………………7 Раздел 1. ... 62 3.1. Проблемы системы биологической безопасности….……………..62 ... к цели: ракеты, авиационные бомбы и контейнеры, ... специальной техникой, приборами, аппаратурой, медицинским ...
  3. Введение Error Reference source not found (2)

    Документ
    ОглавлениеВведение Error: Reference ... видах экономической деятельности в информационных системах и ресурсах, едином государственном регистре ... - производство бортовых авиационныхприборов, систем воздушной навигации, приборов и аппаратуры для ...
  4. Реферат Подготовка и начало Второй Мировой войны (документы свидетельствуют) Оглавление Введение 3 I Причины Второй Мировой войны 5 II Виновники войны 10 II 1 Кто привёл Гитлера к власти 10 II 2 Вступление СССР в войну 13 II 3 Подготовленность

    Автореферат диссертации
    ... ) Оглавление: Введение ... приборами ... системы званий, две системы ... бомбардировочные дивизии. 3-й авиационный корпус – в ...
  5. Введение 6 глава 1 идея и этапы создания международной космической станции 9 1 1 идея создания мкс 9 1 2 история создания проекта мкс 10

    Документ
    ОглавлениеВведение 6 Глава 1. Идея ... радиолинии, системы телеметрического контроля и радиотехнической системы стыковки, приборы управления ... 5 Авиационно-космические системы. Москва, Издательство МАИ, 1997. 6 Авиационно-космические системы. Москва ...

Другие похожие документы..